本發(fā)明提供了一種直升機(jī)
復(fù)合材料尾段缺陷容限試驗(yàn)驗(yàn)證方法,包括:模擬復(fù)合材料尾段在制造過(guò)程產(chǎn)生的不可檢測(cè)制造缺陷;模擬復(fù)合材料尾段在使用過(guò)程中產(chǎn)生的低能量沖擊損傷;在復(fù)合材料尾段貼應(yīng)變片;將復(fù)合材料尾段安裝在過(guò)渡段假件上;在復(fù)合材料尾段的尾梁上選擇應(yīng)力小的位置施加側(cè)向和垂向載荷;在復(fù)合材料尾段的平尾氣動(dòng)中心位置施加平尾氣動(dòng)載荷;在復(fù)合材料尾段的尾槳轂中心施加側(cè)向和垂向載荷;開(kāi)展第一階段疲勞試驗(yàn)和極限載荷驗(yàn)證試驗(yàn);基于第二沖擊能量對(duì)復(fù)合材料尾段各框連接區(qū)的蒙皮進(jìn)行沖擊損傷;開(kāi)展第二階段疲勞試驗(yàn)和剩余強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)。
聲明:
“直升機(jī)復(fù)合材料尾段缺陷容限試驗(yàn)驗(yàn)證方法” 該技術(shù)專(zhuān)利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學(xué)習(xí)研究,如用于商業(yè)用途,請(qǐng)聯(lián)系該技術(shù)所有人。
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