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    直升機復合材料尾段缺陷容限試驗驗證方法

    789   編輯:管理員   來源:中冶有色網  
    2023-03-18 15:15:02
    本發明提供了一種直升機復合材料尾段缺陷容限試驗驗證方法,包括:模擬復合材料尾段在制造過程產生的不可檢測制造缺陷;模擬復合材料尾段在使用過程中產生的低能量沖擊損傷;在復合材料尾段貼應變片;將復合材料尾段安裝在過渡段假件上;在復合材料尾段的尾梁上選擇應力小的位置施加側向和垂向載荷;在復合材料尾段的平尾氣動中心位置施加平尾氣動載荷;在復合材料尾段的尾槳轂中心施加側向和垂向載荷;開展第一階段疲勞試驗和極限載荷驗證試驗;基于第二沖擊能量對復合材料尾段各框連接區的蒙皮進行沖擊損傷;開展第二階段疲勞試驗和剩余強度驗證試驗。
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