一种直升机复合材料结构低速冲击疲劳缺陷容限设计方法

本发明属于直升机结构强度设计技术领域，特别涉及一种直升机复合材料结构低速冲击疲劳缺陷容限设计方法，步骤如下：步骤一：进行元件级冲击能量标定试验以获得BVID能量和CVID能量；步骤二：基于BVID能量和CVID能量进行元件级结构考虑缺陷影响的疲劳性能试验；步骤三：进行元件级结构缺陷容限虚拟试验仿真，以建立并验证含冲击缺陷疲劳渐进损伤有限元算法；步骤四：进行全尺寸结构件缺陷容限仿真虚拟试验；步骤五：进行全尺寸结构件冲击缺陷容限验证试验。