王久龍， 楊 庫， 曹金華， 楊雄飛， 李黎明, 于國慶

(1.航空工業(yè)哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，黑龍江 哈爾濱 150066；2.陸軍裝備部航空兵軍事代表局駐哈爾濱地區(qū)航空軍事代表室，黑龍江 哈爾濱 150066)

尾槳葉是單旋翼直升機(jī)為平衡主槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的反作用力矩而在機(jī)身尾部所安裝的小型旋翼，是控制直升機(jī)飛行方向和平衡的主要部件[1]。在直升機(jī)飛行過程中，尾槳葉在非對稱流場環(huán)境下，形成劇烈的揮舞、擺振及扭轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動和高頻的彈性振動，受力形式極為復(fù)雜[2]。尾槳葉的疲勞性能直接影響直升機(jī)的穩(wěn)定性，在尾槳葉科研及批產(chǎn)階段都應(yīng)對尾槳葉的疲勞性能進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證[3]。一方面，通過尾槳葉的疲勞試驗(yàn)可獲得槳葉的疲勞特性，為槳葉的壽命評定提供試驗(yàn)依據(jù)。另一方面通過試驗(yàn)獲得槳葉疲勞破壞模式，發(fā)現(xiàn)槳葉缺陷，為后續(xù)改進(jìn)槳葉的材料應(yīng)用、制造工藝和進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供指導(dǎo)[4]。在國內(nèi)，康浩等[5]采用單點(diǎn)疲勞試驗(yàn)加載方法實(shí)現(xiàn)直升機(jī)復(fù)合材料尾槳葉疲勞試驗(yàn)揮舞、擺振及扭轉(zhuǎn)方向的交變載荷協(xié)調(diào)加載，研究了槳葉在生產(chǎn)過程中出現(xiàn)氣泡等缺陷對復(fù)合材料槳葉疲勞壽命的影響。魯偉等[6]對某型直升機(jī)在飛行訓(xùn)練中尾槳葉出現(xiàn)的葉尖外偏現(xiàn)象及根部非工作面上出現(xiàn)的起皺、漆裂的現(xiàn)象進(jìn)行了研究，通過受力分析和探討，提出了對槳葉成型模具根部的光順度的改進(jìn)方案。宋云等[1]對某直升機(jī)尾槳葉根部段疲勞試驗(yàn)標(biāo)定技術(shù)進(jìn)行了研究，通過對比分析解耦前后揮舞和擺振系數(shù)，得出了揮舞和擺振系數(shù)的相關(guān)性，為后續(xù)類似試驗(yàn)標(biāo)定提供了參考。陳亮等[7]針對直升機(jī)主槳葉和尾槳葉的拉扭承載能力難以通過理論計(jì)算獲得的難題，研制了一種新型結(jié)構(gòu)拉扭試驗(yàn)裝置，在直升機(jī)靜強(qiáng)度試驗(yàn)中得到了應(yīng)用。馬存旺等[8]對直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞定壽方法進(jìn)行了研究，針對目前直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞定壽的主要方法(損傷容限法、缺陷容限法)在槳葉中的定壽流程、實(shí)際應(yīng)用等方面進(jìn)行了詳細(xì)論述，同時(shí)，闡述了兩種方法在實(shí)際工程應(yīng)用中面臨的問題；其次，介紹了基于損傷思想的剩余強(qiáng)度、漸進(jìn)損傷和考慮槳葉動特性的幾種常見的疲勞評估方法，并給出了應(yīng)用實(shí)例；最后，總結(jié)出了幾點(diǎn)目前直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞失效研究的想法和思路。在國外公開發(fā)表的文獻(xiàn)中，較為成功的復(fù)合材料槳葉疲勞研究有：Nijssen等[9]利用Miner線性累積損傷準(zhǔn)則，結(jié)合提出的關(guān)于風(fēng)機(jī)槳葉的強(qiáng)度退化模型，預(yù)測了疲勞壽命。當(dāng)前，對于復(fù)合材料疲勞研究的理論主要包括S-N曲線和損傷累積理論。在直升機(jī)復(fù)合材料尾槳葉的批生產(chǎn)階段對尾槳葉疲勞壽命驗(yàn)證的主要手段是通過對槳葉進(jìn)行疲勞試驗(yàn)后利用S-N曲線計(jì)算槳葉的疲勞極限。在國內(nèi)，關(guān)于復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)技術(shù)的研究并不多見?；谂a(chǎn)階段某型機(jī)尾槳葉疲勞試驗(yàn)的考核指標(biāo)展開研究，通過對試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)、試驗(yàn)加載及測量要求的分析，從試驗(yàn)件夾持約束、試驗(yàn)載荷施加、試驗(yàn)彎矩測量采集和控制技術(shù)等方面闡述了實(shí)現(xiàn)滿足試驗(yàn)需求研制尾槳葉疲勞試驗(yàn)臺的設(shè)計(jì)技術(shù)手段。

1 試驗(yàn)總體要求

1.1 試驗(yàn)加載要求

尾槳葉結(jié)構(gòu)及加載示意圖如圖1所示，尾槳葉包括柔性梁、法蘭盤、袖套、翼型段等部分，翼型段由槳葉前緣、后緣、上翼面、下翼面等結(jié)構(gòu)構(gòu)成。試驗(yàn)中將垂直于中間柔性梁表面的方向設(shè)為試驗(yàn)加載的方向，即Z軸方向，尾槳葉槳尖連線的方向設(shè)為試驗(yàn)加載的離心力方向，即X軸方向，Y軸與X軸、Z軸方向垂直。尾槳葉前緣與后緣的連線即為槳葉的翼弦，由于槳葉自身存在扭角，不同剖面的翼弦與加載坐標(biāo)系的夾角θ不同，導(dǎo)致不同剖面的揮舞力F揮舞與擺振力F擺振大小不同。尾槳葉任意剖面加載示意圖如圖2所示。

圖1 尾槳葉結(jié)構(gòu)及加載示意圖

圖2 尾槳葉任意剖面加載示意圖

試驗(yàn)載荷方向規(guī)定：離心力指向槳尖為正；扭轉(zhuǎn)力矩是使前緣低頭為正；揮舞彎矩是使槳葉的上翼面受拉為正；擺振彎矩是使槳葉的前緣受拉為正；袖套上的法蘭盤載荷指向槳尖為負(fù)。離心力Fc=2000 N；監(jiān)控530 mm剖面揮舞彎矩Mb=±380 N·m；在袖套上的法蘭盤加扭矩Mθ=±95 N·m；在袖套上的法蘭盤加壓載荷Fcompression=-10000 N。

槳葉彎矩動態(tài)合成：槳葉下表面和后緣同時(shí)拉壓。

1.2 試驗(yàn)測量要求

試驗(yàn)中需要測量尾槳葉不同剖面位置的彎矩，剖面示意圖如圖1所示，以中間柔性梁加載點(diǎn)為零點(diǎn)向兩側(cè)槳尖延伸以距離零點(diǎn)長度確定剖面位置。表1為彎矩測量明細(xì)表，試驗(yàn)過程中要對圖1中所示剖面載荷進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，保證各剖面的受載情況滿足加載要求。

表1 試驗(yàn)載荷測量明細(xì)表

2 試驗(yàn)約束及加載方法研究設(shè)計(jì)

2.1 離心力載荷實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)

離心力是尾槳葉旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下指向槳葉尖部的慣性載荷。對槳葉施加離心力通常采用對拉的方式，但由于尾槳葉兩端無法夾持，所以將尾槳葉進(jìn)行改制，在其兩端安裝夾持結(jié)構(gòu)件，離心力載荷實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)示意圖如圖3所示。

圖3 離心力載荷實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)

尾槳葉兩端的夾板為尾槳葉離心力方向約束和施加載荷的臨界點(diǎn)。離心力方向的工裝設(shè)計(jì)一方面應(yīng)滿足最大載荷的強(qiáng)度要求;另一方面要滿足離心力方向、揮舞方向及擺振方向有自由度的要求，保證在施加揮舞和擺振彎矩時(shí)尾槳葉發(fā)生形變后試驗(yàn)臺能持續(xù)對尾槳葉施加離心力載荷;同時(shí)，離心力方向的加載設(shè)備應(yīng)能隨槳葉的運(yùn)動進(jìn)行適應(yīng)性的調(diào)節(jié)。為簡化試驗(yàn)臺結(jié)構(gòu)，方便離心力加載控制的調(diào)節(jié)，將試驗(yàn)臺設(shè)有固定端和離心力加載端，尾槳葉兩端的夾板分別安裝在固定端和離心力加載端，離心力加載端與液壓作動器和力傳感器串聯(lián)起來對尾槳葉施加離心力，試驗(yàn)過程中力加載控制系統(tǒng)可通過測量實(shí)際載荷數(shù)據(jù)反復(fù)修正使離心力滿足試驗(yàn)要求。

2.2 揮舞及擺振載荷實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)

揮舞及擺振載荷實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)如圖4所示。尾槳葉揮舞方向的載荷通過揮舞方向作動器的Z向運(yùn)動產(chǎn)生，位移傳感器與作動器并聯(lián)，以位移控制的方式調(diào)整槳葉各剖面的受載情況，力傳感器與作動器串聯(lián)，用于監(jiān)控試驗(yàn)過程中揮舞力的變化。為準(zhǔn)確實(shí)現(xiàn)530 mm剖面揮舞彎矩滿足試驗(yàn)要求，在尾槳葉的±670 mm剖面上設(shè)計(jì)了夾板支撐以減小載荷施加的力臂，夾板的兩端用具有測力功能的豎直變矩桿進(jìn)行縱向約束，一方面可以調(diào)節(jié)槳葉的初始位置，另一方面在試驗(yàn)中還可以通過豎桿上的載荷反饋監(jiān)控其軸向載荷。擺振載荷的施加利用了尾槳葉本身翼型存在扭角的特性，通過Z向載荷的施加產(chǎn)生揮舞方向和擺振方向的分力以達(dá)到向擺振方向施加載荷的目的。

圖4 揮舞及擺振載荷實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)

2.3 扭矩實(shí)現(xiàn)方式設(shè)計(jì)

尾槳葉袖套上扭矩的加載設(shè)計(jì)示意圖如圖5所示。利用尾槳葉在揮舞方向上的運(yùn)動特性，將設(shè)計(jì)的加扭桿與尾槳葉的法蘭盤通過特殊工裝連接，當(dāng)尾槳葉在揮舞力方向運(yùn)動時(shí)，會迫使加扭桿繞特定支撐點(diǎn)運(yùn)動，進(jìn)而產(chǎn)生扭矩。加扭桿分固定桿和活動桿，固定桿和活動干在支撐點(diǎn)處通過專用變矩桿連接，試驗(yàn)過程中通過調(diào)整支撐點(diǎn)沿加扭桿軸線上的位置可調(diào)節(jié)尾槳葉±300 mm截面上的扭矩幅值，通過調(diào)節(jié)連接固定桿和活動桿的變矩桿長度可調(diào)節(jié)尾槳葉±300 mm截面上的扭矩幅均值，通過調(diào)試測量使得在袖套上扭矩符合試驗(yàn)要求。

圖5 尾槳葉袖套上扭矩的加載設(shè)計(jì)

2.4 袖套上壓載荷的實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)

袖套上壓載荷的實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)示意圖如圖6所示。在尾槳葉兩側(cè)袖套上的法蘭盤連接處設(shè)計(jì)專用轉(zhuǎn)接工裝，轉(zhuǎn)接工裝與連接變矩測力桿的彈簧裝配，通過調(diào)整變矩測力桿的長度以調(diào)整彈簧的彈性變形并獲得彈力。同時(shí)，根據(jù)試驗(yàn)過程中變矩測力桿測得的載荷，確定施加在法蘭盤上的壓向載荷的大小，通過反復(fù)調(diào)整變矩桿的長度使得在袖套上的法蘭盤處壓載荷符合試驗(yàn)要求。

圖6 袖套上壓載荷的實(shí)現(xiàn)方法設(shè)計(jì)

2.5 試驗(yàn)臺設(shè)計(jì)原理

試驗(yàn)臺設(shè)計(jì)原理如圖7所示。試驗(yàn)安裝中,Z向作動筒與位移傳感器串聯(lián)、與力傳感器并聯(lián)后，與試驗(yàn)件中柔性梁加載點(diǎn)裝配，構(gòu)成尾槳葉揮舞彎矩、擺振彎矩的加載機(jī)構(gòu)。離心力方向(X向)作動筒與傳感器串聯(lián)后通過杠桿系統(tǒng)與其中一側(cè)尾槳葉離心力夾持板連接構(gòu)成離心力活動加載端，尾槳葉的另一側(cè)與試驗(yàn)臺體裝配。在進(jìn)行槳葉試驗(yàn)時(shí)，Z向位移傳感器控制作動器沿Z向以位移P繞槳葉受力平衡位置(零點(diǎn))往復(fù)運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)對槳葉進(jìn)行揮舞彎矩及擺振彎矩的加載。在Z向作動器進(jìn)行加載的過程中，X向作動器配合Z作動筒進(jìn)行協(xié)調(diào)加載，始終保持FC的大小滿足加載要求。加扭桿隨著槳葉Z向運(yùn)動會繞支撐點(diǎn)往復(fù)運(yùn)動產(chǎn)生對袖套處的扭矩，通過改變固定桿和活動桿間變矩桿的Y向位置改變扭矩的大小，法蘭盤的壓載荷通過試驗(yàn)前調(diào)整壓向變矩桿使彈簧發(fā)生彈性形變產(chǎn)生壓力以滿足加載要求。

圖7 試驗(yàn)臺設(shè)計(jì)原理

3 試驗(yàn)測量及控制技術(shù)研究

3.1 試驗(yàn)載荷測量方法設(shè)計(jì)

目前，試驗(yàn)中測量載荷的主要手段是通過應(yīng)變片或傳感器完成，由于試驗(yàn)件測量剖面多、試驗(yàn)件翼型不規(guī)則、試驗(yàn)臺空間受限，該試驗(yàn)采取粘貼應(yīng)變片的方式測量試驗(yàn)件不同剖面的實(shí)時(shí)應(yīng)變，再通過應(yīng)變與標(biāo)定系數(shù)K的換算得到槳葉實(shí)際承受彎矩。標(biāo)定系數(shù)為試驗(yàn)前通過對尾槳葉加載標(biāo)定獲得各剖面彎矩與載荷的關(guān)系，再利用式(1)、式(2)計(jì)算獲得試驗(yàn)中槳葉各剖面的彎矩。

M擺=K擺×ε擺+K揮-擺×ε揮

(1)

M揮=K揮×ε揮+K擺-揮×ε擺

(2)

式中：M為確定剖面的力矩；K為應(yīng)變-力矩轉(zhuǎn)換系數(shù)；ε為應(yīng)變測量值。

尾槳葉上貼片位置示意圖如圖8所示，應(yīng)變片采取全橋方式連接，揮舞、扭矩應(yīng)變片粘貼在尾槳葉25%弦線上，擺振應(yīng)變片根據(jù)理論擺振對揮舞耦合影響系數(shù)為0的位置粘貼，但揮舞對擺振方向的耦合影響情況需根據(jù)實(shí)際測得，對耦合影響系數(shù)大于3%的剖面通過將尾槳葉后緣(下翼面或上翼面)的擺振應(yīng)變片解耦調(diào)整[10]。

1—離心力加載位置及方向；2—擺振彎矩測量應(yīng)變片；3—揮舞彎矩測量應(yīng)變片；4—扭矩測量應(yīng)變片；5—位移控制加載點(diǎn)；6—扭矩加載Mθ；7—法蘭盤加壓載荷Fcompression

由于試驗(yàn)臺空間受限，在試驗(yàn)臺設(shè)計(jì)中使用了許多自制測力變矩桿結(jié)構(gòu)工裝，用于測量試驗(yàn)中測量桿的軸向載荷。試驗(yàn)前，在測力桿中間剖面位置粘貼兩組平行應(yīng)變片，按全橋方式組橋，并對測力桿加載標(biāo)定獲得標(biāo)定系數(shù)。試驗(yàn)中，通過標(biāo)定系數(shù)與實(shí)測應(yīng)變的換算測得實(shí)際受載情況。

3.2 試驗(yàn)載荷控制技術(shù)

尾槳葉試驗(yàn)控制采用自研36通道嵌入式測控系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)對36個(gè)加載通道的控制。該系統(tǒng)硬件由主控計(jì)算機(jī)、控制單元、采集單元、傳感器和伺服閥組成。系統(tǒng)最多可設(shè)置36個(gè)通道，任一通道配置相應(yīng)的硬件均可作為控制通道或采集通道使用，組合非常靈活。可以完成飛行譜疲勞試驗(yàn)、塊譜疲勞試驗(yàn)和靜力試驗(yàn)[11]。

本試驗(yàn)的主動加載主要包括揮舞方向的位移控制加載和離心力方向的離心力載荷控制加載。試驗(yàn)中將兩控制通道分別與揮舞方向電液伺服閥、位移傳感器和離心力方向的電液伺服閥、力傳感器連接，形成控制及反饋回路。

通過前端單片機(jī)PID調(diào)節(jié)軟件對試驗(yàn)加載情況進(jìn)行實(shí)時(shí)控制調(diào)節(jié)[12]。PID調(diào)節(jié)軟件的主要功能是負(fù)責(zé)數(shù)字PID 運(yùn)算和其他一些輔助功能，如誤差限的設(shè)定、自檢測的實(shí)現(xiàn)、讀激勵電壓、設(shè)置上限值及下限值等。式(3)即為離散采樣形式的PID調(diào)節(jié)規(guī)律。

(3)

式中：Cn為第n次輸出的控制值；Kp為比例系數(shù)；En為第n次采樣所得的誤差值；TI為積分時(shí)間；TD為微分時(shí)間。

該軟件對系統(tǒng)的誤差進(jìn)行實(shí)時(shí)采樣，然后依據(jù)上述控制規(guī)則，對誤差進(jìn)行PID運(yùn)算，得出本次采樣的控制值，再將該控制值轉(zhuǎn)換為模擬量送給功率放大部分，驅(qū)動電液伺服閥，完成一次數(shù)字PID調(diào)節(jié)，如此反復(fù)。

4 試驗(yàn)臺的應(yīng)用

在常規(guī)的尾槳葉疲勞試驗(yàn)中獲得的主要試驗(yàn)數(shù)據(jù)為：試驗(yàn)件監(jiān)控位置的載荷和試驗(yàn)振動次數(shù)，利用這些數(shù)據(jù)，可對尾槳葉的疲勞性能進(jìn)行技術(shù)分析[13-15]。除此之外，還需對尾槳葉的翼型段、袖套段、法蘭盤、前緣等關(guān)鍵部位進(jìn)行監(jiān)控，確保試驗(yàn)過程中無分層、白線和破壞等現(xiàn)象。

為了驗(yàn)證試驗(yàn)原理的合理性，抽取3件狀態(tài)一致的全尺寸尾槳葉，并改造成標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)件后按以下步驟進(jìn)行試驗(yàn)。

① 按圖8所示要求對尾槳葉進(jìn)行貼片。

② 利用專用裝置對尾槳葉進(jìn)行加載標(biāo)定。在法蘭盤處分別對兩側(cè)槳葉約束，并在相應(yīng)側(cè)的離心力夾持板處分別沿圖1所示的Z向、Y向及Mθ向?qū)~進(jìn)行加載，獲得尾槳葉各剖面位置處應(yīng)變片與載荷間的關(guān)系，即標(biāo)定系數(shù)。試驗(yàn)中，將實(shí)時(shí)采集的應(yīng)變與標(biāo)定系數(shù)進(jìn)行換算獲得對應(yīng)槳葉剖面的彎矩。

③ 分別將尾槳葉試驗(yàn)件安裝在尾槳葉疲勞試驗(yàn)臺上，安裝過程中保證3件尾槳葉的裝配狀態(tài)一致，如連接螺栓力矩等保持相同。

④ 對尾槳葉進(jìn)行靜態(tài)加載調(diào)試。首先對法蘭盤壓載荷手動調(diào)整至試驗(yàn)要求狀態(tài)Fcompression=-10000 N，再通過力傳感器對槳葉施加離心力載荷使Fc=2000 N，最后通過調(diào)整Z向作動器的加載位移使530 mm剖面揮舞彎矩Mb=±380 N·m。在調(diào)整Z向作動器加載位移的同時(shí)，協(xié)調(diào)調(diào)整加扭桿支撐點(diǎn)在Y向的位置，使扭矩Mθ=±95 N·m，靜態(tài)調(diào)試完畢。

⑤ 靜態(tài)調(diào)試完成后，固定頻率啟動試驗(yàn)并采集各監(jiān)控剖面載荷情況，如載荷情況不能滿足加載要求，則暫停試驗(yàn)，按調(diào)試步驟繼續(xù)調(diào)整至各監(jiān)控剖面載荷滿足或稍大于要求載荷后方可啟動試驗(yàn)，獲得試驗(yàn)件的初始彎矩。

對抽取的3件尾槳葉編號為1號、2號、3號，其中1號、2號、3號槳葉的試驗(yàn)加載位移P分別為45 mm、45.4 mm和46 mm，獲得3件尾槳葉試驗(yàn)件的初始載荷情況如圖9所示。3件尾槳葉試驗(yàn)件的調(diào)試載荷相近，趨勢相同，穩(wěn)定性好，在該載荷條件下以0.7 Hz的頻率對每件尾槳葉進(jìn)行了40萬次載荷循環(huán)試驗(yàn)，試驗(yàn)后尾槳葉監(jiān)控剖面載荷下降未超過初始載荷的90%，滿足疲勞性能要求。

圖9 3件尾槳葉試驗(yàn)件的初始載荷情況

5 結(jié)束語

首先簡述了國內(nèi)外學(xué)者對復(fù)合材料槳葉的相關(guān)研究狀況，總結(jié)得出在公開發(fā)表文獻(xiàn)中，除康浩等[5]采用單點(diǎn)疲勞試驗(yàn)加載方法實(shí)現(xiàn)直升機(jī)復(fù)合材料尾槳葉疲勞試驗(yàn)揮舞、擺振及扭轉(zhuǎn)方向的交變載荷協(xié)調(diào)加載，研究了槳葉在生產(chǎn)過程中出現(xiàn)氣泡等缺陷對復(fù)合材料槳葉疲勞壽命的影響以外，鮮見其他對尾槳葉疲勞試驗(yàn)技術(shù)的相關(guān)研究。

基于此，對尾槳葉的疲勞試驗(yàn)臺實(shí)現(xiàn)技術(shù)及應(yīng)用情況展開研究，獲得了可靠的尾槳葉疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得出以下結(jié)論。

① 利用了尾槳葉本身結(jié)構(gòu)存在扭角的特性，設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了位移控制主動施加揮舞彎矩、被迫隨動施加擺振彎矩的工裝。

② 利用了揮舞彎矩加載運(yùn)動軌跡的特性，實(shí)現(xiàn)了隨動施加扭矩的工裝設(shè)計(jì)。

③ 利用粘貼應(yīng)變片的變矩測力桿與彈簧連接，實(shí)現(xiàn)了在狹小空間內(nèi)對尾槳葉法蘭盤的加載和載荷測量。

④ 自研36通道嵌入式測控系統(tǒng)配合多通道數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)使用，實(shí)現(xiàn)與粘貼應(yīng)變片的試驗(yàn)件有線互聯(lián)，可更準(zhǔn)確直觀地監(jiān)控采集試驗(yàn)中尾槳葉各剖面的彎矩。

以上工裝設(shè)計(jì)及數(shù)據(jù)監(jiān)控采集方法具有一定的創(chuàng)新性，對其他復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的疲勞試驗(yàn)研究設(shè)計(jì)具有借鑒意義。