CN104778372A - 一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法 - Google Patents

Abstract

一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及具有缺陷的直升机机体蜂窝夹层结构缺陷确定方法,通过在蜂窝夹层试验件上预制内部和外部缺陷，采用模拟真实受载环境下的静强度、疲劳和剩余强度对比试验确定缺陷参数的合理性，为设计处置此类制造偏差提供依据，可减少直升机蜂窝夹层结构制造和使用成本，降低带缺陷结构的使用风险。

Description

一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法

技术领域

本发明属于直升机结构疲劳设计技术领域，重点涉及具有缺陷的直升机机体蜂窝夹层结构缺陷确定方法。

背景技术

直升机蜂窝夹层结构由轻质芯体和两层较为坚固的面板组成，在轻质芯体的支撑和分隔下，结构的重量几乎没有太大变化，而惯性矩大幅增加，提升了结构抗弯和抗屈曲的能力。作为一种特殊的复合材料结构，其较高的比强度、比刚度以及性能易设计和便于大尺寸整体成型等诸多优点，被广泛地应用在航空器的结构设计中，如某型直升机的尾段结构和垂尾蒙皮大量使用了蜂窝夹层结构。该机的蜂窝夹层采用的是双面铝合金面板，内衬15mm高度的Nomex(芳纶纸浸酚醛树脂)蜂窝结构，根据尾段、垂尾具体部位的承载与刚度需求，铝合金面板从0.2mm、0.3mm到0.8mm共有6种厚度，蜂窝与铝合金面板之间采用了胶粘接中温成型的工艺。

由于蜂窝夹层结构一次成型的面积较大，且铝合金面板薄，与蜂窝的接触面积也小(蜂窝材料厚度约为0.1mm)，因而工艺或材料上很难保证蜂窝与铝合金面板之间不存在局部脱/漏粘的情况；而在生产加工、装配和使用、维护过程中，铝合金面板表面也可能因各类工具或风沙、石子等碰撞或冲击出现凹坑等损伤，可以说脱/漏粘和磕碰是蜂窝夹层结构应用过程中必须面对的两类缺陷，而且这两类缺陷出现的频率很高，且修补困难，很难进行确定。

目前国内对这类缺陷缺乏可靠的认定方法，处理技术不成熟，经常给生产和设计带来很大的困惑：报废或维修会带来生产、使用成本的增加；不进行处理而装机使用，对安全飞行潜在的影响又难以准确把握。

发明内容

为解决上述问题，本发明提出一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，对此类制造偏差的许用值或处置措施，减少直升机制造成本，降低直升机蜂窝夹层结构含缺陷使用风险。

本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，包括以下步骤：

第一步、根据制造、使用和维修情况确定常见缺陷的类型；

第二步、通过全机有限元模型分析和飞行载荷，确定机上蜂窝夹层结构关键区域的应力；

同时，设计典型构型蜂窝夹层结构的小试样，并在小试样上预制缺陷；

第三步、进行模拟使用环境下的带缺陷和不带缺陷试件的静力、疲劳及剩余强度对比试验；

第四步、依据对比试验结果，分析缺陷对试件强度的影响，确定缺陷可接受的最大尺寸、类型。

优选的是，在所述第二步中，通过蜂窝夹层试件中心截面处面板的应力与载荷之间的关系计算试验载荷；设计相应构型的试验件，并预制脱粘和冲击坑两类缺陷。

在上述任一方案中优选的是，所述缺陷包括内部缺陷、外部明显可检缺陷和勉强可检缺陷。

在上述任一方案中优选的是，所述内部缺陷通过在两侧面板与蜂窝之间放置垫片进行预制；外部缺陷通过采用冲击锤的自由落体来预制。

在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，在不同的试验环境、使用载荷和极限载荷条件下进行第二步所述试验件的静强度对比试验，确定缺陷对静强度的影响系数。

在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，依据直升机的任务剖面编制疲劳试验载荷谱，进行试验件的疲劳寿命试验。

在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中，在不同的试验环境和使用载荷条件下进行第二步所述试验件疲劳试验后的剩余强度对比试验，确定缺陷对疲劳强度的影响系数。

附图说明

图1是按照本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法的一优选实施例的流程图。

图2是图1所示实施例的四点弯曲受力简化图和弯矩图。

图3是图1所示实施例的试验件尺寸示意图。

图4是图1所示实施例的冲击锤示意图。

具体实施方式

为解决上述问题，本发明提出一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，对此类制造偏差的许用值或处置措施，减少直升机制造成本，降低直升机蜂窝夹层结构含缺陷使用风险。

本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，包括以下步骤：

第一步、根据制造、使用和维修情况确定常见缺陷的类型；

第二步、通过全机有限元模型分析和飞行载荷，确定机上蜂窝夹层结构关键区域的应力；

同时，设计典型构型蜂窝夹层结构的小试样，并在小试样上预制缺陷；

第三步、进行模拟使用环境下的带缺陷和不带缺陷试件的静力、疲劳及剩余强度对比试验；

第四步、依据对比试验结果，分析缺陷对试件强度的影响，确定缺陷可接受的最大尺寸、类型。

在所述第二步中，通过蜂窝夹层试件中心截面处面板的应力与载荷之间的关系计算试验载荷；设计相应构型的试验件，并预制脱粘和冲击坑两类缺陷，上述缺陷包括内部缺陷、外部明显可检缺陷和勉强可检缺陷。所述内部缺陷通过在两侧面板与蜂窝之间放置垫片进行预制；外部缺陷通过采用冲击锤的自由落体来预制。

在所述第三步中，在不同的试验环境、使用载荷和极限载荷条件下进行第二步所述试验件的静强度对比试验，确定缺陷对静强度的影响系数；依据直升机的任务剖面编制疲劳试验载荷谱，进行试验件的疲劳寿命试验；在不同的试验环境和使用载荷条件下进行第二步所述试验件疲劳试验后的剩余强度对比试验，确定缺陷对疲劳强度的影响系数

下面以某型直升机尾梁平台及过渡段的底部梁双面铝板内衬纸蜂窝的夹层结构为例，阐述具体实施方式：

(1)蜂窝夹层结构试验设计

某型直升机尾梁平台及过渡段的底部梁、尾梁左/右侧蒙皮和垂尾蒙皮处均采用双面铝板内衬纸蜂窝的夹层结构，结构的外两层为铝面板，厚度分别为0.2mm、0.3mm、0.4mm、0.5mm、0.6mm和0.8mm，内层为Nomex蜂窝结构，面板与蜂窝之间采用Redux 322胶粘接为一体，中温成型。

尾段主要承受平尾的升力、垂尾的侧向气动力、尾桨侧向和垂向拉力以及尾段结构的惯性力，尾段的各个剖面以受弯为主，剪切力和剪流基本可以忽略。

研究受纯弯蜂窝夹层结构的强度性能，可以设计模拟真实结构的小试件，采用四点弯曲试验方法。四点弯曲法不会在试验件加载点之间造成明显的应力集中，试验结果与理论分析结果之间的偏差较小，这种方法对结构表面存在的缺陷也十分敏感，适合用于研究仅有正应力且存在缺陷结构形式的承载特性。

四点弯曲试验受力简化图和弯矩图如图2所示，试验件上面板受压，下面板受拉，在试验件的A、B点间剪力为一常值，在加载点B、C之间只有纯弯矩，而无剪切力，BC段的弯矩：

$M=F_1\×L_{\mathrm{AB}}=\frac{F\×L_{\mathrm{AB}}}{2}---\left(1\right)$

蜂窝夹层试件中心截面E处铝面板的应力：

$\mathrm{\σ}=\frac{M}{w\×t\×(h-t)}=\frac{F_1\×L_{\mathrm{AB}}}{w\×t\×(h-t)}---\left(2\right)$

式中：L_AB—AB段的长度；

w—试件E处宽度；

h—试件总厚度；

t—铝面板厚度。

按照某型直升机采用的6种板厚蜂窝夹层结构形式，设计相应构型的试验件，并预制脱粘和冲击坑两类缺陷。每一种试验件均包含考核段、支撑段和加载段三个部分(见图3)，考核段模拟实际结构的铺层形式：材料、截面尺寸和加工工艺与真实结构一致，设计长度为100mm，两边为R91的圆弧，宽度在120mm～150mm之间。这种宽度可以忽略边界效应，而采用圆弧设计是为了保证试验时中心区域的应力水平最高，可以直观研究中心区域预制的各类缺陷对试件承载能力的影响。

支撑段使用金属蜂窝，处于金属蜂窝和纸蜂窝之间隔断处的加载段则采用硬质泡沫材料，以提高试验件支撑段和加载段的抗剪切能力，避免试验过程中非考核区提前破坏。

试验件四周裸露的蜂窝不采用发泡胶保护，便于模拟潮湿环境条件下的纸蜂窝吸湿。

采用带缺陷和不带缺陷试验件在模拟装机使用环境和受力情况下的静强度、疲劳寿命和剩余强度对比试验，初步确定各种蜂窝夹层结构可接受的缺陷尺寸；按确定的缺陷尺寸在该型机全尺寸尾段试件的关键区域预制类似缺陷，通过全尺寸尾段的静力和疲劳试验验证缺陷尺寸选取的合理性，最终给出该型机蜂窝夹层结构的许用缺陷。

(2)缺陷参数与预制

对于制造过程中难以避免的脱/漏粘缺陷，其存在应该不能影响结构的正常工作，同时应该容易检出便于跟踪，且在结构的全寿命使用周期内缺陷不会出现扩展现象。

脱/漏粘缺陷的尺寸定在到之间，按照经验这个尺寸的脱/漏粘在日常的维护中通过常规的敲击手段较容易检出，而大于的脱/漏粘在实际结构的生产、使用过程中并不容易出现，若出现了则必须采取响应的修补措施，同时完善粘接工艺、提高粘接的质量。

冲击类缺陷的尺寸应该能覆盖生产装配或使用、维护的检查过程中，由硬质物体的弧形表面或不规则边缘撞击，类似装配、检查工具的掉落、磕碰等导致的损伤，一般参照相似材料和结构的历史经验和危害性分析确定，包括外场服役报告、大修及修理报告、故障和事故调查、制造记录、冶金评估等。

对于铝合金面板表面的冲击类缺陷的尺寸定义，必须在易检性(考虑维护成本)和强度(安全)之间找到一个平衡点。机身需要检查的范围较大，结构不规则，且有一定的离地高度，每个区域都进行近距离地仔细检查，会提升用户的维护成本，因此，一般确定2m的距离进行常规检查较为合理，即在2m的距离处，目视明显可以检出(BVID)或勉强可以检出(CVID)铝合金面板表面的冲击缺陷。

勉强可检和明显可检的冲击坑弧度直径定在，深度为0.6mm～2.5mm之间较为合适，具体可接受的尺寸应通过试验验证。

蜂窝与面板脱/漏粘缺陷：

试验件制造时采用在金属面板与蜂窝之间放置或的特富龙垫片的方法来实现蜂窝与面板的脱/漏粘。

考虑单缺陷和双缺陷两种类型，单缺陷出现的概率一般较高，而双缺陷的类型虽然出现概率较低，但在实际生产制造或使用过程中并不能排除其出现的可能性，因此，也需要考虑以考核在较近的距离(60mm)出现密集脱/漏粘对强度的影响。

面板外表面坑类缺陷：

冲击缺陷尺寸与冲击能量：

采用冲击锤的自由落体预制金属表面的冲击缺陷是一种简单易行的方法。通过调节冲击锤的质量和自由落体时的高度可以获得精确的冲击能量，对于相同材料和构型的结构，在同一冲击能量下，能保证获得近似相等的缺陷尺寸。

图4所示的前端为左右半圆形冲击锤，用于蜂窝夹层结构的冲击缺陷预制。冲击锤的材料硬度大于被冲击件的材料硬度，以避免冲击过程中锤头变形。

图4中，直径:D＝(16±0,5mm)；半径:r＝(8±0,25)mm.

通过建立结构有限元分析模型，采用如瞬态动力学有限元分析软件Dytran、Radioos等模拟冲击过程，可以预测达到所需冲击深度所对应的能量。但是由于夹层面板的厚度很薄(最大板厚0.8mm)，冲击分析的精度将受到很大限制，理论分析更适合用于预测可能导致金属面板出现穿透性损伤的最大冲击能量，表1按计算结果给出了结构可能承受的最大冲击能量。

采用试验的方法建立冲击能量与冲击缺陷尺寸间的精确关系效果更好：将试验件水平固定，根据公式(1)的自由落体方程计算在不同冲击能量E下，冲击锤(重量为mg)顶端距离试验件冲击区的高度h，确认冲击锤的半球体顶端与试验件的冲击点重合(冲击点在试验件的几何中心)后，将冲击锤移到所要的高度自由落下。冲击落锤冲击反弹时，快速将保护板插入冲击落锤和试件之间，防止出现二次冲击。

$h=\frac{E}{\mathrm{mg}}---\left(3\right)$

表1给出了6种板冲击采用的能量，冲击能量从0至最大许用值之间划分成最大11级。

表1 冲击试验能量(单位：焦耳)

对试验件表面的冲击凹坑深度的测量应进行两次，第一次在冲击后立即进行，第二次在冲击1小时后进行，以消除弹性变形对缺陷尺寸测量结果的影响。

测量时将距离冲击坑中心20mm的4个点作为基准，测量冲击坑的最大相对深度(中心点相对基点)，冲击坑中心点相对周围4个基准点的深度之差平均值作为冲击坑的最终深度。

每个试验件冲击完成后，按第2节确定的四点弯曲试验方法在室温下进行弯曲静强度试验，以初步评估冲击缺陷对结构强度的影响。明显可检和勉强可检缺陷：

冲击试验完毕后，将同一厚度的不同能量冲击下的试验件放置在2m处，若目测凹坑深度很难可见，则此深度定义为目视勉强可检损伤；若目测凹坑深度明显可见，则此深度定义为目视明显可检损伤。

立刻测量和一小时后测量建立的冲击能量-凹坑深度曲线基本重合，可以认为试验件受到冲击后主要产生塑性变形，弹性变形很小。同时冲击能量-凹坑深度曲线呈线性，因此若根据冲击能量-静强度关系曲线判断缺陷导致的强度下降在可接受的范围内，则可以通过插值的方法，得到目视勉强可检的深度和目视明显可检的深度及相应冲击所需要的能量。

表2给出了各试验件目视勉强可检损伤和目视明显可检损伤对应的凹坑冲击深度和冲击能量，按照给定的冲击能量分别在1^#～6^#板用于缺陷试验的试验件上实施。

表2 目视勉强可检损伤和目视明显可检凹坑深度和冲击能量

(3)许用缺陷试验。

在蜂窝夹层试验件上分别预制内部脱/漏粘与表面目视勉强可检、明显可检等缺陷后，采用模拟真实环境条件下的静强度试验、疲劳试验和疲劳试验后的剩余强度试验验证各缺陷尺寸的合理性。

静态弯曲试验：

按图2示意图将试验件装夹在试验机上，载荷F从0开始逐渐施加直至试验件破坏，同步测量应变(如果有)。若试验破坏载荷大于极限载荷和限制载荷，则试验结果满足静强度要求。

通过1^#～6^#板所处尾段区域的最大工作应力，根据公式(1)、(2)反推可以获得各种厚度板对应的极限载荷和限制载荷。工作应力采用直升机全机有限元模型，施加尾段受载严重的载荷状态计算给出，极限载荷为限制载荷的1.5倍。

1^#～6^#板对应试验件考虑的9种缺陷类型、试验环境、使用载荷和极限载荷见表3。

表3 试验件对应的缺陷类型和试验环境

注：1)RT—常温；EI—不吸湿；VH—85％平衡吸湿

2)带BVID、CVID、2Φ15缺陷的试验件，仅3#板的试验环境温度为130℃；

6种板一共试验了115件，经试验发现各试验件考核区的破坏模式一致，均为面板屈服失稳，未出现剪切破坏现象，试验件各种缺陷条件下的静弯曲强度均大于使用载荷(127MPa)和设计载荷(191MPa)，故满足设计要求。

相对于无缺陷的试验件，带CVID缺陷的强度下降约30％；带BVID和2Φ15脱/漏粘缺陷试验件的强度相对下降约20％；在相同的缺陷条件下，温度和湿度对静强度的影响幅度在10％左右。

承受弯曲载荷的蜂窝夹层结构静强度对缺陷十分敏感，对温度和湿度的敏感性相对要小些。缺陷则跟冲击和脱/漏沾的尺寸、而不是数量相关，除了1^#号试验件外的其它试验件均具有相似的规律。

由于1^#号试验件的面板仅0.2mm厚，缺陷对其强度的影响规律略有差异，如带2Φ15脱/漏粘缺陷的试件强度未达到设计载荷，因此对于此板厚的结构，工艺上必须严格控制以避免在近距离(60mm)出现密集的脱/漏粘缺陷。

疲劳试验及剩余强度试验：

1^#～6^#板对应试验件(共计94件)考虑的6种缺陷类型和试验环境见表4。

表4 试验件对应的缺陷类型和试验环境

注：带BVID、CVID、2Φ15缺陷的试验件，仅3#板的试验环境温度为130℃；

由于直升机尾段的疲劳载荷主要来源于地—空—地循环及飞行过程中机动动作的转换，包括悬停、悬停回转、带侧滑大速度前飞等，属于低周疲劳问题，故采用寿命试验的方法考核尾段的疲劳强度。1^#～6^#板对应的试验件取自尾段的不同区域，因此这些试验件在要求的寿命期内(20000飞行小时，每小时4.5次起落)同样应能承受所在尾段区域的疲劳载荷。

某型直升机有十一种典型的任务剖面，表5给出了任务剖面(1)包含的主要载荷状态和对应的飞行载荷(N)，载荷考虑1.2倍的放大系数以覆盖材料、加工等导致的性能分散性。十一种任务剖面的载荷分别施加在全机有限元模型上，计算各板所处区域的应力。

压应力是引起蜂窝夹层面板破坏主要原因，因此，每个状态均偏保守地选取左侧蒙皮所有区域中的最大压应力值作为其工作应力，如悬停回转状态的最大应力为-71.7Mpa，并按四点弯曲的原理将应力值转化为试验载荷(见表5)。

表5 任务剖面(1)对应的状态、载荷

每个任务剖面的状态载荷按照损伤等效原则简化，载荷循环次数为该剖面在寿命期内的使用次数，如对应任务剖面2，3^#号板应该能承受的循环载荷量级为0N—>-1330N—>0N，循环次数为15000次(对应2万小时寿命)。

按此简化原则将十一个任务剖面的载荷循环全部分离出来，在最大、最小载荷之间划分成三级，统计出落在各级之间的载荷及其出现次数，作为低周疲劳试验的载荷谱。典型厚度板对应的疲劳试验载荷谱见表6，试验载荷谱覆盖了各板所在结构区域的受载情况：

表6 典型厚度板对应的疲劳载荷谱(对应10000飞行小时)

各种板按表6中给定的疲劳载荷、循环次数进行疲劳试验。试验过程中，带BVID、脱粘缺陷的试验件每完成4.5万次载荷循环；带CVID缺陷的试验件每完成1.6万次载荷循环后暂停试验，检查试验件是否出现新的损伤或者初始缺陷扩展，以获得准确的破坏载荷循环次数。

如果带BVID、脱粘缺陷试验件达到9万次载荷循环(对应2万小时寿命)、带CVID缺陷试验件达到4.5万次载荷循环(对应1万小时寿命)后无扩展，则疲劳试验结束，并按4.1静弯曲试验的过程进行剩余强度试验至试验件破坏。

试验中，各种缺陷板按预期通过了疲劳试验和疲劳试验后的剩余强度，其中CVID缺陷经历1万小时寿命试验、其它缺陷经历2万小时的寿命试验后，缺陷不但没有出现扩展，而且剩余强度较不做疲劳的静强度也无明显下降，各类缺陷对剩余强度的影响趋势与静态弯曲试验结果一致，因此，蜂窝夹层结构在疲劳载荷环境中有良好的可靠性。

全尺寸结构试验验证：

考虑到平均程度的制造质量和使用情况，在全尺寸尾段结构试验件上引入表6所示的冲击和脱/漏粘缺陷，具缺陷形式及位置选择基于以下原则：

1)在蜂窝夹层结构的大应力区预制脱/漏粘及BVID；

2)在生产和使用过程中较容易出现脱/漏粘或冲击的区域预制缺陷；

3)蜂窝夹层结构封边框胶接区及封边框和面板胶接区(Z型区域)模拟脱/漏粘；

4)缺陷之间保持一定的距离(大于200mm)，以避免相互间影响。

表7 尾段结构试验件上预制的缺陷类型和位置

全尺寸尾段结构试验施加表5所示的5类载荷，实施三种类型的试验：

1)高温环境下的限制载荷静强度试验，含飞行和着陆状态；

2)对应20000小时(一个生命周期)的疲劳试验(室温环境)，试验谱涵盖11种任务剖面；

3)高温环境下的1.5倍极限载荷静强度试验，含飞行和着陆状态。

在整个试验过程中，对预制缺陷进行了定期检查，至试验结束，在缺陷预制区域未出现失稳或缺陷扩展现象。

(4)蜂窝夹层结构许用缺陷确定

依据小试件和全尺寸结构件的试验结果，以偏安全、易检查的原则确定直某型直升机尾段蜂窝夹层结构的许用缺陷，该方法在本型机当前飞行谱规定的包线内适用，若飞行谱有较大变动时，需要根据对应的静载荷和疲劳载荷的变化评估对试验结果的影响，修正该方法。

1)在生产和使用过程中出现或存在以下缺陷，且不出现在同一处时无需修补，在2万小时的寿命期内仅需进行常规检查：

弧度直径、深度1.0mm以内的冲击缺陷(铝合金面板厚度为0.2mm时)；

弧度直径、深度0.8mm以内的冲击缺陷(铝合金面板厚度为0.3、0.4、0.5、0.6和0.8mm时)；

单个Φ15mm的面板与蜂窝脱/漏粘缺陷；

间隔距离大于200mm的两个相邻Φ15mm的面板与蜂窝脱/漏粘缺陷。

2)大于1)的尺寸又小于2mm的冲击缺陷，在使用到1万飞行小时，对缺陷进行详细检查，评估其是否出现扩展或存在扩展的趋势，若评估认为不适合继续使用，则采用经过权威验证的修理程序进行修理，保证修复后能达到原来的强度要求，其余时间仅需进行常规检查；

3)蜂窝夹层结构中的Nomex纸蜂窝对湿热环境有一定敏感性，故不允许结构的封边框胶接区出现脱/漏粘的缺陷。

需要说明的是，本发明直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法包括上述实施例中的任何一项及其任意组合，但上面所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明范围进行限定，在不脱离本发明设计精神前提下，本领域普通工程技术人员对本实发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (7)

1.一种直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：

第一步、根据制造、使用和维修情况确定常见缺陷的类型；

第二步、通过全机有限元模型分析和飞行载荷，确定机上蜂窝夹层结构关键区域的应力；

同时，设计构型蜂窝夹层结构试样，并在所述试样上预制缺陷；

第三步、进行模拟使用环境下的带缺陷和不带缺陷试件的静力、疲劳及剩余强度对比试验；

第四步、依据对比试验结果，分析缺陷对试件强度的影响，确定缺陷可接受的最大尺寸、类型。

2.根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第二步中，通过蜂窝夹层试件中心截面处面板的应力与载荷之间的关系计算试验载荷，设计相应构型的试验件，并预制脱粘缺陷和冲击坑缺陷。

3.根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：所述缺陷包括内部缺陷、外部明显可检缺陷和勉强可检缺陷。

4.根据权利要求3所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：所述内部缺陷通过在两侧面板与蜂窝之间放置垫片进行预制；外部缺陷通过采用冲击锤的自由落体来预制。

5.根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第三步中，在不同的试验环境、使用载荷和极限载荷条件下进行第二步所述试验件的静强度对比试验，确定缺陷对静强度的影响系数。

6.根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第三步中，依据直升机的任务剖面编制疲劳试验载荷谱，进行试验件的疲劳寿命试验。

7.根据权利要求1所述的直升机蜂窝夹层许用缺陷确定方法，其特征在于：在所述第三步中，在不同的试验环境和使用载荷条件下进行第二步所述试验件疲劳试验后的剩余强度对比试验，确定缺陷对疲劳强度的影响系数。