简介： 本发明涉及一种直升机复合材料主桨叶许用缺陷确定方法,属于直升机结构疲劳设计技术领域。根据主桨叶各区域的功能、构造和制造过程中的工艺控制等情况，以及危险性原则确定缺陷形式和易出现的区域；基于易检性、统计和工艺可控的原则预测缺陷的最大许用尺寸，并在全尺寸试验件上预制；采用模拟真实载荷环境下的疲劳和剩余强度试验确定缺陷参数的合理性，同时确定复合材料主桨叶重点防控的缺陷类型、制定缺陷许用标准，可为处置生产、使用、维护过程中各类缺陷的处置提供技术依据。