ICS 49.095 V 35
HB 7495-2016
民用飞机机体结构通用设计要求
General requirements for body structure of civil airplane
2016-10-22 发布 2017-04-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则第 1 部分：标准的结构和编写》给出的规则起草。
本标准代替 HB 7495-1997《民用飞机机体结构通用设计要求》。
本标准与 HB 7495-1997《民用飞机机体结构通用设计要求》相比，主要有下列变化：
——新编制了一般要求;
——重新编写了验证要求;
——修改了材料选择，增加了新材料，并强调材料适航验证等;
——增加了安全性、舒适性、可靠性、维修性、经济性、重量控制等内容;
——增加了工艺性要求;
——增加了适航要求和适航验证;
——取消了结构连接、表面处理及防护等;
——对原标准中部分表达不确切、不便理解的内容进行了修订;
——对原标准早期的事例和数据不再采纳。
本标准由中国航空工业集团公司提出。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国航空综合技术研究所、中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院、西安飞机工业 (集团)有限责任公司。
本标准主要起草人：贾晓、王哲、刘宗凯、张娟、吴建华、王乾平、李旭东。
民用飞机机体结构通用设计要求
1 范围
本标准规定了民用飞机机体结构设计准则以及机身、机翼、尾翼、舱门、起落架等设计和验证要求。本标准适用于民用运输类飞机，其他飞机可参照使用。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本 (包括所有的修改单)适用于本文件。
HB 5876 飞机电搭接技术要求
HB 6129 飞机雷电防护要求及试验方法
HB 6186 机载雷达罩通用规范
HB 6514 固定翼飞机风挡系统通用规范
HB 8438 民用飞机复合材料结构设计通用要求
HB 8449 民用飞机起落架结构设计通用要求
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》 (CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011年 11 月 7 日中国民用航空局令第 209 号
AP-21-AA-2011-03-R4 航空器型号合格审定程序
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
机体结构 body structure
指飞机的机身、机翼、尾翼、襟翼、缝翼、舱门、发动机短舱、吊挂、雷达罩、起落架等结构。
3.2
主要结构 principal structure
对传递飞行、地面、增压载荷作用较大，它们的损坏或刚度丧失可能导致飞机灾难性破坏的结构。 3.3
次要结构 sub-structure
仅传递产生于该结构上或其内的局部气动载荷和惯性载荷的结构，这类结构在飞机上脱落或丧失功能后不影响飞机安全飞行。
3.4
结构破坏 structure damage
由于结构某些元件的分离、断裂、失稳、过度变形和异常畸变而导致结构降低其承受规定载荷能力
的现象。
3.5
损伤容限 damage tolerance
机体结构在规定的未修理使用期内，抵抗因结构存在缺陷、裂纹或其他损伤而引起破坏的能力。
3.6
耐久性 durability
在规定的使用期限内，机体结构抵抗疲劳开裂(包括应力腐蚀开裂和氢所引起的开裂)、腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤作用的能力。
3.7
经济寿命 economic life
按耐久性试验大纲进行试验和评估得到的寿命，即机体结构出现大面积损伤，若不修理则影响飞机使用功能，若进行修理又不经济时，则认为机体结构已经达到了经济寿命。
3.8
航线可更换单元 course replaceable unit
可快速拆下，并用一个相同的可工作产品更换而无需在飞机上调整的单元。
4 一般要求
4.1 设计准则
机体结构设计应满足以下设计准则：
a) 飞机结构中不应有经验证明是危险的或不可靠的设计特征或设计细节。每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。
b) 结构布置应做到安全可靠、成本低、技术先进。传力路线短，主承力构件应力求综合利用。
c) 结构布置应满足总体布局和性能的要求,并应具有良好的工艺性、维修性，以及高的结构效率。
d) 结构的布置应使飞机具有良好的耐久性、损伤容限特性。重要的构件或接头应尽可能避开可能遭受离散源损伤的部位;应重视结构的抗疲劳设计细节，结构抗疲劳设计细节是影响疲劳寿命和损伤容限特性的重要因素。
e) 结构布置应考虑飞机具有坠撞安全性，如起落架的分离不致引起飞机起火、中央油箱能经受住撞击而不致破裂、机身下部损坏的构件不会伤害乘客和机组人员、飞机适度坠撞后，但应急舱门仍然能够打开等。
f) 结构布置应合理、协调、完整， 包括不同合作方的部段或部件的结构布置和细节设计以及界面的协调。
g) 结构设计应采用成熟技术并适当采用先进技术，包括先进材料、先进设计技术与制造技术等;并应考虑系列化、通用化、标准化发展。
h) 应注重细节设计，避免出现偏心，剖面变化应缓和，避免在结构上出现刚度突变的硬点。
i) 设计时应考虑到主要结构元件的变形,以免使相邻结构产生附加应力或发生妨碍舱门、操纵面动作的干扰。
j) 应防止活动件、操纵面与固定结构发生摩擦。
k) 机体结构应按 HB 5876 要求考虑电搭接设计。飞机雷电防护按 HB 6129 要求。
l) 为便于连接处的安装、检查和舱内的密封，结构件的横剖面一般应为开剖面。
注：a)与 CCAR-25-R4 §25.601 一致。
4.2 载荷
民用飞机机体结构应能承受符合 CCAR-25-R4 及其修正案所规定的各种气动载荷、惯性载荷、增压载荷、地面载荷、水载荷及其他载荷。
除另有规定外，安全系数为 1.5。
4.3 环境条件
应考虑飞机可以在国际或国内航线或区域性航线环境下能够使用和保存，机体结构应考虑如下使用环境：
a) 气候环境：如温度、湿度、压力、降雨、冰雹;
b) 机械环境：如噪音、振动、冲击;
c) 污染：如灰尘、砂、废液、废物;
d) 腐蚀环境：如燃料、清洗液、水;
e) 安装环境：如电磁干扰、雷击、火区。
4.4 耐久性和损伤容限
4.4.1 耐久性设计
民用飞机主要结构应按耐久性设计。在预期的载荷及环境谱下，按耐久性设计的机体结构的经济寿命大于设计使用寿命，应把引起功能降低 (如刚度下降、座舱减压、漏油等)和维修费用过高的疲劳开裂及损伤、材料退化等因素的概率减至最小。飞机设计和制造中应合理选择材料，控制应力水平和应力集中，合理进行细节设计和结构保护，选择抗疲劳工艺措施，严格质量控制。
应按使用中典型的载荷及环境谱，运用合适的分析方法对结构进行耐久性分析。
应进行设计研究试验，以对机体结构的薄弱环节和危险部位作早期的耐久性评估，最后通过全尺寸部件的耐久性试验予以验证。
4.4.2 损伤容限设计
民用飞机主要结构应有足够的损伤容限能力，在飞机的使用寿命期内，当发生疲劳、腐蚀、离散源损伤、严重的事故损伤及复合材料结构在存在大面积制造缺陷和冲击损伤等制造和使用缺陷及 (或)损伤时，直至缺陷及 (或)损伤被发现前，应能承受合理水平的载荷而不会发生破坏或有害变形，确保飞机安全。
飞机型号专用规范应规定按损伤容限设计的部件及主要结构元件，确定部件及主要结构元件的损伤容限要求和剩余强度要求。应通过合适的分析方法计算，确定带缺陷及 (或)损伤的主要结构元件的缺陷及 (或)损伤范围和扩展特性，分析中应考虑可能引起材料性能退化的温度、湿度和其他环境影响。应通过试验和有试验数据支持的分析，评定飞机结构对载荷及环境谱的反应及剩余强度要求。应编制与制造和使用中所用的检测技术一致的由检查频率、范围和方法组成的检查程序，并编入维修大纲中。
4.4.3 机体寿命
民用飞机机体结构的寿命应符合飞机型号专用规范所规定的飞行小时数、起落次数及使用年限要求。
4.5 气动弹性
4.5.1 结构变形和颤振余量
民用飞机机体各部件结构变形和颤振余量应满足CCAR-25-R4 §25.629 (a)，(b)，(c)各条款的
要求，在整个速度 (直至VD 和MD)、高度、机动、空气动力和加速载荷及重量范围内，机体结构各部件不得产生可能影响飞机安全的发散、翁鸣、颤振和其他气动弹性不稳定。在等马赫数和等高度线上所求得的飞机极限速度包线的所有点上，应有 20%的颤振余量。在所有高度直至VD 的所有速度下，结构阻尼系数g至少应为 0.03。
4.5.2 操纵面、调整片的配重布置和强度
操纵面、调整片的配重布置和强度要求如下：
a) 配重的布置应保证操纵面、调整片和固定翼面的防颤振要求，配重的分布要使操纵面和调整片适当的平衡。
b) 配重安装在结构上的固有频率至少应是该配重所抑制的那个操纵面和调整片颤振模态最高频率的两倍。配重及其支持结构应能承受下列载荷：
1) 垂直于操纵面和调整片平面的使用过载为±100g;
2) 其余两个垂直方向的使用过载为±30g。
c) 应规定各操纵面和调整片的质量平衡要求，以补偿制造公差、修理和喷漆影响。
4.5.3 不可逆操纵面的自由间隙
操纵面旋转的自由间隙应在其后缘垂直于表面测量，具体要求如下：
a) 如果后缘操纵面一端超出主翼面展长 75%之外，则总的自由间隙应不超过垂直于铰链轴方向从铰链轴线至操纵面后缘距离的 0.22%(0.13˚);
b) 如果后缘操纵面一端超出主翼面展长 50%之外，又在主翼面展长的 75%之内，则总的自由间隙不应超过垂直于铰链轴方向从铰链轴线至操纵面后缘距离的 1%(0.57˚);
c) 如果后缘操纵面在主翼面展长 50%之内，则总的自由间隙不应超过垂直于铰链轴方向从铰链轴至操纵面后缘距离的 2%(1.15˚);
d) 可调整安装角的水平安定面的总的自由间隙不应超过垂直转轴方向从转轴至后缘距离的
0.06% (0.034˚);
e) 对于双铰链的操纵面，其自由间隙的限制值应在操纵面其他部分锁定的情况下，按上述规定要求确定。
4.6 材料
材料选用应满足下列要求：
a) 建立在经验或试验的基础上;
b) 符合经批准的标准 (如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能;
c) 考虑使用中预期的环境条件，如温度和湿度的影响;
d) 选用新材料应经过充分的试验验证，并经适航审定部门许可;
e) 选用进口成熟材料应经适航审定部门许可。
注：a)、b)、c)与 CCAR-25-R4 §25.601 一致。
4.7 腐蚀防护与控制
腐蚀防护与控制要求如下：
a) 机体结构零件应尽可能做到可达、可检，以便在飞机使用寿命期内，对其腐蚀状况进行监控。
b) 对于难于检查、修理和更换的零件，腐蚀防护措施应保证在使用寿命期内不会发生必须修理的腐蚀。
c) 对于可以修理、更换的零部件，应从经济性出发，权衡防腐蚀费用和修理、更换费用，保证结
构在修理的间隔内或飞机使用寿命期内不发生必须修理的腐蚀。
d) 注意通风、排水、密封设计，改善结构的腐蚀环境。考虑的腐蚀关键区域如下：
1) 舱底区域;
2) 厨房和盥洗室区域;
3) 客舱和货舱区域;
4) 登机门槛区域;
5) 蓄电池区域;
6) 机轮舱;
7) 机翼和安定面前、后缘内腔;
8) 襟翼滑轨。
4.8 标准件
结构上应采用经适航认证的标准件，标准件的选用应符合有关文件的规定。标准件选用原则如下：
a) 按功能、载荷、部位及维修维护要求选用标准件的型式;
b) 按防差错设计选用标准件规格;
c) 按型号选用目录选用标准件，减少品种并规格化;
d) 标准件与被连接的结构件应具有相容性。
4.9 润滑
润滑应满足以下要求：
a) 对于主要结构，应不使用干润滑轴承;
b) 凡可能之处，应在不拆卸结构的情况下进行润滑;所有轴承和支承面(干润滑轴承除外)应提供注油点。
4.10 可靠性、维修性、人机工程
4.10.1 可靠性
可靠性要求如下：
a) 飞机结构在整个使用寿命期间内,在技术要求所规定的使用条件和工作环境下，应能可靠地正常使用;
b) 应对主要结构进行损伤容限和耐久性的分析/试验，保证飞机结构在全寿命期内可靠、安全的使用;
c) 飞机型号专用规范应规定机体结构及其运动机构的可靠性要求，并定义航线可更换单元。
4.10.2 维修性
维修性一般要求：
a) 应力求减少结构的维修工作量和维修费用，减少备件。
b) 为进行快速检查、维护和航线可更换单元的更换，机体结构要有适当的可达性。
c) 对飞机寿命期内需要拆卸和检查的重要结构和连接，应有可达性和开敞性，以及拆卸方便且不致损坏其他零件的措施和方法。
d) 带有磨损表面的零件若不能达到飞机寿命的，应能更换或修理。
e) 所有重要的单销结构接头应加衬套，在每个装有衬套的孔周围应提供余量，以便可更换大尺寸的衬套。
f) 所有密封件应靠摩擦力定位、胶接或用螺钉固定，以便更换。
g) 设计中应考虑到，利用一般库存工具和装备就可方便地对结构进行修理。
h) 经常要打开的口盖，在每个口盖内应选用同一大小、长短的相同标准件。在必需采用不同夹紧厚度的螺钉部位，则使用不同直径的螺钉。
i) 对较大较重的部组件，应根据需要装有“把手”或起吊用的连接措施。如下列部件就应设有起吊的连接措施：
1) 襟翼;
2) 水平安定面;
3) 升降舵;
4) 方向舵;
5) 副翼;
6) 进气道;
7) 驾驶舱风挡玻璃;
8) 前缘缝翼;
9) 客舱门;
10) 货舱门等。
j) 凡可能的地方，设计应允许维护人员不使用专门的搬运设备、梯子、平台等进行服务、维护和航线可更换单元的更换。
4.10.3 人机工程
民用飞机机体结构设计应考虑到人的生理参数，如人的身体尺寸、感觉、体力、耐力、姿势等，保证装配人员、地勤人员、检测人员的工作负荷、工作时间、信息交流等不超过人的耐受能力。设计要求如下：
a) 结构设计时，应对把手、口盖、重要连接销轴和可卸螺栓等采取“防差错设计措施 ”;
b) 对需润滑、检测、更换的重要结构件和轴承等应目视可检;
c) 需人进入内部的检修口，如机翼检修口等，应有足够尺寸，且开口边缘要修光，以免划伤人;
d) 不能完全卸下的带铰链或活页的口盖应有支撑件，使其能可靠地固定在打开位置上，不会因风吹或一些意外因素而关闭，造成对人的伤害;
e) 对经常需进行检查、维护的部位，应有足够的空间和良好的通风条件，使人能方便地工作;
f) 铰接的、向外打开的外部口盖，应有受气流力关闭的趋势。
4.11 可达性
可达性要求如下：
a) 结构的可达性必须符合下列适航条例：
1) CCAR-25-R4 §25.611 可达性措施;
2) CCAR-25-R4 §25.1529 持续适航文件。
b) 必须提供必要的通道及维修口，使能进行持续适航所必须的检查，零件更换、调整和润滑。
c) 应提供足够的空间、间隙， 以便在外场能迅速检测、维修、更换某些零件或组件。如检修或更换活动面、翼尖、起落架、风挡，或进入机翼整体油箱内部进行检修等。
d) 可达性应先在数字样机进行虚拟验证，然后再实体样机上进行验证。
4.12 互换性
舱门、口盖、起落架、活动面等应具有互换性。详细的互换性项目按型号互换性目录执行。
4.13 安全性
飞机结构应通过安全性评估，飞机系统与有关部件的设计，在单独考虑以及与其他系统一同考虑的
情况下，应符合 CCAR-25-R4 §25.1309(b)的要求：
a) 发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效情况的概率极小(概率极小是指失效概率等于或小于 10-9数量级的那些失效状态);
b) 发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其他失效情况的概率很小(概率很小是指失效概率等于或小于 10-5而大于 10-9数量级的那些失效状态)。
4.14 重量控制
重量控制要求如下：
a) 所设计的结构部件重量应不超过有关文件给定的重量指标，否则应更改设计，并经过适航部门批准;
b) 结构设计时应尽可能减小结构的重量，结构布置、选材和传力路线要合理;
c) 结构上尽可能采用性能优良的轻质材料;
d) 重量控制指标、计算方法等，按型号有关文件执行。
4.15 成本控制
结构布局、细节设计和材料选择，特别是复合材料，在满足主要性能的前提下，应尽可能采用成本低、工艺性好的方案。
采用成熟技术,充分利用国内同类型飞机结构的继承性和国内现有航空工业技术基础,以降低研制风险和研制成本。
5 详细要求
5.1 舱门
5.1.1 设计原则
舱门设计原则如下：
a) 凡要求经常接近的地方，应开设无需使用专用工具的非承力舱门或口盖。非增压区外部舱门的铰链应尽量布置在舱门前部边缘。
b) 出于使用和保证安全的目的，除客舱和服务舱外，具有手柄或杠杆型门闩的外部舱门应这样设计：除舱门是关闭且闩住、锁住情况外，手柄和门闩杠杆不能进入它的凹槽位置;当舱在增压状态时，手柄和门闩应在凹槽位置。
c) 应能目视检查每个压力舱门是否处于安全位置。
d) 舱门机构应防水、防冰，容易润滑和检查。
e) 在舱门开启和关闭的整个过程中，舱门不应与飞机的功能性构件相接触或发生干扰。
f) 假如用于操纵或平衡舱门的弹簧或钢索损坏，应提供一种防止伤害人身和损伤飞机的措施。
5.1.2 增压舱门的密封
增压舱门的密封设计要求如下：
a) 舱门结构应安装密封带，所有密封带用机械方法固定，不能采用铆接或胶接固定， 以便快速更换;
b) 不管飞机是否处于增压状态，舱门应保证密封性。
5.1.3 登机门和服务门
登机门和服务门设计要求如下：
a) 飞机型号专用规范应规定登机门和服务门的类型、开关方式。
b) 应允许从机内或机外打开舱门。当舱门在关闭位置时，应能用机械方法锁住。舱门手柄偏转位置应明确标识，手柄力不得超过 222N。
c) 门的开启装置应能经受 120km/h 的阵风，在风速 74km/h 时能够打开和关闭。
d) 手动操作时，可设计缓冲器以限制移动速度，应急状态开门时，缓冲器应能提供帮助。
e) 在应急状态开门时，应能断开正常开启系统。
f) 门闩接头应由耐腐蚀材料制造，不能使用轻合金。
g) 应有可调整的门闩座。
5.1.4 应急出口
应急出口一般应是堵塞式的，应能从机内和机外开启，当它关闭时，应能用机械方法锁住。
5.1.5 货舱门
货舱门设计要求如下：
a) 货舱门一般是动力操纵，也可用手动开启或关闭。
b) 舱门结构、操作和开启机构应做到：
1) 在阵风 74km/h 时能够开启;
2) 打开时能经受 120km/h 的阵风;
3) 在单独系统、机构或结构失效时，能防止舱门脱落;
4) 不与货舱装载相干扰。
c) 舱门操纵机构的安装位置应便于从地面上接近。
d) 货舱入口处应装能够约束松散货物的挡板，以防货物移动影响开门。
e) 货舱门不应有可能损坏货物和伤害人的凸出物和尖角。
5.1.6 检查舱门
检查舱门设计要求如下：
a) 为检查安装在增压区的设备，机身下部应设置足够数量的堵塞式舱门;
b) 当飞机支撑在机轮上或千斤顶上时，应允许打开和拆卸全部检查舱门;
c) 如果需要，铰接舱门打开后应有支撑装置;
d) 设计舱门时，应防止流体聚集;
e) 凡可能的地方，对例行维护需打开的非铰接舱门，在打开位置应有限位装置;
f) 舱门上的紧固件和门闩应有容易看得见的锁紧标志;
g) 舱门上的紧固件应是同样长度的，假如长度有小的区别，应使用不同直径的紧固件。
5.2 机身
5.2.1 机身结构
机身结构设计要求如下：
a) 机身结构设计一般应采用损伤容限和耐久性设计准则。
b) 在满足总体构型、性能和使用要求的前提下，依据机身不同的载荷状态对隔框、长桁和梁及其蒙皮进行合理布置，使其符合机身结构总体传力和局部加强的需要，并满足强度、刚度及使用寿命要求。
c) 合理划分设计分离面与工艺分离面，以便于生产和装配。
d) 根据飞机的总体构型、传力以及机翼、尾翼、起落架等的结构布置，合理确定其连接区域加强框的布置。
e) 机身结构一般为半硬壳式，主要由蒙皮、长桁、隔框等组成。机身前段一般为密隔框结构。
f) 机身增压区一般包括空勤舱、旅客舱和货舱、盥洗室、厨房。非增压区包括前、主起落架舱、中央翼盒段及其上 (下)面部分。承压框之后的非增压段用于安装尾翼和辅助发动机。
g) 增压机身舱室之间的泄压装置应不与旅客座椅及装载货物干扰，也应不影响例行的维护作业，并能使灰尘和碎片聚集最少，当进行泄压时，应不构成安全威胁。
h) 机身结构应合理布置千斤顶支撑点。
i) 机身蒙皮连接处应进行结合面密封，紧固件可用密封剂湿装配。
j) 为检查安装在机翼——机身整流罩内的系统及设备，整流罩部分结构应可拆卸。
5.2.2 地板
5.2.2.1 设计原则
地板设计原则如下：
a) 地板结构应设计成不参与总体受力，仅承受局部载荷，应保证载荷传递的合理，地板结构上的座椅滑轨梁应能承受抗坠毁的设计载荷。
b) 按总体要求协调走廊通道的宽度、座椅位置、乘员视线位置等。地板结构的分段应和机身的分段协调一致。气密地板应保证压力舱载荷的传递，设计原则与机身气密舱段一致。
c) 在气密舱内的非气密地板结构应保证有符合泄气面积的泄压通道，以防一旦气密舱体因某种原因损坏泄压时的危及地板结构安全。
d) 地板结构应保证环控、供水、电气、液压等各系统管路的通过和安装。
e) 地板板件应耐腐蚀、防潮。
f) 地板板件尺寸应能允许一个人方便地搬走，由纤维增强复合材料及非金属夹芯制成的板件长度应不超过 3m。地板板件及座椅滑轨应不跨越机身各段工艺分离面，其长度应考虑能用通用集装箱装运。
g) 地板上应采用防护措施，以便当液体流到地板时使结构被腐蚀的危险降到最小，特别是厨房、厕所和门口区域。
h) 应能承受人和小车来回移动所引起的载荷。
5.2.2.2 旅客舱地板
旅客舱地板设计要求如下：
a) 旅客舱地板一般由座椅滑轨和纵向地板梁支持，用快卸锁连接;
b) 靠近厨房和卫生间的地板应在不拆卸厨房和盥洗室的情况下能够更换;
c) 与地板齐平的槽形座椅滑轨支持旅客座椅，应允许座椅位置以 25.4mm 增量调整;
d) 应考虑在不分解座椅滑轨的情况下容易拆卸地板板件，在座椅和通道区域，它们应以螺钉和夹子式托板螺母相连;
e) 地板板件，特别是在过道区域应尽量能够互换;
f) 考虑更换任意一块地板需要，地板分块不应太大，以两个人能够搬动和不应拆下三排以上座椅为原则;
g) 如果地板位于机翼上方，结构上应考虑使用隔热和防燃油蒸汽措施。
5.2.2.3 货舱地板
货舱地板设计要求如下：
a) 应考虑散装货物和集装箱货物运输，货舱地板上应有约束散装货物挡板的接头及用于系留集装箱的接头。要有良好的耐撞击特性。
b) 货舱地板表面以上 100mm 的区域宜增加防腐蚀措施。
c) 货舱地板不应有损伤货物的凸出物，其表面应是防滑面。设计要能够使集装板和集装箱快速装卸。
5.2.3 风挡
风挡设计除应满足 HB 6514 要求外，还应满足如下设计要求：
a) 前风挡及侧风挡所用透明材料其内层应是抗划伤的非碎裂性材料;
b) 风挡及支持结构应能满足承受内压、空气动力压力、鸟撞、外来物冲击、热膨胀和收缩、热梯度等载荷;
c) 风挡玻璃安装宜采用干态密封，以利于更换;
d) 风挡密封件应有光滑的气动外形;
e) 采用托板螺母安装风挡，应允许在不拆卸仪表板及操纵杆的情况下单独更换托板螺母;
f) 用于连接风挡的螺钉，当直径和头部形状相同时，长度应相同，以免错装;
g) 用作飞行员应急出口的侧风挡，应是滑动的或可以打开的，其锁紧机构应保证侧风挡密封;
h) 不管飞机是否增压，风挡应水密。
5.2.4 窗户
窗户设计要求如下：
a) 旅客舱窗户应由双层透明材料构成破损安全结构，外层由抗划伤材料制造，两层中间空气与座舱相通;
b) 窗户组件应是干态密封的，以便容易更换;
c) 窗户密封件应由抗环境退化材料制造，能限制玻璃之间起雾、起霜及灰尘和脏物的积累;
d) 在压差作用下，窗户不应产生永久变形。
5.3 雷达罩
雷达罩设计除应满足 HB 6186 要求外，还应满足如下要求：
a) 应有良好的透波性，满足雷达天线安装要求;
b) 应具有抗雨蚀、抗冰雹冲击能力，鸟撞以不危及飞行安全为原则;
c) 应能一个人能方便打开和关闭，其与支撑结构连接应能快速拆卸和安装。
5.4 起落架
起落架设计应符合 HB 8449 要求。
5.5 短舱和吊挂
5.5.1 短舱
短舱设计要求如下：
a) 短舱结构应与所安装的发动机匹配;
b) 短舱上铰链式舱盖和口盖的设置及开启方式应满足方便维护发动机的需要;
c) 短舱设计应考虑发动机的热环境、振动环境及声疲劳环境，短舱结构上应有防火墙;
d) 短舱与发动机及吊挂的连接应考虑热膨胀;
e) 进气道前缘应考虑除、防冰要求，并应具有与 1.5mm 厚的铝合金板材相当的抗冰雹冲击的能力及抗鸟撞的能力。
5.5.2 吊挂
5.5.2.1 设计原则
吊挂设计原则如下：
a) 在高温环境条件下工作的吊挂结构，应耐高温、耐腐蚀;
b) 吊挂结构应有防火墙，以保护结构免受发动机火区的影响，防火墙结构应不透光，不透气、能经受 1093℃(2000℉)的火焰达 15min(0.6mm 厚的钛板或 0.4mm 厚的不锈钢板可以满足要求);
c) 吊挂结构应通风，以排除潜在的可燃气体;
d) 吊挂结构应有排水密封措施，以使流体排放至机外而不会落在发动机上;
e) 吊挂上应有为安装在其内的系统而设置的口盖;
f) 为预防安装其内的引气导管破裂在吊挂内产生过压，吊挂上应有泄压板;
g) 吊挂结构应采取措施使其可安装托架以便吊起整个发动机或进行发动机改装。
5.5.2.2 翼下吊挂
翼下吊挂为悬挂在机翼上支持发动机的结构，设计要求如下：
a) 应尽可能地左、右吊挂结构相同，可以互换，吊挂结构与机翼外形的差异通过两块单独的整流片来补偿;
b) 吊挂与机翼的连接应是破损安全结构，吊挂的变形不应在机翼结构中产生次应力;
c) 应考虑发动机拆除后，容易拆除和更换吊挂;
d) 在短舱与吊挂界面应设置主防火墙，以防止主防火墙被烧穿而危及机翼，吊挂与机翼界面处还应有辅助防火墙;
e) 位于主防火墙下的发动机安装接头应能经受发动机产生的温度和火焰;
f) 吊挂与机翼连接应采用断离设计，在飞机起落架放不下来或其他应急事故发生时，发动机或吊挂应与机翼分离，而不损坏油箱。
5.5.2.3 机身吊挂
机身吊挂设计要求如下：
a) 机身吊挂一般为悬臂支持在机身上用于安装发动机的盒式结构：
b) 吊挂与短舱的界面处，应有主防火墙，为防止主防火墙被烧穿而危及机身，应设计辅助防火墙;
c) 吊挂更换应不需改变机身结构，也不需修整或更换连接机身与吊挂的零件。
5.6 固定翼面
5.6.1 概述
固定翼面包括机翼、垂直安定面、固定的及可调整安装角的水平安定面。结构油箱一般设置在机翼翼盒内为整体油箱。
5.6.2 翼盒
翼盒设计要求如下：
a) 固定翼翼盒一般由壁板、梁、翼肋、传递集中载荷的接头等组成。
b) 受力盒段壁板一般为铝合金机加/复合材料整体壁板、机加的或板材成形的蒙皮与由挤压型材加工制造的长桁构成的装配壁板、胶接壁板。为改善破损安全特性，壁板沿弦向应分段。
c) 壁板与梁缘、肋及根部受力件的连接及各块壁板连接，蒙皮与长桁连接，用带导引半径的螺栓、锥形螺栓、干涉配合带引导半径的紧固件以及自动铆接无头铆钉等相连，这些紧固件应为受剪状态。
d) 长桁应是开剖面的，尽可能平行布置，所有长桁缘条应朝一个方向 (例如朝前)，以方便连接、安装和检验。
e) 假如固定翼形状有变化 (例如相对厚度)，这一变化应不使外形出现尖锐转折，以避免对长桁进行加工、成形，或需对长桁及梁缘切断连接。
f) 梁缘条应防止由于前缘和后缘不连续而产生的疲劳损伤。
g) 为防止损伤油箱，襟翼铰链、吊挂及起落架支持结构应进行断离设计。
h) 翼盒的非油箱区应有漏水孔和通气孔。
i) 翼盒上应设置起吊和顶起点。
5.6.3 结构油箱
结构油箱设计要求如下：
a) 油箱的所有边界应进行结合面密封及填角密封;
b) 油箱四周结构应采用干涉配合的紧固件，非干涉配合紧固件应涂密封剂湿安装;
c) 壁板蒙皮与长桁及其他加强件的连接、梁缘条与腹板、支柱等的连接尽量采用机械化方法施工，以获得完全均匀的孔填充;
d) 在每个油箱的最低点处：各长桁上应有排列成一线的排放槽流动，以使燃油向油箱集油池;
e) 油箱内所有铝合金零件应阳极化，油箱内应涂抑腐蚀涂料;
f) 油箱应设置维修口盖，为非承力口盖;
g) 在人的身体可以进入舱段的区域 (盒段宽度约 500mm)以内，油箱检查口盖应尽量安排在上翼面 (受压区)，在该区域以外，安排在下翼面，便于维护检查;
h) 下翼面油箱检查口盖布置，应使油箱内所有部位都在手可以触摸到的范围内保证完成良好的装配、密封及检查作业;
i) 位于雷击 1 区、2 区的整体油箱铝合金蒙皮最小厚度 2mm，以防雷击击穿;
j) 油箱口盖与机体间应考虑雷电防护措施。
5.6.4 前缘
前缘设计要求如下：
a) 前缘结构应设计成独立的，与机身、吊挂无关;
b) 为防止雨蚀、冰雹冲击及鸟撞，前缘为密肋加强的薄壁结构;在鸟撞撞击作用下，引起的前缘凹陷和变形不应造成空气动力特性的严重变坏，不应影响结构总体强度及设备的正常工作;
c) 假如机翼装有前缘缝翼，则应设计铰接的或闩接的非受力口盖，以方便缝翼滑轨的安装、润滑和检查;
d) 对于铰接式舱门，铰链应布置在舱门的前边缘;
e) 为检查飞机系统，受力的螺钉连接的前缘舱门应安排在下翼面;
f) 若前缘装有引气导管，则前缘应有泄压板以防引气导管破裂使前缘超压;
g) 前缘应通风，以防潜在的可燃气体聚集;
h) 前缘下表面应有漏水孔，并使用密封胶挡水，把水直接引至漏水孔;
i) 缝翼所在部位前缘上表面应有防擦伤板。
5.6.5 固定后缘
固定后缘设计要求如下：
a) 应考虑悬挂接头，系统管、线路的布置;
b) 下表面设计成装有快卸锁的铰接板，以便于随时打开，以检查和维护液压和操纵管、线路， 附件设备，结构等;
c) 不参加机翼总体受力，仅受局部气动载荷和襟、副翼和扰流板传来的集中载荷。
5.7 操纵面及襟翼、缝翼
操纵面及襟翼、缝翼设计要求如下：
a) 应设计成在任一个铰链支承破坏的情况下，可以保证飞机连续安全飞行。否则， 应采用损伤容限设计。
b) 操纵面的铰链轴线应布置在梁前/后，以便容易更换。为拆卸轴承，应设置检查口盖。
c) 每个操纵面应有一个铰链接头能够承受轴向载荷，其他铰链接头在展向应是柔性的。
d) 所有外部接缝和连接应密封，下表面应设漏水孔。
e) 调整片铰链沿展向应是柔性的，以防操纵面弯曲时引起铰链轴向载荷。
f) 操纵调整片的摇臂应封闭在操纵面固定结构上的整流罩中，该整流罩应位于上表面，以防水气聚集及结冰。
g) 应考虑声疲劳。
5.8 复合材料结构
复合材料结构设计应符合 HB 8438 要求。
5.9 工艺性
工艺性要求如下：
a) 应根据零件的受力、使用条件、几何形状和大小、材料等因素确定制造方法;
b) 应尽可能采用整体结构设计，以降低零件数量，减少连接工序，提高装配效率;
c) 结构选材时应重视所选材料的工艺性;
d) 应优先采用标准结构要素 (如弯曲半径、减轻孔和加强窝/槽、下陷、长桁缺口等)、标准件;
e) 在新机设计中，使构造型式和工艺方法与已生产过的机种有最大的相似性，尽量利用已批生产过的工艺性好的零组件，以便利用现有设备和生产组织进行制造;
f) 先进制造技术应经过预先研究、试用证实可行;
g) 尽量采用机械化、自动化组装设备，以降低劳动强度，提高生产效率;
h) 对零件的热处理、粗糙度、精度、特种检查、表面处理等状态，应根据零件功能、工作条件等确定;
i) 应合理选择工艺分离面，将机体结构划分为一系列小的生产单元分散装配，以减少在总装型架上的工作量;
j) 采用合理设计补偿和工艺补偿，尽量防止强迫装配。
6 验证
6.1 概述
在机体结构设计中，应进行设计研制试验、验证试验及适航符合性验证。
飞机结构试验按研制阶段划分为“设计研制试验”和“验证试验”;按试验的“积木式”层次划分，可分为“元件级试验”、“零组件级试验”和“全尺寸级试验”;按试验内容又可分为静强度试验、动强度试验、疲劳与损伤容限试验、气密试验、淋雨试验以及活动部件的功能与可靠性试验。
6.2 设计研制试验
设计研制试验分为材料基本性能测试试验、方法研究试验和设计特性研究试验等。要求如下：
a) 通过试样、元件及组合件试验，确定材料和接头的设计许用值;
b) 验证设计分析方法的正确性与合理性;
c) 进行多种方案对比和设计优化分析、研究可能的破坏模式、确定结构承载能力及应力、应变水平、获得关键结构和有疑问的设计细节及环境影响等方面有关静力、疲劳和损伤容限特性的早期评估;
d) 确定主要零部件的制造工艺和连接方法;
e) 确定动强度必须的设计参数。
6.3 验证试验
6.3.1 概述
验证试验大纲须通过适航当局的审批，分为地面验证试验和飞行验证试验。
6.3.2 地面验证试验
对于所有结构必须进行试验验证，以确保设计的完整性和设计指标的符合性。地面试验一般应包括下列项目：
a) 结构静力试验;
b) 结构功能试验;
c) 结构疲劳和损伤容限试验;
d) 起落架落震试验;
e) 摆振试验;
f) 离散源损伤试验;
g) 全机地面共振试验;
h) 振动和冲击试验;
i) 淋雨试验;
j) 气密试验;
k) 适坠性试验;
l) 具体试验项目按适航部门批复的适航审定试验计划。
6.3.3 飞行试验
作为结构强度的检查与验证，除了必须完成的地面试验外，还应有选择地完成以下的飞行试验：
a) 飞行强度试验;
b) 飞行颤振试验;
c) 飞行振动环境测量试验。
6.4 适航符合性验证
6.4.1 原则
机体结构应通过适航符合性方法验证其符合性，对于飞行安全有重要影响的每个有疑问的设计细节和零、构件的适用性必须通过试验确定。适航验证应按飞机型号适航验证计划和要求来进行。设计和制造部门应准备所有必须的文件 (设计数据集、安装调整技术条件、计算报告、试验报告、试验大纲、制造方法等)，并把这些文件提交飞机型号的适航审查部门。
6.4.2 适航要求
机体结构适航验证应按照 AP-21-AA-2011-03-R4 程序规定的要求进行，包括机体结构载荷，结构强度、刚度、损伤容限和耐久性，结构可维修性，结构抗腐蚀防护和闪电保护，结构安全 (包括坠
撞，操纵系统、起落架和发动机连接的安全性)，材料选择等。结构设计应符合 CCAR-25-R4 C、D分部及附录等条款中相关部分要求。
按适航部门认可的适航审定计划完成相关的适航验证工作。
