ICS 49.045 V 36
HB 8438-2014
民用飞机复合材料结构设计通用要求
General requirements of composite structure design for civil airplane
2014-05-19 发布 2014-10-01 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 给出的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中航工业第一飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。
本标准起草人：王哲、贾晓、吴建华、王乾平、李旭东。
民用飞机复合材料结构设计通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机复合材料结构的设计原则、选材、强度/刚度、损伤容限、耐久性及典型结构的设计要求和相关的验证要求。
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 5342 复合材料航空制件工艺质量控制
HB 6129 飞机雷电防护要求及试验方法
HB 7224 复合材料构件通用技术条件
HB 7709 飞机复合材料结构机械连接设计要求
HB 7741 复合材料件一般公差
HB 8455 民用飞机损伤容限要求
《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
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
复合材料 composites，composite materials
由两种或两种以上组分材料相通过复合工艺组成的新型材料;各组分相材料基本上仍保持其原来各自的物理性质和化学性质，彼此间有明显的界面。
3.2
碳纤维复合材料 carbon fiber reinforced plastics (CFRP)
以碳或石墨纤维为增强材料的树脂基复合材料。
3.3
芳纶复合材料 aramid fiber reinforced plastics (AFRP)
以芳纶为增强材料的树脂基复合材料。
3.4
混杂纤维复合材料 hybrid composites
由两种或两种以上纤维增强同一种基体的复合材料。
3.5
基体 matrix
将增强材料敛集粘合在一起以形成复合材料的组分相材料。
3.6
增强材料 reinforcement
置于基体中能使形成的复合材料力学性能显著提高的增强相组分材料，如各种高强度、高模量纤维等。
3.7
单向带 taps
以长纤维为经向而在纬向不加或加少量且更细的纤维纺织加工成不同宽度的带，浸胶后称为预浸单向带，简称单向带。
3.8
织物 fabric
由长纤维按经向和纬向以不同方式编织而成的二维编织物。
3.9
预浸料 prepreg
将树脂基体浸涂到纤维或织物上通过一定的处理后贮存备用的中间材料。
3.10
孔隙率 porosity
复合材料中总空洞体积与总体积(实心加空洞)的百分比。它是复合材料中夹杂空气、气体或空腔含量的一种表示方法。
3.11
分层 delamination
由层间应力或制造缺陷等引起的复合材料铺层之间的脱胶破坏。
3.12
吸湿 moisture absorption
复合材料在环境条件下吸进水分的一种行为。
3.13
共固化 cocure
指不同的复合材料制件在一次固化中同时完成固化和胶接过程的工艺方法。
3.14
二次胶接 secondary bonding
指已固化了的不同复合材料制件通过胶粘剂再次进行胶接固化的过程。
3.15
铺贴 lay-up
制造复合材料制件过程中用手工或机械按一定方向和顺序逐层铺放预浸料或干态纤维的过程。
3.16
铺层 ply
复合材料制件中一层单向带或织物称为一个铺层，是复合材料制件的最基本单元。
3.17
铺层角 ply orientation angle
每一铺层的纤维方向与制件参考坐标 X 轴之间的夹角，由X 轴到纤维方向逆时针旋转为正。
3.18
铺层顺序 ply stacking sequence
铺层中具有各种不同铺层角的铺层的排列次序。
3.19
层压板 laminate
由单向或多向铺层压制而成的复合材料板。
3.20
对称层压板 symmetric laminate
全部铺层及其各种特性和参数相对于板的几何中面对称的层压板。
3.21
均衡层压板 balanced laminate
铺层的各种特性和参数相同，相对于参考轴，铺层角为+θ与-θ的铺层数相等的层压板称为相对于该参考轴的均衡层压板。
3.22
均衡对称层压板 balanced symmetric laminate
既均衡又对称的层压板。
3.23
层压结构 laminate structure
由若干个层压件连接而成的结构。层压件的种类可以是层压板、加筋壁板、梁、墙、桁条、肋和框等。
3.24
许用值 allowable value
在一定的载荷与环境条件下，由试样、元件或细节件等试验数据， 经统计分析后确定的具有一定置信度和可靠度的性能表征值。
3.25
设计许用值 design allowables
为保证整个结构的完整性，根据具体工程项目要求，在材料许用值和代表结构典型特征的试样、元件(包括典型结构件)试验结果，及设计与使用经验基础上确定的设计限制值。
3.26
A 基准值 A-basis value
一个力学性能的限定值，在 95%的置信度下，99%的性能数值群的值达到此值。
3.27
B 基准值 B-basis value
一个力学性能的限定值，在 95%的置信度下，90%的性能数值群的值达到此值。
3.28
典型值 typical value
从至少 5 个试样做出的有效试验结果中得出的算术平均值。
3.29
环境条件 ambient conditions，environment conditions
制件使用和存放的周围条件，包括温度、湿度、紫外线照射、雷电、噪声、腐蚀、燃油浸泡等情况。
3.30
湿热效应 hygrothermal effect
由吸湿和温度变化引起的制件尺寸和材料性能改变的现象。
3.31
损伤容限 damage tolerance
结构在给定的不做修理使用期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。
3.32
耐久性 durability
结构在规定使用期限内，抵抗开裂、腐蚀、热退化、脱层、磨损和外来物冲击损伤的能力。
3.33
缺陷 flaw
复合材料制件在加工和制造过程中产生的制造上的异常(如孔隙、夹杂和分层等)。
3.34
损伤 damage
制造或使用中引起的结构异常。通常由机械加工、安装紧固件和外来物撞击等引起。
3.35
冲击损伤 impact damage
由外来物撞击引起结构的异常。
3.36
无损检验 non-destructive inspection/test
一种不破坏和不损伤原结构质量的检验方法，如敲击、超声波探伤、声发射和 X 射线等。
3.37
飞机结构完整性 aircraft structural integrity
与飞机安全性、经济性和功能有关的机体结构强度、刚度、损伤容限及耐久性(或疲劳寿命)等飞机要求的结构性能的总称。
3.38
损伤阻抗 damage resistance
在结构和结构材料之中，与某一事件或一系列事件相关的力、能量或其他参数和所产生损伤尺寸及类型之间关系的一个度量。
3.39
老化 aging
材料在环境条件下随时间推移而产生的各种不可逆的化学变化或物理变化，从而引起材料性能逐渐变坏，最后丧失使用价值，这种现象称为老化。一般指自然环境条件下的老化。
3.40
退化 degradation
由于制造异常、重复载荷或因环境条件引起的材料性能(如强度、模量、膨胀系数等)下降。
3.41
试样 coupon
用于评定单层和层合板性能，以及一般结构特征特性所使用的小试验件，如通常使用的层合板条和胶接或机械连接的板条接头。
3.42
元件 element
复杂结构件的典型承力单元，如蒙皮、桁条、剪切板、夹层板和各种形式的小接头。
3.43
组合件 subcomponent
能提供一段完整结构全部特征的较大的三维结构，如盒段、框段、机翼壁板、机身壁板、翼梁、翼肋、框等。
3.44
部件 component
机翼、机身壁板、垂尾、水平安定面等飞机结构的主要部分， 可作为完整的机体结构进行试验，以验证结构的完整性。
3.45
脱胶 debond
由各种因素引起的层内、层间或胶接接头胶层分离的现象。
3.46
残余应力 residual stress
在复合材料中一般指复合材料制件内部由于固化后降温和吸湿等引起的应力。
3.47
点设计 point design
不能用于其他结构的证实的具体结构的元件或典型结构件，如耳片或主接头等。这样的设计元件或典型结构件应用试验或试验与分析结合的方法来鉴定。
3.48
主要结构件 principal structure
对承受飞行、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。
4 一般要求
4.1 设计原则
复合材料结构在设计过程中应考虑的主要因素有：结构强度和刚度、重量、产品及使用维护成本、制造工艺、质量控制和用户意见等。除应符合 CCAR-25-R4 中C 分部、D 分部相关要求外，通常还应满足下列要求：
a) 应选择成熟或经试验验证的合理的结构形式和结构设计细节;
b) 新结构、新材料、新工艺及有疑问的设计细节必须经过充分的试验验证;
c) 应充分利用铺层的可设计性，通过优化设计，选取最佳的铺层角、铺层百分比和铺层顺序， 以满足性能、强度、重量等方面要求，改善结构疲劳、腐蚀和密封性能，满足电性能要求;
d) 尽可能利用共固化、二次胶接或共胶接等技术，将复合材料结构设计成整体件;
e) 应尽可能避免偏心或面外载荷等产生的次应力，剖面变化应平缓，避免出现刚度突变;
f) 所有可能引起灾难性破坏的主要结构原则上应按损伤容限/耐久性要求设计，并进行相应的分析和验证;
g) 应尽量避免不易验证损伤容限要求的全胶接结构;
h) 采用胶接时，应保证在整个胶接的区域易于进行无损检测(NDT);
i) 设计应充分考虑工艺性和维修性，应有利于保证层压制件表面和胶接面上压力均匀，以满足制造工艺性要求;
j) 应合理进行连接设计;
k) 设计薄壁夹层结构时，应采取措施防止水分渗入;
l) 应考虑环境对材料性能的影响，环境因素主要包括湿、热和在使用中可能遇到的最大不可见冲击损伤;
m) 对于飞机某些部位的复合材料结构，如雷达罩、机翼与尾翼的前缘和翼尖、整体油箱、电气设备舱等处，由于复合材料的导电性能远不如金属材料高，应进行防静电、防雷击和电磁兼容设计与试验验证，以满足飞机安全要求;
n) 在整个结构设计过程中应始终贯彻低成本设计原则，在技术成熟的前提条件下，尽量选择低成本成型工艺;
o) 结构设计时应防止电偶腐蚀。
4.2 结构选材
4.2.1 选材原则
在满足适航、减重和经济性等要求的前提下，实行材料购买方标准，选材原则如下：
a) 满足使用中预期的环境条件(如温度和湿度的影响);
b) 对安全性有影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须建立在经验或试验的基础上，且符合经适航认可的标准(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) 在满足结构强度、刚度、损伤容限和耐久性及使用性能要求的情况下尽量选用价格低、有使用经验的材料;
d) 材料有可靠且稳定的供应渠道;
e) 所选的材料应具有良好的工艺性;
f) 对于特殊部位结构，所选材料还应满足诸如电磁屏蔽、透波性、吸波性、搭接电阻和防静电等电磁性能要求，以及舱内结构材料的阻燃、烟雾、毒性等性能指标要求;
g) 与不同材料应有良好的匹配性;
h) 设备改造和环保要求投资少。
4.2.2 增强纤维
增强纤维选取原则如下：
a) 对于兼有强度和刚度要求的结构，应合理地选用增强纤维;
b) 结构要求有高的抗冲击性能和断裂韧性时，可选用织物、玻璃纤维或芳纶纤维等， 也可将其与碳纤维混杂后构成混杂复合材料;
c) 要求结构有良好的透波性时，首选玻璃纤维或芳纶纤维。
4.2.3 树脂基体
复合材料树脂基体的选取原则如下：
a) 应满足结构使用温度范围;
b) 应满足基体的力学性能要求;
c) 树脂基体断裂应变应与纤维断裂应变相匹配，应与纤维具有高的稳定的界面结合强度;
d) 树脂基体的理化性能应满足结构的使用要求，应具有良好的耐介质和自然老化性能;
e) 满足工艺性要求(如挥发物含量、粘性、预浸料使用期、固化加压带、固化温度以及工作固化后的收缩率等);
f) 应考虑环境对材料性能的影响，树脂基体易从环境中吸湿，降低材料的结构强度和耐热性。
4.2.4 蜂窝芯材
蜂窝芯材选取原则如下：
a) 按不同使用要求选用不同的蜂窝芯材(如铝蜂窝芯、Nomex 蜂窝芯、玻璃纤维蜂窝芯等);
b) 正六角形蜂窝格子边长偏差不宜超过名义值的 10%;
c) 蜂窝芯块格子不应脱胶，少量脱胶处应予补胶;
d) 蜂窝芯的密度不宜超过名义值的 6%，以免影响结构重量;
e) 节点强度应满足设计要求;
f) 所选的蜂窝芯材在固化加温加压时不致于压塌;
g) 机械性能应满足设计要求。
4.2.5 硬质泡沫芯材
硬质泡沫选取原则如下：
a) 按不同使用要求选用不同的硬质泡沫芯材(如 PMI 泡沫、PVC 泡沫等);
b) 应具有良好的抗吸湿性能;
c) 应能承受复合材料固化工艺的高温要求;
d) 剪切强度、压缩强度满足设计要求;
e) 应满足固化工艺的蠕变性能要求;
f) 应能满足阻燃、烟雾、毒性要求;
g) 机械性能应满足设计要求;
h) 具有较低的制造和维修成本。
4.3 许用值的确定
4.3.1 概述
在复合材料结构设计中，通常使用材料许用值和设计许用值。材料许用值是衡量复合材料本身性能的一个重要指标，也是确定设计许用值的基础。设计许用值是衡量复合材料结构性能的一个重要指标，也是结构分析和强度校核的重要依据。
4.3.2 确定原则
确定许用值的原则如下：
a) 应根据 CCAR-25-R4§25.613 条要求，确定材料许用值。
b) 确定材料许用值时应根据结构使用中可能出现的受载方式和环境条件，分析其可能出现的失效模式，针对这些失效模式采用成熟的标准采购的材料和有代表性产品工艺规范加工试验件，分别采用足够数量的试样或元件(细节件)进行试验。
c) 基于统计处理的试验数据给出针对某一具体失效模式的材料(或具有结构特性的“材料”)许用值(在很多情况下采用应变值来表示)。
d) 设计部门应根据所设计的具体结构的静强度、刚度、损伤容限和耐久性等要求， 在设计和使用经验以及材料许用值的基础上，通过下列方法确定结构的设计许用值：
1) 层压结构：应通过层压板试验，或单层级试验与经试验证实的分析方法相结合的方法，确定层压材料体系层压板级的设计许用值;
2) 非层压材料形式和先进复合材料工艺的结构：必须在最能代表零件中材料实际状态的尺度上，或由结合经试验证实的分析方法的材料次结构试验确定设计许用值;
3) 个别部件(点设计)的具体结构构型：可建立包括相应设计特征(孔、接头等)影响的设计许用值。
4.3.3 材料许用值
材料许用值应按照适航认定的标准和程序进行测定，承试单位须适航当局认可;复合材料的数值基准可分为 A 基准值，B 基准值和典型值。采用何种基准，应根据具体型号结构设计准则而定。
4.3.4 设计许用值
确定典型结构的设计许用值应遵循以下原则：
a) 蒙皮结构的拉伸设计许用值应根据典型铺层含孔试样的试验结果;蒙皮结构的压缩设计许用值应根据典型铺层含冲击损伤和含充填孔试样的试验结果。
b) 薄蒙皮或薄面板蜂窝夹层结构在确定其设计许用值时，同时应根据设计要求考虑屈曲的影响。如果其设计许用值主要取决于屈曲影响，应考虑冲击损伤影响的附加系数(小于 1)。
c) 机械连接挤压设计许用值应根据典型结构铺层单钉连接试样的挤压强度试验数据，同时应考虑连接的重要程度、结构特点、载荷类型、重复载荷和使用环境等因素的影响。
d) 重要的连接接头和细节部位的设计许用值，应考虑相应典型结构件的试验结果，或过去已有使用经验并证明是可靠的设计实践。
e) 复合材料结构设计许用值的确定必须考虑最严重的环境条件组合，但若设计许用值的确定考虑了目视勉强可检冲击损伤时，可以不必同时考虑湿热环境的影响。
f) 上述典型铺层试样指代表该结构典型铺层形式的试样。
g) 元件级的设计许用值试验应采用规定的试验标准。
4.4 铺层设计
铺层设计一般应满足下列要求：
a) 层压板的铺层方向应依据所受的载荷情况来确定，确保传力直接有效，追求最大的设计效率;
b) 铺层角度通常只在 0˚、45˚、-45˚、90˚四种角度中选取，以便简化设计、分析和制造工艺;对于一些特殊的情况(如采用缠绕形式或有其他要求时)，铺层角可选择其他铺层角度;
c) 尽量采用成对的 45˚和-45˚铺层;
d) 除特殊需要外，结构应尽量采用对称铺层，并均衡铺贴，以减少固化变形。
4.5 静强度设计
静强度设计除应满足 CCAR-25-R4§25.301 至§25.511 有关要求外，还应满足下列要求：
a) 应采用经验证的失效准则和强度分析程序;
b) 应考虑由于疲劳和环境的影响引起的层压板性能下降;
c) 应定义损伤探测能力门槛值和能量截止值;
d) 当结构使用温度范围很宽或复合材料性能在不同温度下变化较大时，应力分析用的性能数据可按使用温度，划分温度区间;材料弹性常数取相应温度区间内的平均值，强度计算用相应温度区的许用值，并选取相应温度区间各飞行情况中的最大限制载荷作为应力分析用的外载。
4.6 刚度设计
刚度设计应满足下列要求：
a) 在限制载荷作用下不得产生妨碍飞机的正常操纵、影响飞机气动特性和严重改变载荷或内力分布的有害变形;
b) 应充分利用复合材料铺层的可设计性，通过合理选取铺层角、铺层比和铺层顺序， 以最小的质量达到满意的刚度;
c) 对有刚度要求的一般部位，弹性常数的数值基准可选取对应温度区间的典型值。
4.7 损伤容限
4.7.1 概述
复合材料结构损伤容限考虑的缺陷/损伤主要形式是冲击损伤。按可检度一般将复合材料结构归为不可检结构。
4.7.2 缺陷尺寸假设
缺陷包括初始缺陷和使用损伤。应将使用中外来物低速冲击源产生的损伤归入初始缺陷， 用于损伤容限分析和验证。缺陷尺寸假设如下：
a) 初始缺陷尺寸假设：初始缺陷包括冲击损伤、分层和划伤 3 种类型，其尺寸根据实际的检测能力、足够统计数据和具体型号设计要求确定;
b) 使用损伤尺寸假设：使用损伤是指鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视易检损伤，这种损伤尺寸假设应由试验或由试验支持的分析方法确定。
4.7.3 损伤扩展要求
复合材料结构应采用损伤无扩展概念进行设计，即在 2 倍设计目标寿命期内结构损伤不应出现明显扩展。
4.7.4 剩余强度要求
结构的剩余强度应满足下列要求：
a) 含初始缺陷的结构：含有 4.7.2 条所规定的初始缺陷尺寸的结构在规定的不修理使用期内的剩余强度要求与不可检金属结构基本相同。若设计研制损伤扩展试验采用上限载荷不截除的载荷谱和与耐久性试验相同的环境条件进行，则剩余强度载荷不受在一倍寿命期内最大载荷的 1.2倍的限制。此时可不考虑湿热环境的影响。
b) 含使用损伤结构的剩余强度要求与金属结构相同。
4.8 耐久性
4.8.1 概述
复合材料薄蒙皮和薄面板夹层结构应特别考虑满足低能量冲击的损伤阻抗要求，避免带来过多的维护和修理问题。
4.8.2 工具坠落
按结构制造和使用中受到工具坠落的概率将结构分为两类，对这两类结构区域采用的损伤阻抗要求如表 1 所示。
表 1 低能量冲击损伤阻抗设计要求(工具坠落)
4.8.3 冰雹和跑道碎石冲击
停机时受到的冰雹冲击和地面滑行时跑道碎石的冲击同样是对结构耐久性可能有重要影响的冲击损伤源。对飞机承受的冰雹尺寸选择，应保证其代表了可能遇到冰雹的 90%以上;而跑道碎石尺寸的选择也应代表常遇到的碎石，其速度则取决于飞机性能。这两类冲击源适用的损伤阻抗要求如表 2 所示。
表 2 低能量冲击损伤阻抗设计要求(冰雹和跑道碎石冲击)
4.8.4 操作和踩踏
应特别考虑制造和使用环境中会遇到的正常操作和踩踏的损伤阻抗要求。
4.8.5 可拆卸的夹层结构要求
对可拆卸的夹层结构，在受到 0.5 J～0.7 J 的冲击时不应产生外表面目视可检损伤。
4.9 适坠性
对于复合材料结构，适坠性要求如下：
a) 应评估复合材料机身结构的冲击响应，尤其是机体下部和地板结构的冲击载荷与所产生的结构变形;
b) 对于复合材料油箱结构，应考虑在坠撞冲击事件期间有关防火安全性的油箱结构完整性，复合材料油箱结构不得破坏或变形过大，使得燃烧威胁不会比金属油箱结构更严重;
c) 对可能遭受到坠撞的复合材料结构，需要考虑其局部强度、能量吸收特性和多种可能同时出现的破坏模式;
d) 应通过典型结构进行分析与试验。
4.10 雷电防护
4.10.1 概述
雷击及其防护应根据机体结构上不同雷击影响区的具体情况，从表面火焰喷涂金属、表面等离子喷涂金属、表面粘接铝箔或金属网、分流片及涂防雷击导电涂层等防护方法中选择合适的方法来进行， 具体要求按 HB 6129。
4.10.2 考虑结构完整性的雷电防护
考虑结构完整性的雷电防护要求如下：
a) 复合材料的结构设计应包含对预期雷电附着的雷电防护。雷电防护措施可以包括(但不限于)在预期会受到雷电直接附着的复合材料结构外表面上粘贴金属丝或网等。
b) 在结构部件间必须构建适当的电搭接。
4.10.3 燃油系统的雷电防护
燃油系统的雷电防护要求如下：
a) 带整体油箱的复合材料结构，在复合材料外表面、接头、紧固件上和对燃油系统管路和部件的结构支架，必须含有专门的雷电防护措施，以消除结构渗漏、电弧、火花或其他起火源;
b) 在油箱结构中的复合材料结构连接和紧固件，必须有冗余和有效的雷电防护措施，来保证对起火源有适当的防护。
4.10.4 电气和电子系统的雷电防护
电气和电子系统的雷电防护要求如下：
a) 在复合材料结构上采取防雷击措施，避免电气和电子系统线路中产生高诱导雷电电压和电流;
b) 通常在复合材料结构上粘贴金属箔或网，对导线和设备提供额外的屏蔽。
4.11 静电防护
复合材料结构的静电防护要求与金属结构基本相同。应合理地配置静电放电器， 注意输油系统的接地，并采用电搭接。通常每个操纵面上至少应有一个电搭接。对复合材料制件也可采用防静电涂料。
4.12 持续适航
持续适航除满足 CCAR-25-R4 附录 H 要求外，还应注意以下几个方面：
a) 应在外场维护环境条件下留有检测与修理通道。用于结构细节的检测和修理方法， 应允许对难以检出、表征与修理的关键损伤类型给出所需的专用文件和培训。必须在适当的持续适航文件
中，对任何结构细节明确规定检测间隔与寿命极限，和不予修理的损伤水平。
b) 应编制维护手册，其中应包括对复合材料结构必需的检测、维护和修理方法， 确定对给定零件进行检测和修理所需的专用设备、修理材料、辅助材料、工装夹具、工艺步骤和其他的信息。
c) 应用分析和/或试验来验证该修理方法和技术会使结构恢复到适航状态。
5 详细要求
5.1 层压板设计
5.1.1 铺层详细设计要求
铺层详细设计在满足 4.4 条要求的基础上应满足以下要求：
a) 应按照受力情况和刚度要求设计铺层，铺层的纤维轴线应尽量与内力的拉、压方向一致，剪切(扭转)主要由±45˚铺层承受;
b) 对于由 0˚、90˚和±45˚铺层组成的结构，上述任一铺层角的铺层，其最小铺层百分比一般不小于 10%;
c) 在可能受到低能量冲击部位，外表面宜选用织物铺层：也可增加±45˚铺层的比例，或采用由碳-芳纶、碳-玻璃纤维构成的混杂结构;
d) 连接区的铺层设计应保证连接处有足够的连接强度，以利于载荷扩散和改善应力集中;
e) 在集中力扩散部位应进行局部加强，除在主应力方向配置足够的铺层外，还应配置一定数量与主应力方向成±45˚的铺层，以利于内力扩散;
f) 在梁、墙、框，肋及加筋的凸缘部位，应布置较大比例的 0˚层，以提高轴向强度和刚度;
g) 在开口区应进行局部加强，并使相邻层的夹角尽可能小;
h) 在结构变厚度区域，铺层数递减处形成台阶，一般要求每个台阶宽度相等，且不小于 2.5 mm，并铺设连续表面铺层以防剥离;
i) 同一铺层角的铺层不宜过多集中在一起，一般不宜超过四层;
j) 当设计直接与铝合金或合金钢接触的碳纤维构件时，其表面应布置玻璃布层，以避免电偶腐蚀;
k) 当设计对公差有严格要求而难以由成形工艺直接获得其尺寸公差的构件时，拟控制公差部位的表面应布置专供机械加工的辅助铺层，通过对辅助铺层的加工，达到精确控制公差，应满足HB 7741 要求。
5.1.2 层压板开口设计
层压板开口设计要求如下：
a) 在满足设计要求的前提下，尽量开成圆形孔且少切断纤维，便于加工且应力集中小;
b) 开口部位一般应进行补强设计，对于开口直径小于 30 mm，孔径/板宽比小于 0.2 的孔，可不予以加强;
c) 开口应尽量避免切断长桁、筋条或腹板立柱等;
d) 开口补强后，其承载能力应满足结构承载要求，且初始破坏到最终破坏之间有不小于 1.5 安全系数的强度储备;
e) 补强措施应工艺可行，重量增加应尽量少;
f) 补强区域铺层应与母板协调，并要求厚度变化有一个过渡区，保持刚度均匀过渡;
g) 大开口补强应考虑口框补强和参与区蒙皮壁板补强，增加开口部位±45˚铺层比例和选用剪切性能好的材料减小参与区长度。
5.1.3 层压板的设计方法
采用的设计方法应经试验验证，并符合下列要求：
a) 在薄壁结构中，层压板总体刚度的计算，一般采用层压板理论，可不考虑三维应力和层间应力影响;
b) 应采用经验证的失效准则;
c) 计算层压板的极限强度时，应采用适宜的计算方法，并应经试验验证。
5.2 夹层结构设计
5.2.1 基本要求
夹层结构设计，应使其在设计载荷作用下满足强度和刚度要求，防止各种模式的失效，要求如下：
a) 面板的厚度应足以承受由设计载荷引起的拉伸、压缩和面内剪切载荷;
b) 芯子应具有足够的厚度(高度)，以保证夹层结构有足够的总体弯曲刚度和小的胶接面剪应力，不发生总体失稳、挠度过大及胶接面剪切破坏;
c) 芯子与面板应有足够的平拉强度，芯子应有足够的弹性模量和平压强度，防止面板在设计载荷下起皱失稳;
d) 芯子为蜂窝时，应合理选择蜂窝格子参数，以防止面板在设计载荷下产生格内失稳;
e) 应尽量避免夹层结构承受垂直于面板的平拉或平压局部集中载荷，以防止局部芯子压塌破坏和镶嵌件拉脱;若不可避免时，应采取措施将其扩散到其他承力件上去;
f) 夹层壁板的封口和连接处应有足够的强度，确保载荷的有效传递;
g) 应尽量避免夹层结构承受面外集中载荷，镶嵌件连接处应有足够的强度，防止镶嵌件拉脱或局部芯子压塌;如集中载荷不可避免，应采取措施将其分散出去;
h) 应考虑低能量冲击的影响;
i) 胶粘剂应有足够的胶接强度，同时考虑耐环境性能和老化性能;
j) 芯子为蜂窝时，应使芯格的纵向与剪流一致，或顺着受力最大的方向;
k) 不同材料面板与芯子胶接面要注意防止电偶腐蚀。
5.2.2 特殊要求
在夹层结构设计时，对一些特殊问题应满足下列要求：
a) 夹层结构应采用适宜的封边，使芯子免受意外损伤、防潮密封和增强边界以传递和分配边界连接载荷;
b) 同一块板中可用几种不同密度的芯子，每种芯子都应与该部位所承受的载荷相适应，并与相邻芯子胶接成一体;
c) 芯子高度的过渡应采用直线或规则形状的过渡形式，并应对面板进行整形或整平，以使芯子和面板在固化过程中达到最佳匹配;
d) 对于有特殊要求的夹层结构，面板、芯子和胶粘剂要考虑特殊设计性能要求。
5.2.3 连接要求
夹层结构的连接，应根据具体结构情况选用合适的连接形式和匹配的紧固件，并应遵守下列连接设计原则：
a) 根据载荷情况，在连接部位应适当加强，避免芯子集中受力，降低局部抗挤压、拉脱及芯子剪切载荷，其加强的范围应视载荷情况而定;
b) 在夹层结构连接中，应避免只与一块面板单独连接，以防止连接钉的拉力造成面板与芯子间的胶层剥离破坏;
c) 镶嵌件是夹层结构连接广泛采用的连接方式，镶嵌件的形式根据具体的结构要求和受载特点选
择。
5.3 主要构件设计
5.3.1 总则
主要构件指的是纵向骨架构件(如梁、墙和隔板)、横向骨架构件(如肋和框)和蒙皮类构件(如加筋壁板和夹层板)等。这些构件为飞机结构的主要组成部分， 除应符合 HB 7224 和 HB 5342 外，还应须遵循下列设计要求。
5.3.2 纵向骨架构件设计
5.3.2.1 梁和墙类构件的铺层设计
梁和墙类构件应根据弯矩、剪力及其分布特性选定切面， 按切面的弯矩和剪力进行铺层设计，并满足下列要求：
a) 应按许用应变确定各方向的铺层数;
b) 应对铺层优化设计;
c) 应保证各切面都满足强度要求(允许局部修改铺层);
d) 应合理确定各切面间的铺层过渡与丢层位置;
e) 可按连接、泊松比和固化变形控制等要求对铺层进行局部调整;
f) 腹板应满足抗压塌和弯-剪稳定性要求;
g) 可在腹板上采用立柱加强，以提高梁腹板的稳定性和剪切承载能力;立柱一般采用 L 或 T 型剖面，立柱和腹板可采用一体化设计，也可采用机械连接或胶接;
h) 立柱间距由剪力分布和稳定性条件确定，一般须与横向件间距协调。
5.3.2.2 夹层腹板梁设计
对于翼型相对厚度大(或绝对高度大)的翼面，采用夹层结构的梁腹板设计时应考虑以下因素：
a) 根据梁腹板的剪力来确定±45˚铺层数;
b) 根据腹板的压塌力和泊松比控制来确定 90˚与 0˚层的铺层数;
c) 腹板单侧面板，可采用不对称铺层，但对整个夹层结构，应采用对称铺层;
d) 腹板铺层应与梁凸缘相协调;
e) 梁凸缘和腹板应进行稳定性校核。
5.3.2.3 波纹腹板梁设计
波纹腹板梁设计时应考虑以下因素：
a) 根据梁凸缘上的临界载荷要求及紧固件直径、间距、螺母类型等确定波纹波形和参数;
b) 根据腹板工作剪流确定±45˚铺层;
c) 根据腹板垂直方向刚度要求来确定 90˚的铺层数。
5.3.2.4 梁和墙结构细节设计
在梁和墙结构的细节设计中，应满足下列要求：
a) 腹板铺层顺序应与梁凸缘相协调，二者转接处半径应大于 1.5 mm;
b) 梁凸缘铺层应对称，建议相邻的同一方向铺层不多于四层;
c) 相邻结构的泊松比应尽量协调一致;
d) 当复合材料梁，采用除钛合金外的金属集中传力接头时，应考虑防电偶腐蚀。
5.3.3 横向骨架构件设计
肋和框的设计应满足下列基本要求：
a) 对于普通肋与普通框，应按对壁板的支撑刚度要求设计，对壁板提供足够的支持刚度;
b) 对于中等加强肋和框，一般采用外侧双凸缘的形式以保证承弯要求，还应对壁板提供足够的支持刚度;
c) 对于加强肋，除应满足对壁板的支撑刚度要求外，还应满足集中力的扩散要求;
d) 复合材料隔框一般仅限于普通框;
e) 肋和框的铺层设计及细节设计要求与梁相同。
5.3.4 加筋壁板设计
5.3.4.1 加筋壁板设计考虑因素
复合材料加筋壁板设计应考虑主要因素如下：
a) 根据总体稳定性要求确定筋条间距、肋或框间距;
b) 合理确定分配蒙皮和筋条的承载比例;
c) 根据加筋壁板受载特点确定最佳铺层角度和顺序，满足强度、刚度及气动弹性要求， 提高损伤容限特性;
d) 根据加筋壁板受载情况，同时考虑冲击时的剥离效应，选定合适的加筋形式，加筋应满足最低弯曲刚度要求;
e) 根据筋条的稳定性要求确定最佳的加筋尺寸，防止出现弯曲和扭转失稳。
5.3.4.2 加筋壁板细节设计
加筋壁板细节设计应满足下列基本要求：
a) 尽量选用结构对称筋条，避免使用 L 型筋条，防止转角处发生剥离;
b) 加筋条与蒙皮铺层设计时，应考虑刚度、泊松比匹配， 减小固化内应力和翘曲变形，提高损伤容限特性;
c) 加筋条与蒙皮结合处、加筋条端部应(通过端部加紧固件或加长过渡区)避免应力集中，防止脱胶、分层及其在筋条方向的扩展;
d) 加筋条与蒙皮的界面及加筋条间界面，推荐用 0˚铺层以防止界面处发生剥离;应在加强筋与蒙皮结合处增加 0˚止裂层损伤抑制带以为防止蒙皮裂纹扩展至加强筋;
e) 变厚度蒙皮设计时，应有铺层递增或递减的过渡区，厚度变化斜度不超过 10˚ , 避免厚度突变;
f) I 型加强筋内部结合面应采用 0˚铺层;I 型、T 型、J 型、Y 型加强筋三角区必须填实;
g) 加筋条和蒙皮采用共固化工艺时，应在筋条下铺设一层预固化条带，以防止加筋条沉入蒙皮、 0˚层纤维和树脂溢出或蒙皮局部变形等缺陷。
5.4 机身结构设计
机身结构设计时需考虑的载荷情况见 CCAR-25-R4§25.301 条至§25.511 条有关要求;复合材料机身除满足复合材料结构设计一般要求外，还应考虑复合材料机身结构设计特点，遵循下列原则：
a) 机身结构曲率大，内部结构复杂，设计时应注意零件的贴合精度;
b) 机身壁板尽量采用大型整体结构，蒙皮和长桁应尽量采用胶接共固化;
c) 机身壁板相对金属机身应有足够的弯曲刚度和扭转刚度，以防止气动弹性响应发生大的偏移;
d) 机身侧壁板设计时应主要考虑压剪稳定性、大开口区域载荷重新分布和应力集中， 地面维护装备及冰雹等冲击损伤问题;
e) 地板梁和龙骨梁及设计时主要考虑轴向压缩载荷和地板/龙骨梁载荷(含抗坠吸能);下壁板设计时主要考虑承受轴压和环向拉伸载荷及跑道碎石等冲击损伤;
f) 离散源损伤要求损伤只穿过一根长桁及附近蒙皮，不包括附近长桁缘条，或者损伤只穿过一个框及附近蒙皮，不包括附近框缘条以防止离散源损伤穿过附近长桁或框扩散，引起灾难性的结构失效;
g) 舱门、口盖及整流罩多采用夹层结构形式，采用共固化工艺成形;
h) 后压力框和普通框可采用复合材料，加强框一般不采用复合材料;
i) 确定蒙皮最小厚度时，除满足承载要求外还须考虑：埋头铆钉锪窝、修理(消除划伤、表面腐蚀等)、雷击及外来物冲击等因素;
j) 口盖连接一般应采用快卸锁，锁孔壁应光滑，并防止连接件电偶腐蚀;
k) 设备舱应满足电磁兼容性要求;
l) 应具有良好的损伤修理性。
5.5 翼面结构设计
翼面结构设计时需考虑载荷情况见 CCAR-25-R4§25.301 条至§25.511 条有关要求;复合材料翼面结构设计，除满足复合材料结构设计的一般要求外，还应考虑复合材料翼面结构设计特点，遵循下列原则：
a) 应根据几何尺寸、结构布局、受力状态和气动弹性等要求进行综合分析， 确定复合材料在翼面上的应用部位，以发挥材料特性的优势;
b) 机翼结构选材时重点考虑损伤容限特性和耐环境(包括使用环境和油箱环境)特性，同时进行结构方案的优化;
c) 机翼结构形式多采用双梁多肋/整体加筋壁板结构，整体加筋壁板结构多采用共固化成型，应解决壁板成形、检测和修理技术及低成本工艺技术的适用性等问题;
d) 机翼结构在铺层设计时，除满足静、动强度和稳定性要求之外，还应满足气动弹性和工艺要求，充分利用铺层的可设计性和刚度耦合特点，获得能满足各项性能要求的最轻结构;
e) 机翼-机身连接、发动机悬挂接头设计应选用钛合金接头， 与复合材料翼梁采用机械连接应解决不同应变、不同破坏机理材料、多钉连接设计及不同性质材料制孔的难题;
f) 应考虑翼盒装配时的设计补偿问题;
g) 上蒙皮壁板需考虑工具掉落和冰雹冲击损伤容限等问题;
h) 机翼结构设计时，应注意开口的加强和连接等细节设计，同时应进行气动弹性剪裁设计和动强度计算;
i) 对于机翼整体油箱，除应满足总体强度、刚度及耐久性损伤容限要求外; 还应满足其密封、抗雷击、抗静电、耐燃油和抗晃动及油箱的可修性等要求;
j) 整体油箱口盖布置应保证对油箱内任何位置故障排除的可达性，口盖必须耐冲击且防火;
k) 安定面翼面结构按刚度设计，保证全机安定性和足够的临界颤振速度和正常操纵，根部连接满足强度和支持要求;
l) 安定面壁板应有足够的稳定性;
m) 复合材料尾翼蒙皮应有有效的防雷击措施;
n) 复合材料翼面结构应满足飞机的电磁兼容性要求。
5.6 操纵面结构设计
复合材料操纵面设计的一般原则为：
a) 应使其外形满足规定的舵面外形准确度和表面质量的要求;
b) 应保证具有承受各种规定的载荷的强度(刚度)，在飞行范围内不得发生气动弹性不稳定(颤振和发散等);
c) 应具有良好的防腐蚀、防雨水和防尘等适应环境的防护措施;
d) 操纵面在其活动范围内的运动，不得与其支撑结构(或邻近构件)发生干涉;
e) 操纵面后缘通常采用夹层结构，以减轻结构重量和提高结构效率;
f) 操纵面设计时应考虑电搭接要求。
5.7 结构连接设计
结构连接应满足 HB 7709 要求。
5.8 结构分析
结构分析要求如下：
a) 结构分析用的层压板弹性模量通常由单向板弹性模量平均值经层压板理论计算得到，应采用相应温度区间的单向板弹性模量;
b) 应使用设计许用值进行结构强度校核;
c) 应力分析应考虑湿热应力;
d) 损伤容限分析应符合 HB 8455 的要求。
6 验证
6.1 概述
复合材料体系的性能、工艺验证可按相关材料标准、工艺规范有关规定执行， 复合材料结构的雷击试验按 CCAR-25-R4§25.581 有关规定及 HB 6129 执行。静强度、损伤容限和耐久性试验按 6.2 要求执行，适航符合性验证按 6.3 要求执行。
6.2 试验验证
6.2.1 试验载荷/环境谱
6.2.1.1 载荷谱
载荷谱应基于飞机型号测量统计数据;当可供使用的数据不够充分时，则载荷谱还应基于对飞机的预期使用的保守估计。
在编制设计使用谱和试验谱时应考虑下列复合材料结构的特点：
a) 考虑到复合材料无高载迟滞效应，在编制试验载荷谱时，通常不允许通过高载截除降低最大载荷水平;
b) 可以忽略(截除)能证明对损伤扩展没有贡献的低载荷水平以缩短试验周期;
c) 压缩应力对复合材料结构损伤扩展的影响比拉伸应力大，编制载荷谱时，应予以重视;
d) 加载顺序的影响小于金属结构。
6.2.1.2 环境谱
复合材料结构试验用的环境谱主要指湿热环境谱。湿热环境谱应为飞机预期使用中较严重地区的平均湿热谱，它应计入地面停放的影响。必要时可采用加速吸湿的环境条件， 其吸湿量应为使用寿命末期达到的平衡吸湿量。
6.2.2 设计研制/验证试验
6.2.2.1 静强度
6.2.2.1.1 概述
复合材料结构静强度研制/验证试验应符合CCAR-25-R4§25.305、§25.307 条及有关咨询通报要求。
6.2.2.1.2 基本原则
静强度验证试验的基本原则为：
a) 如果某项设计研制试验己用于证实结构设计，则该项试验可作为设计验证试验的组成部分。
b) 应尽可能在较小和较简单的试验件上发现结构的薄弱环节，特别是有可能受到面外载荷的结构部位和只有在湿热联合作用下才会出现的薄弱环节。
c) 计划在室温大气环境下的全尺寸静力试验验证复合材料部件极限强度时，应预先用足够数量适当尺寸的试验件试验，证实可以覆盖最严重环境组合条件下严重设计情况的破坏模式和得到全尺寸试验使用的环境补偿系数。
d) 如果分析表明环境影响很严重，则积木式试验的每一级都应进行环境条件下的试验。对试验件应进行适当的应变测量来发现潜在的关键部位，以便与室温大气环境下进行的全尺寸静力试验数据进行对比分析;此外，如果必须考虑环境影响，还应补充有关试验内容，以发现环境引起的破坏模式。应判别出模拟段对结构的关键破坏模式没有重大影响， 试验结构的尺寸足以满足设计要求。上述试验的目的是为了保证实施环境补偿系数法的可行性。
6.2.2.1.3 试样和元件(包括典型结构件)试验
设计许用值是结构验证的基础，为确定设计许用值应用大量试样和元件(包括典型结构件)试验给出下列性能：
a) 室温与干冷或湿热条件下结构典型铺层含孔(开孔或充填孔)层压板拉伸和压缩强度及相应的破坏应变;
b) 室温与湿热条件下结构典型铺层机械连接的挤压极限强度与屈服强度;
c) 室温与湿热条件下结构典型铺层胶接连接的极限强度;
d) 含(冲击)损伤结构典型铺层层压板的压缩强度和相应的破坏应变;
e) 室温与干冷或湿热条件下典型结构接头的极限强度;
f) 其他与确定设计许用值有关的试样和元件(包括典型结构件)性能;
g) 结构关键部位典型结构件的静力试验;
h) 确定可能引起材料性能退化的重复载荷与环境曝露的影响的试验;
i) 确定复合材料结构的材料和工艺变异性的工艺评定试验;
j) 其他典型结构件静力性能的初步评估试验。
6.2.2.1.4 结构选型试验
主要目的是评定设计概念与设计细节、确定设计参数、验证分析方法和设计许用值， 试验件为典型结构件或组合件。主要应包括下述类型的试验：
a) 典型连接接头;
b) 典型壁板(包括带大开口的壁板和含损伤壁板);
c) 由于结构复杂而很难分析的关键结构区域;
d) 制造方法评定;
e) 失效模式和破坏应变水平;
f) 环境对失效模式和破坏应变水平的影响。
结构选型试验多数在室温大气环境下进行，如果分析表明环境条件可能对设计选型有影响，应在湿热和/或低温条件下进行。
6.2.2.1.5 关键部位结构试验
主要目的是对结构关键部位进行早期的静强度试验。所用试件数量和类型取决于对设计风险性、进度及成本的评估分析。所用的试验件应包含一个或多个关键结构特性的组合件，试验的关键结构特性包括：
a) 关键的连接部位;
b) 主承力接头;
c) 开口加强部位;
d) 由于载荷与结构复杂易于产生面外载荷的部位;
e) 其他由于结构复杂而很难分析的关键部位。
环境条件对结构件验证试验的影响和处理方法与全尺寸结构试验相同。
6.2.2.2 损伤容限和耐久性
6.2.2.2.1 概述
复合材料结构损伤容限和耐久性研制/验证试验，以CCAR-25-R4§25.571 条及有关咨询通报要求为基础，充分考虑复合材料结构的特点，借鉴以前类似结构进行损伤容限/疲劳设计、构型、试验和使用的经验，必须避免在飞机的工作寿命期间由于疲劳、环境影响、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。
6.2.2.2.2 基本原则
损伤容限和耐久性研制/验证试验的原则如下：
a) 在进行损伤扩展和剩余强度试验前，根据 6.2.1 得到的损伤容限设计使用载荷谱编制的试验谱，按要求引入固有缺陷或用机械方法引入损伤，对典型结构件、元件和组合件进行重复载荷试验，来获得缺陷/损伤扩展数据;
b) 应通过部件或组合件试验，或试验数据支持的分析，来进行损伤的剩余强度评定，包括环境影响;同时也应表明刚度特性的改变未超出可接受的水平;
c) 应进行足够的部件、组合件、元件或试样试验， 来确定疲劳分散性和环境影响，通过适当的载荷放大或寿命分散系数来覆盖;
d) 应验证 4.8 的耐久性要求，特别是薄蒙皮和薄面板夹层结构;
e) 应通过部件、组合件和/或元件试验评估含冲击损伤结构的疲劳响应;应验证刚度性能的变化没有超出可接受的水平并基于试验结果确定更换寿命;
f) 环境若对结构耐久性和损伤扩展有影响，应在更高级别的研制/验证试验中考虑这一影响;若不在环境下进行试验，应导出适当的环境因子并用于评估;
g) 应尽可能在较小和较简单的试验件上发现结构耐久性的薄弱环节，特别是有可能受到面外载荷的结构部位和只有在湿热联合作用下才会出现的薄弱环节;
h) 除了胶接结构外，在耐久性验证试验时，一般可不考虑湿热环境组合的影响，但如果证实吸湿的影响应考虑，则应对试验件进行吸湿处理。
6.2.2.2.3 损伤容限和耐久性研制/验证试验
损伤容限和耐久性研制/验证试验主要应包括下述类型的试验：
a) 试样和元件级确定复合材料结构耐久性/损伤扩展验证试验用简化的试验载荷谱。
b) 在试样和元件级确定环境影响，包括温度、湿度等对结构耐久性和损伤扩展是否有影响， 如有影响则在更高级别的研制/验证试验中应考虑。
c) 结构典型铺层层压板在含孔或冲击损伤时的疲劳性能。
d) 结构典型铺层层压板机械连接和胶接的疲劳性能。
e) 取自结构关键部位典型结构件的耐久性和损伤容限试验。
f) 其他典型结构件耐久性和损伤容限试验。
g) 含一个或多个结构关键特性组合件耐久性和损伤容限验证试验，所含的关键结构特性包括：
1) 关键的搭接和连接部位;
2) 主承力接头;
3) 开口加强部位;
4) 由于载荷与结构复杂易于产生面外载荷的部位;
5) 其他由于结构复杂而很难分析的关键部位。
如果试样和元件级的验证试验不足以证明湿热环境对疲劳寿命和损伤扩展的影响可以忽略不计时，应进行载荷/环境谱下的组合件疲劳试验。
6.2.3 全尺寸结构试验
6.2.3.1 静强度
6.2.3.1.1 基本原则
全尺寸结构静力试验是验证复合材料结构静强度积木式试验中的最高一级试验。如果能通过积木式试验可靠地预计环境影响，并在静力试验或对静力试验结果的分析中予以考虑，则可以在大气环境下进行部件的静力试验。如果不能满足破坏模式的准则， 则静力试验件应在湿热条件下或采用其他措施来保证满足这一要求。
对关键载荷情况，在全尺寸静力试验中可用以下三种方法来考虑重复载荷和/或环境曝露影响：
a) 方法 1：对先前受过重复载荷和经过浸润以模拟严重环境曝露的结构进行全尺寸静力试验，试验在该环境下进行。
b) 方法 2：通过试样、元件和组合件试验数据， 来确定重复载荷和环境曝露对静强度的影响。然后由这些试验表征的退化(如超载系数)应在全尺寸静强度验证试验，或在对试验结果的分析(如证明相对设计值有正的安全裕度，以包括环境和重复载荷退化影响)中考虑。
c) 方法 3：将前两种方法结合起来得到所需的结果(如全尺寸静力试验可以在严重的工作温度下，结合考虑飞机结构寿命期间所吸收水分影响的载荷系数来进行)向授权机构提出用替代方法以获得批准，通过经证实的试验和分析的方法来考虑环境影响(如用不会引起材料化学变化的等效升温来考虑吸湿影响)。
6.2.3.1.2 最大载荷试验
若采用环境补偿系数法进行全尺寸结构试验时，最大载荷试验应加载到不小于设计极限载荷与环境补偿系数乘积的某个值。
6.2.3.2 损伤容限和耐久性
6.2.3.2.1 概述
复合材料结构损伤容限和耐久性研制/验证试验，以CCAR-25-R4§25.571 条及有关咨询通报要求为基础，充分考虑复合材料结构的特点，借鉴以前类似结构进行损伤容限/疲劳设计、构型、试验和使用的经验，必须避免在飞机的工作寿命期间由于疲劳、环境影响、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。
6.2.3.2.2 基本原则
全尺寸损伤容限和耐久性验证试验的基本原则为：
a) 在有限数量的部件(或全尺寸)试验中，应用峰值重复载荷来验证复合材料飞机结构的疲劳和损伤容限，对试验件中的金属结构通常要求附加的考虑和试验;
b) 如有类似设计、材料体系和载荷的经验，证明由试样、元件和组合件试验所支持的分析适用，可不进行部件(或全尺寸)试验验证。
6.2.3.2.3 全尺寸耐久性和损伤容限试验
全尺寸损伤容限和耐久性验证试验一般不与部件(或全尺寸)静力试验共用一个试验件，在下述情况下可共用一个部件(或全尺寸)试验件：
a) 采用损伤无扩展概念的全复合材料结构;
b) 按刚度设计的结构;
c) 金属结构已经过验证的混合结构;为防止金属件提前破坏，应对金属件进行加强、定期更换或采取其他措施。
6.2.4 复合材料/金属混合结构的损伤容限和耐久性验证
由于复合材料结构与金属结构具有不同的疲劳和损伤扩展特性，难以在同一个试验件上同时验证这两种材料结构的损伤扩展和耐久性，为此应选用下述方法之一：
a) 采用具有关键结构特征的组合件和必要的试样和元件(包括典型结构件)相结合的方法对复合材料结构部分进行损伤扩展和耐久性试验验证，而全尺寸结构试验则以验证金属结构部分的损伤扩展和耐久性为主;
b) 采用两个相同的全尺寸结构试验件分别验证金属结构部分和复合材料结构部分的损伤容限和耐久性;
c) 采用已被应用并经证实是合理的其他方法。
6.3 适航符合性验证
6.3.1 原则
复合材料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(图样、技术条件、计算报告、试验报告、试验大纲、制造方法等)，并把这些文件提交型号飞机的适航管理部门。
6.3.2 适航要求
复合材料结构适航符合性验证程序应符合型号合格审定程序的规定，应满足 CCAR-25-R4
§25.305、§25.307、§25.571、§25.581、§25.603、§25.613 及有关咨询通报要求。
按适航当局批准的飞机型号适航审定计划完成相关的适航验证工作。
