ICS 49.045 V 15
HB 8603-2021
飞机复合材料副翼结构设计要求
Design requirements for composite aileron structure of aircraft
2021-04-19 发布 2021-07-01 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：中航西飞民用飞机有限责任公司、中国航空综合技术研究所。本标准起草人：王新年、凡玉、栗晓飞、杨高、朱高尚、毛青松。
飞机复合材料副翼结构设计要求
1 范围
本标准规定了飞机复合材料副翼结构设计的一般要求、详细设计要求、验证要求等。
本标准主要适用于民用运输类飞机复合材料副翼结构设计，其他类型飞机的相似结构也可参考使用。
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。
GB/T 3961 纤维增强塑料术语
HB 6129 飞机雷电防护要求及试验方法
HB 7671 飞机结构防腐蚀设计要求
HB 7709 飞机复合材料结构机械连接设计要求
HB 8438 民用飞机复合材料结构设计通用要求
HB/Z 185 民用飞机雷电防护及搭接设计指南
HB/Z 413 民用飞机结构耐久性设计准则
《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
FAA AC20-107B 复合材料飞机结构(Composote Aircraft Structure)
SAEARP5416 飞行器闪电试验方法(Aircraft Lightning Test Methods)
3 术语和定义
GB/T 3961 和 HB 8438 中界定的及下列术语和定义适用于本文件。
4 一般要求
复合材料副翼结构设计除应符合 CCAR-25-R4 中C 分部、D 分部相关要求外，通常还应满足以下要求：
a) 所选材料应符合工艺性、先进性、通用性、经济性、相容性原则，并兼顾性能优先原则;
b) 所选用的紧固件应与复合材料有良好的相容性，不应与复合材料发生电化学腐蚀;
c) 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;
d) 新材料、新结构、新工艺及有疑问的设计细节，必须经过充分的试验验证;
e) 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;
f) 应满足机翼设计的总体布置及重量、重心要求，同时兼顾操纵系统布置要求;
g) 应选择合理的结构布局和重量分布，使副翼重心位于其旋转轴线附近，以避免出现颤振和发散现象;
h) 强度计算应采用经验证的失效准则和强度分析程序;
i) 损伤容限设计应满足在使用寿命期内，当发生疲劳、腐蚀、离散源损伤等制造和使用缺陷及(或)损伤时，在缺陷及(或)损伤被发现前，结构应能承受合理水平的载荷，而不发生破坏或过大变形;
j) 结构设计应满足特定的气动外缘公差、阶差和间隙及其他相关要求;
k) 必须进行结构保护设计，结构保护包括防排水和电偶腐蚀防护;
l) 必须进行闪电防护设计和静电防护设计;
m) 在满足结构完整性要求的前提下，结构尽量轻;
n) 应通过合理的容差分配控制，使结构具有可维修性和互换性;
o) 应满足 HB 8438 的相关要求。
5 详细设计要求
5.1 静强度设计要求
复合材料副翼结构的静强度设计除满足CCAR-25-R4§25.303、§25.305和§25.307有关要求外，还需满足下列要求：
a) 应根据已有经验或在充分试验的基础上确定设计许用值，并据此进行结构的铺层设计和优化;
b) 计算模型的简化、结构有限元的划分及各种系数的选取应合理、准确， 并有充分的理论或实践依据;
c) 安全系数一般取 1.5;
d) 接头系数取 1. 15，对于复合材料件，接头系数可适当提高，推荐取 1.25;
e) 副翼及支承铰链架必须按平行于铰链线作用的惯性载荷进行设计，惯性载荷等于 12Wg，W 为副翼的重量，g 为重力加速度。
5.2 刚度设计要求
复合材料副翼结构的刚度设计除满足 CCAR-25-R4§25.305 有关要求外，还需满足下列要求：
a) 结构在限制载荷下不应产生有害变形，如不妨碍飞机的安全操纵的变形等;
b) 应通过合理地选取铺层角、铺层比和铺层顺序，以最小的质量达到所要求的刚度;
c) 副翼的设计应具有足够弯曲、扭转和旋转刚度，并满足运动间隙要求;
d) 对副翼的操纵刚度要求，体现为对副翼的旋转频率要求，旋转频率应满足气动弹性需求。
5.3 耐久性设计要求
复合材料副翼结构的耐久性设计应满足 HB/Z 413 要求。
5.4 损伤容限设计要求
损伤容限要求含缺陷的复合材料副翼结构在规定的使用期内应满足 CCAR-25-R4§25.571 规定的剩余强度要求，这里所指的缺陷包括初始缺陷和使用损伤。
a) 初始缺陷尺寸假设
初始缺陷包括 3 种类型，即冲击损伤、分层和划伤。
1) 冲击损伤：规定为勉强目视可见冲击损伤(BVID)或所考虑部位在使用中可能遇到的最大冲击能量产生的损伤;
2) 分层和划伤：规定为可接受的制造缺陷(通过试验验证列入验收技术条件)。
b) 使用损伤尺寸假设
使用损伤系指鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视可检损伤。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。
5.4.1 剩余强度要求
复合材料副翼结构的损伤容限剩余强度设计应满足下列要求：
a) 含可见损伤的结构
对于含有明显可见损伤的结构，必须能承受 CCAR-25-R4§25.571(b)款规定的剩余强度载荷要求。
b) 含使用损伤(离散源损伤)的结构
必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷，且损伤后的结构必须能够承受该次飞行安全返回的剩余强度载荷。
5.4.2 损伤扩展要求
复合材料副翼结构的损伤容限损伤扩展设计应满足下列要求：
a) 对于制造缺陷，在两倍使用寿命期内，初始缺陷尺寸不扩展或止裂;
b) 对于使用损伤，在两倍使用寿命期内，使用损伤尺寸不扩展到破坏。
5.5 颤振和其他气动弹性稳定性设计要求
复合材料副翼结构设计除满足 CCAR-25-R4§25.629 规定的颤振余量要求，还应满足以下要求：
a) 应选择合理的结构形式、结构布局与铺层参数， 以确保复合材料副翼结构在正常使用条件下能避开干扰频率的共振区、钟乳区， 将最大响应控制在限制值内，以免在使用期内出现结构性能退化乃至失效等事件;
b) 结构设计时，选择最佳受力与传力形式，以提高操纵系统刚度;
c) 经过计算或试验确定颤振形式，选择最佳配重方式，消除副翼旋转同其他模态之间的惯性耦合;
d) 在转动惯量计算之前，必须确定副翼结构的重心位置，以选定转动惯量计算参考坐标系的原点，各坐标轴向原则上应与飞机的机体坐标系对应平行;
e) 应考虑到允许使用期限中间隙的放大，颤振速压下降;阻尼器可耗散能量，对防颤振有利，但使系统品质变坏，应根据情况控制阻尼系数。
5.6 结构布置设计要求
复合材料副翼的结构布置应满足以下要求：
a) 应满足机翼整体功能及使用要求，为飞机提供足够大的滚转力矩，保证飞机横向操纵性能的要求;
b) 应力求尺寸最小、重量最轻、铰链力矩最小、操纵效率最高、工艺性和经济性最好;
c) 应为结构件和系统件等提供检查和维修通道，设置检查口盖;
d) 满足结构布置要求时，应使结构连接尽可能的少。
复合材料副翼结构布置除满足以上要求外，还需满足以下几点要求：
a) 悬挂支架布置应依据副翼展长和所受载荷情况确定悬挂支架的数目和悬挂点位置，使副翼的梁有较好的受力特性;
b) 悬挂点数目一般不少于 3 个;
c) 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。
5.7 结构连接设计要求
复合材料副翼的结构连接设计应满足 HB 7709 要求。
5.8 结构保护设计要求
复合材料副翼的结构防护设计应满足 CCAR-25-R4§25.609 要求，应有适当的保护，以防止使用中由于气候、腐蚀和磨损因素而引起性能降低或强度丧失;在必须保护的部位应有通风和排水措施。
5.8.1 防水和排水
复合材料副翼结构的防水排水设计应满足以下要求：
a) 结构若不能防止水的进入，应设计有排水通道;
b) 在易积水的部位，应设计有排水孔;
c) 在应力水平较低地方，可预留(或开)排水孔;
d) 对复合材料零件机械加工的边缘、排水孔周边，应涂覆密封胶。
5.8.2 防腐蚀
复合材料副翼结构的防腐蚀设计应满足 HB 7671 要求。
5.9 闪电防护设计要求
复合材料副翼结构的闪电防护设计除满足 CCAR-25-R4§25.581 要求外，还需满足下列要求：
a) 蒙皮外表面必须具有闪电防护措施，具体要求按 HB 6129 和 HB/Z 185;
b) 在副翼表面上从雷击进入点到雷击离开点之间应具有良好的电连接;
c) 由蒙皮进入副翼内部结构的电流应采用搭接线连通电流回路。
5.10 静电防护设计要求
复合材料副翼结构的静电防护设计应满足 CCAR-25-R4§25.899 要求，未进行闪电防护的玻璃纤维复合材料结构区域可采用防静电涂料防护，并在副翼尾部设置放电刷。
5.11 维修性和互换性设计要求
复合材料副翼结构的维修性设计应满足 CCAR-25-R4§25.611 要求，同时兼顾减少结构维修工作量和维修费用，减少备件。
a) 在进行结构方案设计时，就应考虑结构维修方案;
b) 结构设计时应为维修提供可达性、互换性、防差错和人素工程要求;
c) 采用有效技术途径减轻结构损伤，减少维修工作。
为提高维修效率，副翼通常具有良好的互换性要求。复合材料副翼结构设计应满足以下要求：
a) 应通过合理的容差分配和设计补偿，以满足互换性的技术要求;
b) 结构设计、连接形式要能满足快速更换的要求。
6 验证要求
6.1 概述
复合材料副翼结构的验证可通过分析或试验验证，试验验证常采用“积木式”试验方法。
6.2 静强度验证要求
复合材料副翼结构的静强度验证分析与试验验证应满足以下要求：
a) 应通过极限载荷下的部件试验程序来验证复合材料结构的静强度;
b) 静强度试验验证应确定结构符合设计准则的程度和可能的潜力;
c) 应考虑预期最严重的湿热环境对结构静强度的影响。
6.3 耐久性验证要求
复合材料副翼结构的耐久性分析与试验验证应满足以下要求：
a) 应考虑关键部位环境(包括地面环境与空中环境)对日历寿命的影响，进行耐久性分析，确定和验证结构寿命和结构完整性所需的检测维护方法与检测维护手段;
b) 通过对环境数据的统计分析确定和验证使用环境参数和环境谱;
c) 还应考虑湿热环境和刚度退化因素对结构耐久性的影响。
6.4 损伤容限验证要求
应进行分析和试验验证，以证明复合材料副翼结构在设计使用寿命内具有如 5.4所规定的损伤容限。在评定中，应考虑可能引起材料性能退化的温度、湿度和其他环境因素的影响。
a) 损伤容限评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式;
b) 损伤容限评定还必须结合有试验依据和服役经验(如果有服役经验)支持的重复载荷和静力分析来进行，以确定结构对损伤扩展的敏感性;
c) 剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受 CCAR-25-R4§25.571(b)中载荷要求;
d) 如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，两者中任一有重大变化时，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。
6.5 颤振和其他气动弹性稳定性验证要求
复合材料副翼结构的气动弹性评定包括颤振、发散、操纵反效以及任何因结构变形引起的稳定性、操纵性的过度丧失。气动弹性的评定必须满足 CCAR-25-R4§25.629 中颤振和其他气动弹性稳定性要求。
a) 对全尺寸结构的验证，应模拟实际结构支持情况;
b) 验证应按飞机的高度、速度、燃油分布等参数确定的最严重工况进行;
c) 应根据地面共振试验得到的频率和模态修正计算结果，给出结构颤振的特性结论;
d) 应计及环境对结构刚度的影响。
6.6 闪电防护验证要求
必须对复合材料副翼结构的闪电防护系统的有效性和可靠性进行验证试验，验证试验按CCAR-25
-R4§25.581 有关规定及 SAEARP5416 执行。
6.7 功能试验验证要求
复合材料副翼应参考 CCAR-25-R4§25.655 进行地面操作的功能试验，以确保副翼在任一使用的偏转角度范围内都不会出现相互碰撞、摩擦等干扰现象，并有足够的间隙。
6.8 适航符合性验证要求
6.8.1 概述
复合材料副翼结构的适航验证首先要符合 CCAR-25-R4 相应条款，还要满足复合材料部件适航审定的指导性文件咨询通告 FAA AC20-107B。
复合材料副翼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。
6.8.2 适航要求
复合材料副翼结构的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 中的§25.303、§25.305、§25.307、§25.571、§25.581、§25.603、§25.605、§25.609、§25.611、 §25.625、§25.629 及有关咨询通告要求等。
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。
