ICS 49.045 V 15
HB 8604-2021
飞机复合材料机翼前缘和尾翼前缘结构
设计要求
Design requirements for composite leading edge of wing and empennage
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、杨高、栗晓飞、凡玉、朱高尚、毛青松。
飞机复合材料机翼前缘和尾翼前缘结构设计要求
1 范围
本标准规定了飞机复合材料机翼前缘和尾翼前缘(以下简称“复合材料前缘”)结构设计的一般要求、详细要求、验证要求等。
本标准主要适用于民用运输类飞机复合材料固定机翼前缘和固定尾翼前缘的结构设计，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 7084 飞机结构抗鸟撞设计与试验通用要求
HB 8438 民用飞机复合材料结构设计通用要求
HB/Z 185 民用飞机闪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
《中国民用航空章程第 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(Composite Aircraft Structure)
SAEARP 5416 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 中界定的术语和定义适用于本文件。
4 设计依据
设计依据应由飞机总体设计文件给出，具体包括：
a) 机尾翼翼型数据;
b) 前缘的投影面积、后掠角;
c) 飞行包线和前缘使用环境、载荷;
d) 强度指标、刚度指标、维修性指标及服役期限指标;
e) 结构重量指标;
f) 系统设备布置。
5 一般要求
复合材料前缘结构设计通常应考虑和满足以下要求：
a) 选用的材料应符合相关标准，并经过充分试验验证，已用于飞机生产的成熟材料和成熟工艺，如选用新材料、新结构和新工艺，应进行试验验证;
b) 选用的标准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，并尽量减少标准件的种类和规格;
c) 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，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;
d) 结构布置应满足机翼和尾翼的整体功能及使用要求，保护主承力结构避免受到影响飞机飞行安全的损伤;
e) 结构设计方案的制定、工艺方案的选取应考虑工艺制造部门的工艺能力、工艺装备及设备的生产能力，同时应考虑航线维修的施工工艺条件;
f) 结构设计应满足互换性的技术要求，应满足航线快速更换的要求;
g) 尽量采用整体化结构并尽量采用共固化工艺，减少零件数量和装配工作量;
h) 必须考虑使用环境对材料性能的影响，环境因素主要包括湿、热和使用中可能遇到的最大不可见冲击损伤;
i) 材料的强度和性能数据应经验证后使用;
j) 强度校核应采用经验证的失效准则和分析程序;
k) 结构设计应满足特定的气动外形公差、阶差和间隙以及其他相关要求;
l) 必须进行结构保护设计，结构保护包括防排水及电偶腐蚀防护;
m) 必须进行闪电防护设计和静电防护设计;
n) 在满足飞机结构完整性要求的前提下，结构重量尽量轻;
o) 应满足 HB 8438 的相关要求。
6 详细要求
6.1 静强度设计要求
复合材料前缘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，还应满足下列要求：
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，铺层设计和优化应遵循以下要求：
1) 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;
2) 铺层角度通常只在 0˚、±45˚、90˚四种角度中选取，以便简化设计、分析和制造工艺; 上述任一铺层角的最小铺层百分比一般不小于 10%;
3) 尽量采用成对的±45˚铺层;
4) 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;
5) 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。
b) 计算模型的简化、结构有限元的网格划分及各种参数的选取应合理、准确， 并有充分的理论或实践依据。
c) 层压板或夹层主承载方向通常与外载方向一致。
d) 除另有规定，安全系数应从现行的专用强度设计准则中选取。
6.2 刚度设计要求
复合材料前缘结构的刚度设计除满足 CCAR-25-R4§25.305 有关要求外，还应满足下列要求：
a) 在限制载荷下不应产生永久有害变形。
b) 应充分利用复合材料铺层的正交各向异性特性，通过合理地选取铺层角、铺层比和铺层顺序，以最小的重量达到所要求的刚度，同时应满足下列要求：
1) 尽量避免结构开口;如必须开口，在满足设计要求的前提下，尽量少切断纤维;
2) 对于需局部加强的开口，补强区域铺层应与母板协调，相邻层的夹角应尽可能小，并要求厚度变化有一个过渡区，保持刚度均匀过渡。
c) 在各种限制载荷和疲劳载荷单独或共同作用下引起的弹性变形、永久变形和热变形引起的累积效应不能引起以下情况：
1) 导致飞机的气动特性无法满足飞行性能或飞行品质要求;
2) 导致部件的修理或更换。
6.3 耐久性设计要求
6.3.1 低能量冲击类型
复合材料前缘结构在制造和使用中受到的低能量冲击类型分为两类：工具坠落和冰雹冲击。
这两类低能量冲击源适用的损伤阻抗要求见表 1。
表 1 低能量冲击损伤阻抗设计要求
6.3.2 耐久性设计要求
复合材料前缘结构的耐久性设计除满足 HB/Z 413 有关要求外，还应满足下列要求：
a) 前缘蒙皮作为低能量冲击部位，外表面宜选用织物铺层，也可增加±45˚铺层比例，或采用碳-芳纶、碳-玻璃纤维构成的混杂结构;
b) 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 2.5mm，并铺设连续表面铺层以防剥离;
c) 对于夹层结构，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。
6.4 损伤容限设计要求
6.4.1 概述
损伤容限要求含缺陷的复合材料前缘结构在规定的使用期内应满足 CCAR-25-R4§25.571 规定的足够的剩余强度要求，这里所指的缺陷包括初始缺陷和使用损伤。
6.4.2 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。冲击损伤规定为目视勉强可见冲击损伤(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;分层和划伤规定为可接受的制造缺陷。
6.4.3 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见损伤。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。
6.4.4 剩余强度要求
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。
6.4.5 损伤扩展要求
扩展设计应满足下列要求：
a) 对于制造缺陷，在 2 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 2 倍使用寿命期内，使用损伤尺寸不扩展到破坏。
6.5 抗鸟撞设计要求
复合材料前缘结构的抗鸟撞设计应满足下列要求：
a) 当机翼前缘后方安装有整体油箱时，应能承受飞机以海平面巡航速度 Vc 飞行时发生 1.8kg 的飞鸟撞击，损伤后的结构必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷，不得允许燃油泄漏;
b) 当机翼前缘内安装有液压、操纵系统的管路和设备时， 如飞鸟击穿前缘(或变形过大)有可能使操纵、液压系统失灵而导致飞行事故， 则机翼前缘应能承受飞机以海平面巡航速度 Vc 飞行时发生 1.8kg 的飞鸟撞击，机翼前缘和机翼前梁不被击穿(或变形过大);
c) 当机翼前缘内不安装液压、操纵系统的管路和设备时， 如被飞鸟撞击，前缘可能凹陷甚至出现穿孔，只要不击毁大梁缘条就不会影响飞机安全，则机翼前缘应能承受飞机以海平面巡航速度Vc 飞行时发生 1.8kg 的飞鸟撞击，允许机翼前缘、机翼前梁腹板出现穿孔损伤，但这些损伤不会导致飞机飞行性能严重变坏和结构总体强度降低到不安全水平;
d) 当尾翼前缘内安装有液压、操纵系统的管路和设备时， 如飞鸟击穿前缘(或变形过大)有可能使操纵、液压系统失灵而导致飞行事故， 则尾翼前缘应能承受飞机以海平面巡航速度 Vc 飞行时发生 3.6kg 的飞鸟撞击，尾翼前缘和尾翼前梁不被击穿(或变形过大);
e) 当尾翼前缘内不安装液压、操纵系统的管路和设备时， 如被飞鸟撞击，前缘可能凹陷甚至出现穿孔，只要不击毁大梁缘条就不会影响飞机安全，则尾翼前缘应能承受飞机以海平面巡航速度Vc 飞行时发生 3.6kg 的飞鸟撞击，允许尾翼前缘、尾翼前梁腹板出现穿孔损伤，但这些损伤不会导致飞机飞行性能严重变坏和结构总体强度降低到不安全水平。
6.6 闪电防护设计要求
复合材料前缘通常位于飞机雷击 1 区、2 区、3 区，闪电防护设计除满足 CCAR-25-R4§25.581要求外，还应满足下列要求：
a) 复合材料蒙皮外表面应进行闪电防护设计，具体要求按HB6129和HB/Z 185，措施可以包括(但
不限于)在预期会受到闪电直接附着的结构外表面上粘贴金属丝或网等;
b) 复合材料前缘与周围结构之间必须进行电搭接设计;
c) 在复合材料前缘结构上采取防雷击措施，避免对电气和电子系统线路中产生高诱导电压和电流。
6.7 静电防护设计要求
复合材料前缘结构的静电防护设计应满足 CCAR-25-R4§25.899 要求，可合理的借助闪电防护措施，未进行闪电防护设计的玻璃纤维复合材料结构区域可采用防静电涂料防护。
6.8 结构保护设计要求
复合材料前缘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。
6.8.1 防排水
复合材料前缘结构的防排水设计应满足下列要求：
a) 前缘表面按雨蚀涂层处理或采取其他措施进行防雨蚀;
b) 应保证结构密封，防止雨水、湿气进入;
c) 不得留有积水和积垢的缝隙和死角;
d) 对易积水部位，应合理设置排水孔;
e) 应尽量将内腔或盲孔设计成通孔，防止冷凝水凝聚。
6.8.2 电偶腐蚀防护
对于不宜直接接触而又必须与之相连的金属材料，应采取下述防护措施：
a) 选用耐腐蚀且与复合材料的电位差小的材料(尤其是紧固件之类的小零件);
b) 采用合适的金属或非金属覆盖层;
c) 当碳纤维构件直接与铝合金或合金钢接触时，表面应布置玻璃布铺层;
d) 选用合适的表面涂层，且金属与复合材料应同时采用涂层;
e) 使用适当的密封材料封闭和隔离电解液，防止缝隙腐蚀。
6.9 维护和修理设计要求
复合材料前缘结构的维修性和修理设计应满足 CCAR-25-R4 相关要求，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，就应考虑复合材料结构的维修方案;
b) 结构应具有较好的可达性、互换性，并具有较好的防差错和人素工程设计措施;
c) 采用有效技术途径减轻结构损伤，减少维修工作。
6.10 持续适航要求
复合材料前缘结构的持续适航除满足 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(鸟撞损伤、雷击损伤)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服役极限，和不予修理的损伤水平;
b) 应编制结构维护手册;
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。
7 验证要求
7.1 概述
复合材料前缘结构的验证可通过分析或试验验证，试验验证可采用“积木式”试验方法。
7.2 静强度验证要求
复合材料前缘结构静强度验证分析与试验验证应满足：
a) 应保证在限制载荷作用下，结构不产生有害变形和损伤;
b) 应保证在极限载荷作用下，结构不出现总体破坏;
c) 应通过极限载荷下的部件试验来验证复合材料结构的静强度;
d) 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;
e) 应考虑预期最严重的湿热环境对结构静强度的影响。
7.3 耐久性验证要求
复合材料前缘结构的耐久性分析与试验验证应满足：
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) 应考虑湿热环境和刚度退化因素对结构耐久性的影响。
7.4 损伤容限验证要求
复合材料前缘结构应进行分析和试验验证，以证明在设计服役期限内具有如6.4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。
复合材料前缘结构的损伤容限验证应满足下列要求：
a) 应对结构关键区域进行疲劳载荷试验，以确定结构对损伤扩展的敏感性;复合材料前缘采用损伤无扩展设计概念，可以这些试验构成验证设计概念的基础;还应通过试验来评定环境对损伤扩展特性的影响和无扩展设计概念的有效性;试验用的环境和疲劳载荷应代表预计的使用情况;
b) 剩余强度评定时应考虑 6.4 所规定的缺陷/损伤尺寸，并应证明结构的剩余强度等于或大于 6.4所规定，而且其刚度特性的改变不应超出可接受的水平，剩余强度试验应在疲劳载荷循环后进行;
c) 试验大纲中应包括检查频率、范围和方法组成的检查程序。
7.5 抗鸟撞验证要求
依据机尾翼前缘周围是否安装油箱、系统、液压设备进行失效判据的界定， 抗鸟撞验证可以使用经验证的动强度方法进行仿真计算，但应进行结构验证，结构验证按照 HB 7084 的要求进行。
7.6 闪电防护验证要求
必须对复合材料前缘结构的闪电防护系统的有效性和可靠性进行验证试验，验证试验具体执行按照SAEARP 5416。
7.7 适航符合性验证要求
7.7.1 原则
复合材料前缘结构应通过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、组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、试验大纲、试验报告、制造方法等)，并把这些文件提交型号飞机的适航管理部门。
7.7.2 适航要求
CCAR-25-R4 定义了运输类飞机适航要求，复合材料前缘结构的材料、设计和制造所需满足的主要条款要求见表 2。
表 2 复合材料前缘结构使用的主要适航条款
复合材料前缘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，并满足表 2 列出的适用适航条款及相关适航咨询通告要求，具体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。
