高清可复制 HB 8605-2021 飞机复合材料结构适航符合性验证通用要求

　　ICS 49.045 V 36

　　HB 8605-2021

　　飞机复合材料结构适航符合性验证

　　通用要求

　　General requirement airworthiness compliance verification for aircraft

　　composite structure

　　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：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院、中国民航大学、中国民用航空适航审定中心西安航空器适航审定中心、中国飞机强度研究所、中国航空综合技术研究所。

　　本标准主要起草人：程 凯、冯振宇、马 健、解 江、刘小川、邹 君、栗晓飞、王 薇。

　　飞机复合材料结构适航符合性验证

　　通用要求

　　1 范围

　　本标准规定了飞机纤维增强复合材料(如碳纤维、玻璃纤维增强材料等)结构(以下简称复合材料结构)的适航符合性验证通用要求，包括：材料和制造、静强度、疲劳和损伤容限、气动弹性、持续适航以及适坠性、防火阻燃和其他受热问题、闪电防护的适航符合性验证通用要求。

　　本标准适用于依据 CCAR-23、CCAR-25、CCAR-27、CCAR-29 部获得型号合格证，并依据CCAR-21 部生产的飞机复合材料结构适航符合性验证，其他复合材料结构适航符合性验证可参考执行。

　　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。

　　CCAR-21 民用航空产品和零部件合格审定规定

　　CCAR-23 正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定

　　CCAR-25 运输类飞机适航标准

　　CCAR-27 正常类旋翼航空器适航规定

　　CCAR-29 运输类旋翼航空器适航规定

　　CCAR-121 大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则

　　CCAR-135 小型航空器商业运输运营人运行合格审定规则

　　FAA AC20-53 航空器燃油系统油气雷击起火的防护(Protection of Aircraft Fuel Systems Against Fuel Vapor Ignition Caused Lightning)

　　FAA AC20 - 136 航空器 电气和电子系统 闪电防护(Aircraft Electrical and Electronic System Lightning Protection)

　　FAA AC23-15 小飞机适航符合性审定程序(Small Airplane Certification Compliance Program)

　　FAA AC25.571 - 1 结构损伤容限和疲劳评定(Damage Tolerance and Fatigue Evaluation of Structure)

　　3 术语和定义、缩略语

　　3.1 术语和定义

　　下列术语及定义适用于本文件。

　　3.1.1

　　冲击损伤 impact damage

　　外来物冲击产生的结构异常。

　　3.1.2

　　超载系数 overload factor

　　施加到特定结构试验，用于说明在该试验中没有处理清楚的参数(如环境、不足的积木式试验等)，该系数通常由说明这种参数影响的较低级别积木式试验得到。

　　3.1.3

　　点设计 point design

　　具有特殊设计细节的典型结构件(如耳片或主接头等)，可用试验或试验与分析相结合的方法来验证。通常认为不能用于其他结构的验证。

　　3.1.4

　　缓慢扩展方法 slow growth approach

　　一种要求验证带有明确定义缺陷的结构，能承受适当重复载荷的方法，同时在结构寿命期间，或超出与适当损伤检测能力相关的适当检测周期内，只有缓慢、稳定和可预计的缺陷扩展。

　　3.1.5

　　偏离 discrepancy

　　通过规定的检测程序可检出的、允许的制造异常。偏离可能在加工、生产或装配过程中产生。

　　3.1.6

　　寿命(或载荷)放大系数 life (or load) enhancement factor

　　用于考虑材料分散性，相对于原计划的设计载荷和寿命值，施加到结构重复载荷试验中的附加载荷系数/试验持续时间，用以得到所需的数据置信水平。

　　3.1.7

　　设计值 design values

　　为保证整个结构的完整性具有高置信度，由试验数据确定并被选用的材料、结构元件和结构细节的性能。这些值通常基于为考虑实际结构状态而经过修正的许用值，并用于分析计算安全裕度。

　　3.1.8

　　无扩展方法 no-growth approach

　　一种要求验证带有明确定义缺陷的结构，能承受适当重复载荷，并在结构寿命期间没有有害缺陷扩展的方法。

　　3.1.9

　　许用值 allowables

　　建立在概率基础上(如具有 99%概率和 95%置信度的 A 基准值，和 90%概率和 95%置信度的 B 基准值)，由层压板或单层级的试验数据确定的材料值。导出这些值要求的数据量由所需的统计意义(或基准)决定。

　　3.1.10

　　止裂扩展方法 arrested growth approach

　　一种要求验证带有明确定义缺陷的结构能承受适当重复载荷，同时其缺陷扩展或是通过机械止裂或是在达到临界尺寸(剩余静强度降低到限制载荷)前终止的方法，它与具体的检查间隔和损伤可检性相关。

　　3.2 缩略语

　　下列缩略语适用于本文件。

　　ADL-允许损伤极限(Allowable-Damage-Limits);

　　BVID-目视勉强可见冲击损伤(Barely-Visible-Impact-Damage);

　　CAAC-中国民用航空局(Civil Aviation Administration of China);

　　NDI-无损检测(Nondestructive-Inspection);

　　RDL-可修理损伤极限(Repairable-Damage-Limits);

　　VARTM-真空辅助树脂转移模塑(Vacuum-Assisted Resin Transfer Molding);

　　VFR-目视飞行规则(Visual Flight Rules);

　　VID-目视可见冲击损伤(Visible-Impact-Damage)。

　　4 材料和制造

　　4.1 基本要求

　　应通过充分的试制和试验来验证一个可重现的、可靠的结构设计， 证明结构中采用的材料和制造工艺符合 CCAR-23、CCAR-25、CCAR-27、CCAR-29 部中第 603、605 等适航规章要求，见附录 A。

　　4.2 材料和工艺控制

　　材料和工艺控制应满足以下要求：

　　a) 应建立覆盖材料、材料工艺和制造方法的标准(或规范)，确保制造可重现的、可靠的结构;

　　b) 标准(或规范)允许的偏差应由试验证据支持的分析或试样、元件或组合件级试验来表明符合性;

　　c) 飞机型号取证中采用的材料规范和工艺规范需获得 CAAC 批准;

　　d) 采购文件中规定的材料要求应以采用相关工艺规范所生产样件的合格鉴定试验结果为依据，其中，合格鉴定试验数据必须覆盖对控制生产复合材料结构所用材料和工艺性能;

　　e) 对在线工艺质量控制要监控关键的特性和工艺参数;

　　f) CAAC 要求建立一个包括工程、制造和质量控制专业的全面质量控制计划;

　　g) 在建立设计数据库时，应确定环境对材料性能和工艺关键特性的影响。

　　4.3 制造实施

　　制造实施应满足以下要求：

　　a) 依据已批准的工艺规范、制造文件开展复合材料结构零件制造和装配;

　　b) 应建立完整的生产记录以支持零件验收和允许的偏离(缺陷、损伤和异常)处理;

　　c) 针对无法检测的结构，需通过工艺控制来实现稳定、可靠的制造; 并应开展关键结构细节的破坏检测;

　　d) 应通过生产样件和质量评估，来鉴定已认证飞机产品的新供应商，以保证等同生产和再现性。

　　4.4 结构胶接

　　结构胶接的应用基于严格的工艺控制和结构完整性的充分验证，应满足以下要求：

　　a) CCAR-23 部对胶接结构和胶接连接提出了明确的适航要求(见 CCAR23.573)，运输类飞机及旋翼航空器可通过制定专用条件等方式符合同样的适航要求;

　　b) 在结构胶接的所有类型的试验中，胶接破坏表明基底与粘接材料之间缺乏化学粘接，是不可接受的失效模式;

　　c) 应通过适当的验证，证明经鉴定的胶接材料与工艺具有环境条件下的耐久性;

　　d) 应编制工艺规范来控制制造和修理中的结构胶接;

　　e) 结构胶接需了解由于工艺允许的预期变异性对结构性能的影响，可对工艺规范限制范围之外的情况进行表征，保证工艺的稳定、可靠的;

　　f) 生产中发现胶接破坏，应将受影响的零件或装配件隔离、立刻分析原因;

　　g) 使用中发现胶接破坏，应将受影响的飞机进行隔离处理、立刻分析原因， 依据指导性文件开展检测和修理，使受影响的飞机恢复到适航状态。

　　4.5 环境影响

　　环境影响应满足以下要求：

　　a) 应制定环境设计准则，确定所评定结构材料可能遭受的最严酷环境曝露条件，包括温度和湿度。并可通过服役数据(如吸湿量与使用时间的关系)来验证环境设计准则。

　　b) 在最不利的正常操作和系统失效情况，应确定紧靠热源的飞机系统周围所安装复合材料结构的峰值温度。

　　c) 应提供试验数据来验证，材料设计值或许用值是以高置信度，在使用中预期的严酷环境条件(如温度、湿度等)下获得的。

　　d) 应通过试验(如加速环境试验)或服役数据，来确定服役环境对该材料体系静强度、疲劳和损伤容限性能以及设计值的影响。

　　e) 当出现过去未覆盖到的变化或独特的设计细节，应评定环境(温度和湿度)循环的影响。

　　f) 若能表明已有试验数据可直接用于该应用对象的材料体系、设计细节和环境循环条件特性时，可以使用已有数据。

　　g) 加速试验方法应代表实际的环境曝露与重复载荷。

　　h) 加速试验中，为保证得到代表真实环境曝露的性能，应避免出现任何会引起材料化学变化的因素(如引起后固化的高温)。

　　i) 在结构设计和选择工艺方法时，须考虑由于使用环境产生的残余应力影响(如相连接结构件不同的热膨胀)。

　　4.6 结构保护

　　结构保护应满足以下要求：

　　a) 针对使用中预期条件，确定可能引起复合材料结构退化的因素，如风化、老化、磨蚀、腐蚀、紫外线辐射和化学环境(如乙二醇、液压油、燃油、清洗剂等);

　　b) 制定防止材料性能退化的有效防护措施和注意事项，并通过试验证实;

　　c) 确定需要提供通风和排水措施的部位;

　　d) 在复合材料与金属材料间的接触面需采用隔离层来避免电化学腐蚀(如采用玻璃布隔离碳纤维复合材料层与铝合金);

　　e) 需要鉴定复合材料零件装配所用紧固件和安装程序，避免电化学腐蚀以及安装紧固件时可能对复合材料产生的损伤(如分层和纤维断裂)。

　　4.7 设计值

　　设计值应满足以下要求：

　　a) 应基于批准的材料规范采购，并依据批准的工艺规范制造的试验件开展相关试验获得设计值的数据;

　　b) 应通过层压板试验，或单层级试验与经试验验证的分析相结合的方法来确定层压板级的设计值;

　　c) 非层压板结构或先进复合材料工艺，应在结构件直接开展试验，或由经试验证实的分析与代表结构特征的子结构试验相结合的方法来确定设计值。

　　4.8 结构细节

　　结构细节应满足以下要求：

　　a) 对于特定结构(点设计)，建立包括相应设计特征(如孔、接头等)影响的设计值。

　　b) 通过分析，把外来物冲击损伤威胁引起的复合材料结构损伤严重程度进行量化，因此需要进行试验来表征剩余强度，包括临界损伤位置和复合受载对结构的影响。

　　c) 对极限复合受载状态与限制复合受载状态，可通过限制设计应变水平来对应不同的冲击损伤水平。应建立试验支持的分析方法，来表征点设计细节的剩余强度。

　　5 静强度验证要求

　　5.1 基本要求

　　静强度验证包括以下基本要求：

　　a) 复合材料结构静强度应符合 CCAR-23、CCAR-25、CCAR-27、CCAR-29 部中第 305 条等适航规章要求，见附录 A;

　　b) 复合材料结构静强度符合性验证，应考虑所有的临界载荷工况以及相关的破坏模式，还应包括环境影响，制造过程中引起的结构残余应力，材料和工艺变异性，不可检缺陷或质量控制、制造验收标准允许的缺陷，以及持续适航文件所允许的使用损伤;

　　c) 除非已有相似设计、材料体系和载荷状态的经验能够表明可以采用由试样、元件、典型结构件和组合件试验所支持的分析方法，或者采用可接受的较低载荷水平下的部件试验表明符合性，否则，应采用在适当环境下的部件极限载荷试验，来验证复合材料结构的静强度。

　　5.2 重复载荷与环境曝露的影响

　　重复载荷与环境曝露的影响应满足以下要求：

　　a) 静强度评定中，应考虑可能引起材料性能退化的重复载荷与环境曝露的影响。

　　b) 可采用由试验数据支持的分析;由试样、元件、典型结构件或组合件级的试验; 或用已有的相关数据进行说明。

　　c) 对临界载荷工况，在全尺寸静力试验中可用三种方法来考虑重复载荷/环境曝露影响;

　　1) 第一种方法，应对先前受过重复载荷和经过浸润(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。

　　2) 第二种方法，基于试样、元件、典型结构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，以上试验表征的退化(如采用超载系数)应在全尺寸静强度验证试验，或在对试验结果的分析中给予考虑。

　　3) 第三种方法，将前两种方法结合起来使用(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)。也可采用通过经证实的试验和分析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)的其他替代方法。

　　5.3 “积木式”方法

　　应基于一系列复杂程度逐渐增加的试验件，通过分析和验证试验来可靠地确定复合材料结构强度，这种方法通常称为“积木式”方法，要求包括：

　　a) 可采用试样、元件、典型结构件和组合件试验和分析来说明变异性、环境、结构不连续(如接头、开口或其他应力集中处)、损伤、制造缺陷和特定的设计或工艺细节问题。

　　b) 图 1 和图 2 分别给出了典型的固定翼结构和尾桨叶积木式方法的试验简图：

　　1) 统计需求的数据来源于大量的低级别(试样和元件)试验;结构细节性能则用较少的组合件和部件试验来证实;典型结构件和组合件试验可以用于验证预估局部应变和破坏模式的分

　　析方法。

　　2) 当不能采用分析证明时，需要额外的统计考虑(如用重复的点设计试验/部件超载系数，来覆盖材料和工艺的变异性)。

　　3) 静强度适航符合性验证计划应对关键结构考虑所有的关键载荷情况，包括预期服役周期结束时的剩余强度和刚度要求的评估，其中要考虑服役期间出现的损伤和其他退化问题。

　　4) 复合材料结构静强度的成功验证，取决于对应力集中(如结构细节的缺口敏感性和冲击损伤)、可能出现的破坏模式和面外载荷的正确考虑。典型结构件和组合件试验还可用于确定失效准则以及装配后复合材料结构中的冲击损伤。部件试验实现对包括某些面外影响的复合载荷与复杂传力路线(包括某些面外影响)的最终验证。

　　5) 当采用积木式方法，应通过由试验支持的分析方法识别出部件试验的关键载荷工况和相关的失效模式。

　　c) 如果能够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开展部件静力试验。

　　图 1 固定翼结构积木式试验简图

　　图 2 尾桨叶积木式试验简图

　　5.4 制造要求

　　依据工艺规范和生产规程制造、装配静力试验件，确保试验件能代表产品构型(包括与依据制造验收标准确定的限制值相一致的缺陷)。

　　5.5 材料和工艺变异性

　　静强度验证中需考虑复合材料结构的材料和工艺变异性，主要通过建立充分的工艺和质量控制，并通过试验与分析表明结构满足强度要求：

　　a) 材料和工艺变异性引起的强度性能分散性，应通过适当的许用值或设计值来表征，设计值应符合 CCAR-23、CCAR-25、CCAR-27、CCAR-29 部中第 613 条适航规章要求;

　　b) 当缺乏足够的积木式试验数据和分析证明时，需要在部件试验中施加超载系数(通过试验或经验获得)，并且必须考虑预期的材料和工艺变异性。

　　5.6 静强度试验损伤引入要求

　　静强度试验损伤引入应满足以下要求：

　　a) 由制造和使用中预计可能出现，但不大于按所选检测方法确定的可检门槛值冲击损伤，该损伤不会使结构强度低于极限载荷能力，可通过由试验支持的分析，或用试样、元件、典型结构件、组合件和部件级的试验组合来证明;

　　b) 静强度验证中选择的冲击部位，应考虑局部结构细节的危险程度和检测该部位的能力;

　　c) 静强度验证所用的冲击头尺寸和形状，应与飞机寿命期间可能漏检的冲击损伤事件相一致。

　　5.7 材料/工艺变更

　　已通过 CAAC 批准的结构，如发生较大的材料/工艺变更，需要附加静强度验证，见附录 B。

　　6 疲劳和损伤容限验证要求

　　6.1 基本要求

　　复合材料结构疲劳损伤容限评定，应基于 CCAR23.573、25.571、27.571 和 29.571 等适航规章要求，见附录 A，通过适航符合性验证表明，在飞机的使用寿命期间能避免由于疲劳、环境影响、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。基本要求和方法包括：

　　a) 复合材料损伤容限和疲劳性能与结构设计细节(如蒙皮层压板铺层顺序、长桁或框间距、加筋元件连接细节、损伤抑制特性和结构冗余)密切相关。

　　b) 复合材料损伤容限和疲劳评定要求用部件试验验证，除非有类似设计、材料体系和载荷的经验，能证明由试样、元件、典型结构件和组合件试验支持的分析方法适用。

　　c) 如果有充分的“积木式”试验证据，确保所选的重复和静力加载顺序得到的结果代表服役情况或提供一个保守的评估，那么最终静强度、疲劳和损伤容限验证可以在一个部件试验项目中实施。

　　d) 在数量有限的部件试验中，需要用峰值重复载荷来实际验证复合材料结构的疲劳和损伤容限。因此，对试验件中的金属结构通常要求有附加的考虑和试验。FAA AC25.571-1 提供了金属结构损伤容限和疲劳指南。

　　6.2 损伤容限评定

　　6.2.1 损伤威胁评估

　　损伤容限评定首先确定验证对象，针对确定的结构进行损伤威胁评估，来确定在制造、使用或维护

　　期间可能出现的损伤部位、类型和尺寸， 评估中要考虑疲劳、环境影响、固有缺陷、外来物冲击或其他意外损伤(包括离散源损伤)：

　　a) 开展具体复合材料结构损伤威胁评估，主要考虑以下因素：零件的功能、在飞机上的位置、过去的使用数据、意外损伤、使用环境、冲击损伤阻抗、装配结构细节的耐久性(如螺接或胶接连接耐久性)、相邻系统的相互影响(可能的过热或其他与系统失效有关的威胁)，以及能引起零件超载或损伤的非正常使用、非正常维修等。同时，因结构的损伤威胁评估与维护规程有关，应确定已知损伤的损伤容限能力和检测能力。

　　b) 外来物冲击需要验证冲击损伤的严重性和可检性，包括从使用中以及从冲击调查收集到的所有损伤数据，随着使用数据的积累，可以完善检查间隔与维护措施。其中冲击调查包括以下要求：

　　1) 典型结构件上开展的冲击试验，试验件结构要满足实际结构的边界条件特征;

　　2) 为确定最危险的可能冲击(即能引起最严重的损伤但最不容易检出的冲击情景)，需要验证多种冲击情景和部位;

　　3) 在模拟典型能量水平下的意外冲击损伤时，应根据载荷状态(如拉伸、压缩或剪切)选择不同尺寸和形状的钝或尖锐的冲击头，来产生最严重和最不易检出的损伤;

　　4) 应考虑各种可能出现的冲击，包括跑道或地面碎石、冰雹、工具掉落和车辆撞击， 直至获得足够的使用经验，来对能量和冲击头变量做出满意的工程判断。

　　6.2.2 5 类损伤

　　完成损伤威胁评估后，可以把各种损伤分为如下所述的 5 类损伤，见图 3：

　　a) 第 1 类损伤：定期检测或专门安排的外场检测可能漏检的允许损伤或允许的制造缺陷：

　　1) 第 1 类损伤的结构验证，在服役期内具有承受极限载荷的能力;

　　2) 第 1 类损伤应满足本标准第 5 章节相关的要求;

　　3) 第 1 类损伤的例子包括：BVID 和在制造或使用中引起的允许缺陷(如小的分层、孔隙、小的划伤、小的沟槽和较小的环境损伤)。

　　b) 第 2 类损伤：在规定的检查间隔期间进行定期或专门安排的外场检查能可靠检测出的损伤：

　　1) 第 2 类损伤的结构验证包括可靠的检查方法和检查间隔，在此检查间隔内要保持超过限制载荷的承载能力;

　　2) 第 2 类损伤不应扩展，或若出现损伤缓慢扩展或止裂扩展，则在检测周期内应保持剩余强度水平超过限制载荷能力;

　　3) 第 2 类损伤的例子包括：VID、沟槽、划伤、在工厂不明显的制造缺陷、可检的分层或脱胶以及大的局部受热或环境引起结构性能的退化，在发现这类损伤前能具有足够的剩余强度。

　　c) 第 3 类损伤：可由无复合材料检测专业技能的机组或外场维护人员在其出现后几次飞行期间能可靠检出的损伤：

　　1) 第 3 类损伤的结构设计与验证应保证结构具有承受限制载荷或接近限制载荷的能力;

　　2) 第 3 类损伤必须有某个清晰目视迹象的明显可见部位;或由于零件变形、配合失当或功能丧失，而在短期内出现明显的其他潜在损伤的迹象;

　　3) 第 3 类损伤的例子包括：在地面巡回检测期间或正常的工作项目检测(如油箱渗漏、系统故障或客舱噪声)期间能发现的大 VID 或其他明显可见损伤。

　　d) 第 4 类损伤：由已知偶发事件引起限制飞机机动特性的离散源损伤：

　　1) 第 4 类损伤的结构证实包括适航规章规定的剩余强度验证;

　　2) 增压结构的第 4 类损伤剩余强度要求通常比图 3 所示的级别更高;

　　3) 第 4 类损伤的例子包括：发动机叶片破裂、鸟撞(按规章规定)、轮胎爆裂和严重的飞行中

　　冰雹等。

　　e) 第 5 类损伤：设计准则或结构适航符合性验证程序未包括，由异常的地面或飞行事件引起的严重损伤。第 5 类损伤的例子包括：地面服务车辆与飞机的严重撞击、异常的飞行超载状态、非正常硬着陆、维修时千斤顶顶起操作失误、飞行中的飞机零件失落以及高能量大面积(钝头)冲击等。

　　f) 第 2、3、4 和 5 类损伤均与修理有关。

　　g) 申请人也可以使用有助于描述疲劳和损伤容限验证具体途径的其他类别，并获得 CAAC 批准。

　　图 3 表明设计载荷水平与损伤严重性类别关系简图

　　6.2.3 损伤无扩展、缓慢扩展和止裂扩展

　　损伤无扩展、缓慢扩展和止裂扩展方法应分别满足以下要求：

　　a) 应对关键结构区域的元件、典型结构件和组合件进行重复载荷试验， 来确定结构对损伤扩展的敏感性，这种试验可形成损伤容限要求中无扩展方法的基础：

　　1) 重复载荷试验应评定环境对损伤扩展特性和无扩展有效性的影响，所用试验环境应符合预计的使用情况。

　　2) 由于热膨胀不同，要确定设计中复合材料与金属间界面处产生的残余应力，这部分应力取决于重复载荷循环期间的使用温度，并在损伤容限评定时予以考虑。

　　3) 应通过考虑特定损伤的出现概率和与此损伤相关的剩余强度能力，来确定检查间隔。保证结构剩余强度低于极限载荷，以致安全水平低于缓慢扩展状态下的时间不会过久，如图 4所示。

　　4) 当没有给定损伤尺寸出现概率的统计数据时，需要保守地假设在几次飞行期间检测出大损伤尺寸的承载能力。一旦检出损伤，应对部件进行修理使其恢复到极限载荷承载能力，或则进行更换。

　　b) 对复合材料中发现的某些损伤类型，若能表明扩展速率是缓慢、稳定和可预计的， 则传统的缓慢扩展方法是适用的，缓慢扩展特性应给出保守和可靠的结果：

　　1) 作为缓慢扩展方法的一部分，应建立包括检查频率、范围和方法在内的检查程序， 并将其纳入维护计划中。应确定检查间隔，使得从损伤初始可检到其剩余强度降到限制载荷(认为是极限状态)的时间段内，能以极高概率检出损伤，同时要考虑环境影响。

　　2) 对承载能力低于极限载荷，检出的任何损伤尺寸，要对部件进行修理使其恢复到能承受极

　　限载荷能力，或进行更换。

　　3) 若损伤在达到临界值以前出现功能性问题(如不可接受的刚度降)，则应对零件进行修理或更换。

　　图 4 剩余强度简图

　　c) 复合材料的某些损伤类型和采用的设计特征(如几何形状变化、增强、厚度变化或结构连接)，若能可靠地证明损伤扩展是可预计的，并在达到临界值(剩余强度降低到限制载荷)以前被机械止裂或终止，且损伤可检，则止裂扩展方法可以适用。如图 5 所示。

　　1) 为验证止裂扩展方法，应在重复载荷下对关键结构区域的元件、典型结构件、组合件、部件或全尺寸结构进行试验。保证结构在修理以前， 其剩余强度能力不会长期处于接近限制载荷的损伤状态。

　　2) 对任何使承载能力低于极限载荷的损伤尺寸，要通过修理使部件恢复到极限承载能力，或进行更换。

　　图 5 三种不同复合材料结构损伤容限证实方法的剩余强度与损伤尺寸关系的示意图

　　d) 重复载荷应代表预期的使用情况，重复载荷试验考虑代表制造、装配和使用时可能出现， 并与所用检测技术一致的损伤水平(包括冲击损伤)。

　　e) 依据制造文件和工艺规范制造和装配损伤容限试验件，确保试验件代表生产构型。

　　6.2.4 损伤扩展/无扩展评定

　　应通过试验证据支持的分析，或通过试样、元件、典型结构件或组合件级的试验来进行损伤扩展/无扩展的评定：

　　a) 应确定初始可检损伤的大小，并与制造和使用时所用检查方法一致;

　　b) 采用对固有缺陷或机械方法引入的损伤施加重复载荷循环的办法，来获得缺陷/损伤扩展数据;

　　c) 为表明扩展和无扩展特性，所要施加的循环数应是有统计意义上的，在建立与损伤尺寸的关系时需要同时考虑载荷/寿命的影响。

　　6.2.5 剩余强度评定

　　应在损伤威胁评估的基础上开展前 4 类损伤剩余强度评定。应通过部件或组合件试验， 或试验数据支持的分析，进行损伤的剩余强度评定，这一评定应验证结构的剩余强度不小于规定的设计载荷(认为是极限载荷)，且应考虑环境影响。具体要求包括：

　　a) 应确定剩余强度评定用的损伤大小，包括所选外场检查方法检出概率的统计。

　　b) 对无扩展、缓慢扩展、止裂扩展三种方法，见图 5，应在重复载荷循环后进行剩余强度试验。剩余强度评估所用的概率分析方法，应考虑从全面损伤威胁评估中确定的损伤复杂特性。如果有足够多关于重复载荷和环境曝露试验数据，在分析中允许采用保守损伤尺寸。

　　c) 复合材料设计应提供与常规金属结构设计同样水平的破损-安全、多传力路线的结构保证。因此静强度许用值应是具有 95%置信度和 90%概率的统计基准。

　　d) 在 4.4 中给出了胶接结构剩余强度的具体要求。

　　e) 应表明，刚度特性的改变未超出可接受的水平。

　　6.2.6 重复载荷

　　重复载荷应满足以下要求：

　　a) 为开展疲劳试验和分析编制的重复载荷谱，应代表预期的使用用途;

　　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;降低最大载荷水平(高载截取)通常是不被接受的;

　　c) 重复载荷行为的变异性应通过适当的载荷放大系数或寿命分散系数来覆盖。

　　6.2.7 检查程序

　　应编制包括检查间隔、范围和方法在内的检查程序。检查间隔的确定， 应使得从初始可检尺寸扩展到所要求剩余强度对应的极限尺寸的时间范围内，能可靠地检出损伤。具体要求如下：

　　a) 对无扩展设计，应把检查间隔作为维修大纲的一部分。在选择这样的检查间隔时， 要考虑带有假定损伤时所对应的剩余强度水平，如图 4 和图 5 所示。

　　b) 复合材料损伤威胁的全面评估，将不同损伤尺寸按相关检查方法进行分类，支持基于精确的损伤容限评估制定的维修大纲，可避免采用很大损伤假设的保守设计准则。

　　6.2.8 离散源损伤

　　在飞行中出现明显离散源损伤(例如发动机非包容破坏等)的结构，应能承受在完成本次飞行期间合理预计的静载荷(CCAR25.571 条款规定是极限载荷)。具体要求如下：

　　a) 应基于对飞行任务以及可能与每一离散源有关损伤的合理评估，确定损伤大小;

　　b) 按最危险的第 4 类损伤对相关载荷情况进行结构验证;

　　c) 对于安全裕度高而不要求对相关返航载荷进行专门剩余强度评估的第 4 类损伤(如严重的飞行中冰雹)，仍要进行必要的检测。

　　6.2.9 环境影响

　　在损伤容限评估中，应考虑可能引起材料性能退化的温度、湿度和其他环境以及与时间有关老化因素的影响。除非在环境下开展试验，否则应给出适当的环境因子用于评估。

　　6.3 疲劳评定

　　复合材料结构疲劳的适航验证应通过部件疲劳试验或由试验证据支持的分析，并计及适当的环境影响来表明符合性。具体要求如下：

　　a) 应按照制造文件和工艺规范来制造和装配试验件，确保试验件代表生产构型。

　　b) 应进行足够的部件、组合件、典型结构件、元件或试样试验，来确定疲劳分散性和环境影响。

　　c) 可以用部件、组合件、典型结构件和元件试验， 来评估含冲击损伤结构的疲劳特性。其损伤程度应代表制造、装配和使用时可能出现的损伤， 且与所用检查方法协调一致。在疲劳试验中还应包括结构寿命期间会存在的，其他允许的制造和使用缺陷。

　　d) 疲劳试验期间，应验证刚度性能的变化没有超出可接受的水平。

　　e) 应基于试验结果确定更换寿命。

　　f) 对第 1 类损伤要开展疲劳评估，在飞机结构寿命期内保持承受极限载荷的能力。

　　6.4 损伤容限与疲劳的联合评定

　　损伤容限与疲劳的联合评定应满足以下要求：

　　a) 对给定结构确定检测程序和验证服役寿命，要分别考虑预期的飞机使用期间可能会遇到的所有可检与不可检损伤;

　　b) 延寿工作应包括部件重复载荷试验、机队领先飞行大纲(包括 NDI 和破坏性的拆毁检查)的验证数据，以及对意外损伤与环境使用数据的统计评估。

　　7 气动弹性验证要求

　　须开展气动弹性评估，包括颤振、操纵反效、发散， 以及结构受载与变形引起的失稳与失控。必须通过设计、质量控制、维修和系统相互作用，避免出现颤振和其他的气动弹性失稳问题。

　　复合材料结构的评定需要考虑重复载荷、环境曝露和使用损伤事件(如较大的第 2 类，3 类或 4 类损伤)对关键性能(如刚度、质量和阻尼)的影响，这些影响可以通过试验证据支持的分析或通过试样、元件、典型结构件或组合件级试验来确定。同时，需关注以下要求：

　　a) 某些遭受大损伤的操纵面虽保持了适当的剩余强度裕度，但可能出现刚度降低或质量增加(如夹层壁板脱胶/水分浸入)，将对颤振和其他气动特性有不利影响，这对易于受到意外损伤和环境退化的操纵面非常重要;

　　b) 需要评定因其他因素，如修理、制造缺陷和多层涂漆引起的重量或刚度变化;

　　c) 评估邻近高温热源结构部件气动弹性问题(如位于发动机尾流路径上的尾翼结构)。

　　8 其他要求

　　8.1 适坠性

　　复合材料结构适坠性应满足以下要求：

　　a) 飞机的适坠性取决于机身的冲击响应特性。机体设计应保证， 在可存活的坠撞条件下，乘员有机会避免受到严重的伤害。复合材料结构设计应考虑不同于常规金属机体设计的结构特性， 包括大的修理或更换。可以通过试验或由试验证据支持的分析进行结构评估; 使用经验也可以作为支持性的验证证据。

　　b) 对遭受可存活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。

　　c) 对有复合材料机身结构的运输类飞机，需要制定专用条件对其坠撞后存活能力提出适航要求。必须评估复合材料机身结构的冲击响应，来保证其存活能力与金属材料制造的类似尺寸飞机没有明显的差别。必须评估机体和地板结构的冲击响应以及所产生的结构变形。在进行评估时应考虑以下四项准则：

　　1) 在可存活的坠撞时，乘员承受的加速度和载荷不得超过临界门槛值;

　　2) 乘员必须得到保护，避免重物(如项部行李舱)掉落引起的冲击;

　　3) 在可存活的坠撞后，乘员必须有足够的存活空间;

　　4) 在可存活的坠撞后，必须保持应急通道畅通。

　　d) 必须通过有代表性的结构试验与分析表明适航符合性：

　　1) 对运输类飞机与旋翼航空器需要开展有足够结构试验证据支持的分析，分析中需要确定模型对建模参数的敏感性，结构行为对冲击方向的敏感性;

　　2) 试验需要确定适合于复合材料的试验设备敏感性(如相对于结构中预期脉冲特性的滤波器频率)，可以用部件级试验来验证模型的正确性(如采用具有足够复杂结构细节的垂直坠落试验来评估适坠性准则)。

　　f) 在可存活的坠撞情况下，复合材料燃油箱结构不得破坏或变形过大。应保证燃烧威胁不会比金属燃油箱结构更严重。

　　8.2 防火、阻燃和其他受热问题

　　复合材料结构防火、阻燃和其他受热问题应满足以下要求：

　　a) 可以采用试验或试验证据支持的分析来表明符合性。

　　b) 当复合材料结构曝露于火焰和高于最高工作状态温度时，应有维护程序来评定复合材料飞机结构完整性。

　　c) 对含有复合材料的发动机安装结构、防火墙和其他动力装置结构均应考虑防火和阻燃要求。

　　d) 对复合材料机翼和机身结构，应考虑在飞行期间起火和紧急着陆时泄漏燃油可能起火以及随后的燃油溢出对乘客安全性的影响。

　　e) 对运输类飞机飞行中火灾问题，关键是火焰不要蔓延或不会产生过量的有毒副产品。火焰在不可接近区域蔓延是灾难性的。

　　f) 运输类飞机复合材料机身、机翼结构要求：

　　1) 金属机身和机翼结构的防火要求，可用于评估复合材料机身与机翼结构细节;

　　2) 应考虑复合材料机体结构本身燃烧的可能性;

　　3) 复合材料机身结构需要制定“飞行中”和“坠撞后”燃烧两种情况专用条件;复合材料机翼结构需要制定“坠撞后”燃烧情况专用条件;

　　4) 复合材料结构外部防火问题，必须包括可存活坠撞着陆后外部集中火焰的影响;

　　5) 复合材料机身结构应给乘客提供足够的逃生时间，且确保不会出线火焰蔓延或释放对逃生乘客有毒或使燃烧加剧的气体/物质;

　　6) 对复合材料机翼燃油箱结构，必须防止其结构破坏或泄漏燃油(包括考虑燃油载荷对结构特性的影响);

　　7) CCAR25.856(b)中的适航要求提供了建立所需安全性水平的基准。

　　g) 对复合材料结构的高温曝露问题，超出对直接阻燃和防火的考虑，而扩大到其他热问题。必须

　　要按特定应用的要求(如发动机或其他系统破坏)来了解高温曝露引起的强度与刚度降低：

　　1) 应对曝露于高温的复合材料结构进行检测、试验和分析， 识别出所有相关的损伤威胁和退化机理，以确定不可逆热损伤全部范围，进行损伤容限和可维护性评估;

　　2) 应对曝露于高温的复合材料结构进行检测、试验和分析， 确定用所选检测方法可能漏检的最大损伤。

　　8.3 闪电防护

　　复合材料结构闪电防护应满足以下要求：

　　a) 基本要求

　　1) 复合材料飞机结构应具有闪电防护设计特性。

　　2) 复合材料结构闪电防护的有效性应通过试验或用试验支持的分析来证实。这样的典型试验可以用壁板、试样、组件或代表飞机结构的试件完成， 或对整机进行试验。根据损伤检测能力，应把标准闪电防护试验中观察到的任何结构损伤限于第 1，2 和 3 类损伤，并视情纳入损伤容限分析和试验。

　　3) 对于基于 CCAR-23 部审定，仅用于目视飞行规则(VFR)的小飞机，可依据 FAA AC23

　　-15 审定。

　　4) 应评定复合材料结构修理和维护对闪电防护措施的影响。修理设计应保持闪电防护能力。

　　b) 结构闪电防护

　　1) 复合材料结构设计应包含对预期闪电附着的防护措施;

　　2) 当飞机遭受闪电时，有很高的电流通过机体，在结构部件间必须构建适当的电搭接。

　　c) 燃油系统的闪电防护

　　1) 对带整体油箱的复合材料结构，必须特别考虑燃油系统的闪电防护。带燃油系统的复合材料结构，在复合材料外表面、接头、紧固件以及燃油管路支架等部位应有专门的闪电防护措施，以消除结构渗漏、电弧、火花或其他点火源。 FAA AC20-53 给出了飞机燃油系统闪电防护的审定指南。

　　2) 运输类飞机 CCAR25.981 燃油箱点燃防护适航规章中，要求具有容许破坏的闪电防护。因此燃油箱中的复合材料结构连接及其紧固件，必须有冗余的闪电防护措施，来保证对点火源有适当的防护。

　　d) 电气和电子系统的闪电防护

　　1) 应避免电气和电子系统线路中产生高诱导闪电电压和电流，复合材料结构需具有闪电防护措施。对于内部安装关键系统(如电传操作的飞行控制或发动机控制的电子电气系统)的复合材料结构，如果没有闪电防护措施，遭受闪电后果将是灾难性的。

　　2) 对电气和电子设备的系统导线进行电屏蔽和完善的电路设计，均能对闪电引起的系统故障或损伤提供防护作用。FAA AC20-136 给出了飞机电气和电子系统闪电防护的审定指南。

　　9 持续适航

　　9.1 基本要求

　　复合材料结构的维护和修理应满足本标准覆盖的所有章节，包括：材料与制造、静强度、疲劳和损伤容限、气动弹性、其他要求和附录。

　　9.2 维护设计

　　维护设计应满足以下要求：

　　a) 复合材料结构设计应包括外场维护条件下检测与修理的可达性设计。对难以检出、表征与修理的关键损伤类型应编制专用的维护文件及其培训资料。

　　b) 持续适航文件中需对全部结构细节明确规定检查间隔、使用寿命以及不予修理的损伤水平。

　　9.3 维护操作

　　9.3.1 一般要求

　　维护手册应包括复合材料结构检测、维护和修理方法， 包括用千斤顶顶升、拆解、处理、零件烘干方法和重新涂漆的指导文件。由于不同飞机外场维护方法不是通用的， 因此应确定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。

　　9.3.2 损伤检测

　　损伤检测应满足以下要求：

　　a) 必须表明损伤检测方法是可靠的，并能检出结构完整性低于极限载荷能力的降低情况，这些方法必须在持续适航文件中给予规定，应在第 4、5、6 章节中描述的静强度、环境影响、疲劳和损伤容限评定时予以证实。需要有经过验证的检测方法， 可有效地检测出损伤威胁评估识别出的所有损伤类型。

　　b) 目视检查是外场最主要的损伤检查方法，应在规定的照明条件下进行。目视检查方法应考虑检查接近方式、冲击损伤凹坑深度随时间的松弛，以及零件表面的颜色、涂层和清洁度。

　　9.3.3 检查

　　检查应满足以下要求：

　　a) 需用文件明确说明复合材料损伤完整表征的检查方法;

　　b) 应表明对修理质量的在线控制和修理后的检查方法是可靠的;

　　c) 若修理完成时无法可靠地检出某些工艺缺陷(如弱胶接)，损伤威胁评定、修理设计细节和使用限制应保证具有足够的损伤容限能力。

　　9.3.4 修理

　　应特别关注以下修理要求：

　　a) 应验证结构的机械连接与胶接修理设计和工艺方法符合适航要求，特别关注的安全问题包括与胶接材料的相容性、胶接表面制备(包括烘干、清洁和化学活化)、固化加热控制、复合材料机械加工、专用的复合材料紧固件和安装技术以及相关的工艺在线控制方法等内容;

　　b) 防护紫外线、结构过热的表面保护层(如漆和涂层)以及闪电防护系统损伤的修理。

　　9.3.5 制定文件和提供服役信息反馈

　　制定文件和提供服务信息反馈应满足以下要求：

　　a) 制定维护记录文件，维护记录应包括与具体零件编号相关的所有修理文件;

　　b) 复合材料结构维护和维修机构应将复合材料零件在服役中出现的损伤、退化以及其他问题反馈给复合材料结构原制造商，有助于损伤威胁评定的不断更新，支持未来设计细节与工艺的改进。

　　9.4 修理的验证

　　复合材料结构修理的验证应满足以下要求：

　　a) CAAC 批准的修理文件或维护手册中的修理方法，应通过分析或试验来验证该修理方法能使结

　　构恢复到适航状态。

　　b) 必须明确规定可修理损伤极限(RDL)，以及不需要修理的允许损伤极限(ADL)。RDL 和 ADL的确认，应基于足够的分析和试验数据，满足本标准中验证要求。

　　c) 对设计时没有考虑的损伤类型和尺寸，需要有附加的验证数据。

　　d) 对于完成超出经 CAAC 批准维修文件范围的主要修理或更换工作的运营商和维护维修机构，应保存适航符合性验证的全部文件记录和适航批准，以支持后续的任何维护工作。

　　9.5 损伤检测、检查和修理资格

　　损伤检测、检查和修理资格应满足以下要求：

　　a) 应对涉及损伤处置和修理的所有技术人员、检查人员和工程师开展特定技能的培训， 并应获得资格认证;

　　b) 应对为飞机服务各类车辆驾驶员、外场维护和其他地面服务人员进行培训，要求他们立即报告可能引起复合材料结构严重损伤的异常地面事故和飞行事件，特别需要立刻报告超出给定结构损伤容限证实和标准维护规定范围发生的使用事件，报告的具体要求见 CCAR-21、CCAR-121、 CCAR-135 部。

　　附 录 A

　　(资料性附录)适用的适航规章

　　表 A. 1 给出了复合材料结构可参考的、适用的适航规章和条款。

　　表 A.1 适用的适航规章

　　附 录 B

　　(资料性附录)

　　复合材料/工艺的变更

　　B.1 基本要求

　　生产期间，依据 CCAR-21 部初始合格审定时已鉴定的材料/工艺发生变化或进行替代时，必须重新鉴定。

　　B.2 材料、工艺和结构验证要求

　　采用新材料、改进的材料/工艺来生产已通过审查的飞机复合材料结构时，对该材料/工艺鉴定以及结构验证要求包括：

　　a) 鉴别控制性能的关键材料/工艺参数;

　　b) 定义能测量这些参数的适用试验;

　　c) 定义这些试验的通过/拒绝准则。

　　B.3 “鉴定”程序

　　制造商制订的“鉴定”程序应包括下列内容：

　　a) 物理和化学性能;

　　b) 力学性能(试样级);

　　c) 再现性(通过若干批次试验)。

　　B.4 结构要求

　　材料标准、工艺规范和生产制造质量程序的目的是用于监控给定的材料和工艺， 使得用该材料和工艺制造的结构是稳定的并可重复的。

　　即使替代材料/工艺满足原来的材料标准、工艺规范和生产制造质量程序中所设定性能，也不能认定替代材料/工艺对某个结构应用具有互换性。新的或改进的材料/工艺， 若只满足初始材料标准与工艺规范要求的“鉴定”试验，但用它制造的结构未必能满足已审定结构所有原始工程要求。

　　B.5 试验

　　在对控制复合材料工艺的关键材料参数之间复杂关系的鉴别得到改进之前，需要通过积木式试验中一系列复杂性逐步增加的代表性试验件，用大量不同的试验获得材料的性能。此外， 破坏模式可能随材料/工艺不同而变化，若没有足够的经验数据，分析模型可靠地预计破坏有时不够精确。因此，可能需要对更为复杂的试验件进行逐级试验验证。

　　B.6 材料或工艺变化的分类

　　材料或工艺变化的分类包括：

　　a) 对下列任一情况，需要进一步确定复合材料结构的变化：

　　1) 情况 A：基本组分即树脂或纤维(包括上浆剂或表面处理)中的一种或二者同时变化，会给出一种替代材料。得到替代材料的其他变化包括织物机织形式、纤维面积重量和树脂含量的变化。

　　2) 情况 B：基本组分相同，但树脂浸渍方法的任何变化。这样的变化包括：

　　-预浸工艺(如胶槽浸胶到热熔浸渍);

　　-具有同一纤维面积重量单向带材料形式的丝束大小(3k，6k，12k);

　　-同一供应商的预浸设备;

　　-同一材料的供应商(取得许可证的供应商)变化。

　　3) 情况 C：材料不变，但工艺流程进行了改进(若工艺流程的改进控制了最终的复合材料力学性能)。重大工艺变化的例子包括：

　　-固化周期;

　　-胶接面制备;

　　-用干纤维成型件制造零件所用树脂传递模塑工艺的变化;

　　-模具;

　　-铺贴方法;

　　-材料铺放间的环境参数;

　　-主要的装配步骤。

　　b) 针对上述的每一种情况，应区分为材料/工艺复制品所做的变更(情况 B 与某些情况 C 中的情

　　况)和“真正的新材料”(情况 A 和某些情况 C 中的情况)，因此，划分为以下两种情况：

　　1) 类别 1：想要得到复制结构情况中的“等同材料/工艺 ”;

　　2) 类别 2：想要得到真正新结构情况中的“替代材料/工艺 ”。

　　c) 在“等同材料/工艺”情况中，还可细分为供应商处仅预浸设备有变更和在取得许可证的他处生产。在取得许可证的工艺下生产， 并认为是原用材料的一种复制品的新纤维变更，作为“替代材料/工艺”处理。

　　d) 在代表“等同材料/工艺”类别中的某些较小变化，可能不会对结构性能产生影响(如预浸料的隔离纸，某些真空袋材料等)，不应提交作为进行重新鉴定的一部分。但是， 制造商(或供应商)应建立筛选这些变化的适当体系，并能确定属于何等级别。对属于情况 B 的其他较小变化，可以只在积木式验证的较低级别用抽样试验来证明其等同性。

　　e) 可能引起材料和结构性能较大改变的情况 C，需要在积木式试验适当级别上进行评定，以确定制造工艺变化得到的是等同材料还是替代材料。需要根据所提出的制造变化， 作出工程判断来确定试验的范围。

　　f) 情况 A(替代材料)应始终看作是需要进行结构证验的重要变更。

　　B.7 验证方法

　　验证方法要求包括：

　　a) 符合性原则

　　应根据型号适航合格审定时批准的材料与第二种材料结构性能之间的对比分析，进行证实。无论审定项目提出的修改内容是什么，修改后应保持足够的安全裕度，当比原验证过的裕度有任何降低，都应仔细研究。

　　1) 替代材料/工艺：对任何替代材料/工艺组合，应确定相关性能的新设计值。应重新审查初始审定结构的分析模型，包括失效预测模型。若需要， 应通过试验验证。应修改采购标准

　　(或应确定适合于所选材料的新标准)，来保证能恰当地控制关键质量变异性和确定新的验收准则。

　　2) 等同材料：应提供验证原设计值(无论是研究级别、材料还是设计)保持有效的数据。数据需要采用统计方法，来保证关键的设计性能来自于与原用材料/工艺组合相同的母体。包括失效预测的计算模型应保持相同。应无须通过改变采购规范的技术内容(情况 B)来控制质量。

　　b) 试验

　　1) 为验证材料变化需开展的试验范围，应说明复合材料固有的结构行为，并与零件的适航重要性和材料变化的定义有关。例如，对等同材料研究水平可以限于积木式底层，图 1、图 2 的通用试验，但对替代材料应包括积木式中较高级别的非通用试验件，要确保得到的数据与原结构的性能数据相一致。

　　2) 对各种材料/工艺可能的变化，应考虑结构验证中受到影响的级别。某些情况(如较小的固化周期变化)可以只用通用试验件的试验来说明可能的后果，对其他如涉及模具的一些变化(如从全真空袋工艺变为热膨胀芯工艺)，评估应包括对部件本身的评定。在这种情况下，应要求对所制造出的首件采用更充分的无损检测方法。为开展物理或力学特性研究， 若需要，应通过从代表性部件上切出试验件来进行补充试验。

　　c) 批次数

　　1) 开展多批试验，验证材料特性的再现性是否可以接受。要求的材料批次应考虑： 材料的类别(等同或替代)，研究的等级(非通用或通用试验件)，供应来源以及所研究的性能。应注意研究基本材料和制造工艺两者的变化。

　　2) 现有阐明复合材料鉴定与等同性、积木式方法的参考文献(如 SAE CMH-17 复合材料手册(Composite Material Handbook)第 1 卷和第 3 卷等)，给出了详细的验证指南。对于积木式更高级别的变化或其他材料形式，如编织 VARTM 结构的有关变化，可能需要使用其他的统计方法或工程方法。

　　d) 通过/拒绝准则

　　应建立通过/拒绝准则，作为验证计划的一部分。例如强度方面， 试验数据的统计分析应证实，由第二种材料导出的新的设计值可以提供足够的安全裕度。因此， 应具备足够数量的试验数据来开展这样的分析。在非通用级别上当只用一个试验件来评估结构特性时，通过的准则应是其结果满足设计极限载荷。在试验结果显示安全裕度较低的情况下，需要修订合格审定文件。

　　e) 其他考虑

　　对静强度以外的特性(本标准第 6、7、8 和 9 章节中的所有要求)，其验证也应保证具有等同的安全水平。