ICS 49.045 V 35
HB 8718-2023
飞机结构完整性设计要求
Requirements for structural integrity of aircraft
2023-12-29 发布 2024-07-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本文件按照 GB/T 1.1-2020《标准化工作导则第 1 部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。
请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。
本文件由中国航空工业集团有限公司提出。
本文件由中国航空综合技术研究所归口。
本文件起草单位：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所、中国航空综合技术研究所、西北工业大学。
本文件主要起草人：王哲、李国彬、李高胜、郭祥、孙巍、冯蕴雯、袁伟、侯普育。
飞机结构完整性设计要求
1 范围
本文件规定了民用飞机结构完整性设计资料、设计分析和研制试验、全尺寸试验、合格审定和用户管理规划、用户管理实施等设计要求。
本文件适用于民用飞机结构完整性设计。
2 规范性引用文件
下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件;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。
GJB 775 军用飞机结构完整性大纲
HB 8455 民用飞机损伤容限要求
HB/Z 413 民用飞机结构耐久性设计准则
CCAR 25 运输类飞机适航标准
3 术语和定义
GJB 775 界定的以及下列术语和定义适用于本文件。
3.1
飞机结构 aircraft structure
为正确执行其预定功能而需要承受载荷的部件，包括机身、机翼、尾翼、起落架结构、飞行操纵面(如襟翼、副翼、方向舵、升降舵、扰流板)、前缘、后缘、天线罩、进气道、短舱、发动机安装架等。
3.2
结构完整性 structural integrity
结构健全且未受损伤时具有的属性，此时结构可提供所希望水平的结构安全性、性能、耐久性和可保障性。
3.3
安全系数 safe factor
可能引起飞机结构破坏的载荷与使用中作用在飞机结构上的最大载荷之比。用该系数乘以限制载荷即可得到极限载荷。
3.4
结构健康监测(SHM) structural health monitoring
一种采用原位传感装置检测损伤的无损检测方法或技术。
4 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
ASIP—aircraft structural integrity program，飞机结构完整性大纲
CDR—critical design review，详细设计审查
CPCP—corrosion prevention and control program，腐蚀防护与控制大纲
IOC—initial operational capability,初始使用能力
NDI—nondestructive inspection，无损检测
PDR—preliminary design review，初步设计审查
SRR—system requirement review，系统要求审查
WFD—widespread fatigue damage，广布疲劳损伤
SHM—structural health monitoring，结构健康检测
5 一般要求
5.1 民用飞机结构完整性设计目的
民用飞机结构完整性设计目的，是用尽可能小的经济成本，保证在飞机的整个设计使用寿命期内，结构安全性、结构能力、耐久性和可保障性处于期望的水平之上。民用飞机一般要求安全性、舒适性、可靠性、经济型、环保性及维护性，完整性设计目的如下：
a) 规定与满足使用安全性、适用性和 CCAR 25 适航要求有关的结构完整性要求;
b) 确定、评估并验证飞机的结构完整性;
c) 采集、评定并应用实际使用数据，以提供单机使用中结构完整性的连续评价;
d) 为制定用户的维护供应和管理(检查、维修、保养、退役等)计划提供依据;
e) 为改进未来飞机的结构设计准则和设计方法、评估及验证方法提供依据。
5.2 民用飞机结构完整性设计主要任务
民用飞机的使用效率，主要取决于飞机的飞行小时数或起落架次数，机体结构状态是影响飞机使用效率的一个主要因素，为保持飞机高效的使用效率，应确定该型飞机机体结构的能力、状态及其使用限制，应在飞机安全使用寿命期内及早发现机体结构或材料中潜在的问题，使之对飞机使用的影响减至最小。同时， 还应制订一个用以保障飞机安全的结构维修大纲，以保证及时按计划检查、修理或更换有寿命限制的机体结构。
民用飞机结构完整性设计应包括下列五个相互联系的工作任务：
a) 设计资料：为满足所要研制飞机的具体要求，确定设计中必须使用的准则;
b) 设计分析和研制试验：确定所要研制的飞机在使用中必须经历的设计环境，以及机体结构对设计环境的响应;
c) 全尺寸试验：用一系列地面试验和飞行试验来鉴定所设计飞机的机体结构设计的合理性;
d) 合格审定和用户管理规划：在飞机检查、维修、更改和损伤评定等方面。由设计单位向适航部门和用户提供飞机使用的管理工作中所要求的技术资料;
e) 用户管理：为保证每一架飞机在其整个使用寿命期内的损伤容限和耐久性(或安全寿命)，在飞机使用中必须由用户执行的工作。
6 详细要求
6.1 设计资料(任务 I)
6.1.1 任务目的
设计资料任务是把已有的理论研究、工程应用研究成果， 以及所积累的飞机使用经验，应用到飞机材料选择和结构设计准则中，使所研制的飞机能用恰当的设计准则和预定的用途来设计，以满足规定的使用要求。该任务应在飞机设计审查(PDR、SRR)阶段尽早开始,在飞机寿命周期的各个阶段陆续完成。
6.1.2 设计使用寿命和设计使用方法
根据用户需求和适航要求及进行强度、刚度、耐久性、损伤容限、腐蚀防护与控制等的初步设计和分析。还应根据飞机的使用要求， 制定能真实反映预期服役使用情况的设计任务剖面、任务组合和环境暴露组合。
6.1.3 结构设计准则
6.1.3.1 概述
飞机的详细结构设计准则应根据总体设计要求来建立。这些准则应包括载荷、动力学、强度、耐久性、损伤容限、质量特性和其他规定的设计准则，并通过详细设计审查(CDR)。
6.1.3.2 载荷准则
应制定载荷准则，以确定所有严重的限制载荷情况。这些限制载荷是从允许的飞机飞行和地面使用中产生的，包括在飞机维护中、在预期可恢复的系统故障时以及在设计使用寿命期内出现的那些载荷。限制载荷乘以适当的安全系数即可得到极限载荷。
6.1.3.3 动力学准则
应建立准则，以保证飞机在批准的飞行包线内按要求的空速安全余量，对于所有的速度和高度组合，在所有构形下不发生颤振、旋转颤振、发散和其他相关的气动弹性或气动伺服弹性不稳定性。应建立准则，使飞机结构在整个设计使用寿命期内能承受由空气动力和机械激励引起的气动声载荷和振动。
6.1.3.4 静强度准则
应建立准则，以保证飞机结构具有足够的静强度能力。这种能力要求， 对于设计环境，在设计限制载荷下不出现有害变形或损伤，在设计极限载荷下不发生结构破坏。
6.1.3.5 耐久性准则
民用飞机结构耐久性设计准则应满足 HB/Z 413 要求，以保证飞机结构能达到设计使用寿命，且使用维护经济可行。
6.1.3.6 损伤容限准则
损伤容限设计应满足 HB 8455 要求，以保证机体结构在其设计使用寿命期内能安全地承受未发现的损伤。损伤容限准则应适用于所有飞行安全结构和用户指定的其他结构。该准则应包括确定损伤类型、尺寸、方向、位置， 并考虑寿命周期的所有阶段，包括：材料加工、运输、处理、制造、飞行操作和维护。该准则还应包括确定最小临界损伤尺寸，以确保 NDI 或 SHM 作为有效的用户管理选项。
6.1.3.7 质量特性准则
应建立准则，以保证飞机能够适应所有来源引起的气动力、重心和惯量变化， 包括：加油、燃油消
耗、燃油倾卸、人员走动、大迎角和滚转速率下燃油转移等。
6.1.3.8 其他准则
应建立准则，以保证飞机能够承受由于工具跌落、飞鸟撞击、冰雹、跑道碎片、滑行道碎片和匝道碎片引起的外来物损伤。应建立准则， 以保证飞机能够承受雷击和静电放电。应为飞机水上迫降、应急着陆和坠撞建立准则。
6.1.4 耐久性和损伤容限控制
6.1.4.1 总则
应为飞机结构建立耐久性和损伤容限控制团队，主要由来自工程、制造、质量保证、无损检测、维护和其他参与飞机结构设计、工程发展、生产、结构认证和用户管理的承包商和适航代表组成。应在飞机设计的早期评估与耐久性和损伤容限相关的设计概念、材料、重量、性能、成本权衡研究， 并向用户提交以便进行评估。
6.1.4.2 耐久性和损伤容限控制计划
制定与设计使用寿命相协调的耐久性和损伤容限控制计划并按程序执行。并应从断裂力学、疲劳、材料和工艺选择、环境保护、腐蚀防护与控制、结构设计、制造、质量控制、NDI、SHM 以及概率方法等学科领域综合考虑。
6.1.4.3 关键件/工艺选择和控制
应制定准则，以选择飞机结构关键件/工艺及其控制方法。对于非单传力路径的飞行安全结构件，应考虑材料和工艺的稳定性、可生产性、设计概念、零件尺寸基准、何时确定是否应将零件划归为断裂关键可追踪件并因此要求相应的系列化和可追溯性控制。对于非飞行安全结构件， 应考虑生产成本、可能的零件破损对完成任务的影响、可达性、易于检查、维护成本、何时确定是否应将零件划归为耐久性关键件并因此要求附加的控制。应确保关键件/工艺清单随着设计成熟得到更新。应确定程序和相关的技术指令以确保断裂关键结构可追踪件在其全寿命周期中得到适当的控制和跟踪。
6.1.5 腐蚀防护与控制
6.1.5.1 概述
腐蚀环境对飞机结构的疲劳寿命有着不可低估的影响。飞机结构的腐蚀防护与控制技术是一项系统工程，必须从设计、制造、使用、维护、直至退役这样的一个全过程来考虑。它涉及结构布局、材料、工艺、表面处理及防护技术。飞机的腐蚀控制技术最关键的环节是飞机结构的抗腐蚀设计， 它决定了飞机结构固有的抗腐蚀品质，在飞机的全寿命期内腐蚀控制工作中起着决定性的作用。生产制造是实现飞机腐蚀控制技术的根本保证，使用维护是保持和恢复飞机结构固有抗腐蚀特性的重要措施。“腐蚀防护与控制大纲”就是根据飞机结构的特点和所处的腐蚀环境，提出抗腐蚀设计要求和合理可行的腐蚀防护体系以及维修要求。
6.1.5.2 腐蚀防护与控制计划(CPCP)
与设计使用寿命相协调的 CPCP 应由 CPCT 制定并按程序执行。该计划应明确 CPC 要求，列出适用标准，包含工艺/表面处理规范，解决可持续性和后勤保障问题。
6.1.5.3 腐蚀敏感性评估
飞机结构腐蚀敏感性评估应由 CPCT 进行。该评估应考虑结构设计、材料、制造工艺、涂层、腐蚀防护系统、持续循环应力和预期使用环境， 确定结构可能易受腐蚀的位置以及预期的腐蚀类型。评估结
果将用于建立 CPC 要求并纳入 CPCP 中。
6.1.6 无损检测
应制定无损检测(NDI)大纲，并将适用的无损检测方法贯彻到飞机设计、制造、试验和使用的各个阶段。应设立无损检测要求监查委员会，负责该大纲的监督和执行。该委员会应在设计阶段的早期设立，以便从制造工艺控制和质量监测的角度对产品的可检性进行评估。该委员会还应负责审查和批准在结构维护计划(FSMP)中所用的检测方法及具备的检测能力。
6.1.7 材料、工艺、连接方法和结构概念的选择
6.1.7.1 总则
应选择合适的材料、工艺、连接方法及结构概念，以设计制造安全、轻质、低成本的民用飞机结构，满足 CCAR 25 适航规章规定的强度、刚度、耐久性及损伤容限等要求。在使用新材料、新工艺、新连接方法及新结构概念(即那些以前未在民用飞机上使用过的)之前，应进行基于其稳定性、可制造性、可检性、可保障性和机械物理性能的评估， 确定与之相关的风险及降低风险的措施。并应经适航管理部门的审查。
6.1.7.2 稳定性
应对材料、工艺和连接方法选择的成熟度进行评估， 以确定是否达到了满足系统性能和生产要求的一致且可重复的质量和预期成本。应通过规范、标准和生产指令建立和控制工艺参数和方法。
6.1.7.3 可生产性
应对材料、工艺和连接方法选择进行评估， 以确定对性能、成本和质量没有不利影响的大规模生产和生产率能否实现。材料、工艺和连接方法选择应考虑生产过程中的可检性。
6.1.7.4 表征机械和物理特性
应对材料、工艺和连接方法选择进行表征， 以确定在使用生产工艺和连接方法的制造条件下，对于适当环境的机械和物理特性。关键机械特性包括但不限于：强度、延伸率、断裂韧性、损伤扩展速率、疲劳、应力腐蚀和损伤扩展阈值。关键物理特性包括但不限于： 密度、耐腐蚀性、损伤密度、表面反射率、热稳定性、热膨胀系数、防火性能、流体阻力和表面粗糙度。
6.1.7.5 结构性能的可预测性
应对材料、工艺和连接方法选择进行评估，以确定是否建立了有效的分析方法和/或经验方法，以确保结构性能(例如：强度、刚度、耐久性、损伤容限)的准确预测。如果在选择材料、工艺和连接方法时缺乏有效方法，则应制定风险降低措施。
6.1.7.6 可保障性
应对材料、工艺和连接方法选择进行评估， 以确定是否可以获得在全寿命周期中考虑维持环境条件下具有成本效益的检测和修理方法，或者能够及时制定出相应的方法。如果在选择材料、工艺和连接方法时缺乏保障方法，则应制定风险降低措施。
6.2 设计分析和研制试验(任务 II)
6.2.1 任务目的
设计分析和研制试验的目的是：
a) 确定飞机结构必须经受的外载荷和使用环境;
b) 基于以上载荷和环境进行飞机结构的初始和最终分析与试验;
c) 确定满足强度、刚度、耐久性和损伤容限要求的飞机结构形式和尺寸。
试验计划、方法和进度安排应征得用户和适航管理部门认可。
6.2.2 材料和接头许用值
在飞机结构设计分析中，应根据强度、刚度、耐久性和损伤容限等结构完整性要求， 在已有材料许用值、代表结构典型特征的试样/元件/构件试验结果及设计和使用经验的基础上，规定和验证使用材料和接头许用值。也可使用其他的数据源， 但应首先经订货方认可。对于新材料和那些没有足够可用数据的已有材料，应进行相关试验以获得数据并进行分析。在确定材料和接头许用值时， 应考虑材料性能的分散性。
6.2.3 载荷分析
载荷分析应确定在结构设计准则规定的包线范围内，飞机结构遇到的主要静载荷及动载荷的大小和分布。该分析包括确定飞行载荷、地面载荷、发动机载荷、操纵系统载荷和武器效应等。必要时， 该分析还应包括温度、气动弹性及飞机结构动响应的影响等。设计载荷应涵盖所有可能对飞机结构任何部位产生高应力水平的受载情况。
6.2.4 设计使用载荷谱
应根据设计使用寿命和设计使用方法编制设计使用载荷谱，以确定飞机结构承受的载荷大小、载荷频数和载荷顺序。对于耐久性和损伤容限设计， 应分别编制相应的设计使用载荷谱。必要时， 应根据设计使用载荷谱及设计化学/热/气候环境谱，编制设计使用载荷/环境谱和飞-续-飞应力/环境谱，以支持本标准规定的各项分析和试验任务。载荷谱基本方法和步骤如下：
a) 确定飞机典型任务剖面;
b) 确定产生疲劳载荷的结构环境;
c) 确定不同飞行(和地面)状态下的受载情况;
d) 进行结构载荷计算和应力分析;
e) 确定无顺序的载荷(应力)谱;
f) 把无顺序载荷谱转换成试验谱和分析谱(程序块谱或飞-续-飞谱)。
6.2.5 设计化学/热/气候环境谱
应根据设计使用寿命和设计使用方法编制设计化学/热/气候环境谱，以确定飞机结构经受的环境强度、持续时间和出现频率等。环境谱中应包括所有重要的腐蚀环境。根据飞机的具体使用情况， 环境谱中可略去对结构损伤影响很小的腐蚀环境，或者对某些腐蚀损伤小的环境进行适当的归并。为便于分析和试验验证，环境谱应作适当的当量化处理。
6.2.6 应力分析
总体应力分析旨在确定由作用于飞机结构上的外部载荷(包括动态载荷)所引起的应力(或内力)和应变(变形)分布，从而判断机体结构承受各种严重载荷情况时，满足规定的强度、刚度要求的能力。总体应力分析，除用于静强度校核外，还作为耐久性(疲劳)与损伤容限分析、设计研制阶段试验项目的选择、关键件关键部位的确定、材料选择， 以及强度验证试验中确定载荷情况等工作的基本依据。当飞机结构或受载情况发生显著变化时，应重新进行应力分析。
总体应力分析，既是全机或部件传力分析的重要手段，也是局部强度校核和细节分析的基础。总体应力分析根据结构布局、元件的受力状态和传力路线特点，进行合理的有限元模型简化(包括有限元网格划分、单元选取、边界条件确定、载荷施加等)，采用全机求解与部件求解相结合的形式。当结构线弹性应力分析有较多元件的应力超过材料的屈服应力时，应根据实际情况进行材料非线性应力分析。
6.2.7 静强度分析
飞机结构静强度分析是强度设计的重要环节，是保证飞机能够飞行的必要条件。静强度分析应遵循下列原则：
a) 所选择的强度校核方法和计算软件必须经过鉴定和批准;
b) 在进行结构的稳定性分析时尽量选用经过试验验证的理论方法或比较保守的方法;
c) 材料性能必须严格按照有关规定选取，并考虑温度的影响;
d) 每个结构件在进行强度校核时必须考虑到所有的受载情况;
e) 除考虑一般的不确定系数外还必须考虑特殊(附加)系数如铸件系数、挤压系数、接头系数等;
f) 对于用塑性较好的材料制成的零件在受弯曲或扭转时，当应力超过材料的屈服应力甚至极限应力时，可以考虑塑性修正;
g) 安全裕度 M.S≥0;为了确保安全和减轻结构重量，安全裕度应严格控制;如果个别部位有特殊的要求，可以适当增大安全裕度;
h) 静强度计算中结构的几何尺寸一般取名义尺寸;
i) 对于不满足强度要求的部位，必须明确列出并提出相应的结构更改建议。
6.2.8 耐久性分析
应进行耐久性分析，以证明结构是否满足耐久性要求。耐久性分析中应采用基于设计使用载荷谱和设计化学/热/气候环境谱要求的设计飞-续-飞应力/环境谱。耐久性分析包括广布疲劳损伤起始分析和经济寿命分析，要求如下：
a) 广布疲劳损伤起始分析。应考虑影响典型结构广布疲劳损伤起始发生的所有因素， 包括初始质量及其变化、化学/热/气候环境、载荷顺序与环境相互作用、材料性能变化以及分析的不确定性等;
b) 经济寿命分析。应考虑影响裂纹或当量损伤尺寸大到必需采取维护措施所需时间的所有因素。
6.2.9 损伤容限分析
对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出允许的最大损伤尺寸，以保证结构在给定的使用寿命期限内或检修周期内，不至由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤的扩展而出现灾难性的破坏事故。
应进行包括裂纹扩展和剩余强度分析在内的损伤容限分析，以证明结构是否满足损伤容限要求。在损伤扩展分析和验证试验中，应采用基于 6.2.4 和 6.2.5 要求的设计飞-续-飞应力/环境谱。应根据已有的断裂试验数据和基本断裂许用值数据，进行临界裂纹尺寸、剩余强度、安全损伤扩展周期及检查间隔的分析计算。
6.2.10 腐蚀评估
应进行腐蚀评估，以识别同腐蚀防护与控制大纲中确认的腐蚀类型有关的失效模式，并确定该失效模式对结构完整性的影响。应特别关注飞行安全结构和任务关键结构中腐蚀损伤会引起疲劳裂纹起始和导致应力腐蚀开裂的部位，尤其是那些腐蚀会加速广布疲劳损伤起始的部位。在飞机结构设计中应考虑将这些评估结果用于评定结构检查的可达性、确定修复极限以及保证构件的可替换性(必要时)等。
6.2.11 声耐久性分析
应进行声耐久性分析，以保证飞机结构在整个设计使用寿命期内能抵抗声疲劳开裂。该分析应确定潜在危险声源的声环境强度，并应确定包括显著热效应在内的动响应。潜在危险声源包括(但不限于)发动机噪声、紊流和分离流内的气动噪声、空腔谐振及局部振动诱导的噪声等。
6.2.12 振动分析
应进行振动分析， 以根据飞机不同区域的振动水平来预计综合环境。振动分析以及耐久性分析(6.2.8)应表明，每一分析区域的结构在整个设计使用寿命期内能抵抗因振动载荷引起的开裂。此外，该分析还应表明，在飞机整个设计使用寿命期内，振动水平不应对空勤人员的工效性、乘员的舒适性和设备的可靠性造成不可接受的影响。
6.2.13 气动弹性和气动伺服弹性分析
应进行气动弹性和气动伺服弹性分析，以确定飞机的颤振、发散和其他气动弹性或气动伺服弹性不稳定性的特性。该分析的主要目的是评估潜在的气动弹性不稳定性和气动伺服弹性不稳定性， 并验证飞机结构在所有设计条件下是否满足规定的气动弹性空速余量要求、阻尼要求和气动伺服弹性稳定裕度要求。此外，还应进行设计故障条件下的分析。
6.2.14 质量特性分析
应进行质量特性分析，以确定飞机的重量和配平。这种分析应基于对飞机设计、构造以及初始使用能力(IOC)形成时使用情况的评估。此外， 应制定质量特性控制与管理计划，并在整个飞机寿命期内贯彻实施。
6.2.15 设计研制试验
6.2.15.1 概述
应进行设计研制试验，以确定材料、工艺和接头许用值;完善和/或验证分析方法和工艺;获得许用应力水平、材料选取、连接方法、设计化学/热环境谱影响的早期评估;通过风洞试验确定气动弹性和载荷特性;获得关键结构部件和组件的强度、耐久性、疲劳(声和振动)、耐腐蚀性能、损伤容限能力的早期评估。设计研制试验的典型试验件有： 试件，胶接、接头和配件等元件， 蒙皮和桁条面板、框架和蒙皮面板等子组件，机翼连接接头、平尾主轴、机翼大梁等组件，以及装配件等。试验计划应包括：选择试验的根据以及不进行试验的影响、试验件描述、试验步骤、试验载荷和试验持续时间、试验数据采集要求、NDI 和/或 SHM 的使用、试验费用和进度安排等。
6.2.15.2 复合材料结构研制试验
对于由复合材料和/或包含粘接接头或组合件制造的结构设计，其设计研制试验应采用积木式方法。积木式试验大纲应包含足够的试验，以表征材料、工艺和制造可变性的影响， 以及由此产生的对机械性能的影响。试验应考虑设计载荷和环境， 以确定所有潜在的失效模式，环境对失效模式的影响、以及与环境有关的补偿许用值。进行积木式试验，还应确定制造和服役中产生的损伤的临界尺寸、位置和影响，并评估生产中和外场 NDI 检测和监控损伤的能力。修理方法研究和验证也应是积木式试验大纲的一部分。对于在服役周期中预计的所有关键部位以及所有的关键温度和最严重湿度条件， 应进行适当大小的子组件和组件的设计极限载荷试验，获得应变测量值，并与使用与试验环境相关的材料许用值的分析预计进行比较。如果未获得可接受的分析相关性， 应进行附加的分析方法研究和试验，直到得到满意的分析相关性。在积木式试验大纲中， 如果环境补偿法和环境空气条件法之间的失效模式发生变化，则应在6.3.2.5.3 或 6.3.2.5.4 中进行说明(如果选择了其中一种全尺寸静力试验方法)。
6.2.15.3 耐久性试验持续时间
耐久性试验持续时间应足以确定 WFD 起始和 EIDS 分布的初始估计。
6.2.15.4 腐蚀试验
应进行腐蚀试验，以评估对于明确的使用环境和结构设计中使用的材料和工艺、结构设计以及连接
方法，满足设计使用寿命要求的腐蚀防护系统的有效性。应对代表性结构和类似的传统飞机防护系统进行对比试验，以评估腐蚀防护系统的替代方案。试验结果应用于确定 CPCP 中的 CPC 要求。
6.2.16 结构风险分析
应使用在 6.2.15.3 中确定的 EIDS 分布并结合类似飞机的数据(适用时)进行结构风险分析。该分析应证实在飞机设计使用寿命乘以规定系数的周期内不发生WFD 起始和丧失破损安全。该分析应确定，当破损安全丧失的风险变得不可接受时，超出设计使用寿命的时间。对于非破损安全结构， 该分析应确定，当要求的安全检查和/或更改会导致飞机可用性和/或经济后果被判定为不可接受时，超出设计使用寿命的时间。所有影响风险的重要变量应包括在风险分析中， 如：EIDS 分布、载荷谱、化学和热环境、材料性能、NDI 或 SHM 检出概率等。
6.2.17 经济使用寿命分析
应进行经济使用寿命分析，以证实飞机结构经济使用寿命大于设计使用寿命乘以规定系数。该分析应考虑所有损伤类型以及需要进行维护的结构退化。该分析应确定与其他备选方案(如：结合设计变更并强加低于设计要求的使用寿命限制)比较的，为保持结构完整性所需的目视检查、NDI、SHM、修理、翻新、更改、部件更换以及腐蚀防护与控制的费用。
6.3 全尺寸试验(任务 III)
6.3.1 任务目的
该任务的目的是通过一系列地面和飞行试验，帮助确定结构设计的充分性。试验计划、程序和进度安排应得到适航管理部门批准。试验结果用于验证或修正分析方法和结果，并证明要求得到了满足。
6.3.2 静力试验
6.3.2.1 概述
应在一架装有测试设备的飞机上，用模拟由严重飞行和地面操作情况导出的载荷，进行静力试验。对于使用环境产生显著热效应的情况，除了在飞机结构上施加机械载荷外，还应模拟热环境的影响。静力试验的主要目的是验证或修正静强度分析，并证明飞机结构的设计限制强度能力和设计极限强度能力。不进行全尺寸极限载荷静力试验一般是不可接受的。然而， 如果满足下列条件之一，并得到采办方特别批准，则不需要进行单独的全尺寸静力试验：
a) 飞机结构及其载荷与先前经全尺寸试验验证过的飞机结构基本相同;
b) 飞机结构的强度裕度(特别对于稳定性关键结构)已经通过主要部件(例如：整个机翼、机身和/或尾翼部件)试验得到了证明;
c) 在每架要操作飞行的飞机上，对于足够数量的使用情况，进行达到足够载荷水平的强度演示验证试验。这些验证试验应证明变形要求得到了满足，并用于验证或修正应力和强度分析。
对于重要修理、大量返工和修复、以及改变结构传力路径或结构概念发生显著变化的部件更改， 应对受影响部件进行极限载荷静力试验。
6.3.2.2 试验件选择
试验件应是工程制造和研制阶段(EMD)早期的试验飞机结构，并应代表使用构形(包括所有重要的结构细节)和制造工艺。不要求试验件包含系统，但试验件必须包含系统连接结构和代表使用构型和制造工艺的相关细节。如果试验件和生产型飞机之间存在显著的设计、材料和制造变化， 则应进行附加试验件或选择的部件和组合件的静力试验。
6.3.2.3 进度要求
应合理安排全尺寸静力试验和/或强度演示验证试验，以便在足够的时间内完成试验，以保证按计划要求支持飞行许可和/或取消飞行试验和服役使用飞机的飞行限制。
6.3.2.4 试验质量评估
应对基于分布式气动载荷的静强度计算与静力试验加载方法之间的差异进行评估，以评定试验质量。
6.3.2.5 复合材料结构静力试验
6.3.2.5.1 概述
对于由复合材料制成和/或包含粘接接头或组件的结构设计，按照优先顺序，下列方法之一应适用于其静力试验，并应得到采办方批准。
6.3.2.5.2 设计环境条件下试验到设计载荷
环境预处理试验件到最严重环境影响组合(例如，温度、湿度)， 并在这些条件下试验到设计限制载荷和设计极限载荷。
6.3.2.5.3 室温环境空气条件下试验到设计载荷
在室温环境空气条件下试验到设计限制载荷和设计极限载荷，获得所有关键部位的应变测量值。关键部位设计极限载荷情况下测量的应变应与分析预计进行比较，该分析预计采用与试验环境相关的材料许用值和经 6.2.15.2 验证的分析方法和程序。比较结果应用于 6.3.8 的试验结果的解释和评估以及6.4.2.1 的合格审定分析。
6.3.2.5.4 室温环境空气条件下试验到超过设计载荷的载荷
在室温环境空气条件下试验到超过设计限制载荷和设计极限载荷的载荷。施加到设计载荷上的系数应基于与静力试验环境相比的最严重的环境补偿许用值。考虑到在完成所有要求的试验载荷工况前试验件失效的可能性，选择此方法应要求采取风险化解措施。
6.3.3 首飞前地面验证试验
6.3.3.1 质量特性试验
应进行质量特性试验，以验证或修正飞机重量和平衡预测。
6.3.3.2 功能验证试验
应进行功能验证试验到设计限制载荷，以证明飞行关键结构系统、机构和部件的功能， 其正确使用是安全飞行所必要的。这些试验应证明变形要求得到满足。
6.3.3.3 压力验证试验
每架增压飞行飞机的每个增压舱均应进行压力验证试验到最大压力限制载荷。这些验证试验应证明变形要求得到满足，并用于验证或修正应力和强度分析。
6.3.3.4 强度验证试验
当全尺寸静力试验计划在首飞前不允许进行充分试验时，或当全尺寸试验不能充分证明强度能力时，或当不会不合理地限制飞机情况下限制飞机部件载荷的飞行限制可能难以实现时，应对选择的飞机结构部件和系统(例如，飞行操纵面、液压系统)进行强度验证试验。
6.3.3.5 飞行操纵面质量平衡、刚度和自由间隙试验
应进行飞行操纵面刚度和自由间隙试验，以验证或修正颤振分析以及保证安全自由间隙限制。这些试验应在地面振动试验之前进行，并应针对设计故障和正常状态两种情况进行。用于防止气动弹性不稳定性的飞行操纵面质量平衡应指定为飞行安全结构。此外， 应测量飞行操纵面的质量和惯量，以支持颤振分析并验证或修正质量特性分析。
6.3.3.6 地面振动试验
应进行地面振动试验，以验证或修正飞机固有频率、振型和结构阻尼的分析预测。试验结果应与气动弹性分析中使用的结构模态相关联。应对飞机支撑系统进行评估， 以确保飞机刚体模态不会干涉飞机弹性模态的捕获。部件地面振动试验应在飞机装配之前进行， 并应离全尺寸飞机试验足够前，以便在必要时允许改变结构模型。
6.3.3.7 气动伺服弹性试验
应进行包括开环传递(频率响应)试验和闭环耦合(结构响应)试验的气动伺服弹性地面试验，以与气动伺服弹性分析相关联并对其进行验证或修正。
6.3.4 飞行试验
6.3.4.1 概述
飞行试验应在一架全面改装测试设备并校准的飞机上进行，以验证或修正飞行和地面载荷、动响应、颤振、气动声学和振动的分析预测。同时， 应安排一架生产计划后期生产的飞机作为备份飞机，并改装与初期试验飞机类似的测试设备。
6.3.4.2 飞行和地面载荷测量
应在一架改装有测试设备并经校准的飞机上实施飞行和地面载荷测量，在其结构设计限制包线内至包线边界飞行，测量由此产生的载荷，如果适用，还要测量飞机结构上相关的温度分布。载荷测量应采用与现有技术相当的应变计法或压力测量法以逐步逼近的方式进行。载荷测量目的是：
a) 验证或修正用于飞机结构设计的结构载荷和热分析;
b) 评估产生严重结构载荷和温度分布的受载情况;
c) 确定和定义可疑的新的严重受载情况，这些情况可以通过研究在设计限制包线内的结构飞行情况来识别。
6.3.4.3 动响应试验
应在一架改装有测试设备并经校准的飞机上进行动响应试验，测量飞机在穿过大气紊流时，在滑行、起飞、着陆、牵引、空中加油、外挂物投放过程中， 以及其他动态事件的结构载荷和输入参数。目的是获得结构对这些动态载荷输入的弹性响应特性的飞行评估，并验证或修正动态分析。
6.3.4.4 颤振试验
应进行飞行颤振试验，以验证飞机结构在整个飞行使用包线内不发生气动弹性不稳定性，并有满意的阻尼。试验飞机应改装有足够的测试设备， 应采用可接受的飞行激振方法以确定每种飞行试验状态下主要关注模态的频率和阻尼大小。试验应在预定的由马赫数和高度定义的试验点上， 按危险程度递增的规定顺序进行。对装有飞行控制增稳系统的飞机， 气动伺服弹性稳定性飞行试验应与颤振飞行试验一起进行。应对飞行载荷和颤振飞行试验飞机的飞行操纵面进行自由间隙测量， 以确定自由间隙因磨损的增长趋势。
6.3.4.5 气动声学试验
应在全尺寸飞机上测量气动声学环境，以验证或修正用于声疲劳分析的声载荷/环境。应在产生显著气动声学载荷的飞行和地面使用中进行声压级水平测量。
6.3.4.6 振动试验
应进行飞行振动试验，以验证或修正振动环境分析。振动测量应在足够数量的位置进行， 以确定飞机结构的振动特性，试验结果是设备环境要求的基础。此外， 试验结果应用于证明在整个设计使用寿命中，振动控制措施足以防止结构开裂。
6.3.5 耐久性试验
6.3.5.1 目的
应在一架改装测试设备的飞机上实施耐久性试验，采用重复施加飞-续-飞设计耐久性载荷/环境谱的方法，验证或修正耐久性分析。对于使用环境呈现明显热效应的飞机结构，应在施加载荷的同时，模拟热环境效应。全尺寸飞机结构耐久性试验目的是：
a) 展示具有可接受逼真度和精确度水平的设计谱;
b) 获得数据(例如：应变、变形、损伤部位、损伤扩展)，以验证或修正耐久性分析;
c) 获得数据(例如：损伤部位、损伤扩展)(如果有)，以验证或修正损伤容限分析;
d) 验证分析确定的飞机结构关键区域;
e) 确定以前通过分析或部件试验没有确定的飞机结构关键区域;
f) 证明候选 NDI 和 SHM 系统的可行性;
g) 证明剩余强度能力;
h) 证明 WFD 起始发生的时间;
i) 导出 EIDS 分布数据，以支持风险分析。
对于改变结构传力路径或代表结构概念显著变化的主要部件更改，应要求进行全尺寸部件的耐久性试验。
6.3.5.2 试验件选择
试验件应是 EMD 阶段早期的试验飞机结构，并应代表使用构形(包括所有重要的结构细节)和制造工艺。不要求试验件包含系统，但试验件必须包含系统连接结构和代表使用构型和制造工艺的相关细节。如果试验件和生产型飞机之间存在显著的设计、材料和制造变化， 则应进行附加试验件或选择的部件和组件的耐久性试验。
6.3.5.3 试验进度和持续时间
最少的耐久性试验持续时间应为 2 倍寿命，除非试验表明，为确定一个缩短的飞机结构认证使用寿命而继续试验是不值得的。在飞机开始批生产决策之前， 应完成 1 倍寿命的耐久性试验、所有关键结构区域的检查以及试验结果的评估。在首架生产型飞机交付之前， 应完成 2 倍寿命的耐久性试验、所有关键结构区域的检查以及试验结果的评估。如果批生产决策和生产交付里程碑的进度与上述计划要求不相符，应进行研究以评估这些里程碑变化的技术风险和成本影响。应延长试验持续时间， 以确定 WFD 起始，并获得验证或修正在试验期间完成的修理和修改的耐久性和损伤容限分析的数据，直至 4 倍寿命。试验件和试验设施应在直到 4 倍寿命的总周期内是可用的，以使采办方能够根据需要为超过 2 倍寿命的试验提供资金。
6.3.5.4 试验质量评估
应对基于分布式气动载荷和设计耐久性载荷/环境谱的耐久性计算与耐久性试验加载和谱截取方法之间的差异进行评估，以评定试验质量。
6.3.5.5 损伤检测和监控
目视检查、NDI 和 SHM(当使用时)应作为全尺寸飞机结构耐久性试验不可或缺的部分来执行。实施这些技术的损伤检测和监控计划应获得采办方批准。损伤检测和监控的目的应是： 尽可能早地发现损伤，提供损伤扩展数据，以及使试验期间不曾预料到的灾难性失效的风险最小。
6.3.5.6 拆解检查和评估
在全尺寸耐久性试验结束时(包括排定的损伤容限试验和/或剩余强度试验)，应实施拆解检查和评估。拆解检查和评估应包括仔细和刻意地拆解整个耐久性试验件， 并在拆解时密切目视检查所有结构元件。应对设计时确定的关键区域以及试验时确定的其他关键结构进行无损检测(NDI)。应进行断口检查，以获得验证或修正损伤扩展分析的损伤扩展数据，并帮助评估飞机结构的初始质量。EIDS 分布应来自试验以及拆解检查和评估时发现的损伤。在拆解之前，应考虑评估适用于外场飞机的预期 NDI 方法的有效性。拆解检查和评估后， 应保留耐久性试验件所有零件，包括进行断口检查的部分，以便将来检查。
6.3.6 损伤容限试验
应采用重复施加飞-续-飞设计损伤容限载荷/环境谱的方法进行损伤容限试验，以验证或修正损伤容限分析。对于使用环境呈现明显热效应的飞机结构， 应在施加载荷的同时，模拟热环境效应。应在现有的试验件上(如设计研制试验的试验件和全尺寸耐久性试验的试验件)进行损伤容限试验。必要时，应选择、制造和试验另外的结构部件和组件。
6.3.7 气候试验
应进行全尺寸系统级气候试验，以确定潜在的腐蚀问题。应确定流体源、沉积液区和不合适的排液路径。试验结果应用于确定 CPCP 中的 CPC 要求。
6.3.8 试验发现问题的解释和评估
应分析在本标准描述的试验中发生的每一个问题，以确定根本原因。发现问题的例子包括但不局限于：载荷、应变、应力、位移、振动、重量比预计的大， 刚度、频率或振型与预计的不一致，屈服，失效，裂纹，分层，脱粘，WFD 起始，腐蚀，磨损，轴衬移位，以及不合适的排液路径。试验结果应用于修正本标准描述的各类分析直到满足可接受的相关性。修正的分析应用于确定是否需要采取纠正措施，以满足强度、刚度、耐久性、损伤容限和其他规定的要求。对于每一项需要采取的纠正措施，应确定解决问题选项的成本、进度和飞机可用性影响， 并应进行风险分析，以确定纠正措施实施前的使用限制(例如：过载限制、重量限制、空速限制、减小的认证使用寿命)。
6.3.9 试验发现问题的解决
由纠正试验发现结构问题而引起的成本、进度和飞机可用性影响应用于做出重大项目决策(如重大的重新设计、项目取消、惩罚、缩短认证使用寿命或削减飞机数量)， 并确定纠正措施(如生产设计变更、结构修改和/或附加的结构维护要求)，以满足强度、刚度、耐久性、损伤容限和其他规定的要求。为满足规定要求，由全尺寸试验结果得出的设计变更或结构修改应通过分析和适当的部件、组件或全尺寸试验件的后续试验来证实。
6.4 合格审定和用户管理规划(任务 IV)
6.4.1 任务目的
合格审定基于任务 I～任务 III 的结果，采用与地面和飞行试验相关的设计分析方法。为保持结构认证状态，应制定适当的用户管理策略，为在任务 V 下维持期间发生的用户管理执行做准备。用户管理规划取决于结构能力的正式文件、结构维护计划的创建、数据采集及信息反馈的开发， 并将结果纳入技术指令。
6.4.2 合格审定分析
6.4.2.1 基本要求
合格审定分析是根据地面和飞行试验结果，对设计分析(6.2)进行修正，以解决分析和试验之间存在的不一致问题。相关设计研制试验(6.2.15)、全尺寸试验(6.3)以及试验结果解释和评估(6.3.8)应是合格审定工作的基础。合格审定分析为制定保证飞机安全使用所需的使用限制、操作程序和维护要求等文件提供工程原始数据。合格审定分析的批准标志着飞机结构合格审定的完成。
6.4.2.2 风险分析
应进行风险分析，并应将结果用于初步的合格审定中。该分析的目的是确定 ASIP 各项任务对飞机结构可靠性的影响，并验证达到了飞机结构可靠性要求。
6.4.2.3 量化分析精度
应将 6.2 的分析与 6.2.15 和 6.3 给出的试验结果进行比较，以概率量化的形式给出分析精度，并形成文件，以支持飞机结构合格审定。
6.4.3 强度概要和使用限制
应把最终分析和其他有关的结构数据概括成强度概要和使用限制文件，该文件应能清晰地描述以使用参数表示的主要结构特性、限制和能力。强度概要和使用限制应主要以图表形式给出， 展现飞机结构限制和能力随速度、加速度、重心位置和重量等重要使用参数而变化的情况。强度概要应包括主要结构件的简要说明，给出结构布局、材料、临界设计情况、耐久性和损伤容限关键部位，以及最小安全余量。强度概要还应给出设计图样、详细分析、试验报告和其他支持文件等适用的参考文献。
6.4.4 结构维护计划
飞机结构设计的目的是设计出安全耐用的结构，使结构在设计使用条件下和设计使用寿命期内，由于腐蚀、疲劳开裂、应力腐蚀开裂/分层等引起的维护工作最少。在任务Ⅲ的全尺寸试验和任务Ⅳ的合格审定分析中，可能会识别出设计时遗漏的某些关键部位，从而要求对这些部位进行补充分析和使用中的检查，或许还要求进行生产/使用中的更改。为此，应制定结构维护计划。
6.4.5 建立用户信息反馈机制
应建立用户信息反馈机制，以获得实际使用数据，掌握机体结构使用情况，以便调整维修间隔。所有飞机都应具有能够记录足够使用参数的系统，以确定飞机结构的损伤扩展速率。该系统还应具有足够的能力和可靠性，以获得在飞机整个使用寿命期内所有飞行数据中不少于 90%的有效数据。需要时，该系统应具有对可互换/更换飞机结构件的连续记录能力。
6.4.6 编制飞机结构用户手册
飞机结构应编写维修大纲、维修手册、结构修理手册、腐蚀防护与控制手册、无损检测手册、图解零件目录等。
在飞机疲劳定寿工作完成前，需在预防性维修大纲的基础上编制日常使用维护手册，并随飞机交付用户用于开展日常使用维护;维修公司需编制 D 检技术方案并经适航部门和设计部门会签评审通过后，开展飞机 D 检工作。
在飞机疲劳定寿工作完成后，根据全机疲劳试验故障情况、零组件疲劳试验结果、外场使用暴露故障情况、D 检故障统计结果和理论计算分析结果，梳理确定未覆盖的设计更改项目，并发出外场技术通报：外场技术通报中外场日常维护可实施的项目纳入日常使用维护手册;其余 D 检时才可实施的项目，则纳入 D 检技术方案，供 D 检使用。
6.5 用户管理实施(任务 V)
6.5.1 任务内容
完善预防性维修工作的顶层纲领文件，明确机体结构定检工作项目、周期和检查要求， 用于指导飞机预防性维修工作的开展。收集用户使用过程信息，完善设计，并能持续适航。任务 V 包含保持结构完整性所需的所有任务，并执行结构认证更新。
6.5.2 用户信息反馈
用户信息反馈以实际测量的使用数据为基础，主要用于：
a) 调整结构检查、更改、D 检和更换的时间;
b) 确定在整个使用中相应环境条件下的损伤扩展，并将使用任务的变化定量化;
c) 确定当量飞行小时(或其他合适的损伤量度，如着陆次数、充压循环次数等)， 并针对飞机上所有关键部位调整维修计划;
d) 预报何时达到飞机结构件的寿命限制。
6.5.3 飞机结构用户手册使用
用户在使用飞机结构维修大纲、维修手册、结构修理手册、腐蚀防护与控制手册、无损检测手册、图解零件目录等过程，发现不足应反馈给设计部门，设计部门及时修改完善。
6.5.4 飞机结构记录
应保存有关飞机结构的各种记录，以便为持续安全使用的评估提供基本历史资料。
6.5.5 质量信息的跟踪、收集与反馈
民用飞机承制单位应对民用飞机在批生产和使用中有关工程技术质量信息进行跟踪和收集，并及时反馈给设计单位和生产单位。
6.5.6 技术问题的处理
设计单位和生产单位应及时解决材料在工程应用中出现的技术问题，并按有关程序进行改进。
6.5.7 修理
应根据需要开发满足强度、刚度、耐久性、损伤容限和其他规定要求的修理设计， 并纳入技术指令或通过工程处置系统提供。
6.5.8 用户管理更新
应通过分析/试验(包括可能的附加全尺寸静强度/耐久性试验)，对任务和使用变化、主要更改及飞机检查发现的问题进行评估，以确定是否需要对用户管理规划进行更新以及更新的时间周期。
6.5.9 重新合格审定
如果出现与合格审定基准明显偏离的情况，应进行飞机结构的重新合格审定。这些偏离可能包括使用方法改变、损伤变化/预期使用寿命变化。重新合格审定分析应为修改技术条令提供工程数据源，该条令以文件形式给出保证持续安全使用的使用极限/限制、程序和维护要求。重新合格审定工作应考虑所有 ASIP 任务及要素，并可要求附加的全尺寸静强度和/或耐久性试验。
6.5.10 持续适航
持续适航阶段，应进行如下工作：
a) 编制适用的适航文件：编制适航文件时承制方、营运方和适航当局充分沟通。由承制方制定，必须经适航当局批准，发布适航指令，营运方执行。包括如下内容：
1) 初始使用限制和扩展使用限制：型号合格证(TC)可以在全尺寸疲劳试验完成前颁布。为了飞机使用(服役)的安全，必须制定初始使用限制，在全尺寸疲劳试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件累积的循环数的一半;随着疲劳试验的进展和完成，可以扩大初始使用限制，形成新的扩展使用限制;任何飞机的使用循环数不得超过扩展使用限制;
2) 初始检查维修大纲和补充检查维修大纲：飞机投入使用(服役)前，必须制定出初始检查维修大纲及其说明，包括检查方法、检查频数和范围， 维护和修理的方法和时间。根据疲劳试验结果和使用(服役)信息，如果需要的话，修改初始检查维修大纲，形成补充检查维修大纲;
3) 维修方案评估：使用(服役)中的维修方案必须通过有试验依据的分析评估，证明维修结果满足剩余寿命和损伤容限要求，包括不会出现广布疲劳损伤，形成适航文件。
b) 建立相应的检查机制：
1) 保证检查大纲的执行以及有资质的检测人员、利用合适的设备、执行正确的检测工艺规程是及时发现裂纹(损伤)的保证，也是飞机结构安全使用(服役)的最后保证;
2) 如果发现原检查维修大纲中未规定的新的损伤情况，应及时信息反馈;
3) 若需进行新的修理，应制定相应的方案，经适航当局批准，发布适航指令(服务通告)。
c) 单机监控：获得单架飞机的载荷/环境-时间历程，预估飞机的剩余寿命，并调整飞机的使用(服役)环境;仔细的损伤检查并与全尺寸试验结果分析对比，正确适时维修提高飞机使用(服役)的可靠性，判断裂纹扩展速率和裂纹超出概率，进而确定飞机结构的广布损伤发生的概率和经济寿命及退役时间，确保飞机在整个使用(服役)内是安全的，经济的。
