高清可复制 HB 8767-2025 民用飞机复合材料雷达罩结构设计通用要求

　　ICS 49.095 V 44

　　HB 8767-2025

　　民用飞机复合材料雷达罩结构设计

　　通用要求

　　General requirements for composite radome structure design of civil aircraft

　　2025-08-19 发布 2026-03-01 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：中国航空工业集团有限公司济南特种结构研究所、上海飞机设计研究院、中航通飞华南飞机工业有限公司、中国航空综合技术研究所。

　　本文件主要起草人：轩立新、纪丕华、于吉选、周春苹、孙广先、张晓刚、曾小苗、王 宁。

　　本文件为首次发布。

　　民用飞机复合材料雷达罩结构设计通用要求

　　1 范围

　　本文件规定了民用飞机复合材料雷达罩(以下简称雷达罩)的设计依据、一般要求及验证等。

　　本文件适用于民用运输类飞机复合材料雷达罩的结构设计，其他民用航空器复合材料雷达罩/天线罩可参考使用。

　　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。

　　HB 8454-2014 民用飞机闪电防护分区布局要求

　　HB 8766-2025 民用飞机复合材料雷达罩电性能试验方法

　　3 术语和定义

　　本文件没有术语和定义。

　　4 设计依据

　　雷达罩的设计依据来自飞机总体设计的技术要求，一般包括以下内容：

　　a) 总体要求，一般包括总体布置、外形要求、载荷要求、重量指标和接口要求等;

　　b) 适航规章相关要求;

　　c) 性能要求，一般包括电性能要求、强度和刚度要求等;

　　d) 可靠性、安全性、维修性、环境适应性等要求;

　　e) 工艺性和经济性要求;

　　f) 相应飞机型号对应的材料选用目录、标准件选用目录、工艺规范选用目录等相关要求。

　　5 雷达罩结构

　　5.1 雷达罩概述

　　雷达罩一般安装在飞机机头前端。雷达罩应保护内部雷达天线免受气流和各种有害环境的影响， 满足雷达天线对其电性能要求，降低对雷达电波的影响，雷达罩还应满足雷达天线的使用维护要求。

　　雷达罩一般包括复合材料罩体、内部加强环、开启机构(一般含铰链或四连杆、导销及导销支座、快卸锁、撑杆及撑杆支座等)、闪电防护系统(一般含防雷击分流条、电搭接标准件等)、涂层、防蚀罩、密封件等，也可根据具体要求对其结构组成进行调整。如对于无快卸要求的雷达罩可不采用快卸锁， 无折返要求的雷达罩可不采用折返机构、撑杆及撑杆支座等，防蚀罩也可根据具体要求确定是否使用等。雷达罩设计时应考虑密封问题。雷达罩典型结构如图 1 a)、b)所示。

　　a) 典型结构 1 b) 典型结构 2

　　图 1 雷达罩典型结构示意图

　　5.2 雷达罩结构组成

　　5.2.1 复合材料罩体

　　复合材料罩体是雷达罩的主体结构部分，一般包括电性能工作区和根部连接区。电性能工作区结构形式一般采用三层夹层结构，由内、外两层蒙皮和蜂窝(或泡沫)组成。

　　应根据雷达罩的电性能指标和强度刚度要求，确定复合材料罩体结构壁厚的分布。

　　5.2.2 内部加强环

　　加强环一般采用铝合金材料，也可综合考虑强度、工艺性、经济性等因素选用复合材料， 加强环应与复合材料罩体根部连接区贴合，以起到加强雷达罩根部刚性的作用。加强环的截面形式一般为 L 型或 U 型。金属加强环应根据情况进行热处理和表面处理。

　　5.2.3 开启机构

　　5.2.3.1 折返结构

　　为实现雷达罩的折返功能，通常在雷达罩与飞机金属框之间设置折返结构。折返结构一般为铰链结构或四连杆机构，雷达罩上提供固定支座。折返结构的位置一般位于雷达罩的上方或侧方。

　　5.2.3.2 快卸锁

　　快卸锁方便雷达罩开启，提供雷达罩预紧力，承担雷达罩传递的载荷。快卸锁一部分与雷达罩连接，一部分与飞机结构框连接。通常分为旋转快卸锁和按压快卸锁两种。其中， 旋转快卸锁需使用工具实现打开或锁紧，按压快卸锁不需借助工具即可实现打开和锁紧。

　　5.2.3.3 撑杆及撑杆支座

　　雷达罩开启之后，应采用撑杆提供支撑。撑杆一端与雷达罩的撑杆支座连接，另一端与飞机结构连接。撑杆一般分为机械式撑杆和气动式撑杆。

　　5.2.3.4 导销及导销支座

　　导销一般安装在飞机加强框上，承载雷达罩传递的剪力，导销支座安装在雷达罩上，也可将导销安装在雷达罩根部导销支座上，飞机上安装导销用连接孔。

　　5.2.4 闪电防护系统

　　为防止闪电而引起的破坏，应在雷达罩外表面上布置闪电防护系统。雷达罩闪电防护系统包括雷达罩外表面的防雷击分流条和电搭接标准件。防雷击分流条通常分为金属式防雷击分流条和钮扣式防雷击分流条两种。金属式防雷击分流条是由金属材料组成的防雷击分流条， 纽扣式防雷击分流条是由纽扣与基条共同组成的防雷击分流条。

　　防雷击分流条通常为金属式防雷击分流条，也可根据需要选择满足适航要求的纽扣式防雷击分流条。金属式防雷击分流条通常为铝制分流条。

　　防雷击分流条应通过电搭接螺钉与内部金属加强环实现电搭接后，通过导销、快卸锁等金属件实现与机身的电连通。防雷击分流条布局设计可参照 HB 8454-2014。

　　5.2.5 涂层

　　雷达罩外表面一般应喷涂底漆、抗静电漆和面漆。面漆应具有防雨蚀功能。涂层的厚度应根据电性能设计以及环境防护需求确定。

　　5.2.6 防蚀罩

　　为增强雷达罩的抗雨蚀能力，可在雷达罩头部设置防蚀罩。防蚀罩位于涂层系统外表面。防蚀罩不能使雷达罩电性能降低至可接受水平之下。

　　5.2.7 密封件

　　雷达罩根部一般应安装密封件。可根据需要， 将密封件安装在飞机结构上;或者一部分安装在雷达罩根部，其余部分安装在飞机结构上。密封件选型应考虑其压缩量、安装位置及固定方式。密封件底部应具有排水功能。

　　6 设计要求

　　6.1 基本原则

　　雷达罩结构设计应遵循以下基本原则：

　　a) 雷达罩结构设计应符合相关适航条款及飞机型号设计规范;

　　b) 在给定的环境条件下，飞机的寿命期限内雷达罩结构应满足安全性、可靠性、维修性要求;

　　c) 为保证雷达罩的外形、几何尺寸及接口要求， 便于制造和装配，在结构设计中应考虑设计补偿措施;

　　d) 设计中应优先选用成熟并经验证的材料、结构形式、加工装配工艺， 且在保障可靠性的基础上降低成本，新材料、新工艺、新方法应通过试验验证。

　　6.2 材料

　　选材原则如下：

　　a) 雷达罩所选用材料，其适用性、稳定性和耐久性， 应建立在足够的经验或试验基础上，来自于飞机总体设计规定的材料选用目录;

　　b) 应考虑预期的环境使用条件(如温度和湿度的影响);

　　c) 应选用价格低、有使用经验的材料;

　　d) 材料应有可靠且稳定的供应渠道;

　　e) 所选的材料应具有与结构设计和工艺方案相匹配的工艺性;

　　f) 与其他材料之间应具有良好的匹配性;

　　g) 设备改造和环保要求应投资少。

　　6.3 载荷

　　雷达罩应能承受飞机总体设计给定的气动载荷、惯性载荷及其他载荷，并进行强度计算分析和试验。

　　强度的要求应用限制载荷(服役中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)规定。

　　在强度计算过程中应当采用有效的载荷文件，试验设计也应采用相同的载荷文件。

　　6.4 安全系数

　　除非另有规定，当以限制载荷作为雷达罩的外载荷时，应采用安全系数 1.5;当用极限载荷来规定受载情况时，不采用安全系数。

　　6.5 强度和变形

　　在初步设计阶段，至少有一批次的材料性能数据，用于支撑强度和变形的计算分析。最终需要至少三批次材料的性能数据，获得强度 B 基准值。模量采用平均值。根据强度计算结果，应选定具体载荷中的一种或几种严酷载荷情况进行试验设计和试验，结合试验结果与强度计算结果给出雷达罩能否满足强度和变形要求的结论。雷达罩应满足以下两点。

　　a) 雷达罩应能承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下， 变形不得妨害安全运行。

　　b) 结构应能承受极限载荷至少 3s 而不破坏。

　　6.6 接头系数

　　对于雷达罩的接头(用于连接两个构件的零件或端头)，应采用以下规定：

　　未经限制载荷和极限载荷试验(试验时在接头和周围结构内模拟实际应力状态)证实其强度的接头，接头系数至少取 1.15(在极限载荷的基础上)。

　　6.7 电性能要求

　　雷达罩应能满足飞机总体设计提出的电性能指标要求。

　　6.8 闪电防护

　　雷达罩的闪电防护措施应符合 HB 8454-2014 的要求，并满足以下要求：

　　a) 闪电放电只会造成局部损伤，而不应危及飞机或乘员安全;

　　b) 闪电放电应被限制在飞机的外表面，不得进入飞机内部;

　　c) 雷达罩与临近机体结构应具有良好的电连通(搭接电阻一般不大于 5 毫欧)。

　　应在对雷达罩罩壁击穿强度、天线与雷达罩内壁距离关系进行计算分析后， 确定闪电防护分流条的数量及分布位置，形成闪电防护系统布局。利用全尺寸雷达罩进行雷击直接效应试验， 试验时，应对雷达罩典型最严酷的雷击位置进行试验。

　　应对试验后的雷达罩损伤情况进行安全评估，以确定雷达罩闪电防护功能的有效性。

　　6.9 结构保护

　　雷达罩外表面应喷涂具有防雨蚀、抗静电功能的漆层， 雷达罩头部可安装防蚀罩;为防止湿气进入雷达罩内部，内表面应粘贴防潮膜或喷涂漆层，复合材料罩体根部端面采用密封剂或清漆进行密封，罩体根部与飞机对接位置采用密封圈;金属式防雷击分流条安装内嵌螺母应防止湿气侵入;标准件应采取湿装配、封包等腐蚀处理措施; 铰链连接孔附近应采用高强度高光洁度的金属件以防止磨损;雷达罩可采用快卸锁与铰链组合连接方式，可以方便打开;在雷达罩根部最低处设置漏水孔以排除雷达罩内部积

　　存的湿气和冷凝水。

　　6.10 互换性要求

　　同型的雷达罩应具有互换性。

　　6.11 环境适应性要求

　　应按照飞机总体设计要求，视情开展高温、低温、湿热、霉菌、盐雾等环境适应性设计及验证工作。

　　6.12 维护要求

　　应按需提供相关的持续适航文件，如维护手册等。

　　6.13 标准件要求

　　雷达罩使用的标准件应在具体型号标准件选用目录内。

　　6.14 工艺性要求

　　雷达罩应具有良好的工艺性，制造用的工艺规范应在具体型号工艺规范选用目录内。

　　7 试验与验证

　　7.1 概述

　　雷达罩结构设计中，应通过设计说明、分析和试验等方法，对雷达罩结构设计的符合性进行验证。雷达罩适航验证试验一般应包括电性能试验、闪电防护试验、静力试验等，可根据型号需要适当裁剪。

　　适航验证应符合飞机型号合格审定计划和要求。试验大纲应经适航当局批准， 试验过程应经适航当局目击。

　　7.2 适航验证试验

　　7.2.1 电性能试验

　　电性能试验前应编制电性能试验大纲，雷达罩按 HB 8766-2025 的要求完成规定项目的电性能试验。电性能试验结果应满足指标要求。

　　7.2.2 闪电防护试验

　　雷达罩闪电防护试验用于验证闪电防护设计是否合理，一般按照飞机总体设计要求进行试验，试验结果应满足以下要求：

　　a) 闪电附着点试验时，分流条不应脱落、断开，试验件复合材料夹层结构不应出现穿孔或分层;

　　b) 闪电电流试验时，试验件上的分流条或分流条的连接螺栓不应脱落或断开，但允许分流条局部变形和烧蚀。

　　7.2.3 静力试验

　　只有在经验表明计算分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用计算分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验不足以表明符合性时， 应进行极限载荷试验。雷达罩静力试验应满足以下要求：

　　a) 雷达罩应能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下， 变形不得妨害安全运行;

　　b) 当采用试验验证时，雷达罩应能够承受极限载荷至少 3s 而不破坏;当采用分析说明时，计算

　　结果应表明，雷达罩满足强度要求;

　　c) 应能表明每一临界受载情况下均符合雷达罩的强度和变形要求;

　　d) 根据总体方案要求，在静力试验件预制允许的缺陷和损伤。