刘友丹

（中航工业综合技术研究所，北京 100028）

复合材料现在已经成为民用客机的主要结构材料。特别是在波音B787飞机和空客A350飞机中，复合材料的用量已经超过结构材料的50%。某种程度上复合材料的用量，已经代表了民用飞机的先进程度。与传统金属材料相比，复合材料有特殊特性，导致复合材料结构的适航性工作更为困难、更为复杂。我国研制的大型客机也将较多的使用复合材料，预计大型客机复合材料适航工作将是大型客机研制中的重点和难点工作之一。本文在搜集了当前最先进民用客机复合材料结构适航资料的基础上，初步研究民用客机复合材料结构适航性设计要求和符合性方法。期望本文能对国内民用客机复合材料结构适航性工作有所裨益。

1 复合材料的材料和制造工艺的波动性问题

1.1 适航要求

针对复合材料的材料和制造工艺的波动性问题，适航要求为CCAR 25部《运输类飞机适航标准》的25.603“材料”（a）和（b）、25.605“制造方法”和25.613条“材料的强度性能和材料的设计值”（a）和（b）等。

1.2 设计要求

对损坏可能影响零件安全性的材料适用性和耐久性必须满足下列要求：符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中规定的强度和其它性能；采用的制造方法必须能生产出始终完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能满足此要求，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行；材料的设计值和制造规范必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小；对于共胶接和随后胶接的零件进行检查，保证结构完整性。对剥离层增加“胶层准备”程序，以保证不发生污染或工艺非常可靠。

1.3 符合性方法

符合性方法为：用有代表性的材料、制造工艺和工装设备制造试验件；应当考虑材料和工艺产生的允许的缺陷；在静力和重复载荷试验件的“最不利”位置施加模拟的缺陷；进行紧固件接头的设计分析和实验室试验时，要考虑允许的最大垫片和没有垫片时的间隙；除非使用的资料很保守，否则螺接接头静力分析和试验时厚度为50%；进行耐久性分析和试验的接头，用紧固件工艺规范制造。

2 环境对复合材料结构的影响问题

2.1 适航要求

针对环境对复合材料结构的影响问题，适航要求为CCAR 25部《运输类飞机适航标准》的：25.603“材料”（a）和（c）、25.609“结构保护”、25.613条“材料的强度性能和材料的设计值”（c）。

2.2 设计要求

针对环境对复合材料结构的影响问题，适航设计要求为：对损坏可能影响零件安全性的材料的适用性和耐久性必须满足下列环境影响（例如：温度、湿度、化学、摩擦、腐蚀剂（民用飞机使用时可能遇到的））；极限热载荷系数为1.00；联合相关最严重情况进行分析（最严重情况下的极限飞行载荷、-650F时的极限飞行载荷；1600F时的极限飞行载荷、零件假定在700F时制造。）；疲劳分析时，温度为标准大气（与疲劳载荷情况兼容）情况。（地–空–底疲劳载荷情况的温度范围是：地面时590F，最大飞行高度时-250F。地面和巡航的温度按线性进行计算。使用与温度情况一致的允许值。假定零件在700F装配。

2.3 符合性方法

符合性方法为：复合材料进行基本材料性能、强度允许值、设计值试验时，必须考虑飞行时的环境影响；试验件必须能代表生产时的材料和工艺规范的限制情况；环境情况必须包括，但是不限于这些因素的单个或联合影响（温度和/或湿度、环境循环时包括冷冻/解冻情况、制造时产生的允许的最大孔隙和、裂纹、化学腐蚀、燃油、辐射、声和振动、侵蚀。）；分析不同材料结构的热特性时，应当明确热载荷的全部影响、以及材料的局部影响。分析时使用规定的允许值。

3 工具掉落对复合材料结构冲击问题——小工具掉落

3.1 主结构设计要求

针对复合材料结构小工具掉落的冲击问题，对主结构的设计要求为：承受4英尺-磅的冲击时，结构不能有可见的损伤。

3.2 符合性方法

用直径1英寸的半圆冲击器进行冲击试验。造成的损伤应当小于工艺规范的限制。

4 工具掉落对复合材料结构的冲击问题——大工具掉落（产生凹坑）

4.1 主结构设计要求

针对复合材料结构大工具掉落的冲击问题，对主结构的设计要求为：进行100英尺-磅的冲击试验，或冲击损伤结果为难于发现的损伤；DSO（设计使用目标）循环试验（含环境影响）后，结构能保持极限载荷强度；在关键结构位置进行一次或多次冲击试验。

4.2 符合性方法

符合性方法为：试验情况应当能代表飞机的实际情况；用直径1英寸的半圆冲击器进行冲击试验；DSO循环试验（含环境影响）时，不能发生损伤的有害增长情况。

5 复合材料结构的事故冲击问题——单个结构件失效或严重损伤

5.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种事故冲击问题，对主结构的设计要求为：发生此种损伤情况时，机体应当保持承受限制载荷的能力（含环境影响）；应当考虑持续适航对裂纹增长的检查情况；保持足够的气动外型。

5.2 符合性方法

符合性方法为：用冲击试验确定什么是“目视可见”损伤，说明什么是“目视不可见”损伤；用直径1～4英寸的半圆冲击器进行机体外部冲击试验；对机体内部按飞行危险进行分区；然后用直径1英寸的半圆冲击器进行机体内部冲击试验；然后进行疲劳试验，证明裂纹无扩展；使用有限元方法分析评估飞机的气动弹性。

6 复合材料结构的事故冲击问题——“部分”结构完全失效

6.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种事故冲击问题，对主结构的设计要求为：发生此种损伤情况时，飞机应当能完成本次飞行。

6.2 符合性方法

符合性方法为：用部件试验支持的分析证明损伤的结构能够承受要求的剩余强度载荷（“回家载荷”）而不失效；进行剩余强度试验和分析时要考虑环境情况；使用有限元方法分析评估飞机的气动弹性。

7 复合材料结构的事故损伤问题——胶接面的脱层或脱胶

7.1 主结构设计要求

针对复合材料结构（非增强的胶接或树脂接头（蒙皮、加强肋、长垳、框等））的胶接面的脱层或脱胶问题，对主结构的设计要求为：由于制造、环境或事件导致的胶层损伤，不能使剩余强度低于限制载荷强度，或设计的止裂特性能保持脱胶附近的限制载荷强度。

7.2 符合性方法

符合性方法为：用有代表性的结构部件进行试验；用插入物模拟脱胶情况；评估剩余强度时要考虑环境情况。

8 复合材料结构的事故损伤问题——增压舱（临近旋转机构）的大尺寸裂开

8.1 适航要求

针对复合材料结构的增压舱（临近旋转机构）的大尺寸裂开问题，适航要求为CCAR 25部《运输类飞机适航标准》的FAR 25.903“发动机”（d）（1）和FAR 25.571“损伤容限和疲劳评估”（e）（2）、（3）、（4）。8.2 设计要求

针对复合材料结构的增压舱（临近旋转机构）的大尺寸裂开问题，设计要求为：发生了下列结构损伤时，飞机必须能完成本次飞行（风扇非包容性冲击；发动机失效非包容性冲击；高能旋转装置非包容冲击）；损伤结构必须能承受合理预期的载荷；不需考虑冲击对静载荷的影响；必须考虑驾驶员纠正措施；结构或部分结构失效后，如果明显更改了结构刚度、几何尺寸，或两者都发生变化，必须研究对损伤容限的影响；对这些要求，复合材料机身设计必须表明：与现在的金属飞机相比，其继续飞行或着陆时，必须有较好的安全水平。

9 复合材料结构的事故损伤问题——增压舱突然卸压引起的大尺寸裂开

9.1 适航要求

针对复合材料结构增压舱（临近旋转机构）的大尺寸裂开问题，适航要求为CCAR 25部《运输类飞机适航标准》的：FAR 25.365“增压舱载荷”（e）（1）、（2）、（3），（f），（g）；FAR25.783 “舱门”（b）、（e）, （f）, （g）。

9.2 设计要求

针对复合材料结构增压舱（临近旋转机构）的大尺寸裂开问题，设计要求为：增压舱内部和外部的任何结构、组件或零件（隔框、地板和隔板），如因其破坏而可能妨碍继续安全飞行和着陆时，则必须设计成能够承受在任何使用高度由于以下每一情况使任何舱室出现孔洞而引起的压力突降（发动机碎裂后发动机的一部分穿通了增压舱、在任何增压舱有尺寸不超过规定的任何孔洞、未经表明是极不可能出现的由于飞机或设备损坏而造成的最大孔洞。）；确定损坏或穿通的概率和可能的孔洞尺寸时，如还考虑到关闭装置可能有的使用不当以及误开舱门的情况，则可考虑设计的破损—安全特征；合成的压差载荷还必须以合理和保守的方式与1g平飞载荷以及由于应急泄压情况引起的任何载荷相组合。这类载荷可按极限载荷考虑，但因这些情况引起的任何变形均不得妨碍继续安全飞行和着陆。

10 复合材料结构损伤产生诱导载荷的情况——胶接接头破裂和层板严重弯曲诱导的载荷

10.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的损伤诱导载荷问题（胶接接头破裂和层板严重弯曲诱导的载荷），对主结构的设计要求为：承受限制设计载荷时胶接剂或树脂接头不发生有害的裂纹或层间裂纹；承受极限设计载荷时胶接剂或树脂接头不发生完全破坏；同时考虑相应的温度和湿度等环境情况。

10.2 符合性方法

符合性方法为：用实验室试验得出分析用设计值，同时验证设计放大的分析方法；试验和分析零件的质量（含NDI（无损检验）准则、合适环境情况（湿度和温度））。

11 复合材料结构遭遇冰雹损伤的情况——飞机在地面上时，冰雹冲击不可拆除结构

11.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种冰雹冲击情况，对主结构的设计要求为：平尾遭遇直径2.4英寸冰雹，最大冲击能量为500英寸-磅；垂尾遭遇直径2.4英寸冰雹，最大冲击能量为300英寸-磅；此种情况下不需进行修理，也没有有害的潮湿侵入；在设计寿命期内具有承受极限载荷的能力。

11.2 符合性方法

符合性方法为：试验件能代表飞机的实际零件情况；冰雹模拟按ASTM F320的要求。

12 复合材料结构遭遇冰雹损伤的情况——飞机在地面上时，冰雹冲击可拆除结构

12.1 主结构设计要求

针对此种冰雹冲击情况，对主结构的设计要求基本同“冰雹冲击不可拆除结构”情况。只有一条特殊要求，即：冰雹直径为1.5英寸，冲击能量为70英寸-磅。

12.2 符合性方法

符合性方法同“冰雹冲击不可拆除结构”情况。

13 复合材料结构遭遇冰雹损伤的情况——飞行中遭遇冰雹冲击

13.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种冰雹冲击情况，对机体主结构（水平飞行时前面暴露的结构）的设计要求为：425节（真空速）飞行时遭遇直径2.4英寸冰雹，还能安全飞行和着陆；450节（真空速）飞行时遭遇直径1.0英寸冰雹，不发生潮气侵入；在设计寿命期内具有承受极限载荷的能力。

13.2 符合性方法

符合性方法为：试验件能代表飞机的实际零件情况；冰雹模拟按ASTM F320的要求；试验遭遇直径2.4英寸冰雹时结构的剩余强度；在1.0英寸冰雹后设计寿命期间，保持极限设计强度，且无潮湿入侵和损伤没有有害扩展。

14 复合材料结构遭遇鸟撞的情况——鸟撞机身和风挡

14.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种鸟撞情况，对机身主结构的设计要求为：在海平面以Vc（设计巡航速度）或8 000英尺时0.85Vc碰撞4磅鸟后，能持续安全飞行或着陆，而且不能穿透对风挡或关键系统的保护结构。

14.2 符合性方法

符合性方法为：用有代表性试验件或部件进行鸟撞试验；需要时，进行剩余强度试验；如果有充分的资料，可以使用分析方法。

15 复合材料结构遭遇鸟撞的情况——鸟撞尾翼结构（平尾和垂尾）

15.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种鸟撞情况，对尾翼主结构的设计要求为：在海平面以Vc（设计巡航速度）碰撞8磅鸟后，能持续安全飞行或着陆；必须考虑对尾翼表面和类似暴露结构的冲击；冲击后不能发生气动弹性不稳定现象。

15.2 符合性方法

符合性方法为：用有代表性试验件或部件进行鸟撞试验；需要时，进行剩余强度试验；如果有充分的资料，可以使用分析方法；冲击后用有限元方法进行气动弹性分析。16 复合材料结构遭遇鸟撞的情况——鸟撞机翼结构

16.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种鸟撞情况，对机翼主结构的设计要求为：在海平面以Vc（设计巡航速度）或8 000英尺时0.85Vc碰撞4磅鸟后，能持续安全飞行或着陆；必须考虑机翼前缘高升力装置的布置情况；鸟撞后，油箱或燃油系统部件的燃油泄露不会导致危险情况；冲击后不能发生气动弹性不稳定现象。

16.2 符合性方法

本情况的符合性方法同“鸟撞尾翼结构”情况的符合性方法。

17 复合性结构遭遇轮胎及机轮危险和跑道异物的情况——轮胎及机轮危险

17.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种危险情况，对主结构的设计要求为：轮胎/机轮发生单个危险时，飞机能继续安全飞行或着陆，而且不能导致危险的燃油泄露量。

17.2 符合性方法

符合性方法为：用试验支持的分析方法。可以使用B767和B777飞机的类似经验。

18 复合性结构遭遇轮胎及机轮危险和跑道异物的情况——跑道异物

18.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的此种危险情况，对主结构的设计要求为：承受0.5英寸直径石质球的冲击，冲击距离12英寸，速度为轮缘切向速度。承受此冲击后在设计寿命期间，结构能承受极限载荷。

18.2 符合性方法

符合性方法为：用有代表性试验件或部件进行试验；用直径0.5英寸的冲击器；冲击能量为正常水平；在设计寿命期间，损伤没有有害扩展。

19 复合材料结构遭遇雷击/闪电情况

19.1 主结构设计要求

针对复合材料结构的雷击问题，对主结构的设计要求为：遭遇闪电后，不能产生灾难性影响；承受了最大能量闪电（按雷击分区图）后，可以持续的安全飞行和着陆；闪电不能附着飞机的关键系统；闪电不能击穿油箱；闪电后油箱内不产生火花或热点；在设计使用寿命期间，没有发现的损伤不能降低闪电防护系统的性能；承受规定的闪电/损伤后，不需要立即进行结构修理。

19.2 符合性方法

符合性方法为：按SAE ARP5414文件划分飞机闪电区域；用飞机关键结构的代表性部分进行闪电试验和结构试验；承受规定的闪电/损伤后，损伤不能发生有害扩展。

20 总结

本文研究工作涉及了民用客机复合材料结构设计的19个问题。对每个问题，基本从“适航要求”（部分问题不是“适航要求”，而是“准则项目”）、“设计要求”或“主结构设计要求”、“符合性方法”等3个方面开展了研究工作。对每个问题都研究得出了设计要求/主结构设计要求和符合性方法。希望本研究工作能对国内民用客机复合材料结构适航性工作有促进作用。