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1、结构设计要求和原则,结构设计要求,一般要求,复合材料结构一般采用许用应变设计，注意性能、失效模式、耐久性、 损伤容限、制造工艺、质量控制等方面的差异。保证结构在使用载荷 下有足够的强度和刚度，在设计载荷下安全浴度大于零,在确定复合材料结构设计许用值时，须考虑环境对材料性能的影响， 环境因素有温度、湿度、生产使用过程中的最大不可见使用损伤,复合材料结构的安全水平不能低于同类金属结构,防止与金属零件接触时的电偶腐蚀,整体油箱、设备舱等，须防静电、防雷击、电磁兼容设计与试验验证,尽量将复合材料结构设计成整体件,结构设计要求,静强度设计要求,一般要求,在进行部件结构静强度分析与试验验证时，应保证在使用
2、载荷下 结构不产生有害的变形和损伤，在设计载荷下结构不出现总体破坏,应通过设计载荷下的部件试验程序来验证复合材料结构的静强度、 符合设计准则的程度和可能的强度储备。,对安全裕度大的复合材料结构，可通过试样、元件和组合件试验结 果支持的分析来验证,结构设计要求,静强度设计要求,特殊要求,对铺层的强度计算应采用已经验证的失效准则,当结构使用温度范围很宽或复合材料性能在不同温度下变化 较大时，应力分析用性能数据可以按结构使用温度划分温度 区间，材料弹性常数取相应温度区间内的平均值,刚度设计要求,结构在使用载荷下不允许产生有害的变形和损伤,应充分利用复合材料铺层的可设计性，通过合理地选取铺层角、 铺层
3、比和铺层顺序，以最小的质量达到满意的刚度,弹性常数可选取对应温度区间内的典型值,耐久性设计要求,一般要求,飞机结构的经济寿命必须大于设计使用寿命,飞机结构的经济寿命必须进行试验验证,在设计使用寿命期内，飞机结构不允许出现开裂、分层、脱胶、变形,为了保证结构安全而需进行修理、更换和检查,干扰飞机的机械操作,影响飞机的气动特性,产生功能性障碍,在稳态飞行或地面运输条件下引起裂纹/分层的持续扩展,耐久性设计要求,特殊要求,冲击损伤源,重复的低能量冲击,设计时必须考虑使用引起的损伤，研究它对修理、维护、和功能可 能产生的影响，并证实外表面目视不易检出的损伤不影其响耐久性,冰雹撞击，工具掉落，踩踏引起的
4、损伤是目视不可检，若在某一区 域内的反复冲击可能会影响结构耐久性，根据可能遇到的损伤类型 划分结构区域，并在研制试验程序中评定这些区域耐久性对损伤源 的敏感性,损伤容限设计要求,缺陷尺寸假设,损伤容限要求含缺陷的结构在规定的使用期内有足够的剩余强度， 缺陷包括初始缺陷和使用损伤,初始缺陷：很难用目视检测方法检出，包括冲击损伤、分层和划伤,使用损伤：鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视易检损伤,损伤扩展要求,复合材料结构为缓慢“裂纹”扩展结构,损伤无扩展，应通过试验支持的分析或由试样、元件或结构件的 疲劳试验来验证，损伤无扩展循环数应考虑复合材料的疲劳分散性 如在规定的检查间隔内出现明显的缺陷
5、/损伤扩展时，须更改设计,损伤扩展，对可能出现的每种缺陷/损伤类型，有在使用载荷谱下 可靠的扩展特性数据。同时给出这一扩展规律的统计变异性，并能 证实所给出的检测方法足够可靠,胶接接头的损伤容限专用条件,如现有的制造技术无法保证每个胶接接头均能达到其设计强度，无损 检测又无法检测出所有的脱胶或弱胶接缺陷时，必须采用以下方法， 证实危及飞行安全的关键件中每一胶接接头的承载能力不低于使用载荷,必须用分析、试验或同时使用这两种方法，来确定承载最严重情况的 载荷时，每个胶接接头允许出现的最大脱胶区域，并通过细节设计来 防止产生大于这一区域的脱胶可能性,必须对每件制成品进行验证试验，对每一关键胶接接头，
6、施加最严重 的载荷,动力学设计要求,维修性设计要求,对振动严重结构必须按照频率控制设计原则，响应控制原则以及声疲 劳寿命要求进行动力学设计,结构方案设计时要制定复合材料结构的维修大纲 根据结构可能产生的损伤，分段或分区确定维修等级 结构设计时应为维修提供足够的可达性与开敞性 确定修理方法时，需考虑检测方法，所使用的材料以及固化工艺过程 军机应允许采用机械连接补丁板修理 采取有效技术途径减轻结构损伤，减少维修工作,复合材料结构的动特性，动响应和声疲劳性能均与层压板中铺层的铺设 方向，铺层顺序以及层数等因素相关，应选择合理的方法，确保结构在 正常使用条件下避开干扰频率的共振区，钟乳区，将最大响应控
7、制,结构分析要求,复合材料的结构分析是主要的设计内容之一，包括静动分析，气动弹性剪裁及耐久性与损伤容限分析 结构分析过程中使用的方法，手段，工具都应经过验证并有足够的设计和使用经验。,一般要求,金属结构静强度与刚度分析的要求原则上适用于复合材料结构 1）复合材料的层压板的应力应变关系在破坏前呈线性，无屈服极限 2）结构所用层压板的弹性常数一般采用经典层压板理论，层压板破坏分析应采用经验证的失效准则，并辅以适当的刚度削减法则 3）判断复合材料结构失效的设计许用值，一般不直接采用无损试样 得到的极限破坏强度,静强度与刚度分析,飞机结构设计中，可通过气动弹性剪裁技术利用刚度方向性来控制静态或动态的气
8、动弹性变形，从而使它们对空气动力和结构特性产生有利影响 气动弹性剪裁的目标 1）升力曲线斜率，2）弹性翼面发散控制载荷及其分布，3）操纵面效率，4）固有频率，5）颤振速度，6）挠度，7）重量 结构气动弹性分析 结构模型，气动弹性剪裁所用的结构模型在不同阶段可以是有限元分析模型，等效板或其它模型 气动弹性剪裁内容及其敏感度分析，根据不同的设计要求，在气动弹性剪裁中，应包括位移、应力、应变、振动频率、颤振分析 优化设计方法，规划法、准则法,气动弹性剪裁设计,结构分析要求,复合材料结构的耐久性分析主要是指在使用载荷谱以及化学/湿热环境条件下的寿命估算 损伤容限分析主要是指对含损伤结构的损伤扩展寿命预
9、测和剩余强度估算。 由于复合材料的破坏机理与金属不同，金属结构使用的方法和程序基本上不能用于复合材料结构 积木式设计试验验证方法是有效可靠的途径,耐久性与损伤容限分析,原则上与金属结构的动力学分析要求一致，是动力学设计的基础，主要包括动特性分析，动载荷与动响应分析，结构敏感度分析与动力学优化分析，鸟撞损伤和射弹损伤分析，声响应和声疲劳分析。 通过分析并根据动力学设计要求合理选择结构形式，结构布局与铺层参数，提高结构振动品质,动力分析,结构设计和优化软件 结构应力分析和强度校核软件 动力分析软件 耐久性和损伤容限分析软件 连接开孔等细节设计与分析软件 稳定分析软件,计算机软件,结构试验验证要求,
10、复合材料结构完整性验证大纲 选材论证报告，环境条件的确定准则，载荷报告， 结构分析计划（静强度、刚度、耐久性和损伤容限），结构完整性试验验证大纲（试样、元件、组合件的研制试验计划和全尺寸结构试验验证大纲） 全尺寸部件结构完整性试验验证大纲 承制方应制定复合材料全尺寸部件结构完整性试验验证大纲，大纲应规定试验内容，顺序安排，载荷情况，试验件要求，环境影响的处理，人工缺陷/损伤的引入，试验数据的处理 积木式设计验证试验方法 多层次试验验证有助于使技术难点如环境影响，损伤性能等在低层次上通过试验研究得到解决，并避免全尺寸试验的复杂性和实施困难,结构完整性验证大纲与验证方法,复合材料结构环境条件的确定
11、,根据飞机的服役地区，飞行范围，材料体系，使用任务，结构状况等 制定飞机复合材料结构环境设计准则，准则应包括对复合材料结构完 整性有明显影响的所有总体环境与局部环境，环境设计准则应评定复 合材料结构可能遭受到的最严重的单项和组合环境，也应评定长期作 用的环境谱，包括出现强度，出现频率，持续时间以及出现顺序,湿热环境,1）复合材料的吸湿，降低基体玻璃化转变温度，产生结构 湿应力和尺寸不稳定性。吸湿量将影响复合材料结构的强度， 刚度，阻尼特性，耐久性，损伤扩展特性以及剩余强度,应通过分析和试验，验证复合材料结构在设计使用寿命期内，在可能遇到的温度、湿度和载荷环境的单独或综合作用下，仍具有足够的完整
12、性,复合材料的吸湿是一个缓慢的水分扩散过程，吸湿的速率以及平衡量取决于环境的温度、相对湿度、材料体系和材料厚度，气候条件 下的吸湿和脱湿是一个可逆过程 B) 复合材料结构的吸湿量主要取决于结构形式，场站停放和贮存环境， 复合材料结构的厚度，单面或双面暴露，表面状况以及在飞机的部位 C) 对于热冲击敏感材料，超声速飞行的高温剖面造成的冷热冲击可能产生微裂纹，引起材料不可逆损伤，并增大吸湿量 D) 应根据飞机设计使用寿命和预期使用环境，确定复合材料结构达到平衡吸湿量后，它与使用中结构最高温度组合成的最严重环境条件,2）飞机结构的极端气候条件 A) 按飞机预定使用地区内的气候高温，加上日光暴晒引起的
13、最大 可能升温，确定气候引起的结构最高温度，按地面最低温度和 空中飞行低温之最低值确定气候引起的结构最低温度 B) 应考虑使用寿命期内的吸湿量和气候最高温度组合作用对不具 备控温条件的亚，跨声速飞机复合材料结构强度与刚度的影响 也适用于超声速飞机不受气动加热和发动机等热源影响的复合 材料结构,3）飞行高温环境 A) 应通过可靠的分析计算或实测确定飞行中气动加热及其它热源 产生的结构最高温度，典型温度剖面和最不利的温度剖面 B) 对于超声速飞机的复合材料结构，当飞行引起的结构最高温度 比气候引起的结构最高温度更严酷时，应在设计使用寿命期内 环境条件（平衡吸湿量，飞行温度剖面，载荷严重叠加）下，
14、满足强度规范规定的强度和刚度要求,4）湿热载荷谱编制 湿热环境谱应为飞机预期使用地域中较严重地区的平均湿热谱， 其吸湿量应为使用寿命期内达到的平衡吸湿量,冲击环境,飞机复合材料结构可能遭受工具掉落，冰雹，制造以及地面设备撞击，起飞或着陆时机轮溅起的碎石，螺钉及轮胎碎片的冲击，也可能受到弹丸或弹片等冲击，通过分析和试验，验证复合材料结构在制造和使用整个寿命期间内可能遇到的各种冲击环境下，仍能有足够的结构完整性,1）低能量冲击，不会使冲击表面出现目视可检损伤形态的外来物冲击，低速冲击，由于出现概率高，引起的损伤不易发现，使结构承载能力降低,2）高能量冲击，使冲击表面产生明显可目视可检损伤形态的外来
15、物冲击，如子弹伤，受高能量冲击损伤的结构应能保证继续飞行并安全着陆,3）冲击损伤部位和数量的选取，考虑损伤对结构剩余强度和耐久性影响的程度，低能量冲击着重考虑主要承受压缩载荷的结构部位，对穿透损伤，结构受拉部位与受压部位均需考虑,腐蚀环境与老化,结构静强度验证,分散性考虑 复合材料结构的材料和工艺变异性大于目前所用金属结构的 变异性，在确定设计许用值时考虑 湿热环境考虑 考虑预期最严重的湿热环境影响，可选用环境补偿因子法， 环境补偿系数法，应力-应变关系外推法和环境箱模拟法,结构耐久性验证,要求进行设计研制试验，以便确定设计概念，选材，确定载荷谱 的影响和对关键结构件的耐久性提供早期评估,试验
16、要求,1）在飞机首飞上天之前，开始耐久性验证试验 2）耐久性试验寿命应始终领先于已交付飞行的所有飞机中，飞行 次数最多的飞机的2-3倍 3）对民用飞机，在飞机取得适航证之前，耐久性验证试验必须完 成一倍使用寿命的飞行次数,对复合材料结构的补充要求 1）疲劳分散性，由于复合材料结构有一定的疲劳分散性，对部件试验，应证实其具有不低于同类金属结构的耐久性水平 2）湿热环境影响，进行试样、元件或组合件试验来确定环境对结构耐久性的影响 3）冲击损伤的影响 4）刚度特性考虑，在耐久性试验时，应证实刚度特性的退化没有超出可接受的水平,复合材料/金属混合结构的耐久性验证试验 由于复合材料结构和金属结构具有不同的疲劳和环境敏感性，难以在同一个试验件上同时验证这两种材料结构的耐久性 1）积木式验证方法 2）采用两个相同的部件分别验证金属结构和复合材料结构的耐久性 3）采用已被应用并证实是合理的其他方法,结构损伤容限验证,1）应对结构关键区域的元件，细节件和组合件进行重复载荷试验， 以确定结构对损伤扩展的敏感性 2）剩余强度评定需采用部件试验，或采用组合作试验数据支持的 分析来完成 3）试
