劉友丹

（中航工業(yè)綜合技術(shù)研究所，北京 100028）

復合材料現(xiàn)在已經(jīng)成為民用客機的主要結(jié)構(gòu)材料。特別是在波音B787飛機和空客A350飛機中，復合材料的用量已經(jīng)超過結(jié)構(gòu)材料的50%。某種程度上復合材料的用量，已經(jīng)代表了民用飛機的先進程度。與傳統(tǒng)金屬材料相比，復合材料有特殊特性，導致復合材料結(jié)構(gòu)的適航性工作更為困難、更為復雜。我國研制的大型客機也將較多的使用復合材料，預計大型客機復合材料適航工作將是大型客機研制中的重點和難點工作之一。本文在搜集了當前最先進民用客機復合材料結(jié)構(gòu)適航資料的基礎(chǔ)上，初步研究民用客機復合材料結(jié)構(gòu)適航性設(shè)計要求和符合性方法。期望本文能對國內(nèi)民用客機復合材料結(jié)構(gòu)適航性工作有所裨益。

1 復合材料的材料和制造工藝的波動性問題

1.1 適航要求

針對復合材料的材料和制造工藝的波動性問題，適航要求為CCAR 25部《運輸類飛機適航標準》的25.603“材料”（a）和（b）、25.605“制造方法”和25.613條“材料的強度性能和材料的設(shè)計值”（a）和（b）等。

1.2 設(shè)計要求

對損壞可能影響零件安全性的材料適用性和耐久性必須滿足下列要求：符合經(jīng)批準的標準，保證這些材料具有設(shè)計資料中規(guī)定的強度和其它性能；采用的制造方法必須能生產(chǎn)出始終完好的結(jié)構(gòu)。如果某種制造工藝（如膠接、點焊或熱處理）需要嚴格控制才能滿足此要求，則該工藝必須按照批準的工藝規(guī)范執(zhí)行；材料的設(shè)計值和制造規(guī)范必須使因材料偏差而引起結(jié)構(gòu)破壞的概率降至最??；對于共膠接和隨后膠接的零件進行檢查，保證結(jié)構(gòu)完整性。對剝離層增加“膠層準備”程序，以保證不發(fā)生污染或工藝非常可靠。

1.3 符合性方法

符合性方法為：用有代表性的材料、制造工藝和工裝設(shè)備制造試驗件；應當考慮材料和工藝產(chǎn)生的允許的缺陷；在靜力和重復載荷試驗件的“最不利”位置施加模擬的缺陷；進行緊固件接頭的設(shè)計分析和實驗室試驗時，要考慮允許的最大墊片和沒有墊片時的間隙；除非使用的資料很保守，否則螺接接頭靜力分析和試驗時厚度為50%；進行耐久性分析和試驗的接頭，用緊固件工藝規(guī)范制造。

2 環(huán)境對復合材料結(jié)構(gòu)的影響問題

2.1 適航要求

針對環(huán)境對復合材料結(jié)構(gòu)的影響問題，適航要求為CCAR 25部《運輸類飛機適航標準》的：25.603“材料”（a）和（c）、25.609“結(jié)構(gòu)保護”、25.613條“材料的強度性能和材料的設(shè)計值”（c）。

2.2 設(shè)計要求

針對環(huán)境對復合材料結(jié)構(gòu)的影響問題，適航設(shè)計要求為：對損壞可能影響零件安全性的材料的適用性和耐久性必須滿足下列環(huán)境影響（例如：溫度、濕度、化學、摩擦、腐蝕劑（民用飛機使用時可能遇到的））；極限熱載荷系數(shù)為1.00；聯(lián)合相關(guān)最嚴重情況進行分析（最嚴重情況下的極限飛行載荷、-650F時的極限飛行載荷；1600F時的極限飛行載荷、零件假定在700F時制造。）；疲勞分析時，溫度為標準大氣（與疲勞載荷情況兼容）情況。（地–空–底疲勞載荷情況的溫度范圍是：地面時590F，最大飛行高度時-250F。地面和巡航的溫度按線性進行計算。使用與溫度情況一致的允許值。假定零件在700F裝配。

2.3 符合性方法

符合性方法為：復合材料進行基本材料性能、強度允許值、設(shè)計值試驗時，必須考慮飛行時的環(huán)境影響；試驗件必須能代表生產(chǎn)時的材料和工藝規(guī)范的限制情況；環(huán)境情況必須包括，但是不限于這些因素的單個或聯(lián)合影響（溫度和/或濕度、環(huán)境循環(huán)時包括冷凍/解凍情況、制造時產(chǎn)生的允許的最大孔隙和、裂紋、化學腐蝕、燃油、輻射、聲和振動、侵蝕。）；分析不同材料結(jié)構(gòu)的熱特性時，應當明確熱載荷的全部影響、以及材料的局部影響。分析時使用規(guī)定的允許值。

3 工具掉落對復合材料結(jié)構(gòu)沖擊問題——小工具掉落

3.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)小工具掉落的沖擊問題，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：承受4英尺-磅的沖擊時，結(jié)構(gòu)不能有可見的損傷。

3.2 符合性方法

用直徑1英寸的半圓沖擊器進行沖擊試驗。造成的損傷應當小于工藝規(guī)范的限制。

4 工具掉落對復合材料結(jié)構(gòu)的沖擊問題——大工具掉落（產(chǎn)生凹坑）

4.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)大工具掉落的沖擊問題，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：進行100英尺-磅的沖擊試驗，或沖擊損傷結(jié)果為難于發(fā)現(xiàn)的損傷；DSO（設(shè)計使用目標）循環(huán)試驗（含環(huán)境影響）后，結(jié)構(gòu)能保持極限載荷強度；在關(guān)鍵結(jié)構(gòu)位置進行一次或多次沖擊試驗。

4.2 符合性方法

符合性方法為：試驗情況應當能代表飛機的實際情況；用直徑1英寸的半圓沖擊器進行沖擊試驗；DSO循環(huán)試驗（含環(huán)境影響）時，不能發(fā)生損傷的有害增長情況。

5 復合材料結(jié)構(gòu)的事故沖擊問題——單個結(jié)構(gòu)件失效或嚴重損傷

5.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種事故沖擊問題，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：發(fā)生此種損傷情況時，機體應當保持承受限制載荷的能力（含環(huán)境影響）；應當考慮持續(xù)適航對裂紋增長的檢查情況；保持足夠的氣動外型。

5.2 符合性方法

符合性方法為：用沖擊試驗確定什么是“目視可見”損傷，說明什么是“目視不可見”損傷；用直徑1～4英寸的半圓沖擊器進行機體外部沖擊試驗；對機體內(nèi)部按飛行危險進行分區(qū)；然后用直徑1英寸的半圓沖擊器進行機體內(nèi)部沖擊試驗；然后進行疲勞試驗，證明裂紋無擴展；使用有限元方法分析評估飛機的氣動彈性。

6 復合材料結(jié)構(gòu)的事故沖擊問題——“部分”結(jié)構(gòu)完全失效

6.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種事故沖擊問題，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：發(fā)生此種損傷情況時，飛機應當能完成本次飛行。

6.2 符合性方法

符合性方法為：用部件試驗支持的分析證明損傷的結(jié)構(gòu)能夠承受要求的剩余強度載荷（“回家載荷”）而不失效；進行剩余強度試驗和分析時要考慮環(huán)境情況；使用有限元方法分析評估飛機的氣動彈性。

7 復合材料結(jié)構(gòu)的事故損傷問題——膠接面的脫層或脫膠

7.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)（非增強的膠接或樹脂接頭（蒙皮、加強肋、長垳、框等））的膠接面的脫層或脫膠問題，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：由于制造、環(huán)境或事件導致的膠層損傷，不能使剩余強度低于限制載荷強度，或設(shè)計的止裂特性能保持脫膠附近的限制載荷強度。

7.2 符合性方法

符合性方法為：用有代表性的結(jié)構(gòu)部件進行試驗；用插入物模擬脫膠情況；評估剩余強度時要考慮環(huán)境情況。

8 復合材料結(jié)構(gòu)的事故損傷問題——增壓艙（臨近旋轉(zhuǎn)機構(gòu)）的大尺寸裂開

8.1 適航要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的增壓艙（臨近旋轉(zhuǎn)機構(gòu)）的大尺寸裂開問題，適航要求為CCAR 25部《運輸類飛機適航標準》的FAR 25.903“發(fā)動機”（d）（1）和FAR 25.571“損傷容限和疲勞評估”（e）（2）、（3）、（4）。8.2 設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的增壓艙（臨近旋轉(zhuǎn)機構(gòu)）的大尺寸裂開問題，設(shè)計要求為：發(fā)生了下列結(jié)構(gòu)損傷時，飛機必須能完成本次飛行（風扇非包容性沖擊；發(fā)動機失效非包容性沖擊；高能旋轉(zhuǎn)裝置非包容沖擊）；損傷結(jié)構(gòu)必須能承受合理預期的載荷；不需考慮沖擊對靜載荷的影響；必須考慮駕駛員糾正措施；結(jié)構(gòu)或部分結(jié)構(gòu)失效后，如果明顯更改了結(jié)構(gòu)剛度、幾何尺寸，或兩者都發(fā)生變化，必須研究對損傷容限的影響；對這些要求，復合材料機身設(shè)計必須表明：與現(xiàn)在的金屬飛機相比，其繼續(xù)飛行或著陸時，必須有較好的安全水平。

9 復合材料結(jié)構(gòu)的事故損傷問題——增壓艙突然卸壓引起的大尺寸裂開

9.1 適航要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)增壓艙（臨近旋轉(zhuǎn)機構(gòu)）的大尺寸裂開問題，適航要求為CCAR 25部《運輸類飛機適航標準》的：FAR 25.365“增壓艙載荷”（e）（1）、（2）、（3），（f），（g）；FAR25.783 “艙門”（b）、（e）, （f）, （g）。

9.2 設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)增壓艙（臨近旋轉(zhuǎn)機構(gòu)）的大尺寸裂開問題，設(shè)計要求為：增壓艙內(nèi)部和外部的任何結(jié)構(gòu)、組件或零件（隔框、地板和隔板），如因其破壞而可能妨礙繼續(xù)安全飛行和著陸時，則必須設(shè)計成能夠承受在任何使用高度由于以下每一情況使任何艙室出現(xiàn)孔洞而引起的壓力突降（發(fā)動機碎裂后發(fā)動機的一部分穿通了增壓艙、在任何增壓艙有尺寸不超過規(guī)定的任何孔洞、未經(jīng)表明是極不可能出現(xiàn)的由于飛機或設(shè)備損壞而造成的最大孔洞。）；確定損壞或穿通的概率和可能的孔洞尺寸時，如還考慮到關(guān)閉裝置可能有的使用不當以及誤開艙門的情況，則可考慮設(shè)計的破損—安全特征；合成的壓差載荷還必須以合理和保守的方式與1g平飛載荷以及由于應急泄壓情況引起的任何載荷相組合。這類載荷可按極限載荷考慮，但因這些情況引起的任何變形均不得妨礙繼續(xù)安全飛行和著陸。

10 復合材料結(jié)構(gòu)損傷產(chǎn)生誘導載荷的情況——膠接接頭破裂和層板嚴重彎曲誘導的載荷

10.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的損傷誘導載荷問題（膠接接頭破裂和層板嚴重彎曲誘導的載荷），對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：承受限制設(shè)計載荷時膠接劑或樹脂接頭不發(fā)生有害的裂紋或?qū)娱g裂紋；承受極限設(shè)計載荷時膠接劑或樹脂接頭不發(fā)生完全破壞；同時考慮相應的溫度和濕度等環(huán)境情況。

10.2 符合性方法

符合性方法為：用實驗室試驗得出分析用設(shè)計值，同時驗證設(shè)計放大的分析方法；試驗和分析零件的質(zhì)量（含NDI（無損檢驗）準則、合適環(huán)境情況（濕度和溫度））。

11 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇冰雹損傷的情況——飛機在地面上時，冰雹沖擊不可拆除結(jié)構(gòu)

11.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種冰雹沖擊情況，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：平尾遭遇直徑2.4英寸冰雹，最大沖擊能量為500英寸-磅；垂尾遭遇直徑2.4英寸冰雹，最大沖擊能量為300英寸-磅；此種情況下不需進行修理，也沒有有害的潮濕侵入；在設(shè)計壽命期內(nèi)具有承受極限載荷的能力。

11.2 符合性方法

符合性方法為：試驗件能代表飛機的實際零件情況；冰雹模擬按ASTM F320的要求。

12 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇冰雹損傷的情況——飛機在地面上時，冰雹沖擊可拆除結(jié)構(gòu)

12.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對此種冰雹沖擊情況，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求基本同“冰雹沖擊不可拆除結(jié)構(gòu)”情況。只有一條特殊要求，即：冰雹直徑為1.5英寸，沖擊能量為70英寸-磅。

12.2 符合性方法

符合性方法同“冰雹沖擊不可拆除結(jié)構(gòu)”情況。

13 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇冰雹損傷的情況——飛行中遭遇冰雹沖擊

13.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種冰雹沖擊情況，對機體主結(jié)構(gòu)（水平飛行時前面暴露的結(jié)構(gòu)）的設(shè)計要求為：425節(jié)（真空速）飛行時遭遇直徑2.4英寸冰雹，還能安全飛行和著陸；450節(jié)（真空速）飛行時遭遇直徑1.0英寸冰雹，不發(fā)生潮氣侵入；在設(shè)計壽命期內(nèi)具有承受極限載荷的能力。

13.2 符合性方法

符合性方法為：試驗件能代表飛機的實際零件情況；冰雹模擬按ASTM F320的要求；試驗遭遇直徑2.4英寸冰雹時結(jié)構(gòu)的剩余強度；在1.0英寸冰雹后設(shè)計壽命期間，保持極限設(shè)計強度，且無潮濕入侵和損傷沒有有害擴展。

14 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇鳥撞的情況——鳥撞機身和風擋

14.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種鳥撞情況，對機身主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：在海平面以Vc（設(shè)計巡航速度）或8 000英尺時0.85Vc碰撞4磅鳥后，能持續(xù)安全飛行或著陸，而且不能穿透對風擋或關(guān)鍵系統(tǒng)的保護結(jié)構(gòu)。

14.2 符合性方法

符合性方法為：用有代表性試驗件或部件進行鳥撞試驗；需要時，進行剩余強度試驗；如果有充分的資料，可以使用分析方法。

15 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇鳥撞的情況——鳥撞尾翼結(jié)構(gòu)（平尾和垂尾）

15.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種鳥撞情況，對尾翼主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：在海平面以Vc（設(shè)計巡航速度）碰撞8磅鳥后，能持續(xù)安全飛行或著陸；必須考慮對尾翼表面和類似暴露結(jié)構(gòu)的沖擊；沖擊后不能發(fā)生氣動彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象。

15.2 符合性方法

符合性方法為：用有代表性試驗件或部件進行鳥撞試驗；需要時，進行剩余強度試驗；如果有充分的資料，可以使用分析方法；沖擊后用有限元方法進行氣動彈性分析。16 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇鳥撞的情況——鳥撞機翼結(jié)構(gòu)

16.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種鳥撞情況，對機翼主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：在海平面以Vc（設(shè)計巡航速度）或8 000英尺時0.85Vc碰撞4磅鳥后，能持續(xù)安全飛行或著陸；必須考慮機翼前緣高升力裝置的布置情況；鳥撞后，油箱或燃油系統(tǒng)部件的燃油泄露不會導致危險情況；沖擊后不能發(fā)生氣動彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象。

16.2 符合性方法

本情況的符合性方法同“鳥撞尾翼結(jié)構(gòu)”情況的符合性方法。

17 復合性結(jié)構(gòu)遭遇輪胎及機輪危險和跑道異物的情況——輪胎及機輪危險

17.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種危險情況，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：輪胎/機輪發(fā)生單個危險時，飛機能繼續(xù)安全飛行或著陸，而且不能導致危險的燃油泄露量。

17.2 符合性方法

符合性方法為：用試驗支持的分析方法。可以使用B767和B777飛機的類似經(jīng)驗。

18 復合性結(jié)構(gòu)遭遇輪胎及機輪危險和跑道異物的情況——跑道異物

18.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的此種危險情況，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：承受0.5英寸直徑石質(zhì)球的沖擊，沖擊距離12英寸，速度為輪緣切向速度。承受此沖擊后在設(shè)計壽命期間，結(jié)構(gòu)能承受極限載荷。

18.2 符合性方法

符合性方法為：用有代表性試驗件或部件進行試驗；用直徑0.5英寸的沖擊器；沖擊能量為正常水平；在設(shè)計壽命期間，損傷沒有有害擴展。

19 復合材料結(jié)構(gòu)遭遇雷擊/閃電情況

19.1 主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求

針對復合材料結(jié)構(gòu)的雷擊問題，對主結(jié)構(gòu)的設(shè)計要求為：遭遇閃電后，不能產(chǎn)生災難性影響；承受了最大能量閃電（按雷擊分區(qū)圖）后，可以持續(xù)的安全飛行和著陸；閃電不能附著飛機的關(guān)鍵系統(tǒng)；閃電不能擊穿油箱；閃電后油箱內(nèi)不產(chǎn)生火花或熱點；在設(shè)計使用壽命期間，沒有發(fā)現(xiàn)的損傷不能降低閃電防護系統(tǒng)的性能；承受規(guī)定的閃電/損傷后，不需要立即進行結(jié)構(gòu)修理。

19.2 符合性方法

符合性方法為：按SAE ARP5414文件劃分飛機閃電區(qū)域；用飛機關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的代表性部分進行閃電試驗和結(jié)構(gòu)試驗；承受規(guī)定的閃電/損傷后，損傷不能發(fā)生有害擴展。

20 總結(jié)

本文研究工作涉及了民用客機復合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計的19個問題。對每個問題，基本從“適航要求”（部分問題不是“適航要求”，而是“準則項目”）、“設(shè)計要求”或“主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求”、“符合性方法”等3個方面開展了研究工作。對每個問題都研究得出了設(shè)計要求/主結(jié)構(gòu)設(shè)計要求和符合性方法。希望本研究工作能對國內(nèi)民用客機復合材料結(jié)構(gòu)適航性工作有促進作用。