毛一青，楊飛，王樂(lè)

(1.上海奧科賽通用航空有限公司 設(shè)計(jì)部，上海 201210) (2.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 試飛運(yùn)營(yíng)支持部，上海 201210) (3.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引 言

機(jī)翼作為飛機(jī)重要的承載部件，其強(qiáng)度直接影響飛機(jī)的飛行安全。因此，需要通過(guò)機(jī)翼靜力試驗(yàn)對(duì)其強(qiáng)度進(jìn)行驗(yàn)證。對(duì)機(jī)翼承載能力進(jìn)行試驗(yàn)研究，對(duì)發(fā)現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)薄弱環(huán)節(jié)以及結(jié)構(gòu)改型和發(fā)展具有重要意義。我國(guó)已經(jīng)完成靜力試驗(yàn)的飛機(jī)主要有海鷗300輕型水陸兩棲飛機(jī)、ARJ21支線民用飛機(jī)[1]、C919飛機(jī)干線民用飛機(jī)、某型軍用戰(zhàn)斗機(jī)和某型軍用運(yùn)輸機(jī)[2]，靜力試驗(yàn)技術(shù)[3]有所提升，但上述試驗(yàn)機(jī)的機(jī)翼均為鋁合金等金屬結(jié)構(gòu)。

隨著通用航空和民用飛機(jī)的發(fā)展，為了提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度水平，減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)快速發(fā)展。輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)、軍用飛機(jī)和寬體飛機(jī)的復(fù)合材料使用量快速提升，已經(jīng)從非承力結(jié)構(gòu)發(fā)展到次承力結(jié)構(gòu)和主承力結(jié)構(gòu)，目前已經(jīng)進(jìn)入成熟應(yīng)用階段。民用飛機(jī)A350的復(fù)合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量52%，B787飛機(jī)的復(fù)合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量50%，A380飛機(jī)的復(fù)合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量25%；而我國(guó)民用飛機(jī)C919的復(fù)合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量12%，ARJ21飛機(jī)的復(fù)合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)質(zhì)量的3%?？梢?jiàn)，我國(guó)在復(fù)合材料規(guī)范、設(shè)計(jì)、工藝、制造、應(yīng)用等方面與歐美發(fā)達(dá)國(guó)家相比還存在較大差距。對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)飛機(jī)的研制，國(guó)內(nèi)缺少?gòu)?fù)合材料環(huán)境影響系數(shù)、載荷分析和靜力試驗(yàn)的工程經(jīng)驗(yàn)。顧誦芬[4]研究了下一代飛機(jī)載荷，崔德剛[5]研究了民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)技術(shù)，黃立偉等[6]、吳炎等[7]和劉楊[8]分別研究了機(jī)翼的載荷，陳紹杰[9]、茅佳兵等[10]研究了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適航符合性方法，鄭曉玲[11]研究了復(fù)合材料飛機(jī)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析。

國(guó)外對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的研究更為深入和廣泛，取得了大量有工程應(yīng)用價(jià)值的研究成果[12-14]，具體體現(xiàn)在新設(shè)計(jì)飛機(jī)主要承力部件大量應(yīng)用先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，例如A380復(fù)合材料中央機(jī)翼、A400M復(fù)合材材料翼面與機(jī)身、波音787復(fù)合材料機(jī)翼等。

M2“風(fēng)翎號(hào)”輕型水陸兩棲飛機(jī)是我國(guó)第一架主承力結(jié)構(gòu)全部為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的飛機(jī)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)質(zhì)量360 kg，設(shè)計(jì)最大質(zhì)量650 kg，結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比超過(guò)90%，全機(jī)質(zhì)量占比超過(guò)55%，具有一定的先進(jìn)性。

本文以M2飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼為研究對(duì)象，首先分析ASTM F2245的機(jī)翼強(qiáng)度適航條款要求；其次研究復(fù)合材料結(jié)構(gòu)環(huán)境影響系數(shù)和機(jī)翼載荷系數(shù)，機(jī)翼載荷類型；然后計(jì)算機(jī)翼限制載荷和極限載荷；最后研究機(jī)翼靜力試驗(yàn)的約束和加載，對(duì)機(jī)翼靜力試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析。

1 研究對(duì)象

M2“風(fēng)翎號(hào)”水陸兩棲輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)采用新型氣動(dòng)布局，機(jī)頭水滴形全景座艙，雙座并排操縱布置，中機(jī)身布置單發(fā)電噴高級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳；機(jī)翼采用層流翼型上單翼布置，無(wú)后掠直機(jī)翼，機(jī)翼前緣防抖振失速設(shè)計(jì)、可調(diào)后緣襟翼。采用T型尾翼，升降舵和副翼設(shè)計(jì)配重塊。機(jī)身下部設(shè)計(jì)為船底帶中央浮筒和左右浮筒結(jié)構(gòu)。飛機(jī)結(jié)構(gòu)全部采用高級(jí)碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，強(qiáng)度大、質(zhì)量輕、可靠性和抗疲勞特性好。系統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)配置，機(jī)體和系統(tǒng)維修方便。M2飛機(jī)的翼展10.1 m，最大起飛質(zhì)量650 kg，設(shè)計(jì)飛行高度3 500 m，最大航程1 000 km，巡航速度198 km/h，最大功率平飛速度220 km/h，向上的垂向過(guò)載4g。飛行試驗(yàn)如圖1所示。

圖1 M2飛機(jī)飛行試驗(yàn)Fig.1 M2 airplane flight test

2 適航要求

軍用飛機(jī)靜力試驗(yàn)要求按照GJB 67.9A-2008《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范：第9部分——地面試驗(yàn)》[15]開(kāi)展。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在民用飛機(jī)上的應(yīng)用始于20世紀(jì)70年代中期，1978年FAA頒布了咨詢通報(bào)AC20-107《復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)》，這是有關(guān)復(fù)合材料的第一個(gè)適航規(guī)范。波音727飛機(jī)的升降舵、L-1011飛機(jī)的副翼和波音737飛機(jī)的水平尾翼根據(jù)這一規(guī)范進(jìn)行設(shè)計(jì)和適航審查。我國(guó)民用飛機(jī)靜力試驗(yàn)通常按照CCAR-23部或CCAR-25部的設(shè)計(jì)規(guī)范進(jìn)行適航審查。單發(fā)6 座水陸兩棲海鷗300飛機(jī)是由原國(guó)防科工委批準(zhǔn)立項(xiàng)，適航要求為中國(guó)民航的《正常類、實(shí)用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航規(guī)定》。M2水陸兩棲輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)嚴(yán)格按照現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)流程和適航審定程序開(kāi)展設(shè)計(jì)。執(zhí)行標(biāo)準(zhǔn)為ASTM F2245-16《輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)性能與設(shè)計(jì)規(guī)范》[16]，接受中國(guó)民航華東管理局的適航審定。適航取證嚴(yán)格按照符合性驗(yàn)證方法MOC 0～MOC 9的適航驗(yàn)證方法，制定了符合性檢查單、規(guī)劃了局方參與的重大試驗(yàn)和試飛科目，進(jìn)行了制造符合性檢查，保證了適航取證的規(guī)范性和質(zhì)量。

M2水陸兩棲輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)按照適航設(shè)定要求，完成了設(shè)計(jì)、制造、性能計(jì)算、質(zhì)量計(jì)算、載荷計(jì)算、部件試驗(yàn)、整機(jī)試驗(yàn)、地面試驗(yàn)和滑水試驗(yàn)。主要完成全機(jī)強(qiáng)度靜力試驗(yàn)、水載荷靜力試驗(yàn)、應(yīng)急著陸試驗(yàn)、系留載荷試驗(yàn)、滑水試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力試驗(yàn)、電磁兼容試驗(yàn)、航電試驗(yàn)、操縱系統(tǒng)試驗(yàn)、操縱功能試驗(yàn)、全機(jī)稱重試驗(yàn)、全機(jī)起落架落震試驗(yàn)，高度和空速校準(zhǔn)試飛、性能試飛、操縱穩(wěn)定性試飛、地面和水面特性試飛等，均需要滿足設(shè)計(jì)要求。

M2飛機(jī)機(jī)翼靜力試驗(yàn)的目的是對(duì)機(jī)翼的載荷、結(jié)構(gòu)按進(jìn)行強(qiáng)度驗(yàn)證，具體為驗(yàn)證機(jī)翼結(jié)構(gòu)及機(jī)翼同機(jī)身連接處機(jī)翼部分以及連接銷在限制載荷和極限載荷作用下滿足ASTM F2245-16 第5.1.1.3、5.1.3、5.2.2節(jié)的適航要求。條款規(guī)定的強(qiáng)度和變形要求如下：

“第5.1.1.3節(jié)：如果飛機(jī)因受載荷而變形，明顯改變內(nèi)外載荷的分布，此種重新分布的載荷必須被考慮。

第5.1.3.1節(jié)：結(jié)構(gòu)必須能夠承受限制載荷而無(wú)有害的永久變形，在直到限制載荷的任何載荷作用下，結(jié)構(gòu)變形不得妨礙安全運(yùn)行。

第5.1.3.2節(jié)：結(jié)構(gòu)必須能夠承受極限載荷至少3秒鐘而不被破壞。但是當(dāng)用模擬真實(shí)載荷情況的動(dòng)力試驗(yàn)來(lái)表明強(qiáng)度的符合性時(shí)，則此3秒鐘的限制不適用。

第5.2.2節(jié)：對(duì)稱飛行情況。”

3 載荷研究

3.1 載荷系數(shù)

載荷系數(shù)主要包括復(fù)合材料環(huán)境系數(shù)、過(guò)載系數(shù)、限制載荷系數(shù)、極限載荷系數(shù)。

3.1.1 復(fù)合材料環(huán)境系數(shù)

由于復(fù)合材料手糊成型工藝的強(qiáng)度離散系數(shù)為6%～10%，因此對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，根據(jù)《On Certification Specifications, Including Airworthiness Codes and Acceptable Means of Compliance for Very Light Aeroplanes》CS-VLA 619系數(shù)定義，計(jì)算限制載荷時(shí)考慮復(fù)合材料安全系數(shù)取1.15。

3.1.2 過(guò)載系數(shù)

M2飛機(jī)的飛行速度載荷包線如圖2所示。

圖2 M2飛機(jī)飛行包線過(guò)載Fig.2 M2 airplane flight envelope load factor

向上最大垂向過(guò)載為4.0，向下最大垂向過(guò)載為-2.0，載荷方向向上為正，向下為負(fù)。運(yùn)輸類飛機(jī)的垂向最大過(guò)載為2.5g，輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的垂向過(guò)載最大為4，因此輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)效率要求更高。

3.1.3 限制載荷安全系數(shù)

限制載荷安全系數(shù)通常為使用載荷，為包線載荷的1.0倍。如果為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，還需考慮復(fù)合材料環(huán)境系數(shù)1.15。

3.1.4 極限載荷安全系數(shù)

引用ASTM F2245-16§5.1.2.1，除非在§5.1.2.2中有另外說(shuō)明，極限載荷安全系數(shù)必須為1.5，即nUL=1.5，極限載荷為限制載荷的1.5倍。

3.2 載荷類型

根據(jù)ASTM F2245-16適航條款要求，輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)包線載荷主要包括：機(jī)動(dòng)載荷、陣風(fēng)載荷、慣性載荷、水載荷、系留載荷、操縱面載荷、起落架載荷。

機(jī)翼載荷類型包括：對(duì)稱機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷、非對(duì)稱機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷、陣風(fēng)載荷。機(jī)翼極限載荷靜力試驗(yàn)驗(yàn)證對(duì)稱機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷工況。

機(jī)翼載荷主要包括：垂直剪力和彎矩、水平剪力和彎矩、機(jī)翼扭矩。

3.3 機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷

機(jī)翼靜強(qiáng)度極限載荷試驗(yàn)載荷，根據(jù)機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷工況驗(yàn)證機(jī)翼在對(duì)稱載荷下，承受在100%飛行包線D點(diǎn)機(jī)翼限制載荷和極限載荷時(shí)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和變形。

機(jī)翼機(jī)動(dòng)載荷主要是機(jī)翼升力和質(zhì)量分布引起的垂直剪力和彎矩。升力計(jì)算采用Schrenk載荷分布方程計(jì)算，質(zhì)量計(jì)算采用三角形載荷分布計(jì)算。

引述ASTM F2245-16 X1.3.5.1：正向飛行時(shí)大小按X1.3.2和1.3.3所確定的飛機(jī)正常載荷的1.05倍計(jì)算。

機(jī)動(dòng)限制載荷計(jì)算考慮飛機(jī)最大質(zhì)量650 kg，機(jī)翼升力限制載荷系數(shù)=4×1.05×1.15=4.83。質(zhì)量計(jì)算考慮機(jī)翼質(zhì)量90 kg，機(jī)翼質(zhì)量限制載荷系數(shù)=-4×1.15=-4.6。

機(jī)動(dòng)極限載荷計(jì)算考慮飛機(jī)最大質(zhì)量650 kg，機(jī)翼升力極限載荷系數(shù)=4×1.05×1.15×1.5=7.245。質(zhì)量計(jì)算考慮機(jī)翼質(zhì)量90 kg，機(jī)翼質(zhì)量極限載荷系數(shù)=-4×1.15×1.5=-6.9。向上為正，向下為負(fù)。

機(jī)翼升力向上，重力向下，單側(cè)機(jī)翼機(jī)動(dòng)極限載荷總的剪力(N)和彎矩(N·m)分別如圖3～圖4所示，機(jī)翼展向從機(jī)翼根肋(機(jī)翼機(jī)身連接截面)向外，即機(jī)翼根肋是0 m。

圖3 單側(cè)機(jī)翼機(jī)動(dòng)極限載荷總剪力分布(n=4)Fig.3 Wing ultimate loads for shear force(n=4)

圖4 單側(cè)機(jī)翼機(jī)動(dòng)極限載荷總彎矩分布(n=4)Fig.4 Wing ultimate loads for bend moment(n=4)

機(jī)翼翼根剪力限制載荷為13 369 N，機(jī)翼翼根彎矩限制載荷為28 037 N·m；機(jī)翼翼根剪力極限載荷為20 053 N，機(jī)翼翼根彎矩極限載荷為42 056 N·m。機(jī)翼對(duì)稱載荷為在限制載荷和極限載荷作用下的左右對(duì)稱、展向分布，載荷弦向分布作用點(diǎn)為25%的弦長(zhǎng)位置。

4 機(jī)翼靜力試驗(yàn)

4.1 試驗(yàn)件

M2飛機(jī)機(jī)翼靜力試驗(yàn)構(gòu)型包括試驗(yàn)件和工裝臺(tái)架構(gòu)型。M2飛機(jī)機(jī)翼試驗(yàn)件為正常裝機(jī)設(shè)計(jì)構(gòu)型，包括機(jī)翼主盒段、副翼、襟翼、機(jī)翼大梁連接銷釘、機(jī)翼與機(jī)身連接銷釘、副翼驅(qū)動(dòng)桿、副翼操縱連桿。左、右機(jī)翼結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。

(a) 左機(jī)翼結(jié)構(gòu)

(b) 右機(jī)翼結(jié)構(gòu)圖5 機(jī)翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Sketch diagram of wing structure

4.2 支持系統(tǒng)

機(jī)翼試驗(yàn)臺(tái)設(shè)計(jì)為模擬機(jī)翼與機(jī)身連接方式，保證在試驗(yàn)的過(guò)程中機(jī)翼的受力方式和飛行狀態(tài)下機(jī)翼的受力方式一致。將機(jī)翼主梁通過(guò)對(duì)接銷釘固定；機(jī)翼根肋通過(guò)根肋銷釘與底座連接。M2飛機(jī)對(duì)稱載荷狀態(tài)機(jī)翼限制載荷和極限載荷試驗(yàn)時(shí)，左右機(jī)翼連接在工裝臺(tái)架上，工裝臺(tái)架固定于地面，安裝方式如圖6所示。

圖6 機(jī)翼支持結(jié)構(gòu)Fig.6 Wing support structure

4.3 試驗(yàn)方法

由于機(jī)翼翼肋和大梁為對(duì)稱結(jié)構(gòu)，上翼面加載和下翼面加載對(duì)主結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度校核效果相同，因此采用反向加載的方法。即對(duì)稱載荷采用左右機(jī)翼脫離機(jī)身單獨(dú)進(jìn)行試驗(yàn)，將機(jī)翼倒置(下底面朝上)，在機(jī)翼連接銷處用設(shè)計(jì)的工裝夾具支撐約束機(jī)翼，機(jī)翼其他部分懸置。機(jī)翼下表面加載沙袋，模擬機(jī)翼嚴(yán)重工況下的對(duì)稱載荷受載形式，這種加載方式在20世紀(jì)40年代廣泛采用，其優(yōu)點(diǎn)是準(zhǔn)備周期短，加載方便、直觀；相比液壓加載，可以大幅降低試驗(yàn)費(fèi)用。

4.4 位移變形測(cè)量點(diǎn)

為了觀測(cè)試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)翼的變形，在左、右機(jī)翼的翼尖前后緣、機(jī)翼中部前緣、機(jī)翼大梁根部布置位移測(cè)量點(diǎn)，變形測(cè)量點(diǎn)分布位置如圖7所示。

(a) 左機(jī)翼位移測(cè)量點(diǎn)

(b) 右機(jī)翼位移測(cè)量點(diǎn)圖7 位移測(cè)量點(diǎn)位置Fig.7 Displacement measure location

4.5 試驗(yàn)步驟

機(jī)翼靜力試驗(yàn)步驟包括預(yù)加載試驗(yàn)、限制載荷試驗(yàn)和極限載荷試驗(yàn)。

限制載荷試驗(yàn)的步驟為：

(1) 從零逐級(jí)加載直到限制載荷，記錄每級(jí)加載后測(cè)量點(diǎn)的垂直方向位移值；

(2) 保載30 s后逐級(jí)卸載，記錄每級(jí)卸載后測(cè)量點(diǎn)的垂直方向位移值；

(3) 試驗(yàn)后對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，結(jié)合記錄的測(cè)量結(jié)果填寫(xiě)試驗(yàn)變形記錄；

(4) 填寫(xiě)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)記錄。

M2飛機(jī)機(jī)翼限制載荷試驗(yàn)加載現(xiàn)場(chǎng)如圖8所示。

圖8 機(jī)翼限制載荷試驗(yàn)Fig.8 Wing limit loads static strength test

極限載荷試驗(yàn)步驟為：

(1) 從零逐級(jí)加載直到極限載荷;

(2) 保持3 s后，迅速卸載;

(3) 檢查結(jié)構(gòu)是否發(fā)生破壞；

(4) 填寫(xiě)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)記錄。

M2飛機(jī)機(jī)翼極限載荷試驗(yàn)加載現(xiàn)場(chǎng)如圖9所示。

圖9 M2飛機(jī)機(jī)翼極限載荷試驗(yàn)Fig.9 Wing ultimate loads static strength test

5 試驗(yàn)結(jié)果分析

5.1 加載載荷及分析

機(jī)翼靜力試驗(yàn)載荷如表1所示。

表1 機(jī)翼靜力試驗(yàn)載荷分析Table 1 Wing static test loads analysis

從表1可以看出：機(jī)翼靜力試驗(yàn)，限制載荷和極限載荷加載載荷相對(duì)試驗(yàn)要求載荷分別大0.04%、0.15%，加載載荷滿足試驗(yàn)要求；試驗(yàn)破壞載荷相對(duì)設(shè)計(jì)載荷的偏差為2.23%，表明復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、載荷分析和強(qiáng)度試驗(yàn)的精度較高。

5.2 變形位移測(cè)量及分析

機(jī)翼靜力試驗(yàn)垂向加載引起機(jī)翼垂向變形位移，機(jī)翼極限載荷翼尖變形與載荷曲線如圖10所示。

圖10 機(jī)翼極限載荷翼尖變形與載荷曲線Fig.10 Wing ultimate loads and displacement curve

飛機(jī)機(jī)翼靜力試驗(yàn)位移測(cè)量結(jié)果分析表明：

(1) M2飛機(jī)機(jī)翼限制載荷試驗(yàn)，左機(jī)翼翼尖最大垂向變形位移179 mm，右機(jī)翼翼尖最大垂向變形位移177 mm，左右偏差2 mm，相對(duì)偏差1.1%；

(2) M2飛機(jī)機(jī)翼極限載荷試驗(yàn)，右機(jī)翼翼尖最大垂向變形位移253 mm；左機(jī)翼翼尖最大垂向變形位移233 mm，左右偏差20 mm，相對(duì)偏差7.9%；

(3) M2飛機(jī)機(jī)翼翼尖(L2、R2)變形位移載荷曲線為線性關(guān)系，加載位移過(guò)程穩(wěn)定，結(jié)構(gòu)變形合理；

(4) M2飛機(jī)機(jī)翼左右翼尖的前緣點(diǎn)與后緣點(diǎn)(L2與L3、R2與R3)，位移載荷曲線吻合，說(shuō)明加載載荷和位置正確，沒(méi)有附加扭矩；左右機(jī)翼2號(hào)點(diǎn)和3號(hào)點(diǎn)展向位移對(duì)稱性好，說(shuō)明機(jī)翼結(jié)構(gòu)對(duì)稱性好、試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好。

(5)M2飛機(jī)左右機(jī)翼對(duì)接中M點(diǎn)的位移，機(jī)翼限制載荷試驗(yàn)時(shí)最大變形2 mm；機(jī)翼極限載荷試驗(yàn)時(shí)最大變形3 mm。說(shuō)明試驗(yàn)支持穩(wěn)定，機(jī)翼根部大梁變形小。

(6) M2飛機(jī)機(jī)翼靜力試驗(yàn)結(jié)果證明M2飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

(7) M2飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)滿足ASTM F2245-14 第5.1.1.3、5.1.3、5.2.2節(jié)的適航要求。

6 結(jié) 論

(1) 通過(guò)機(jī)翼限制載荷靜力試驗(yàn)、極限載荷靜力試驗(yàn)和破壞載荷靜力試驗(yàn)的驗(yàn)證，表明M2飛機(jī)的機(jī)翼載荷滿足適航設(shè)定的要求。

(2) 主承力結(jié)構(gòu)全部為復(fù)合材料的M2飛機(jī)，其機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。