1、中华人民共和国航空工业标准HB 7491-97 军用飞机复合材料结构强度验证要求1997-09-23发布1997-10一01实施中国航空工业总公司批准目次1 主题内容与适用范围.(川L1 主题内容. . (1) 1.2适用范围.(1) 1.3应用指南. (1) 2 引用标准.(1)3术语.(2) 4总贝tl. (5) 4.1 结构验证的依据. . (5) 4.2复合材料结构完整性验证大纲.(5) 4.3 全尺寸部件结构完整性试验验证大纲.(5) 4.4 权木式验证试验方法. (6) 5复合材料结构环境条件的确定.(6 ) 5.1 湿热环境. (6) 5.2 冲击环境.(7)5.3腐蚀环境和老化
2、.(9 ) 6试祥及元件性能试验.(9) 6.1 单向层压板性能.(9) 6.2 与结构完整性早期验证有关的试祥与元件(细节件)性能.(9) 7结构静强度验证.噜. (10) 7.1 分析和试验的一般要求.(10) 7.2安全系数和安全裕度.(10) 7.3分散性考虑. . . (10) 7.4静强度验证试验件.(10) 7.5湿热环境影响.(10)8结构耐久性验证.(11) 8.1 一般要求.(11)8.2耐久性验证试验件. (11) 8.3 耐久性试验验证的特殊要求.(11) 8.4复合材料/金属混合结构的耐久性验证试验.(12) 9结构损伤容限验证.;(12) 9.1 损伤容限要求.(1
3、2) 9.2 损伤容限分析和试验的一般要求.(14) 9.3 损伤容限试验件.(14) 9.4损伤容限试验要求.(14) 10 结构动强度验证.(14) 10.1结构动特性验证U的10.2结构动响应验证. (14) 10.3 结构.振验证. . (1到10.4 噪声环搅及噪声验证. . . (15) 附录A军用飞机复合材料结构强度验证要求使用指南(参考件). (16) A1 飞机结构环绕及环境设计准则.(16) A1 .1 湿热环槐及复合材料的吸湿(16)A1.2戴街/环城谱的编制. (21) A1 .3 冲击损伤源与冲击损伤.(26) A2结构静强度验证.(30) A2 .1 结构静强度，验
4、证试验.(30) A2 .2 静强度验证试验提前破坏的例子. (32) A3结构耐久性验证.(37) A3 .1 低能量冲击损伤及其耐久性要求.(37) A3.2组合件/部件耐久性验证试验. (38) A4 结构损伤容限验证.(4别A4 .1 损伤容限要求.(44) A4.2 承制方的耐久性/损伤容限控制要求.(46) A4.3 组合件/金尺寸部件损伤容限验证试验.(48) A4 .4 损伤容限验证试验的经验.(48) 2 中华人民共和国航空工业标准军用飞机复合材料结构强度验证要求回7驯-971 主题内容与适用范围1. 1 主题内容本标准规定了军用飞机复合材料结构完整性所必备的强度、刚度、耐久
5、性与损伤容限的验证要求及其验证方法。1.2适用范围本标准适用于有固定机翼或可变后掠机翼的动力驱动有人驾驶军用飞机复合材料结构的订购、设计和验证;也适用于有人驾驶的军用直升机和垂直/短短起落飞机上有类似结构特性的复合材料结构的订购、设计和验证。对于无人驾驶飞机的复合材料结构，在保证其具有充分的耐久性和结构安全，以满足机体结构预定用途的条件下，本标准的某些要求可以取消或修改。但应由订购方认可，并在合同中做详细规定。1.3 应用指南1.3.1 本标准是签订军用飞机复合材料结构研制合同的依据之一，对于具体型号，应按照本标准拟定合同条款，并遵照合同执行。1.3.2 若军用飞机复合材料结构的某些具体要求不
6、符合本标准时，可由承制方和订购方协商解决，并应在型号研制合同中做具体规定。1.3.3 本标准适用于新研制的、改型或改变用途的军用飞机的复合材料结构。1.3.4本标准仅适用于各类增强纤维/树脂基复合材料结构，以及金属/复合材料混合结构中的复合材料部分。1.3.5本标准供下列人员使用za从事军用飞机复合材料结构研制和生产的工作人员;b.对军用飞机复合材料结构的研制、生产和寿命期内的使用、保障工作进行管理的订购方以及有关人员。1.3.6 本标准的使用方法，见附录A军用飞机复合材料结构强度验证要求使用指南。2引用标准GJB 775.1-89 GJB 67.1-85 军用飞机结构完整性大纲飞机要求军用飞
7、机强度和刚度规范总则中国航空工业总公司1997-09-23发布1997-10-01实施1 HB 7491-97 GJB67.2-85 军用飞机强度和刚度规范飞行载荷GJB 67.3-85 军用飞机强度和刚度规范其他载荷GJB67.4-85 军用飞机强度和刚度规范地面载荷GJB67.5-85 军用飞机强度和刚度规范水上飞机的水载荷和操作载荷GJB67.6-85 军用飞机强度和刚度规范可靠性要求和疲劳载荷GJB67.7-85 军用飞机强度和刚度规范气动弹性不稳定性GJB 67.8-85 军用飞机强度和刚度规范振动GJB 67.9-85 军用飞机强度和刚度规范地面试验GJB67.11-85 军用飞机
8、强度和刚度规范核武器效应GJB776-89 军用飞机损伤容限要求在签订飞机研制合同时，材料、紧固件、工艺及表面防护等国家标准的有效版本中与本标准有关的内容，构成本标准的一部分。3术语3. 1 复合材料m阳it田;mpositemat田地由两种或两种以上组分相材料组成的材料，各组分相材料基本上仍保持其原来各自的物理和化学性质，彼此间有明显的界面，综合性能优于组分相材料。3.2先进复合材料抽ancedcorn阳阳专指可用于飞行器结构，其刚度和强度生能相当于或超过铝合金的复合材料。目前主要指有较高强度和模量的珊纤维、碳纤维和芳纶纤维等增强的复合材料。3.3层压板laminate由两层或多层同种或多种
9、材料压制而成的复合材料板。3.4玻璃化转变温度glasstransition阳阳ature复合材料的刚度和强度开始急剧下降时的温度，其值与材料最高使用温度密切相关。3.5脱胶debond白各种因素引起的层压板层内、层间或胶接接头间产生粘接失效的现象。3.6分层delamination由层间应力或制造不当等引起的复合材料层压板铺层之间的脱胶。3.7缺陷flaw;defect 复合材料制件在铺贴、成形和国化的制造过程中产生的结构异常。3.8 损伤d阳回ge复合材料制件在加工和使用中产生的结构异常。3.9 冲击损伤impact damage 由于外部物体冲击引起的结构异常。3.10工程干态试样eng
10、in，回ringdry sp出men树脂基复合材料试样经70t:烘干处理达到脱湿速率稳定在每天质量损失不大予0.02%时为工程干态试样。2 HB 7491-97 3.11 吸湿量ll10皿urentent复合材料曝露于大气环境或其它环境条件下吸进水分的度量，用质量百分数表示。3.12平衡吸湿量balancedmoisturentent 树脂基复合材料工程干态试祥在给定温度、湿度条件下，吸湿达到j吸湿速率稳定在每天质量增加不大于0.05%时，试祥质量增加的百分数为给定温度、湿度条件下的平衡吸湿量。3.13饱和吸E量担turatedmoisturentent 树脂基复合材料工程干态的吸湿试样，经7
11、0t授泡吸湿达吸湿速率稳定在每天质量增加不大于0.02%时，试样质量增加的百分数。3.14环境envlIorunent在使用中遇到的能影响结构性能的外部条件。对复合材料结构，主要指温度、湿度等。3.15退化degradation由于重复载荷和(或)环境条件引起的材料力学性能的下降。3. 16湿热效应】lygrothennaleffect 由吸湿和温度变化引起复合材料构件结构尺寸和材料性能改变的现象。3. 17环境因子environmental fa目。r由于环境影响引起复合材料或其构件的力学性能降低的系数。3. 18老化agmg材料在环境条件下随时间推移而产生的各种不可逆的物理、化学变化所引起
12、的材料性能退化。3.19试样upon用于评定铺层、层压板性能和评定结构一般特征的小试验件，如层压板条、胶接或机械连接的板条。3.20元件element 从结构中抽取出来进行细致研究用的典型承力单元，如蒙皮、精条、腹板、夹层板和各种连接小接头。3.21 细节件de臼且结构件中典型部位的试验件，如专门设计的复杂机械连接接头、街条端部连接、较大的检查口盖等。3.22组合件subcomponent能提供一段完整结构全部特征的较大的相对独立结构，如盒段、框段、机翼壁板、机身壁板、冀肋、舱段、框等。3.23部件mponent可以作为独立的机体结构进行检验，以验证结构完整性的飞机结构部分，如机翼、机身、垂尾
13、、平尾等。3.24 A基准值A- basis value 是力学性能的一个限定值，在95%的置信度下.99%的性能数值群的最小值。3.25 B基准值B- basis value 3 HB 7491-97 是力学性能的一个限定值，在95%的置信度下.90%的性能数值群的最小值。3.26典型值typicalval.回从至少5个试样做出的有效试验结果中得出的算术平均值。3.27许用值allowables 在一定的载荷与环境条件下，由试祥、元件或细节件等试验数据，经统计分析后确定的具有一定置信度和可靠度的性能表征值。3.28设计许用值d臼ignallowabl回为保证整个结构的完整性具有高置信度，在许
14、用值的基础上，由设计师规定的设计限制值。3.29 使用载荷limit load 正常使用中可能出现的最大载荷。3.30设计载荷ul归国te1咽d使用载荷与安全系数的乘积，是结构能承受的最大载荷。3.31 安全系数factorof田fety可引起组件或结构破坏的载荷同服役中作用在结构上的载荷之比值。设计中，将该数值乘以使用载荷得到设计载荷。3.32安全裕度margin of safety 许用应力的剩余部分与计算或作用应力之比，其计算公式为zF - kf F M.S=一一-;:.t-= .- _ - 1 kf kf 式中.F为许用应力;f为计算或作用应力;k为具体部位的附加系数，如接头系数或挤压
15、系数。3.33飞机结构完整性aircraftstructural integrity 与飞机安全性、经济性和功能有关的机体结构强度、刚度、耐久性(或疲劳寿命)及损伤容限等飞机所要求的结构特性总称。3.34耐久性durabity机体结构在设计使用寿命期内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、分层、磨损和外来物冲击损伤的能力。3.35使用寿命配凹i四life具有高可靠度的飞机的可使用寿命，并以飞行小时数、飞行次数(或起落数)、日历年限等表示。使用寿命分为设计使用寿命和服役使用寿命，设计使用寿命是用户预期的飞机可使用寿命，用于整个飞机设计研制阶段。服役使用寿命是根据飞行实测载荷/环境谱修正耐久性分析和
16、试验结果评估的飞机的实际可使用寿命。使用寿命的评估应考虑试验结果的分散性和分析计算的不确定性。3.36耐久性使用寿命durab血tyse凹i四life过去曾称之为经济寿命(田阳回.clife)。指按耐久性试验大纲所得试验结果进行数据处理和评估而得到的寿命。当机体结构大范围出现损伤时，不修理会影响飞机的使用功能和战备4 HB 7491-97 状态，若修理又是不经济时，则认为机体结构达到了耐久性使用寿命。3.37损伤容限也mage也，ler田回机体结构在给定的不做修理的使用期内，抵抗因结构存在缺陷、裂纹或其他损伤而引起破坏的能力。3.38飞行安全结构田fetyof fl地:htstructure
17、其破坏会直接导致飞行器毁坏，或破坏持续未被查出而会造成飞行器毁坏的结构。3.39缓慢裂纹扩展结构slowcrack growth structure 指按下列设计概念设计的结构。这种设计概念要求在使用环境下不允许结构缺陷达到失稳快速增长所规定的临界尺寸，并在按可检查度确定的使用期内，用损伤缓慢扩展保证安全。在不修使用期内，带有亚I临界损伤的结构强度，不会下降到规定水平以下。3.40初始质量initialquality 在制造和装配过程结束时，与基本材料或结构制造过程中出现的缺陷或其他偏差有关的飞机结构状态的质量。4总则本标准主要针对复合材料的特点制订军用飞机复合材料结构强度的验证要求。它是飞机
18、结构完整性大纲中的重要组成部分之一。在本标准中，只给出了与复合材料结构强度有关的特殊验证内容;与金属结构强度验证要求相同的部分，应按GJB775.1执行，本标准是它的补充。复合材料结构强度验证的主要特点是强调采用积木式验证试验方法。因此，本标准按这一验证试验方法的不同层次，并着重从复合材料性能的分散性、结构强度对环绕条件(温度和湿度)和冲击损伤的敏感性等方面，分别给出了针对复合材料结构的特殊验证要求和方法。4.1 结构验证的依据复合材料结构的评定，应基于GJB775.1、GJB67.1-67.11规范中适用的要求。对结构进行分析、试验的内容和范围取决于对以前类似结构可用的设计、结构形式、试验和
19、使用经验。当没有类似结构的经验时，应进行元件、组合件和部件的结构研制试验。4.2 复合材料结构完整性验证大纲飞机复合材料结构完整性验证大纲应由承制方制订，它应包括ga.复合材料选材论证报告(附性能数据报告); b.环境条件的确定准则;c.载荷报告，包括GJB775.1规定的所有载荷(含噪声、振动载荷)及针对复合材料结构特点的载荷谱:d.复合材料结构分析计划，包括静强度、刚度、耐久性和损伤容限等的分析报告:e.复合材料结构完整性试验验证大纲，包括试祥、元件、组合件的研制试验计划和全尺寸结构试验验证大纲。4.3 全尺寸部件结构完整性试验验证大纲承制方应制订复合材料全尺寸部件结构完整性试验验证大纲，
20、大纲应规定试验内容、顺序5 HB 7491-97 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、试验数据的处理等。对全尺寸部件试验本身未能完全验证的某些结构完整性要求，验证大纲还应给出补充验证这些要求的试祥、元件、组合件试验项目，并用明确的系统框图表明各项试验在保证结构完整性甲的相互配合关系。4.4积木式验证试验方法由于复合材料结构缺乏成熟的分析方法和足够的设计与使用经验，必须采用试样、元件、细节件、组合件、金尺寸部件等多个层次的积木式验证试验，来保证其结梅完整性。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(和验证);并且可以避免
21、全尺寸试验的复杂性和实施困难，降低研制成本，以确保全尺寸试验验证顺利地一次通过，而尽可能少地付出重量代价。对于广泛使用的复合材料/金属混合结构，采用权木式验证试验方法，可在组合件以下的低层次试验中，完成对复合材料结构的耐久性和损伤容限验证。对于全尺寸部件的结构试验，模拟诸多的综合环境效应往往十分困难，甚至不可能，因此验证可能是不完整的。但是经过恰当组织的积木式验证，可以保证复合材料结构的强度验证在总体上是完整的。图1示出了这种积木式方法，它描述了机翼结构的典型验证程序。5 复合材料结构环境条件的确定应根据飞机预计的服役地区、飞行范围、材料体系、使用任务、结梅状况等制订飞机复合材料结构环境设计准
22、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。对所用材料体系和结构状况，当有试验数据证明某项环境因素没有明显影响时，可以不考虑此项因素。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，包括环境的强度、出现频率、持续时间及出现顺序等。5.1 湿热环境对复合材料结构，湿热环境是必须考虑的总体环境，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，仍具有足够的结构完整蚀。对特殊的部位，还应验证局部环境与总体环境的综合影响。5.1.1 复合材料的吸湿复合材料吸湿会降低基本玻璃化转
23、变温度，产生结构湿应力和尺寸不稳定。吸湿量将影响复合材料结构的强度、刚度、阻尼特性、耐久性、损伤扩展特性及剩余强度。湿热综合作用，对基体控制的力学性能有明显的影响，故应考虑以下各因素ga.复合材料的吸湿是一个缓慢的水分扩散的过程，吸湿的速率及平衡吸湿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属可逆性过程gb.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、单面或双丽曝露、表面状况(是否涂漆或涂金属导电膜)以及在飞机上的部位等均影响累积吸湿量;c.对于湿热冲击敏感材料，超音速飞行的高温剖面造成的冷热冲击可能产生徽裂纹，引起材料不可逆的
24、损伤，并增大吸湿量36 HB 7491-97 d应根据飞机设计使用寿命和预期使用环境，确定复合材料结构到达平衡吸湿量后，与使用中结构最高温度组合成的最严重环境条件。5.1.2 飞机结构的极端气候条件极端气候条件应考虑下列因素:a.按飞机预定使用地区内的气候高温、加上目光曝晒引起的最大可能升温，确定气候引起的结构最高温度。按地面最低温度与空中飞行低温(考虑非标准大气)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、跨音速飞机复合材料结构强度与刚度的影响。本条也适用于超音速飞机不受气动加热及发动机等其他热源影响的复合材料结构。5. 1
25、.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他热源所产生的结构最高温度、典型温度剖面和最不利的温度剖面zb.对于超音速飞行的复合材料结构，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、飞行温度剖面及相应载荷的严重叠加)下，满足强度规范规定的强度和刚度要求。5. 1. 4 湿热载荷谱设计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。5.2 冲击环境飞机复合材料结构可能遭受工具掉落、冰雹、制造及地面设备撞击、起飞或着陆时机轮溅起的碎石、螺钉及轮胎碎片的冲击3也可能受到
26、弹丸或弹片等的冲击等。应通过分析和试验，验证飞机复合材料结构在制造和使用的整个寿命期内可能遇到的各种冲击环境下，仍具有足够的结构完整性。5.2.1 低能量冲击低能量冲击一般指不会使冲击表面出现目视可见损伤形态的外来物冲击，在多数情况下往往是低速冲击。由于这种冲击引起的损伤不易发现，出现概率高，并且会使结构承载能力降低，因此在强度验证时必须考虑。5.2.2 高能量冲击高能量冲击一般指能使冲击表面产生明显目视可见损伤形态的外来物冲击。5.2.3 弹击损伤对军机复合材料结构，应根据预期的使用环境中可能遇到的危险，来评估结构遭到弹丸或弹片冲击产生某种程度的损伤后，仍能继续飞行并安全着陆。5.2.4 冲
27、击损伤部位和数量的选取选择损伤验证部位时，要考虑损伤对结构剩余强度和耐久性影响的程度。对低能量冲击应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;并视其重要性选取足够的数量。7 。, J 叫l二二;JCjJ二C.:丁;.:.二二飞飞.lh，引J飞机翼根肋后耳轴区组件:1机翼根肋后/后梁、，接头元件组件肋根国目UX由-luu ltis-4二二注外翼泊箱区盒段多5?三主机翼中梁/肋接头关键元件组合件! 问。那扭力盒叫忌机翼梁前缘/蒙皮蝶接接头元件全尺才试验图1积木式设计验证方法设计验证试验HB 7491-97 5.3腐蚀环境和老化复合材料在温度、湿皮、紫外线辐射、
28、风化、砂蚀、大气污染等总体环境和燃料、化学物质(乙二醇、榕剂等)等局部环境条件下，除引起材料性能变化外，还将引起复合材料不可逆的老化和腐蚀。为此还应验证复合材料结构防护措施ga.应按使用和贮存环境来编制复合材料结构腐蚀及老化谱;b可用试祥、元件和(或)组合件试验件的自然曝露或加速试验，来验证复合材料结构防护系统防腐蚀和老化的能力;C.可用试祥、元件和(或)组合件防腐蚀、抗老化的试验结果，修正全尺寸部件的分析和试验结果。6试样及元件性能试验试样及元件性能试验是积木式验证试验的组成部分，也是较高层次试验验证的基础。由试样及元件(细节件)试验给出的性能数据包括下列内容g6.1 单向层压板性能为了保证
29、结构具有可靠的强度，必须选用适用标准或手册中所列的性能数据。当缺乏这些数据时，应通过试验给出所需复合材料体系的有关性能数据。6.1.1 力学性能作为选材、设计和分析的基础，要求给出室温和最严重的使用环境(温度和湿度)下的单向层压板力学性能，它们包括ga.纵向(0)和横向(90)拉伸极限强度、弹性模量和相应的破坏应变;b.纵向(0)和横向(90)压缩极限强度、弹性模量和相应的破坏应变zC.面内和层间剪切强度、剪切模量和相应的破坏应变;d.弯曲强度和弯曲模量;e.泊松比。其中，a.至C.项的极限强度应给出B基准值。此外，为验证强度失效准则的有效性，还需进行结构典型铺层层压板的拉伸和压缩试验。6.1
30、.2其他性能由于湿热环境对结构强度有显著影响，为满足结构分析的需求，应给出下列物理性能ga.热膨胀系数3b.导热系数;c湿膨胀系数;d.其他有关性能。这些性能只要求给出典型值。6.2 与结构完整性早期验证有关的试样与元件细节件性能为了能在设计研制过程中及早证实所设计结构的完整性，并为改进设计提供依据，需给出必要的试样与元件(细节件)性能。6.2.1 与确定设计许用值有关的试样与元件性能9 HB 7491-97 设计许用值的是结构验证的基础，为确定设计许用值需给出下列的试样与元件性能g8.结构典型铺层层压板的挤压极限强度与屈服强度zb.结构典型铺层含孔层压板的拉申和压缩强度以及相应的破坏应变gC
31、.结构典型铺层层压板的压缩下冲击强度或冲击后压缩强度;d.其他有关的试样与元件性能。6.2.2其他有关的试样与元件(细节件)性能它们包括:8.结构典型铺层层压板，在含开孔、充填孔(紧回件)或冲击损伤时疲劳性能gb通过取自结梅关键部位典型结构细节件的静力、耐久性和损伤容限试验，来给出它们的有关性能。必要时需在最严重的使用环境(温度和湿度)下进行试验，以确定环境影响，并为组合件或部件试验提供环境因子;C.其他为考虑湿热环境、冲击损伤等对复合材料结构强度的影响，而需给出的试样与元件(细节件)性能。7 结构静强度验证7.1 分析和试验的一般要求复合材料结构部件(含金属与复合材料混合结构部件)的静强度分
32、析与试验验证的一般要求如下=a.在进行部件结构静强度分析与试验验证时，应保证在使用载荷作用下结构不产生有害的变形和损伤3在设计载荷作用下结构不出现总体破坏。静强度试验验证还应确定结构符合设计准则的程度和可能的潜力3b.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。仅当有处理过类似设计、材料体系和载荷状态的经验时，才能采用由组合件试验或使用载荷下的部件试验所支持的分析方法来验证:c对安全裕度大的复合材料结构，可通过由试样、元件和组合件试验结果支持的分析来验证。7.2安全系数和安全裕度沿用强度规范中对金属结构的安全系数时，应考虑复合材料结构与金属结构在性能、失效准则、耐久性、制造工艺、
33、质量控制等方面的重要差别，在必要时还应留有适当的安全裕度。7.3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，应在确定设计许用值时予以考虑，在结构验证载荷中不予考虑。7.4静强度验证试验件应该按照图纸、技术条件及生产工艺规程来制造和装配静强度验证试验件，以使试验件能够反映出生产型产品结构的特征。7.5湿热环境影响在静强度评定中，应考虑预期最严重的湿热环境影响。为此，可以选用下列四种方法之10 一, 7.5.1 环境箱模拟法HB 7491-97 将试验件置于环境箱内，模拟设计使用寿命期间预期最严重的环境条件进行试验。7.5.2环境因子法在大气环境中进行部件的静强度验证试验
34、，但需将所要验证的载荷乘以考虑环绕影响的放大系数。这一放大系数可由试祥、元件和组合件试验确定。如果采用这种方法得到的破坏模式与环境条件下的预计结果不致时，必须进行补充验证试验。7.5.3环境补偿系数法在大气环境中进行部件的静强度验证试验，加载至所需验证的载荷，但要进行仔细的应变测量。在设计载荷下结构最关键部位的应变，不得大于该部位考虑了最严重环境条件影响后确定的设计许用值;同时预计的试验破坏载荷应大于最严重环填影响时所要求的破坏载荷。环境补偿系数由破坏模式相同的试样及元件(细节件)和组合件的试验结果得到(参见附录A图A一13)。7.5.4应力-应变关系外推法它的基本试验方法和要求与上述的环境因
35、子法相同，只是不要求放大所加的验证载荷，而是将施加设计载荷时测得的应变数据，叠加上由有限元结构分析系统计算得到的湿度与温度产生的附加应变，再与各关键部位考虑了湿热影响的设计许用值相比较，要求其安全裕度大于零参见附录A图A-14)。8结构耐久性验证8.1 一般要求GJB 775.1的附录A飞机结构耐久性设计和地面试验要求中的有关内容，原则上适用于复合材料飞机结构，应参照执行。8.2-耐久性验证试验件应该按照图纸、技术条件及生产工艺规程来制造和装配耐久性验证试验件，以使试验件能够反映出生产型产品结构的特征。8.3耐久性试验验证的特殊要求耐久性试验验证应考虑复合材料结构下述的特殊要求:8.3.1 分
36、散性的影响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。为此，可选用下列三种方法之一(参见附录A3.24):8.3.1.1 疲劳寿命门槛值法:对复合材料结构，目前多采用疲劳寿命门槛值法，即设计时使其疲劳许用应变低于B基准疲劳门槛值，使结构实际上具有无限寿命。8.3.1.2载荷放大系数法这种方法是将疲劳试验载荷放大某倍数后用于验证试验，从而可在较短的试验周期内，同样可保证结构寿命具有B基准可靠性。11 HB 7491-97 8.3. 1. 3 寿命分散系数法这是金属结梅常用的方法，即试验需持续N.倍设计使用寿命。寿命分散系数N.是平均疲劳寿命与B基准
37、疲劳寿命之比。8.3.2湿热环境的影响为在全尺寸部件的耐久性试验结果的分析中考虑湿热环境影响，应进行试祥、元件或组合件试验来确定该环堤对结构耐久性的影响。8.3.3 冲击损伤的影响由于复合材料对冲击损伤很敏感，在耐久性试验验证中z8.要用元牛、组合件或部件试验来评定带冲击损伤结构的疲劳响应。评定时所用的冲击损伤水平是在制造和使用中可能出现的典型损伤状态，它的确定应依据所用的检测方法。冲击损伤对薄面板夹层结构的影响尤为重要。在缺乏实际使用的统计数据时，可参照附录A中的表A5和表A品，来确定各种外来冲击物的冲击能量水平及相应的耐久性要求Eb.应考虑重复的低能量冲击对结梅耐久性的影响。偶然一次冰雹撞击、工具掉落或维护人员在结构上的踩踏引起的损伤，可能对结构的耐久性没有影响，但在某一区域的反复冲击也许会有严重的影响。应根据可能会遇到的损伤类型划分结构区域，并在设计研制试验程序中评寇各类损伤源对这些区域耐久性的影响:c.如果能用元件和(或)组合件试验可靠地预计冲击损伤的影响，并在部件的耐久性试验或试验的结果分析中计及该影响，则部件耐久性试验用的试验件可以不制造?中击损伤。8.3.4 刚度特性的考虑在耐久性试验时，应证实刚皮
