民用飞机复合材料后机身结构适航验证方法

0 概述

复合材料结构相对于金属结构而言，具有比强度高、整体成型性好、承载效率高、连接件数量少等诸多优势。自20世纪70年代以来，复合材料在飞机上的应用比例显著提升。最具代表性的新一代大型民用飞机——波音787飞机和空客A350XWB飞机，复合材料用量分别占机体结构重量的50%和53%，其机身、机翼和尾翼均大量使用高强度碳纤维。近年来国内民用飞机复合材料应用技术迅速提高，已经取得型号合格证的ARJ21-700飞机主要在翼梢小翼、方向舵、翼身整流罩、雷达罩等部位使用复合材料，已完成首飞的C919飞机复合材料的使用则进一步拓展到尾翼、后机身、后压力框等部位。即将转入型号研制阶段的CR929飞机计划在机翼、机身等主结构区域采用复合材料。

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复合材料一方面相对于金属材料拥有诸多优势，但另一方面也存在一些先天不足，如制造工艺复杂、材料性能分散性大、对环境敏感、抗冲击能力低、面外承载性能差、对维护和维修要求高等。文献[1-4]强调开展复合材料飞机结构设计时应重点考虑这些不利因素。

由于早期民用飞机结构很少采用复合材料，最初制定的民机结构适航标准并未考虑复合材料的特殊性，虽然适航标准中针对飞机结构的条款也同样适用于复合材料，但仅使用这些条款无法保证飞机的安全性。文献[5]由FAA在1984年颁发并于2009年修订，为复合材料结构制定了一种可接受的适航验证方法，实质上已成为国际上开展民用飞机复合材料结构适航验证的公认标准。

国内民用飞机复合材料结构的适航验证，主要依据CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》的要求和文献[5]所推荐的方法。下文对某型民用飞机复合材料后机身结构适航验证方法进行介绍。

某型民用飞机后机身分为前段和后段两部分，主要承受来自平尾、垂尾的载荷以及自身的惯性载荷。后机身为复合材料与金属混合结构，其中壁板、平尾开口纵梁、C型框、平尾悬挂框腹板等结构为复合材料，而后机身与垂尾连接框、平尾悬挂框缘条、壁板纵向对接长桁、APU门框等结构为金属材料。

1 结构验证目的和验证要求

随着科学技术的创新发展和社会生产力的极大提高，传统的市场营销模式已经无法适应市场经济的迅速发展和快速变化，生产的规模化和生产流程的标准化，极大提高了劳动生产率，因此各行各业的内部竞争日益激烈，市场上的产品都处于“供大于求”的局面。在这种状况下，“卖方市场”为主的传统市场营销模式逐渐向“买家市场”为主的现代市场营销模式变化。

对于复合材料结构，参照文献[5]要求，主要通过试验与理论分析相结合的方式进行验证。试验为包含试件级、元件级、典型结构件级、组合件级以及全尺寸件级试验的“积木式”试验。试验一方面是为了验证理论分析所采用的分析方法能够适用于后机身结构，另一方面则是为了验证结构的强度性能满足设计要求，其中包括对于损伤、环境、重复载荷等因素的影响验证。

 

表1 后机身复材结构强度验证适用的条款

  

条款/要求标 题条款/要求标 题25.303安全系数25.601总则25.305强度和变形25.603材料25.307结构符合性的证明25.605制造方法25.571结构的损伤容限和疲劳评定25.613材料的强度性能和材料的设计值

(f)在后机身全尺寸试验件上开展静力、疲劳与损伤容限验证试验，验证后机身结构满足第一至第三类损伤的相关要求。

2 结构验证思路

后机身为复合材料与金属混合结构，其验证思路如下：

对于金属结构，静强度主要采用成熟的分析方法验证其在限制载荷和极限载荷下满足25.305规定的刚度和强度要求，并通过全尺寸试验验证后机身金属结构满足25.305和25.307的要求。疲劳与损伤容限主要采用成熟的分析方法验证其性能满足25.571的要求，并通过全尺寸试验予以验证。

1.3 观察指标和疗效判断标准 比较三组患者的手术时间、术中出血量、手术费用，治疗前后炎症指标高敏C反应蛋白(high-sensitivity C-reactive protein,hs-CRP)、肿瘤坏死因子α(tumor necrosis factor-α，TNF-α)、白细胞介素2(interleukin-2，IL-2)的变化及汉化版鼻腔鼻窦结局测试22条(sino-nasal outcome test-22,SNOT-22)量表评分变化。

复合材料后机身结构验证的主要目的是为了表明对CCAR-25适用条款的符合性。后机身结构强度专业适用的主要强度条款见表1。

(b)通过后机身结构典型铺层的试样和元件级试验，获得典型铺层在环境暴露下的强度受影响规律(下文称环境影响因子)。尽量获得典型铺层各种常见破坏模式分别在不同温度、不同湿度下的环境影响因子。

由于后机身为复合材料与金属混合结构，对温度的影响较为敏感，极限温度环境下会产生较高的热应力，与飞行载荷产生的工作应力形成叠加效应。后机身热应力对静强度的影响主要通过理论分析，理论分析所采用的方法则由试验予以验证。后机身热应力对于疲劳与损伤容限性能影响的验证，主要通过在全尺寸试验载荷谱编制时进行等效处理。

后机身复合材料结构受损伤、环境与重复载荷影响的验证思路分别如下：

2.1 损伤影响

(a)对后机身复合材料结构进行损伤威胁评估，确定其在制造、使用或维护期间可能出现的损伤部位、类型和尺寸。开展损伤威胁评估前应制定包含后机身检查频率、范围和方法在内的检查程序与维护计划。

(a)对后机身复合材料结构在制造、使用或维护期间可能遭遇的环境暴露情形进行评估。

(c)对后机身结构关键区域的典型元件、结构件和组合件进行第一类损伤下的重复载荷试验和剩余强度试验，确定结构对损伤扩展的敏感性，验证后机身结构满足“损伤无扩展”要求，以及确定结构的剩余强度满足极限载荷承载要求。

第三，推动已经实现混合所有制的企业和上市公司进一步深化改革。已经实现混合所有制的企业要选择主业匹配、管理规范、资产优良、实力较强的战略投资者，进一步优化资本结构，做优做强。国有控股上市公司，要与同行业和产业链上下游优质资产进行重组，打造竞争能力强、资本回报高、具有品牌优势的行业龙头。

(d)对后机身可能遭遇第二类损伤的结构关键区域的典型元件、结构件和组合件，进行第二类损伤下的重复载荷试验和剩余强度试验，确定两倍检测间隔下损伤无扩展，以及剩余强度能满足限制载荷承载要求。

(e)对后机身可能遭遇第三类和第四类损伤的结构关键区域，进行典型结构件和组合件相应损伤下的剩余强度试验，确定剩余强度满足相应的承载能力要求。

由于复合材料结构的强度与所用材料、环境、工艺控制、制造缺陷以及运营中的各种损伤等因素密切相关，且复合材料结构的破坏形式存在多样性并对面外载荷高度敏感，使得金属飞机通常采用的通过结构强度理论分析与全尺寸试验验证相结合的方式不足以验证复合材料结构的安全性。因此对于后机身需要理论分析与包含试件级、元件级、典型结构件级、组合件级以及全尺寸级试验的“积木式”试验方法相结合的方式进行验证。

2.2 环境影响

(b)建立后机身复合材料结构损伤评定标准，明确后机身复合材料结构对应于文献[5]所定义的第一类至第五类损伤的分类方法。

现场检测设备由水位计（超声波水位计、雷达水位计、投入式水位计等可选）、翻斗式雨量计和工业照相机组成，负责计量水库水位、降雨量数据，并对水库现场进行拍照。

2.2.9.1 危害症状。叶片和叶鞘上出现椭圆形、梭形病斑，病斑中部褐色，外缘有黄色晕圈。潮湿时病斑表面出现黑色霉层(图9)。

(c)通过后机身典型结构元件、结构件和组合件级试验，验证典型铺层试验和元件级试验所获得的环境影响因子是否适用于后机身典型结构，以及验证后机身典型结构在环境暴露下的失效模式是否发生变化。

(d)根据理论分析列出全尺寸试验容易失效的结构部位与破坏模式，结合低层级试验对于环境暴露条件下的验证结论，确定全尺寸试验需要采用的环境影响因子，通过静载荷放大的方式在后机身全尺寸试验件上验证后机身结构的安全性。

2.3 重复载荷

重复载荷对于复合材料结构的影响，主要体现在两个方面，一是重复载荷可能导致损伤萌生和扩展，二是重复载荷可能导致结构刚度和强度性能发生变化。后机身复合材料结构受重复载荷影响的验证思路如下：

(a)开展后机身典型层板疲劳门槛值试验，确定层压板疲劳门槛值，确定重复载荷对后机身典型层板刚度和强度的影响，获得疲劳分散性参数，确定载荷放大系数LEF。同时，确定后机身典型层板低载截除值，为后机身疲劳损伤容限试验载荷谱编制提供低载截除依据。

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(b)结合损伤的验证，对后机身结构关键区域的典型元件、结构件和组合件进行第一类和第二类损伤下的重复载荷试验和剩余强度试验，来确定损伤对重复载荷的敏感性，以及确定损伤结构的剩余强度是否受到重复载荷的影响。

(c)根据疲劳门槛值试验获得的载荷放大系数LEF，通过疲劳载荷放大与循环次数增加相结合的方式在后机身全尺寸试验件上验证后机身复合材料结构的疲劳与损伤容限性能。

在船舶的设计和建造过程中，船舶轴系的安装及校中是轮机工程的一个关键项目。轴系安装与校中是一项工作量大、耗时长、技术复杂的系统工程。文章简要介绍了某船轴系的安装工艺过程，重点介绍该船采用直线校中方法时校中数据的测量、计算和分析，并通过系泊试验和航行试验进行验证，结果表明：轴系的运转情况良好，满足规范要求。最后对直线校中方法进行分析，提出改进措施，为提高轴系安装质量提供参考意见。

3 “积木式”试验规划

某型飞机复合材料后机身结构“积木式”验证试验规划如图1所示，根据文献[5-6]建议的级别进行划分，结合后机身结构特征，共规划了14项验证试验，详见下表2所示。

  

图1 复合材料后机身“积木式”试验规划图

 

表2 后机身复材结构“积木式”试验项目

  

试验层级试验名称试验层级试验名称全尺寸后机身静力、疲劳与损伤容限试验组合件后机身壁板压缩剪切稳定性试验复合材料与金属混合结构热应力分析方法验证试验后机身前后段对接静强度试验后机身与中后机身对接静强度试验典型结构件后机身典型开口强度试验后机身壁板长桁端部强度试验C型框与蒙皮连接面外受载强度试验元件C型框框缘压损试验长桁压损试验长桁与蒙皮界面特性试验典型R区四点弯曲试验试样后机身典型层板疲劳门槛值试验后机身典型层板许用值试验

4 全尺寸试验规划

全尺寸试验是复合材料后机身结构验证最重要的试验项目。图2给出了“后机身静力、疲劳与损伤容限试验”的试验项目规划，将试验分为十个阶段。文献[7]介绍了波音777水平安定面全尺寸验证试验项目。二者差异主要体现在两个方面，一是图2完全按照文献[5]对第二类和第三类损伤的要求分开进行验证，同时不在全尺寸试验件上验证第四类损伤。二是图2将修理验证与其它验证项目分开，完成其它验证项目后再开展修理验证，而文献[7]则将修理验证与其它验证结合起来。

  

图2 复合材料后机身全尺寸试验规划

用于全尺寸试验的后机身部分复合材料结构在试验件制造时需要在层间引入预埋缺陷，用于模拟零件制造过程中一些允许存在的内部缺陷，这些预埋缺陷将按文献[5]定义的第一类损伤进行验证。

5 结论

通过本文的论述可以看出，民机复合材料结构适航验证不仅需要规划庞大的“积木式”试验矩阵，还应尽可能从低到高逐级进行试验，以便于前者为后者提供必要的输入与参照，降低后者尤其是全尺寸试验的风险。同时，通过对全尺寸试验进行载荷放大的方式来考虑对环境和疲劳分散性影响，必然会对金属结构造成过度受载，因此在金属结构设计时尽量保留一定的裕度，或者在试验机上进行补强，避免试验过程中金属结构提前失效而导致试验失败。

参考文献

[1] 沈真.复合材料结构设计手册[M]. 北京：航空工业出版，2001.11: 4-8.

[2] 杨乃宾，梁伟.飞机复合材料结构适航符合性证明概论[M]. 北京：航空工业出版，2015.1: 18-21.

[3] Michael C.Y. Niu. Composite Material Structures[M]. Hong Kong: Hong Kong Conmilit Press LTD, 1992: 357-381.

[4] Alan Baker, Stuart Dutton, Donald Kelly. Composite Materials for Aircraft Structures, Second Edition[M]. Blacksburg, Verginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc, 2004.9: 447-467.

[5] AC 20-107B “Composite Aircraft Structure”[S]. U.S.: Department of Transportation, Federal Aviation Administration , 2009.9: 2-27.

[6] 郑晓玲. 复合材料结构的适航符合性分析研究[J]. 上海：民用飞机设计研究，2017，1 (1): 1-6.

[7] A. Fawcett, J. Trostle, S. Ward. 777 Empennage Certification Approach [C]. Australia: 11th International Conference on Composite Materials (ICCM-11), 1997.7：23-25.