高清可复制 HB 8669-2022 民用直升机复合材料机体结构设计要求

　　ICS 49.020 V 36

　　HB 8669-2022

　　民用直升机复合材料机体结构设计要求

　　Design requirements of composite materials airframe configuration for civil

　　helicopter

　　2022-04-24 发布 2022-10-01 实施

　　中华人民共和国工业和信息化部 发 布

　　前 言

　　本标准按照 GB/T 1.1-2009《标准化工作导则 第一部分：标准化文件的结构和起草规则》给出的规则起草。

　　本标准由中国航空综合技术研究所归口。

　　本标准起草单位：天津直升机研发中心、中国航空综合技术研究所、中国特种飞行器研究所。

　　本标准主要起草人：黄志文、吕保良、李 俊、曹瑶琴、谌广昌、陶 威、万 蓉。

　　民用直升机复合材料机体结构设计要求

　　1 范围

　　本标准规定了民用直升机复合材料机体结构设计的依据、准则、内容、程序、方法和验证要求。本标准适用于各类民用直升机机体复合材料结构的设计。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GJB 2895 碳纤维复合材料合板和层合件通用规范

　　GJB 5106 碳纤维复合材料/芳纶纸蜂窝夹层板和夹层件通用规范

　　GJB 5304 军用复合材料术语

　　HB 5342 复合材料航空制件工艺质量控制

　　HB 7224 复合材料构件通用技术条件

　　HB 7741 复合材料件一般公差

　　CCAR-27-R2 中国民用航空规章 第 27 部：正常类旋翼航空器适航规定

　　CCAR-29-R2 中国民用航空规章 第 29 部：运输类旋翼航空器适航规定

　　3 术语和定义

　　下列术语和定义适用于本标准，其余复合材料术语参见 GJB 5304。

　　3.1

　　环境补偿系数 environmental compensation factor

　　由于温热环境引起复合材料结构件力学性能和承载能力的降低，对室温大气环境全尺寸结构静力试验极限载荷的放大系数，其值大于 1。

　　3.2

　　典型结构件 detail

　　具有典型结构细节特征的较复杂结构件，如特殊设计的复杂连接件、典型连接接头和较大的检查口等。

　　3.3

　　使用寿命 service life

　　以飞行小时数、飞行次数、日历年限等表示民机可靠度的可使用寿命周期。

　　3.4

　　经济寿命 economic life

　　按耐久性试验大纲所得结果进行数据整理和评估而得到的寿命。

　　4 设计依据

　　民用直升机复合材料机体结构设计依据主要包括：

　　a) 民用适航规章(CCAR-27-R2或 CCAR-29-R2 的第 305 条、第 307 条、第 571 条、第 601 条、第 603 条、第 605 条、第 609 条、第 613 条、第 631 条等)及有关标准的要求;

　　b) 型号规定的材料选择、强度刚度、耐久性和工艺性等要求。

　　5 设计准则

　　复合材料结构设计应按总体技术要求确定结构传力路线和结构形式，利用复合材料具有比强度和比刚度高，耐腐蚀、耐疲劳和可设计性强等优点， 选用合适的材料进行优化设计，达到成本低、工艺性好和重量轻的目的。为弥补复合材料的湿/热敏感性强，抗剥离强度低、成本相对高等不足，设计时应遵循以下原则：

　　a) 尽可能选择传力最直接、结构效率高的和成熟的并经试验验证的结构型式和连接方法;

　　b) 对采用新颖的结构构型和连接方式，事先作必要的验证;

　　c) 利用铺层的正交各向异性特性和结构的层压特性，按承载要求正确进行铺层设计，通过优化设计选取最佳的铺层参数(铺层角、铺层百分比和铺层顺序);

　　d) 避免金属与碳纤维接触的电偶腐蚀和生化腐蚀，进行结构的密封和排泄设计，并对有关结构采取防护措施;

　　e) 零构件设计尽可能采用整体化结构设计技术，减少连接件和装配工作量及重量，尽量采用共固化工艺提高结构的整体性，且避免共固化引起的结构畸变、胶接质量和修理问题， 以及高度整体化模具设计、生产能力和成本;

　　f) 尽可能降低或消除应力集中，避免传力偏心，减少产生剥离应力的设计状态;

　　g) 采用后屈曲设计进行减重设计时，充分考虑其他可能的破坏模式，避免厚层压板失稳，允许薄复合材料层压板出现屈曲或扭曲;

　　h) 新结构、新材料、新工艺及有疑问的设计细节建立在充分试验的基础上;

　　i) 按选材原则和结构承载部位的重要程度合理选择材料体系;

　　j) 主承力件选用综合力学性能好、韧性高或适中的高温固化体系， 经成熟型号应用或试验表明某种常温或中温固化体系的耐湿热老化性能达到或超过高温固化体系，才允许用于主承力结构;

　　k) 复合材料结构采用“积木式”的试验方法进行考核。

　　6 设计内容

　　民用直升机复合材料机体结构设计的主要内容包括：

　　a) 结构性能设计：

　　1) 材料选择;

　　2) 许用值确定;

　　3) 强度刚度设计;

　　4) 耐久性设计;

　　5) 损伤容限设计;

　　6) 动力学设计;

　　7) 工艺性设计;

　　8) 电性能设计;

　　9) 维修性设计;

　　10) 适坠性设计等。

　　b) 典型结构设计：

　　1) 层压板设计;

　　2) 夹层结构设计;

　　3) 连接设计。

　　7 设计程序

　　民用直升机复合材料机体结构设计流程，参见图 1。

　　图 1 民用直升机复合材料机体结构设计流程示意图

　　8 设计方法

　　8.1 材料选择

　　8.1.1 选材原则

　　在满足使用要求的前提下，一般应遵循以下选材原则：

　　a) 选取性能优异的材料，保证零、构件结构性能、可靠性和寿命等满足设计要求;

　　b) 所选材料的工艺性能满足零、构件成形和加工制造等工艺技术要求;

　　c) 在满足结构完整性要求前提下，可通过选用价格低的材料及以下措施控制成本：

　　1) 采取通用化与系列化设计措施，尽量减少材料牌号、品种和规格， 可选用一种性能好的树脂基体预浸几种增强材料，并由一家供货商提供，以利于材料系列的管理和降低成本;

　　2) 优选已纳入行业以上标准的材料，优选已取证机种采用的满足要求，并有可靠而稳定来源材料;

　　3) 选用零吸胶预浸料，以降低成本，提高质量;

　　4) 除主承力结构应选用高温固化体系外，其他结构宜选用中温固化体系。

　　d) 实用性原则——所选材料除符合上述三原则外，在具体选用时还应考虑以下原则：

　　1) 材料的抗冲击损伤性能满足要求，且与相接触的材料具有相容性;

　　2) 所选材满足特殊功能要求(如电磁屏蔽、透波性、吸波性、阻燃性、耐冲击和耐高温等不同部位的要求);

　　3) 湿态玻璃化转变温度高于使用温度;

　　4) 按照技安和环保要求，选择毒性低、不污染环境的材料。

　　8.1.2 增强纤维

　　增强纤维的选用应满足以下要求：

　　a) 主要结构构件选用碳纤维，如梁、框和桁条等;

　　b) 次要结构构件宜选用玻璃纤维，如口盖和整流罩等;

　　c) 受交变载荷结构、高抗冲击性结构和断裂韧性结构， 可选用碳纤维织物、芳纶纤维织物或玻璃纤维织物，也可将上述纤维混杂构成混杂复合材料结构;

　　d) 外形复杂的双曲度部位宜选用织物，大梁缘条、框缘宜选单向带、单向布铺层比高的铺层铺设;

　　e) 有透波性要求的结构，选用玻璃纤维。

　　8.1.3 树脂基体

　　基体树脂选用的具体要求如下：

　　a) 应满足结构使用温度要求;

　　b) 对受高温影响的结构(如动力舱、尾喷口附近结构)，应选用阻燃树脂;

　　c) 树脂的断裂应变应与纤维的断裂应变相匹配，树脂与纤维应具有良好的界面性能;

　　d) 有良好的工艺性(如成形温度低、压力小、时间短，预浸料贮存期长、加压带宽、与增强材料粘结性好、铺覆性好、固化后收缩率低、挥发物含量低、毒性小， 适于溶液法和热熔法制备预浸料);

　　e) 树脂的理化性能应满足结构的使用要求，树脂应具有良好的耐介质和自然老化性能。

　　8.1.4 夹芯材料

　　民机夹层结构常用的夹芯有蜂窝和硬质泡沫两类。夹芯材料的选取应遵循如下原则：

　　a) 夹芯材料要有足够的强度、刚度和低的密度;

　　b) 夹芯与面板的电性能相匹配，防止在介质作用下产生电偶腐蚀;

　　c) 海上使用的民机不宜使用易吸湿的夹芯材料;

　　d) 芯子有良好的胶接性能;

　　e) 芯子材料具有良好的工艺性和经济性。

　　8.1.5 胶粘剂

　　结构用胶粘剂应遵循以下原则选用：

　　a) 胶粘剂有良好的力学性能和高的胶接强度;

　　b) 要有良好的耐环境、耐介质性能， 在温度、湿度、化学药品和辐射等环境条件下有高的强度保持率，具有较低的吸水率;

　　c) 选择挥发低的胶粘剂，固化后不应产生有害影响的挥发物;与被胶接件的热膨胀系数尽量相近，与接触的材料应有良好的相容性;

　　d) 在客舱中使用的胶粘剂具有阻燃性，燃烧不产生有害和有毒气体;

　　e) 选用的胶粘剂有良好的工艺性，使用方便;

　　f) 在满足使用条件下，尽量选择低温、低压固化的胶粘剂;

　　g) 当结构有静电放电情况时，必须考虑胶粘剂的介电性能。

　　8.2 许用值确定

　　确定设计许用值的方法，主要通过足够数量的试件，在最严重的使用环境条件下按要求进行试验，由试验结果经数据统计处理后确定其许用值。应遵循的一般原则为：

　　a) 结构的拉伸设计许用值主要取决于含孔试样的许用值，结构的压缩设计许用值主要取决于含孔或冲击损伤的许用值;

　　b) 薄蒙皮或薄面板蜂窝夹层结构在确定其设计许用值时，根据设计要求考虑屈曲的影响，当其设计许用值主要取决屈曲影响时，增加冲击损伤影响小于 1 的附加系数;

　　c) 在确定复合材料设计许用值时，考虑环境对材料性能的影响，主要包括湿、热和在使用中可能遇到的最大不可见冲击损伤;

　　d) 复合材料许用值覆盖整个层压板体系(即铺层角、铺层比和铺层顺序的任一组合);

　　e) 设计许用值的数值仅适用于与其相对应的材料体系和按温度区间、含湿量确定的环境条件范围;

　　f) 与设计许用值配套使用的弹性常数，一般以单向层压板的测试结果为基准。

　　8.3 强度刚度设计

　　8.3.1 静强度

　　静强度设计应满足下列要求：

　　a) 按许用应变设计时，保证在限制载荷作用下，结构不产生有害的变形和损伤，在极限载荷作用下不出现总体被破坏;

　　b) 按其他方法设计时，保证结构在限制载荷下有足够的强度，并在极限载荷下安全裕度大于零;

　　c) 复合材料力学性能的数值基准分为 A 基准、B 基准和典型值，采用的基准应根据具体型号的结构设计准则确定，单一传力路线的关键件可按 A 基准设计，多传力路线的结构可按 B 基准设计，弹性常数采用典型值;

　　d) 抗坠毁结构通常采用典型值;

　　e) 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，强度计算用相应温度区的设计许用值。

　　8.3.2 刚度

　　复合材料的刚度设计要求如下：

　　a) 结构在限制载荷作用下不应产生有害的变形和损伤，最大变形不应妨碍正常操纵，不得影响规定的气动特性和严重改变载荷或内力的分布，避免结构出现永久变形和局部失稳;

　　b) 利用复合材料铺层的可设计性，合理选取铺层参数，以最小的质量达到满意的刚度，必要时可选用高模量的增强材料;

　　c) 对有刚度要求的一般部位，弹性常数可选取对应温度区间的平均值或典型值;

　　d) 对刚度有严格要求的部位，应选取对应温度区间的 B 基准值。

　　8.4 耐久性设计

　　耐久性设计要求如下：

　　a) 在限制载荷/环境谱作用下，其经济寿命(又称耐久性使用寿命)应大于设计使用寿命;

　　b) 结构的经济寿命必须进行试验验证。

　　8.5 损伤容限设计

　　损伤容限设计要求其损伤缺陷包括初始缺陷和使用损伤。使用中由于外来物低速冲击源产生的损伤，因其可能在使用的任意时刻(包括刚刚投入使用时)出现，且在整个使用期内，很难用常规的目视检测方法检出，故将其归入初始缺陷。损伤容限设计一般要求如下：

　　a) 初始缺陷主要包括三种类型，即冲击损伤、分层或板芯脱粘和表面划伤。通常在确定设计、制造方法和检测技术后，应给出初始缺陷尺寸。如果无法进行这项工作， 则可采用初始缺陷尺寸假设，见表 1。对目视不可检的低能量冲击损伤， 通常采用目视勉强可见的损伤尺寸作为初始缺陷尺寸。产生这一损伤所需的冲击能量值是设计所考虑的冲击能量水平。由于该冲击能量值是结构厚度的函数，故对不同的结构部位，要根据该部位可能受到的外来物损伤源确定冲击能量上限值;

　　b) 使用损伤是高能量外来物冲击或雷击等引起的目视易检损伤，使用损伤尺寸假设应由试验或由试验支持的分析方法确定;

　　c) 含缺陷的结构在使用期内，应有足够的剩余强度;

　　d) 损伤扩展要求—般包括损伤无扩展和损伤扩展两种，其设计要求如下：

　　1) 采用损伤无扩展设计概念的结构，在规定的检查间隔内出现明显的缺陷/损伤扩展时，应更改设计;

　　2) 采用损伤扩展概念设计的前提是对可能出现的每种缺陷/损伤类型，有在限制载荷谱下可靠的扩展特性数据，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。

　　e) 对损伤容限要求高的结构，应选用韧性材料，在设计上可采用软蒙皮、编织和软化带等技术，还应遵循如下要求：

　　1) 合理控制设计应变/应力水平;

　　2) 选择合理的结构形式和铺层设计;

　　3) 进行细节设计，防止刚度突变、应力集中、传力不连续、偏心等使结构受载加剧导致分层损伤的情况。

　　表 1 初始缺陷/损伤尺寸假设

　　8.6 动力学设计

　　动力学设计应满足下述要求：

　　a) 按照频率控制设计原则和响应控制原则进行动力学设计;

　　b) 位于受振动、冲击敏感部位的结构， 选韧性好的材料，必要时可采用编织和缝纫等工艺，防止结构分层或扯裂;

　　c) 选择合理的结构形式，结构布局和铺层参数，确保结构在正常使用条件下能避开激振频率的共振区，将最大响应控制在限制值内，并符合声疲劳寿命要求。

　　8.7 工艺性设计

　　复合材料工艺性包括固化成形工艺性和装配工艺性两方面。结构方案和结构细节设计对工艺性有决定性影响。在结构设计的全过程均需考虑结构的工艺性问题。在结构设计过程中，满足以下工艺性要求：

　　a) 在固化设备和工艺许可条件下，尽量设计成整体件，并采用共固化或胶接，以减少组装工作量;

　　b) 对具有封闭的内腔需要用气囊加压的结构，应在受力较小的部位留出合适的工艺孔;

　　c) 对于外形复杂的结构，在外形变化区要采用光滑过渡，尽可能选用织物代替单向带以减少外形变化区的纤维分离;

　　d) 有表面质量要求的结构，其表面应为贴模面，如结构重量允许，可采用表面膜，以提高表面光洁度;

　　e) 有一定深度的零件，留有 1˚ ~3 ˚ 的脱模斜度;

　　f) 有严格配合的部位，用铺层无法满足时，允许增加辅助铺层通过机加方法获得;

　　g) 机械连接的部位，尽可能在最外层铺设玻璃布隔离;

　　h) 外蒙皮至少为 2 层;

　　i) 结构件拐角处和下陷区，应具有合适的圆角，热压罐成形，阳模铺贴 R 应大于 1.5mm，阴模铺贴 R 应不小于 2t (t为铺层厚度)，避免在拐角处出现纤维断裂、富脂、纤维架桥或压力加不上等现象。

　　8.8 电性能设计

　　8.8.1 防雷击

　　防雷击设计要求如下：

　　a) 采用的防护系统应满足最低防护效率要求，且可靠，增重小，成本低;

　　b) 引起力学性能降低应在可接受的限度内;

　　c) 应与直升机可能经受的湿热等使用环境和使用寿命相兼容，并便于维修;

　　d) 根据零件所在部位，在复合材料外表面覆盖不同厚度、密度的金属网， 沿紧固件区域布置带状金属条，通过紧固件实现与主搭接通道的导通。

　　8.8.2 电搭接

　　电搭接是防止系统内部、系统之间产生电磁干扰的重要措施之一。其设计要求如下：

　　a) 应尽可能减小搭接电阻;

　　b) 搭接部位应按规定的直径采用专用工具打磨，露出金属光泽，清理后涂上导电胶，搭接线安装好后并涂上绝缘清漆密封，确保搭接可靠耐用;

　　c) 应选用接触良好的紧固件，搭接应尽量选用螺接或铆接，并应设法消除接头缝隙，以减小搭接电阻;

　　d) 搭接不应影响结构的完整性、飞行安全、操纵特性、空勤人员视界和设备性能;

　　e) 外表面应满足导电连续要求，影响系统安全和设备使用的复合材料部件、口盖和整流罩等应有

　　搭接点;

　　f) 结构各部分的搭接电阻定量值，应满足具体机型的搭接要求;

　　8.9 维修性设计

　　设计时应考虑复合材料结构的维修性及修理技术的可行性、有效性和经济性。应实现快速修理， 修理后的强度、刚度和功能应恢复到原设计水平， 外形光滑完整，重量增加尽可能少。为改善复合材料结构的维修性，应遵循下述要求：

　　a) 为所有结构和系统提供良好通路，便于安装检查和修理;

　　b) 以最少的修理时间和人员，满足最少的维修工作量和最大的互换性;

　　c) 根据各部位刚度和强度的重要性，将部件划分成若干区域;

　　d) 易出现损伤的部位在设计准则中加以强调，在易损区应采用特殊设计技术和选用韧性好的材料，提高损伤容限，阻止和延缓损伤的扩展;

　　e) 易损部位的连接，尤其金属与复合材料连接应尽可能采用螺接，以便于拆卸或更换，并应考虑修理余量，以保证修理时扩孔或加开连接螺栓孔后仍有足够的强度;

　　f) 根据具体机型的维修性要求，确定可能产生的损伤类型，综合考虑材料、部位、损伤类型和损伤大小后编制修理指南;

　　g) 选用修补的材料和工艺方法，应能满足原设计要求;

　　h) 一般损伤在外场应能快速修理，不宜现场修理的应返厂修理或更换。

　　8.10 适坠性设计

　　应在关键部位采用吸能结构，并满足下述要求：

　　a) 采用合理的抗坠毁吸能形式，如波纹梁、圆形管和底部厚蜂窝等;

　　b) 乘员舱和油箱舱应采用阻燃材料。

　　8.11 层压板设计

　　8.11.1 层压板铺层设计准则

　　层压板结构和夹层结构面板铺设，一般满足下列要求：

　　a) 铺层按受力情况和刚度要求设计，铺层纤维的轴线或织物的径向与内力的拉、压方向一致，剪切(扭转)主要由 45˚ 铺层提供;

　　b) 在满足层压板力学性能要求的基础上，可设计任意方向铺层，宜采用 0˚ 、±45˚ 、90˚ 四个方向的铺层简化设计分析和工艺;

　　c) 对于单轴拉、压结构， 0˚ 、±45˚ 、90˚ 典型铺层的比例范围可依次为 50%～60%、30%～40%、 10%;

　　d) 对于主要承受剪切载荷的结构，铺层比例范围可依次为 10%～30%、60%～80%、10%;

　　e) 对于承受多向载荷的结构，铺层比例范围的可依次为 25%、50%、25%;

　　f) 除特殊需要外，层压板结构应尽量采用对称铺层，并在主要承载方向均衡铺贴，以免耦合引起翘曲;

　　g) 连接区的铺层设计应使与钉载方向成±45°的铺层百分比大于或等于 40%，与钉载方向一致的铺层百分比大于 25%，以保证连接处有足够的剪切、挤压连接强度，有利于载荷扩散和改善应力集中;

　　h) 在集中力扩散部位进行局部加强，除在主应力方向配置足够的铺层外，应配置一定数量与主应力方向成±45˚ 的铺层，中间两侧应有等量的±45˚ 铺层，以便内力扩散;

　　i) 减小相邻层之间的夹角，以减轻层间剪切的影响(相邻铺层间夹角一般不大于 60˚);

　　j) 在开口区应视情进行局部加强，并使相邻层的夹角尽可能小，局部加强的子铺层应分别夹在主铺层之间，较厚的子铺层可采用阶梯形递降;

　　k) 增加铺层时，应保持均衡和对称加在同一方向的连续层之间，外表面层应连续，紧固件分布区不应终止铺层;

　　l) 同一铺层角的铺层不宜过多集中在一起，一般不宜超过 4 层，以减小层间应力和避免树脂过早开裂;

　　m) 当设计直接与铝、钢材料接触的碳纤维构件时，其间的表面应采用玻璃纤维或芳纶隔离，以免接触腐蚀;

　　n) 对配合公差有严格要求而难以由成形工艺获得保证时，拟控制公差部位的表面事先应增加供机加的辅助铺层，通过加工达到精度要求;

　　o) 把 90˚ 和±45˚ 层放在外表面，可改善屈曲性能，局部屈曲最危险的部位，要把 45˚ 层放在层压板的外表面;

　　p) 在可能受到冲击的部位，外表面宜选用织物铺层，可增加±45˚ 铺层的比例，使相邻铺层角尽可能小，或采用由碳/芳纶、碳/玻璃纤维构成的混合结构;

　　q) 在梁、墙、框、肋及加筋条的突缘部位，布置较大比例的 0˚ 铺层，以提高轴向强度和刚度;

　　r) 在梁、框等腹板受剪部位，布置较大比例的±45˚ 铺层;

　　s) 工字型梁、T 形肋等结构在容易架桥、空洞的区域，填充碳捻丝;

　　t) 采用经验证有效的计算方法对层压板进行计算;

　　u) 在薄壁结构中，层压板总体刚度的计算，一般采用层压板理论，可不考虑三维应力和层间应力影响;

　　v) 纤维增强材料的失效准则，采用经验证的失效准则;

　　w) 在设计中除考虑固化残余应力及工作环境温度所引起的温度应力外，要考虑湿热效应，在作定性分析基础上，乘以适当低于安全的系数。

　　8.11.2 层压板铺层拼接设计

　　层压板铺层拼接设计应满足以下要求：

　　a) 如单向带的宽度较小无法满足铺层要求时，允许沿单向带宽度方向拼接，拼接间隙应小于1mm，垂直纤维方向不允许拼接;

　　b) 织物不允许对接，只允许搭接，搭接宽度为 10mm～15mm;

　　c) 每次丢层数不宜超过 2 层，相对层压板中面应保持对称，长度最短的层在离层压板外表面最近的部位。

　　8.11.3 层压板厚度变化过渡区设计

　　层压结构中厚度变化较大的区域，可通过以下方法实现厚度过渡：

　　a) 斜坡式连续过渡(如图 2)，即逐次增加或减少铺层，层阶梯宽度可取 2.5mm ，厚度过渡斜坡不大于 10˚ , 表面铺层应连续光滑，防止分层;

　　≤10˚

　　图 2 斜坡式连续过渡

　　b) 台阶式过渡(如图 3)，阶梯宽度与阶高的比值(L/h)应大于等于 10。

　　图 3 台阶式过渡

　　8.11.4 层压板圆角半径设计

　　层压结构的圆角半径与所选材料的柔性、模具种类和成型方法等有关， 圆角半径过小，可能会在拐角区域发生纤维断裂、架桥和树脂堆积等缺陷。除特殊规定外， 在不影响装配情况下，不同成型方法时的圆角半径可按以下几种情况选定：

　　a) 模压成型法， 内圆角半径 r ≥0.5t (其中，r 为内圆角半径，t 为层压板厚度)， 外圆角半径R≥1.5t (其中，R 为外圆角半径);

　　b) 热压罐成型法，阳模成形 r ≥t，(其中，最小内圆角半径 r 的数值为 1.5mm)阴模成形 R≥2t (其中，最小外圆角半径 R 的数值为铺层厚度 t 加 2mm 的和);

　　c) RTM 成型法，最小圆角半径 r 为 3mm～5mm。

　　8.11.5 层压板下陷设计

　　复合材料层压件上下陷过渡区存在对复合材料结构是十分不利的偏心力矩，下陷愈深，偏心力矩越大。下陷过渡区的参数选择，可参照图 4 及以下要求选定：

　　a) 一般过渡区长度 C 应大于等于下陷深度 h 的五倍(即 C≥5h);

　　b) 下陷深度较深，结构协调需要 C 值不能太大时，则可按 C=(1.7～2)h 进行设计;

　　c) 当下陷过渡区较大而影响紧固件的正常排列时，可加装楔形垫块，并在其上用紧固件连接。

　　C ——过渡区长度;d ——紧固件直径;h ——下陷深度

　　图 4 楔形垫块安装示意图

　　8.11.6 层压板开孔及加强设计

　　复合材料结构开口与金属结构开口相比有下述特点：

　　a) 复合材料从初始加载直到破坏，无明显的塑性阶段，所以开口区的强度削弱比较严重;

　　b) 复合材料多向层压板的层间剪切强度和刚度比较低，为此复合材料结构的开口不易补强，且补强的范围比金属结构的大;

　　c) 在复合材料结构的开口边缘存在边界效应;

　　d) 复合材料结构的开口影响区比金属结构相应的开口影响区大。

　　根据试验及分析，开口尽量开圆孔，且孔径与板宽比宜小于等于 0.45。开口可以通过铺设加强铺层或者设计结构翻边的方法加强。而前者中对于剪切应力为主的开口， 由于±45˚ 铺层能提供最大的剪切刚度，用±45˚ 铺层加强效果最佳。

　　8.11.7 层压板厚度控制

　　层压板理论厚度为各铺层理论厚度之和。图纸中应明确标出各区域特别是装配区复合材料的厚度尺寸，作为零件制造验收的重要依据，以便生产中对这些尺寸严格控制。根据成形方法不同， 层压板零件实际厚度与理论厚度公差除特殊要求外，可参照以下规定进行：

　　a) 热压罐成型件：

　　热压罐成型件厚度 t ≥2mm 时，公差为±8% t;厚度 t<2mm 时，公差为±10% t。

　　b) 模压、RTM 成型件，厚度公差为±6%。

　　注：铺层的理论厚度为铺层成型之后的厚度，该值与成型方法及工艺参数有关。

　　8.12 夹层结构设计

　　8.12.1 夹层结构设计准则

　　夹层结构的面板通常由薄铝板和复合材料层压板组成;其芯子一般为铝箔蜂窝、芳纶纸蜂窝和硬质泡沫，或玻璃布蜂窝。任何一种面板和夹芯的组合，均应满足在极限载荷作用下的强度和刚度要求，且重量最轻。夹层结构设计满足的要求主要为：

　　a) 面板的厚度应足以承受由极限载荷引起的拉力、压力和面内剪切应力;

　　b) 芯子应具有足够的强度以承受由极限载荷引起的横向剪应力;

　　c) 芯子的弹性模量和面板的抗压强度，足以防止面板在极限载荷下起皱;

　　d) 应合理选择芯子参数(如格子尺寸、密度等)，以防止面板在极限载荷下芯子产生凹陷;

　　e) 芯子的抗压强度，足以防止垂直于面板的极限载荷或弯曲引起的压应力作用时的压塌破坏;

　　f) 应具有足够的弯曲刚度和剪切刚度，防止在极限载荷作用下产生过度的挠曲变形;

　　g) 夹层板边缘的收边、封口和连接处应有足够的强度， 以有效地把芯子和面板粘结在一起，使载荷扩散传递到结构其余部分;

　　h) 边缘收口型有 90˚ 和锐角 20˚ ~30 ˚ 的，角度不同两面板参与受力不同，应按需要选取;

　　i) 在夹层板上固定设备或传递集中载荷，应根据载荷大小选择不同的镶嵌件，按规定的充填直径，选用固化温度匹配的轻质膨胀胶膜或填充料进行充填;

　　j) 夹层板开孔，应采用封边胶或与夹层板同一配套固化体系的膨胀胶膜封边加强;开孔面板应视载荷和开口大小酌情局部增加铺层加强;

　　k) 夹层结构对湿、热敏感， 应注意防潮密封，必要时采用防潮薄膜(TEDLAR)包边密封;处于机体最低部位的板件应开排水孔或安装排水装置;

　　l) 蜂窝夹层结构设计时，应保持蜂窝的纵向与主承力方向一致;当一块板件蜂窝宽度不够或因受力不同需选用几种不同密度蜂窝时，可采用发泡胶拼接，保持蜂窝纵向与主承力方向一致;芯子高度不允许高低不平，应采用直线或有规则形状的过渡形式，以便与面板达到最佳匹配;

　　m) 采用复合材料面板设计时，面板的铺设要求参照层压板铺层设计要求;

　　n) 夹层结构材料的选用参照选材原则进行;

　　o) 吸能的夹层结构设计，应按预先研究的有效试验结果、构型、参数和选材进行。

　　8.12.2 蜂窝芯子设计及加工

　　复合材料面板夹层结构一般采用六边形格子的 Nomex 蜂窝芯子，由于芯子刚度较低，加工有一定困难，在设计芯子时注意以下几方面：

　　a) 芯子形状：

　　1) 芯子外形面应避免太多的下陷台阶;

　　2) 芯子斜切角宜为 20˚ ~30 ˚ ;

　　3) 在层压板过渡区，芯子宜斜削加工。

　　b) 拼接：

　　1) 同一夹层结构可以根据受载大小用不同密度芯子，之间用膨胀胶膜拼接;

　　2) 拼接尽可能在毛料状态下进行，拼缝宽度在 1mm～1.5mm 之间，使用厚度为 1mm 的膨胀胶膜。

　　c) 蜂窝方向：

　　1) 一般要求蜂窝纵向应与主受力方向一致;

　　2) 蜂窝铺贴时角度偏差不大于±5˚ 。

　　8.12.3 夹层结构厚度控制

　　夹层结构厚度(如图 5)控制应满足以下要求：

　　a) 夹层结构的收边区厚度公差为±10% t;

　　b) 蜂窝区厚度 h≤10mm 时，公差为±0.5mm;厚度 h>10，且 h≤20mm 时，公差为±0.7mm。

　　图 5 夹层结构件厚度示意

　　8.12.4 镶嵌件设计

　　镶嵌件是夹层结构传递集中载荷、设备连接固定等的主要连接件形式，镶嵌件按结构形式分主要有：镶嵌衬套、镶嵌螺母、镶嵌垫块、杯形件及碗形件等。根据埋置方式不同又分为预置及后置两种方式：

　　a) 要求胶接前埋入的镶嵌件须按钻模制孔，将镶嵌件包裹上与固化体系相应的膨胀胶膜，并用定位销定位固化。

　　b) 在已固化的夹层结构上后置镶嵌件时，应按被连接件安装要求确定镶嵌位置及精度。面板开孔尺寸，按选定的镶嵌件最大外径(0～0.2)mm ，将常温填料从镶嵌件的一个孔(注胶孔)缓慢注入，待填料从另一孔(排气孔)均匀流出时表明已初步注满，待约 15min 后再注胶，当填料再次均匀流出时表明已完全注满;注入填料时，蜂窝件应平放，当零件不能平放又需后置镶嵌件时，应将镶嵌件两个孔高度差调整至最大的状态，注胶时从下方的孔注入，从上方孔排胶。蜂窝开孔直径为镶嵌件塞入部分最大外径加 2mm～4mm (适用 M6 以下螺栓的连接)。镶嵌件放置好后，镶嵌件表面与面板表面凹凸极限偏差±0.30mm。镶嵌杯形件或碗形件在连接处涂胶进行胶接。

　　8.13 连接设计

　　8.13.1 机械连接

　　机械连接主要指螺栓连接与铆钉连接，通常用于传递较高载荷或强调可靠性的部位，一般可重复装配与拆卸。主承力部位(主传力路径)应采用机械连接。机械连接设计满足下述要求：

　　a) 连接部位应根据载荷大小适当增补加强铺层，加强铺层推荐使用±45˚ 铺层;

　　b) 主承力连接区的关键部位一般采用多排螺栓连接;金属接头与复合材料件连接宜用钛合金高锁螺栓;

　　c) 螺栓连接应加垫圈，以防损伤。螺纹不得进入复合材料孔壁区域，避免螺纹与孔壁接触;

　　d) 碳纤维复合材料连接应采用钛、钛铌或蒙乃尔合金制紧固件，不应采用铝、钢紧固件;

　　e) 应避免电偶腐蚀，与金属接触的复合材料零件表面应铺设芳纶布或玻璃纤维布，结合面采用湿密封胶湿铆接;

　　f) 紧固件排布要求按图 6，在载荷方向上尽可能使用两排紧固件，最多使用三排;

　　g) 螺栓连接应规定合适的拧紧力矩，要求按表 2;

　　h) 螺栓孔建议使用 H8，钻孔时，应防止损伤层压板;

　　i) 应避免冲击铆接，尽可能采用压铆和单面抽铆。铆接时铆钉蘸密封胶铆接， 并将镦头在复材表面成形一侧加纯钛垫圈(非碳纤结构可用铝垫圈);

　　j) 钉孔划窝深度不应超过层压板厚度的 70%。

　　注：d=紧固件直径

　　P

　　图 6 紧固件排列

　　表 2 螺栓连接拧紧力矩

　　(单位：N ·m)

　　8.13.2 胶接连接

　　胶接连接满足下述要求：

　　a) 受载较小的薄复合材料件宜采用胶接，限制使用于受载较大(尤其集中载荷)的厚板结构连接;

　　b) 对厚胶接结构应采用阶梯形搭接或斜削，胶接搭接的斜削端应以 1:10 的斜率递降;

　　c) 厚层压板不宜采用胶接修理，要考虑预期对厚结构通过降低应力水平进行螺接修理的可行性;

　　d) 尽量采用热膨胀系数相近的胶接件，避开与复合材料热膨胀系数相差较大金属件胶接，必要时可用钛合金零件加强，使胶层在最大强度方向受力;

　　e) 对较厚的胶接件，为防止分层，除 8.13.2 b)要求外，还可采用缝纫技术;

　　f) 合理增大胶接面积，尽可能减少应力集中，提高承载能力和耐久性;被胶接件的搭接一定不能小于规定的最小尺寸，胶接面不能成为结构中的薄弱环节，承载能力应高于被胶接连接的元件;

　　g) 选用的胶粘剂，应有良好的性能，最好是韧性胶层，防止低温环境退化发脆、湿热环境性能下降;

　　h) 连接设计必须使面外应力最小，胶层最好受剪，避免受剥离、层间拉伸或劈裂载荷;

　　i) 为获得良好承载能力，双剪连接应满足 30 t (t为厚度)的搭接长度;单剪搭接长度应符合 80 t;斜面搭接连接可采用 1:50 的斜率;

　　j) 对大面积胶接应使用胶膜，不应使用糊状胶;

　　k) 应尽量减小连接偏心，均衡的被胶接件刚度可降低剥离应力，提高强度;

　　l) 对受高载的胶接连接，应采用共固化双侧多台阶搭接形式;

　　m) 胶接连接应能 100%目视可检;

　　n) 复合材料除薄的结构修补外，不采用斜面搭接连接代替阶梯形搭接连接，除非用机加斜面配合;对复合材料与金属的斜面搭接连接应遵循以下几点：

　　1) 宜与钛胶接，与钢采取隔离措施后可胶接，一般不应采用复合材料与铝的胶接结构;

　　2) 应使用阶梯形连接，不宜采用斜面搭接连接;

　　3) 若连接需要用斜面配合，则应预留铺层用机加制出斜面，避免用斜面铺层直接配合;

　　4) 铺层应满足胶接面要求，宜将 45˚ 层与胶缝相邻，0˚ 层亦可接受，不应将 90˚ 层与胶缝相邻，除非是主载荷方向;

　　5) 对阶梯形搭接，端部台阶的金属厚度应不小于 0.76mm，台阶不应长于 9.5mm;

　　6) 应降低端部台阶的层间剪切峰值应力和根部的应力集中，避免拉伸和剥离应力。

　　8.13.3 胶螺(铆)混合连接

　　混合连接设计除分别符合单纯机械连接和胶接相关要求外，通常遵循以下原则：

　　a) 厚度小于 2mm 的板件可选用胶接，厚度不小于 2mm 小于 4mm 的板件应选用混合连接，不小于 4mm 的板件宜选用机械连接;

　　b) 混合连接宜用湿装配，使紧固件起到加压作用，不允许待胶黏剂固化后再进行机械连接;

　　c) 工件因几何尺寸所限无法进炉时，则胶接装配应尽可能采用局部加温法促使完全固化，以降低湿热效应。

　　8.14 直升机机体典型件设计

　　8.14.1 尾斜梁设计

　　尾斜梁(简称斜梁)一般为尾桨或平尾提供安装位置，主要传递尾桨的集中交变载荷和气动载荷。斜梁截面可采用近似对称翼型，也可采用非对称翼型，以便为尾桨增加辅助推力。可采用常规斜梁构形，亦可采用涵道形斜梁，后者的承载能力一般小于常规斜梁。斜梁除满足一般结构的设计要求外，还满足以下要求：

　　a) 斜梁一般采用双梁式结构布置，有双梁和肋组成承力的扭力盒段，前、后缘为维形整流罩;

　　b) 斜梁应满足规定的强度和刚度要求，且应尽量减轻其结构重量;

　　c) 带有非对称翼型设计的斜梁，应有良好的气动外形，以便提供有效的侧向气动载荷;

　　d) 斜梁与尾梁对接可设计有分离面或工艺分离面，亦可进行一体化设计;

　　e) 应采取优化设计方案，使斜梁能够直接传力，减少应力集中，保证其具有良好的工艺性;

　　f) 依据选材原则，承力的中央盒段应选择碳纤维高温固化体系(前缘和后缘可选用中温固化体系)。

　　8.14.2 驾驶舱骨架设计

　　驾驶舱在直升机前机身部位，驾驶舱罩一般由管梁骨架支撑。驾驶舱管梁骨架为维形件， 也应分担

　　前机身结构的部分受力，并满足适坠性要求。复合材料驾驶舱罩骨架设计除满足强度和刚度要求外， 允许在直升机发生坠毁时有不超过 15%空间变形的吸能。驾驶舱骨架的铺层设计满足以下要求：

　　a) 铺层设计过程中，一般应将零件的铺层尽量设计成对称铺层，避免耦合引起翘曲，可通过控制成型过程中的变形对零组件外形进行有效控制;

　　b) 为提高层间强度，使相邻层夹角最小，材料均应选用双向预布，不需要设计 90˚ 、-45˚ 方向的铺层;

　　c) 通过对层压板结构在铺层设计过程中与连接件传递载荷方向成 45˚ 的铺层数和与连接件载荷方向一致的铺层数的合理设计，保证连接处的层合板具有足够的剪豁强度和挤压强度，避免应力集中，利于载荷扩散;

　　d) 将层压板结构(如驾驶舱顶棚和前盖板)的最外层均设计成与连接件传递载荷方向成 45˚ 方向的铺层，即铺设在远离中性层的位置，同时作为暴露在机体外部的结构，将面板外侧的预浸布铺设成 45˚ , 以保证具有良好的使用维护性，改善其边缘的层压板的抗压缩和抗冲击破坏性能;

　　e) 在层压板框以及承力管梁(如弓形件等)的设计中，布置较大比例的 0°铺层以提高轴向强度和刚度，且设置一定数量的 45˚ 铺层，以提高局部变形结构屈曲强度;

　　f) 最少铺层所占百分比应大于 10%;

　　g) 在结构变厚度区域，每层台阶宽度均大于或等于 10mm，并在表面铺设连续铺层以防剥离;

　　h) 为防止分层缺陷，同一铺层角的连续铺层均不应超过四层;

　　i) 为防止电偶腐蚀，与金属相接触的铺层均应为玻璃布;

　　j) 蜂窝边缘内侧和外侧的工艺布主要为满足生产制造需要，对其方向没有特殊要求。

　　8.15 制造质量控制

　　8.15.1 质量保证措施

　　复合材料结构制造全过程，应严格按图样、技术文件和工艺文件要求， 对影响复合材料制件质量的因素进行控制，例如原材料品种、制造工序和工作环境等。

　　设计人员应配合质量保证部门，制订专门的完整质保计划和措施，严格控制原材料、零件制造工序、装配和产品检验等几个关键环节。对复合材料件质量的特殊要求应在专用技术文件或图样中明确。无特殊要求时，应按 HB 5342 和 HB 7224 执行。各项指标的定量值应视具体机种所在部位和构件的要求确定。

　　8.15.2 尺寸和公差控制

　　复合材料制件采用不同的制造方法公差值略有不同，除满足制件内、外部质量要求外， 其几何尺寸应符合装配要求，在图样或技术条件中有规定的公差应满足规定要求。一般可按照以下要求进行：

　　a) 有配合要求的尺寸，则应满足装配协调使用要求，无配合要求的自由尺寸其公差按 HB 7741的规定，图样未注明孔的配合要求按 H8/h8;

　　b) 层压结构及夹层结构外形轮廓检验时可分别按 GJB 2895 及 GJB 5106 规定施加一定的作用力;

　　c) 对较短零件(小于 1m)，单向带铺层取向公差应在±3˚ 范围，织物铺设方向公差应在±5˚ 范围内，若制件较长(不小于 1m)应按线性尺寸控制。

　　8.15.3 重量检查

　　制件经检查合格后，不包含余量尺寸时应进行称重，复合材料层压结构制件的重量公差为±4%理论重量，复合材料蜂窝夹层结构制件的重量公差，一般应为理论重量的±6%。

　　当重量不符合要求时，若不是零吸胶预浸料，应选择合适的工艺参数，采取吸胶排胶等措施，以满足重量要求。

　　8.15.4 加工质量检查

　　8.15.4.1 制件表面质量检查

　　可接受的各种表面缺陷的验收标准应在技术文件中明确。常见表面缺陷包括：

　　a) 制件表面有树脂堆积、铺层皱褶、凹下、凸起和尖锐折痕;

　　b) 纤维走向突变和不符合要求的铺层搭接;

　　c) 打磨纤维损伤、划伤、飞边和边缘不平直，镶嵌件突起和面板变形;

　　d) 可见的富脂和贫脂区，擦伤、压痕和外来夹杂物;

　　e) 表面有开裂或碎裂树脂和贯穿厚度的缺陷;

　　f) 几何尺寸不符合图样要求，变形量超过规定。

　　8.15.4.2 制件内部质量要求

　　应按照以下要求对制件内部缺陷进行控制：

　　a) 可接受的各种内部缺陷验收标准应在技术条件明确，例如：

　　常见的内部缺陷，制件有分层，外来夹杂物，裂纹、疏松、空洞气泡、夹芯与面板脱粘、夹芯塌陷、蜂窝拼接脱粘、芯子压缩或膨胀、节点分离、镶嵌件填料填充率不足、孔边缘分层和超过要求的气孔含量等;

　　b) 为确保检测质量，必要时可同时采用几种不同检测方法。内部缺陷检测要求主要包括：通过无损检测方法进行检测，如“超声 ”、“X 射线 ”、“激光 ”、“涡流”和“声发射”等。

　　8.15.4.3 随炉件

　　随炉件的基本要求如下：

　　a) 关键件应在零件设计时留出随炉件的余量，零件成型后切下随炉件进行相关试验;

　　b) 重要件的随炉件应与所控制的制件采用同一批原材料，同时铺贴，同炉固化;

　　c) 一般件的随炉件可选用典型铺层试样板，与所控制的制件同炉固化。

　　8.15.5 质量控制文件

　　在进行结构设计时，为确保产品质量，设计、质检和工艺部门都应编制具有指令性和指导性的可供操作的质量控制文件。质量控制文件一般满足以下要求：

　　a) 设计部门主要应提供以下文件：

　　1) 选材范围和在选材范围内的材料规范;

　　2) 直升机图样管理系列标准;如 CATIA 建模系列标准、CATIA 制图系列标准和 CATIA 数据管理系列标准;

　　3) 强度计算原则;

　　4) 详细设计图样、通用技术文件和专用技术文件， 明确构件内外缺陷及检查要求，并明确产品可接收的缺陷标准和拒收标准，明确加工要求和特殊的规定;

　　5) 修理原则和允许修理方法。

　　b) 工艺部门主要提供以下文件：

　　1) 通用工艺规程，如夹层板的制造、层压板的制造、胶接装配、胶铆(螺)工艺、胶接表面准备、镶嵌胶接等;

　　2) 专用工艺规程，是针对设计图样和文件的要求，确保满足设计要求而编制的供生产操作的依据。

　　c) 质量部门主要提供以下文件：

　　1) 质量体系：质量保证模式的规定;制定完整的质量计划和措施;

　　2) 针对产品制订的专用检验规程;

　　3) 通用检验规程，制件外部和内部的检测规程;

　　4) 提交完整的加工和检测记录，不合格品的处理单等。

　　9 设计验证要求

　　9.1 验证目的

　　通过试验验证复合材料的强度性能，确定复合材料结构设计值，为强度计算提供必要的试验数据;确定复合材料典型连接的疲劳破坏部位及破坏模式，获得复合材料典型连接的疲劳特性，为其寿命评定提供依据。

　　9.2 验证方法

　　复合材料结构件的性能与其成型工艺、几何特征、载荷和环境等等密切相关， 且复合材料呈现出机械性能的可设计性以及潜在的破坏模式的多样性。应采用分析与试验相结合的方法， 用试验验证分析的结果，用分析指导试验计划。

　　通常从小试样开始，经过结构元件和细节件、组合件、部件， 最后到完整的全尺寸产品。每个层次都建立在以前各不太复杂层次所积累知识的基础上，见图 7 所示的“积木式”验证方法。

　　注：这种按照复杂程度渐增的计划，同时利用试验和分析进行结构证实的过程，被称为“积木式”验证方法。

　　图 7 “积木式”验证方法示意图

　　对新材料和新工艺，应按流程进行完整的“积木式”验证，其验证信息(包括试验件的材料、制造工艺、验证结果)可保存为数据库而被共享。

　　当采用的材料和工艺或结构构型等，已经在其他型号设计中采用过时，则不必进行完整的 “积木式”验证，可只进行一些特有形式(如以前验证中未采用的典型铺层)的补充试验和关键部件试验。

　　9.3 验证流程

　　按照“积木式”验证方法要求，直升机复合材料结构验证通常应划分为以下三组：

　　a) A 组：材料性能确定(图 7 中试样试验);

　　b) B 组：设计值确定(图 7 中元件、细节件和组合件试验);

　　c) C 组：全尺寸部件验证试验(图 7 中部件试验)。

　　其中，A 组主要是以材料制造部门为主进行，设计部门仅提出设计需求并配合其完成相关工作， B 组、C 组则是工程设计部门对复合材料结构所作的验证工作。

　　9.4 元件试验

　　通过元件试验确定复合材料结构设计值，为强度分析提供必要的试验数据。

　　9.5 组合件试验

　　9.5.1 试验件

　　组合件试验一般参考典型结构设计试验件，以验证复合材料结构强度的计算方法。典型结构的选取一般遵循以下原则：

　　a) 典型结构应能代表主承力结构的各种结构型式;

　　b) 典型结构所用材料应能覆盖所验证的复合材料，且其结构型式、铺层应能覆盖不同的结构部位;

　　c) 选取的典型结构应易于真实验证该结构在全机状态下的受载情况。

　　9.5.2 试验矩阵

　　组合件试验主要评定由于局部损伤带来的载荷重新分配，与元件试验相比，其边界条件和载荷的引入状态更能代表真实结构情况，能够施加双向载荷，试件的复杂程度包括典型的结构细节。组合件应具有足够尺度，以允许缺陷和损伤周围有适当的载荷重新分配，具体见表 3。

　　表 3 组合件试验矩阵

　　9.5.3 强度试验

　　复合材料之间的连接一般包括胶接、螺栓连接、铆钉连接和胶铆混合连接等， 影响这些连接的因素有胶层的厚度、胶接压力以及被连接件的厚度匹配等。应选取真实连接部位的试验件以验证结构的真实承载能力。

　　9.5.4 稳定性试验

　　组合件的稳定性试验包括剪切失稳、压缩失稳和压缩剪切组合失稳， 应制作一定数量的带孔或者带缺陷的试件以确定孔和缺陷对结构稳定性的影响。组合失稳选取真实结构中的一部分承受真实载荷以确定其承载能力。

　　9.6 典型连接试验

　　9.6.1 静强度试验

　　确定紧固件在特定结构连接形式下的载荷变形关系，是细节分析不可缺少的原始数据。静强度试验仅针对机械连接件和混合连接件，考虑单钉、多钉形式，同时还应考虑搭接和对称连接等情况。

　　9.6.2 机械连接疲劳试验

　　机械连接由于开孔导致的纤维断开，会产生应力集中。应力集中对被连接件疲劳寿命的影响一般不能通过分析的方法确定。需按真实连接部位设计试验件进行机械连接疲劳试验， 以确定其寿命。在设计试验件时应考虑连接件的类型(普通铆钉、抽芯铆钉、螺栓等)和材料(铝铆钉、钛铆钉、钢铆钉)等。

　　9.6.3 胶接连接疲劳试验

　　验证复合材料结构胶接连接的疲劳性能。胶接是由胶粘剂层将结构零件牢固粘接在一起的不可拆卸的连接形式，用于传递均布载荷或较小载荷不可拆卸的部位，胶接连接有单搭接、双搭接、楔形连接和阶梯形连接四种基本形式，层压板连接件的厚度是层压板胶接连接形式选择的主要因素。胶接结构中胶层一般承受拉伸、剪切、剥离和撕裂等四种基本载荷形式， 其中以胶层承受剪切时强度最大，故设计时都会使胶接面与载荷方向平行，以使胶层承受剪切载荷。

　　9.7 部件试验

　　通过部件试验对设计和分析方法进行验证，通常可选取典型的全尺寸复合材料结构，模拟结构的真实载荷，验证其承载能力。全尺寸复合材料结构静强度试验件应按照生产规程和工艺程序制造和装配，以使试验件能代表生产型结构，包括由制造验收标准确定的限制值相一致的缺陷。试验可按下述两种方法之一进行：

　　a) 按最苛刻的温度-湿度组合情况对试验件做预先处理，并在该环境下进行试验;

　　b) 若不模拟环境，可采用环境补偿系数法进行结构强度试验，环境补偿系数由积木式试验获得。