飛機結構完整性設計要求

本文件規(guī)定了民用飛機結構完整性設計資料、設計分析和研制試驗、全尺寸試驗、合本文件適用于民用飛機結構完整性設計。僅該日期對應的版本適用于本文件：不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改單)GJB775軍用飛機結構完整性大綱HB8455民用飛機損傷容限要求HB/Z413民用飛機結構耐久性設計準則CCAR25運輸類飛機適航標準GJB775界定的以及下列術語和定義適用于本文件為正確執(zhí)行其預定功能而需要承受載荷的部件，包括機身、機翼、尾翼、起落架結(如襟翼、副翼、方向舵、升降舵、優(yōu)流板)、前緣、后緣、天線罩、進氣道、短艙、發(fā)動機安裝架等。結構健全且未受損傷時具有的屬性，此時結構可提供所希望水平的結構安全性、可能引起飛機結構破壞的載荷與使用中作用在飛機結構上的最大載荷之比。用該系數(shù)即可得到極限載荷一種采用原位傳感裝置檢測損傷的無損檢測方法或技術2下列縮略語適用于本文件。ASIP-aircratstucturalintegrityprogram,飛機結構完整性大綱CDR—citicaldesignreview,詳細設計審查CPCP—corrosionpreventionandcontrolprogram,腐蝕防護與控制大綱10C-initialoperationalcapability,初始使用能力NDI—nondestructiveinspection,無損PDR—preliminarydesignreview,初步設計審查SRR—systemrequirementreview.系統(tǒng)要求審查WFD—widespreadfatiguedamage,廣布疲勞損傷SHM—structuralhealthmonitoring.結構健康檢測5一般要求5.1民用飛機結構完整性設計目的民用飛機結構完整性設計目的，是用盡可能小的經(jīng)濟成本，保證在飛機的整個設計使用壽命期內，結構安全性、結構能力、耐久性和可保障性處于期望的水平之上。民用飛機一般要求安全性、舒適性、可靠性、經(jīng)濟型、環(huán)保性及維護性，完整性設計目的如下a)規(guī)定與滿足使用安全性、適用性和CCAR25適航要求有關的結構完整性要求：b)確定、評估并驗證飛機的結構完整性：c)采集、評定并應用實際使用數(shù)據(jù)，以提供單機使用中結構完整性的連續(xù)評價：d)為制定用戶的維護供應和管理(檢查、維修、保養(yǎng)、退役等)計劃提供依據(jù)；e)為改進未來飛機的結構設計準則和設計方法、評估及驗證方法提供依據(jù)5.2民用飛機結構完整性設計主要任務民用飛機的使用效率，主要取決于飛機的飛行小時數(shù)或起落架次數(shù)，機體結構狀態(tài)是影響飛機使用效率的一個主要因素，為保持飛機高效的使用效率，應確定該型飛機機體結構的能力、狀態(tài)及其使用限制，應在飛機安全使用壽命期內及早發(fā)現(xiàn)機體結構或材料中潛在的問題，使之對飛機使用的影響減至最小。同時，還應制訂一個用以保障飛機安全的結構維修大綱，以保證及時按計劃檢查、修理或更換有壽命限制的機體結構。民用飛機結構完整性設計應包括下列五個相互聯(lián)系的工作任務a)設計資料；為滿足所要研制飛機的具體要求，確定設計中必須使用的準則；b)設計分析和研制試驗；確定所要研制的飛機在使用中必須經(jīng)歷的設計環(huán)境，以及機體結構對設計環(huán)境的響應；c)全尺寸試驗：用一系列地面試驗和飛行試驗來鑒定所設計飛機的機體結構設計的合理性；d)合格審定和用戶管理規(guī)劃：在飛機檢查、維修、更改和損傷評定等方面。由設計單位向適航部門和用戶提供飛機使用的管理工作中所要求的技術資料：e)用戶管理；為保證每一架飛機在其整個使用壽命期內的損傷容限和耐久性(或安全壽命),在飛機使用中必須由用戶執(zhí)行的工作。36.1設計資料(任務D6.1.1任務目的設計資料任務是把已有的理論研究、工程應用研究成果，以及所積累的飛機使用經(jīng)驗，應用到飛機材料選擇和結構設計準則中，使所研制的飛機能用恰當?shù)脑O計準則和預定的用途來設計，以滿足規(guī)定的使用要求。該任務應在飛機設計審查(PDR、SRR)階段盡早開始，在飛機壽命周期的各個階段陸續(xù)完成。6.1.2設計使用壽命和設計使用方法根據(jù)用戶需求和適航要求及進行強度、剛度、耐久性、損傷容限、腐蝕防護與控制等的初步設計和分析。還應根據(jù)飛機的使用要求，制定能真實反映預期服役使用情況的設計任務剖面、任務組合和環(huán)境暴露組合6.1.3結構設計準則飛機的詳細結構設計準則應根據(jù)總體設計要求來建立。這些準則應包括載荷、動力學、強度、耐久性、損傷容限、質量特性和其他規(guī)定的設計準則，并通過詳細設計審查(CDR)。6.1.3.2載荷準則應制定載荷準則，以確定所有嚴重的限制載荷情況。這些限制載荷是從允許的飛機飛行和地面使用中產生的，包括在飛機維護中、在預期可恢復的系統(tǒng)故障時以及在設計使用壽命期內出現(xiàn)的那些載荷。限制載荷乘以適當?shù)陌踩禂?shù)即可得到極限載荷。6.1.3.3動力學準則應建立準則，以保證飛機在批準的飛行包線內按要求的空速安全余量，對于所有的速度和高度組合。在所有構形下不發(fā)生顫振、旋轉顫振、發(fā)散和其他相關的氣動彈性或氣動伺服彈性不穩(wěn)定性。應建立準則，使飛機結構在整個設計使用壽命期內能承受由空氣動力和機械激勵引起的氣動聲載荷和振動6.1.3.4靜強度準則應建立準則，以保證飛機結構具有足夠的靜強度能力。這種能力要求，對于設計環(huán)境，在設計限制載荷下不出現(xiàn)有害變形或損傷，在設計極限載荷下不發(fā)生結構破壞。6.1.3.5耐久性準則民用飛機結構耐久性設計準則應滿足HB/Z413要求，以保證飛機結構能達到設計使用壽命，且使用維護經(jīng)濟可行。6.1.3.6損傷容限準則損傷容限設計應滿足HB8455要求，以保證機體結構在其設計使用壽命期內能安全地承受未發(fā)現(xiàn)的損傷。損傷容限準則應適用于所有飛行安全結構和用戶指定的其他結構。該準則應包括確定損傷類型、尺寸、方向、位置，并考慮壽命周期的所有階段，包括：材料加工、運輸、處理、制造、飛行操作和維護。該準則還應包括確定最小臨界損傷尺寸，以確保NDI或SHM作為有效的用戶管理選項。6.1.3.7質量特性準則應建立準則，以保證飛機能夠適應所有來源引起的氣動力、重心和慣量變化，包括：加油、燃油消耗、燃油傾卸、人員走動、大迎角和滾轉速率下燃油轉移等。應建立準則，以保證飛機能夠承受由于工具跌落、飛鳥撞擊、冰雹、跑道碎片、滑行道碎片和匝道碎片引起的外來物損傷。應建立準則，以保證飛機能夠承受雷擊和靜電放電。應為飛機水上迫降、應急著陸和墜撞建立準則。6.1.4耐久性和損傷容限控制應為飛機結構建立耐久性和損傷容限控制團隊，主要由來自工程、制造、質量保證、無損檢測、維護和其他參與飛機結構設計、工程發(fā)展、生產、結構認證和用戶管理的承包商和適航代表組成。應在飛機設計的早期評估與耐久性和損傷容限相關的設計概念、材料、重量、性能、成本權衡研究，并向用戶提交以便進行評估。6.1.4.2耐久性和損傷容限控制計劃制定與設計使用壽命相協(xié)調的耐久性和損傷容限控制計劃并按程序執(zhí)行。并應從斷裂力學、疲勞、材料和工藝選擇、環(huán)境保護、腐蝕防護與控制、結構設計、制造、質量控制、NDI、SHM以及概率方法等學科領域綜合考慮6.1.4.3關鍵件/工藝選擇和控制應制定準則，以選擇飛機結構關鍵件/工藝及其控制方法。對于非單傳力路徑的飛行安全結構件，應考慮材料和工藝的穩(wěn)定性、可生產性、設計概念、零件尺寸基準、何時確定是否應將零件劃歸為斷裂關鍵可追蹤件并因此要求相應的系列化和可追溯性控制。對于非飛行安全結構件，應考慮生產成本、可能的零件破損對完成任務的影響、可達性、易于檢查、維護成本、何時確定是否應將零件劃歸為耐久性關鍵件并因此要求附加的控制。應確保關鍵件/工藝清單隨著設計成熟得到更新。應確定程序和相關的技術指令以確保斷裂關鍵結構可追蹤件在其全壽命周期中得到適當?shù)目刂坪透櫋?.1.5腐蝕防護與控制腐蝕環(huán)境對飛機結構的疲勞壽命有著不可低估的影響。飛機結構的腐蝕防護與控制技術是一項系統(tǒng)工程，必須從設計、制造、使用、維護、直至退役這樣的一個全過程來考慮。它涉及結構布局、材料、工藝、表面處理及防護技術。飛機的腐蝕控制技術最關健的環(huán)節(jié)是飛機結構的抗腐蝕設計，它決定了飛機結構固有的抗腐蝕品質，在飛機的全壽命期內腐蝕控制工作中起著決定性的作用。生產制造是實現(xiàn)飛機腐蝕控制技術的根本保證，使用維護是保持和恢復飛機結構固有抗商蝕特性的重要措施?！案g防護與控制大綱”就是根據(jù)飛機結構的特點和所處的腐蝕環(huán)境，提出抗宿蝕設計要求和合理可行的腐蝕防護體系以及維修要求6.1.5.2腐蝕防護與控制計劃(CPCP)與設計使用壽命相協(xié)調的CPCP應由CPCT制定并按程序執(zhí)行。該計劃應明確CPC要求，列出適用標準，包含工藝/表面處理規(guī)范，解決可持續(xù)性和后勤保障問題。6.1.5.3腐蝕敏感性評估飛機結構腐蝕敏感性評估應由CPCT進行。該評估應考慮結構設計、材料、制造工藝、涂層、腐蝕防護系統(tǒng)、持續(xù)循環(huán)應力和預期使用環(huán)境，確定結構可能易受腐蝕的位置以及預期的腐蝕類型。評估結果將用于建立CPC要求并納入CPCP中。6.1.6無損檢測應制定無損檢測(NDI)大綱，并將適用的無損檢測方法貫徹到飛機設計、制造、試驗和使用的各個階段。應設立無損檢測要求監(jiān)查委員會，負責該大綱的監(jiān)督和執(zhí)行。該委員會應在設計階段的早期設立。以便從制造工藝控制和質量監(jiān)測的角度對產品的可檢性進行評估。該委員會還應負責審查和批準在結構維護計劃(FSMP)中所用的檢測方法及具備的檢測能力。6.1.7材料、工藝、連接方法和結構概念的選擇應選擇合適的材料、工藝、連接方法及結構概念，以設計制造安全、輕質、低成本的民用飛機結構，滿足CCAR25適航規(guī)章規(guī)定的強度、剛度、耐久性及損傷容限等要求。在使用新材料、新工藝、新連接方法及新結構概念(即那些以前未在民用飛機上使用過的)之前，應進行基于其穩(wěn)定性、可制造性、可檢性、可保障性和機械物理性能的評估，確定與之相關的風險及降低風險的措施。并應經(jīng)適航管理部門應對材料、工藝和連接方法選擇的成熟度進行評估，以確定是否達到了滿足系統(tǒng)性能和生產要求的一致且可重復的質量和預期成本。應通過規(guī)范、標準和生產指令建立和控制工藝參數(shù)和方法。6.1.7.3可生產性應對材料、工藝和連接方法選擇進行評估，以確定對性能、成本和質量沒有不利影響的大規(guī)模生產和生產率能否實現(xiàn)。材料、工藝和連接方法選擇應考慮生產過程中的可檢性。6.1.7.4表征機械和物理特性應對材料、工藝和連接方法選擇進行表征，以確定在使用生產工藝和連接方法的制造條件下，對于適當環(huán)境的機械和物理特性。關鍵機械特性包括但不限于：強度、延伸率、斷裂韌性、損傷擴展速率、疲勞、應力腐蝕和損傷擴展閾值。關鍵物理特性包括但不限于：密度、耐腐蝕性、損傷密度、表面反射率、熱穩(wěn)定性、熱膨脹系數(shù)、防火性能、流體阻力和表面粗糙度6.1.7.5結構性能的可預測性應對材料、工藝和連接方法選擇進行遷估，以確定是否建立了有效的分析方法和/或經(jīng)驗方法，以確保結構性能(例如：強度、剛度、耐久性、損傷容限)的準確預測。如果在選擇材料、工藝和連接方法時缺乏有效方法，則應制定風險降低措施6.1.7.6可保障性應對材料、工藝和連接方法選擇進行評估，以確定是否可以獲得在全壽命周期中考慮維持環(huán)境條件下具有成本效益的檢測和修理方法，或者能夠及時制定出相應的方法。如果在選擇材料、工藝和連接方法時缺乏保障方法，則應制定風險降低措施。6.2設計分析和研制試驗(任務II)6.2.1任務目的設計分析和研制試驗的目的是：a)確定飛機結構必須經(jīng)受的外載荷和使用環(huán)境；6b)基于以上載荷和環(huán)境進行飛機結構的初始和最終分析與試驗：c)確定滿足強度、剛度、耐久性和損傷容限要求的飛機結構形式和尺寸。試驗計劃、方法和進度安排應征得用戶和適航管理部門認可。6.2.2材料和接頭許用值在飛機結構設計分析中，應根據(jù)強度、剛度、耐久性和損傷容限等結構完整性要求，在己有材料許用值、代表結構典型特征的試樣/元件/構件試驗結果及設計和使用經(jīng)驗的基礎上，規(guī)定和驗證使用材料和接頭許用值。也可使用其他的數(shù)據(jù)源，但應首先經(jīng)訂貨方認可。對于新材料和那些沒有足夠可用數(shù)據(jù)的已有材料，應進行相關試驗以獲得數(shù)據(jù)并進行分析。在確定材料和接頭許用值時，應考慮材料性能的分散性。6.2.3載荷分析載荷分析應確定在結構設計準則規(guī)定的包線范圍內，飛機結構遇到的主要靜載荷及動載荷的大小和分布。該分析包括確定飛行載荷、地面載荷、發(fā)動機載荷、操縱系統(tǒng)載荷和武器效應等。必要時，該分析還應包括溫度、氣動彈性及飛機結構動響應的影響等。設計載荷應涵蓋所有可能對飛機結構任何部位產生高應力水平的受載情況6.2.4設計使用載荷譜應根據(jù)設計使用壽命和設計使用方法編制設計使用載荷譜，以確定飛機結構承受的載荷大小、載荷頻數(shù)和載荷順序。對于耐久性和損傷容限設計，應分別編制相應的設計使用載荷譜。必要時，應根據(jù)設計使用載荷譜及設計化學/熱/氣候環(huán)境譜，編制設計使用載荷/環(huán)境譜和飛一續(xù)一飛應力/環(huán)境譜，以支持本標準規(guī)定的各項分析和試驗任務。載荷譜基本方法和步驟如下：a)確定飛機典型任務剖面b)確定產生疲勞載荷的結構環(huán)境：c)確定不同飛行(和地面)狀態(tài)下的受載情況；d)進行結構載荷計算和應力分析：e)確定無順序的載荷(應力)譜；f把無順序載荷譜轉換成試驗譜和分析譜(程序塊譜或飛一續(xù)一飛譜)6.2.5設計化學/熱/氣候環(huán)境語應根據(jù)設計使用壽命和設計使用方法編制設計化學/熱/氣侯環(huán)境譜，以確定飛機結構經(jīng)受的環(huán)境強度、持續(xù)時間和出現(xiàn)頻率等。環(huán)境譜中應包括所有重要的腐蝕環(huán)境。根據(jù)飛機的具體使用情況，環(huán)境譜中可略去對結構損傷影響很小的腐蝕環(huán)境，或者對某些腐蝕損傷小的環(huán)境進行適當?shù)臍w并。為便于分析和試驗驗證，環(huán)境譜應作適當?shù)漠斄炕幚怼?.2.6應力分析總體應力分析旨在確定由作用于飛機結構上的外部載荷(包括動態(tài)載荷)所引起的應力(或內力)和應變(變形)分布，從而判斷機體結構承受各種嚴重載荷情況時，滿足規(guī)定的強度、剛度要求的能力?？傮w應力分析，除用于靜強度校核外，還作為耐久性(疲勞)與損傷容限分析、設計研制階段試驗項目的選擇、關鍵件關鍵部位的確定、材料選擇，以及強度驗證試驗中確定載荷情況等工作的基本依據(jù)。當飛機結構或受載情況發(fā)生顯著變化時，應重新進行應力分析?？傮w應力分析，既是全機或部件傳力分析的重要手段，也是局部強度校核和細節(jié)分析的基礎?？傮w應力分析根據(jù)結構布局、元件的受力狀態(tài)和傳力路線特點，進行合理的有限元模型簡化(包括有限元網(wǎng)格劃分、單元選取、邊界條件確定、載荷施加等),采用全機求解與部件求解相結合的形式。當結構線彈性應力分析有較多元件的應力超過材料的屈服應力時，應根據(jù)實際情況進行材料非線性應力分析。76.2.7靜強度分析飛機結構靜強度分析是強度設計的重要環(huán)節(jié)，是保證飛機能夠飛行的必要條件。靜強度分析應遵循a)所選擇的強度校核方法和計算軟件必須經(jīng)過鑒定和批準；b)在進行結構的穩(wěn)定性分析時盡量選用經(jīng)過試驗驗證的理論方法或比較保守的方法；c)材料性能必須嚴格按照有關規(guī)定選取，并考慮溫度的影響：d)每個結構件在進行強度校核時必須考慮到所有的受載情況；e)除考慮一般的不確定系數(shù)外還必須考慮特殊(附加)系數(shù)如鑄件系數(shù)、擠壓系數(shù)、接頭系數(shù)等；f對于用塑性較好的材料制成的零件在受彎曲或扭轉時，當應力超過材料的屈服應力甚至極限應力時，可以考慮塑性修正：g)安全裕度M.S≥0;為了確保安全和減輕結構重量，安全裕度應嚴格控制；如果個別部位有特殊的要求，可以適當增大安全裕度；h)靜強度計算中結構的幾何尺寸一般取名義尺寸：0)對于不滿足強度要求的部位，必須明確列出并提出相應的結構更改建議。6.2.8耐久性分析應進行耐久性分析，以證明結構是否滿足耐久性要求。耐久性分析中應采用基于設計使用載荷譜和設計化學/熱/氣候環(huán)境譜要求的設計飛一續(xù)一飛應力/環(huán)境譜。耐久性分析包括廣布疲勞損傷起始分析和經(jīng)濟壽命分析，要求如下：a)廣布疲勞損傷起始分析。應考慮影響典型結構廣布疲勞損傷起始發(fā)生的所有因素，包括初始質量及其變化、化學/熱/氣候環(huán)境、載荷順序與環(huán)境相互作用、材料性能變化以及分析的不確定b)經(jīng)濟壽命分析。應考慮影響裂紋或當量損傷尺寸大到必需采取維護措施所需時間的所有因素。6.2.9損傷容限分析對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構給出允許的最大損傷尺寸，以保證結構在給定的使用壽命期限內或檢修周期內，不至由于未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其他損傷的擴展而出現(xiàn)災難性的破壞事故。應進行包括裂紋擴展和剌余強度分析在內的損傷容限分析，以證明結構是否滿足損傷容限要求。在損傷擴展分析和驗證試驗中，應采用基于6.2.4和6.2.5要求的設計飛一續(xù)一飛應力/環(huán)境譜。應根據(jù)已有的斷裂試驗數(shù)據(jù)和基本斷裂許用值數(shù)據(jù)，進行臨界裂紋尺寸、剩余強度、安全損傷擴展周期及檢查間隔的分析計算。6.2.10腐蝕評估應進行腐蝕評估，以識別同腐蝕防護與控制大綱中確認的腐蝕類型有關的失效模式，并確定該失效模式對結構完整性的影響。應特別關注飛行安全結構和任務關鍵結構中腐蝕損傷會引起疲勞裂紋起始和導致應力腐蝕開裂的部位，尤其是那些腐蝕會加速廣布疲勞損傷起始的部位。在飛機結構設計中應考慮將這些評估結果用于評定結構檢查的可達性、確定修復極限以及保證構件的可替換性(必要時)等。6.2.11聲耐久性分析應進行聲耐久性分析，以保證飛機結構在整個設計使用壽命期內能抵抗聲疲勞開裂。該分析應確定潛在危險聲源的聲環(huán)境強度，并應確定包括顯著熱效應在內的動響應。潛在危險聲源包括(但不限于)發(fā)動機噪聲、素流和分離流內的氣動噪聲、空腔諧振及局部報動誘導的噪聲等。應進行振動分析，以根據(jù)飛機不同區(qū)域的振動水平來預計綜合環(huán)境。振動分析以及耐久性分析(6.2.8)應表明，每一分析區(qū)域的結構在整個設計使用壽命期內能抵抗因振動載荷引起的開裂。此外該分析還應表明，在飛機整個設計使用壽命期內，振動水平不應對空勤人員的工效性、乘員的舒適性和設備的可靠性造成不可接受的影響。6.2.13氣動彈性和氣動伺服彈性分析應進行氣動彈性和氣動伺服彈性分析，以確定飛機的顫振、發(fā)散和其他氣動彈性或氣動伺服彈性不穩(wěn)定性的特性。該分析的主要目的是評估潛在的氣動彈性不穩(wěn)定性和氣動伺服彈性不穩(wěn)定性，并驗證飛機結構在所有設計條件下是否滿足規(guī)定的氣動彈性空速余量要求、阻尼要求和氣動伺服彈性穩(wěn)定格度要求。此外，還應進行設計故障條件下的分析。6.2.14質量特性分析應進行質量特性分析，以確定飛機的重量和配平。這種分析應基于對飛機設計、構造以及初始使用能力(0OC)形成時使用情況的評估。此外，應制定質量特性控制與管理計劃，并在整個飛機壽命期內貫徹實施。6.2.15設計研制試驗應進行設計研制試驗，以確定材料、工藝和接頭許用值；完善和/或驗證分析方法和工藝；獲得許用應力水平、材料選取、連接方法、設計化學/熱環(huán)境譜影響的早期評估：通過風洞試驗確定氣動彈性和載荷特性：獲得關鍵結構部件和組件的強度、耐久性、疲勞(聲和振動)、耐腐蝕性能、損傷容限能力的早期評估。設計研制試驗的典型試驗件有：試件，膠接、接頭和配件等元件，蒙皮和桁條面板、框架和蒙皮面板等子組件，機翼連接接頭、平尾主軸、機翼大梁等組件，以及裝配件等。試驗計劃應包括選擇試驗的根據(jù)以及不進行試驗的影響、試驗件描述、試驗步驟、試驗載荷和試驗持續(xù)時間、試驗數(shù)據(jù)采集要求、NDI和/或SHM的使用、試驗費用和進度安排等。6.2.15.2復合材料結構研制試驗對于由復合材料和/或包含粘接接頭或組合件制造的結構設計，其設計研制試驗應采用積木式方法積木式試驗大綱應包含足夠的試驗，以表征材料、工藝和制造可變性的影響，以及由此產生的對機械性能的影響。試驗應考慮設計載荷和環(huán)境，以確定所有潛在的失效模式，環(huán)境對失效模式的影響、以及與環(huán)境有關的補償許用值。進行積木式試驗，還應確定制造和服役中產生的損傷的臨界尺寸、位置和影響，并評估生產中和外場NDI檢測和監(jiān)控損傷的能力。修理方法研究和驗證也應是積木式試驗大綱的一部分。對于在服役周期中預計的所有關鍵部位以及所有的關鍵溫度和最嚴重濕度條件，應進行適當大小的子組件和組件的設計極限載荷試驗，獲得應變測量值，并與使用與試驗環(huán)境相關的材料許用值的分析預計進行比較。如果未獲得可接受的分析相關性，應進行附加的分析方法研究和試驗，直到得到滿意的分析相關性。在積木式試驗大綱中，如果環(huán)境補償法和環(huán)境空氣條件法之間的失效模式發(fā)生變化，則應在6.3.2.5.3或6.3.2.5.4中進行說明(如果選擇了其中一種全尺寸靜力試驗方法)6.2.15.3耐久性試驗持續(xù)時間耐久性試驗持續(xù)時間應足以確定WFD起始和EIDS分布的初始估計。應進行腐蝕試驗。以評估對于明確的使用環(huán)境和結構設計中使用的材料和工藝、結構設計以及連接B方法，滿足設計使用壽命要求的腐蝕防護系統(tǒng)的有效性。應對代表性結構和類似的傳統(tǒng)飛機防護系統(tǒng)進行對比試驗，以評估腐蝕防護系統(tǒng)的替代方案。試驗結果應用于確定CPCP中的CPC要求。6.2.16結構風險分析應使用在6.2.15.3中確定的EIDS分布并結合類似飛機的數(shù)據(jù)(適用時)進行結構風險分析。該分析應證實在飛機設計使用壽命乘以規(guī)定系數(shù)的周期內不發(fā)生WFD起始和喪失破損安全。該分析應確定，當破損安全喪失的風險變得不可接受時，超出設計使用壽命的時間。對于非破損安全結構，該分析應確定，當要求的安全檢查和/或更改會導致飛機可用性和/或經(jīng)濟后果被判定為不可接受時，超出設計使用壽命的時間。所有影響風險的重要變量應包括在風險分析中，如：EIDS分布、載荷譜、化學和熱環(huán)境、材料性能、NDI或SHM檢出概率等。6.2.17經(jīng)濟使用壽命分析應進行經(jīng)濟使用壽命分析，以證實飛機結構經(jīng)濟使用壽命大于設計使用壽命乘以規(guī)定系數(shù)。該分析應考慮所有損傷類型以及需要進行維護的結構退化。該分析應確定與其他備選方案(如；結合設計變更并強加低于設計要求的使用壽命限制)比較的，為保持結構完整性所需的目視檢查、NDI、SHM、修理翻新、更改、部件更換以及腐蝕防護與控制的費用。6.3全尺寸試驗(任務I)該任務的目的是通過一系列地面和飛行試驗，幫助確定結構設計的充分性。試驗計劃、程序和進度安排應得到適航管理部門批準。試驗結果用于驗證或修正分析方法和結果，并證明要求得到了滿足。6.3.2靜力試驗應在一架裝有測試設備的飛機上，用模擬由嚴重飛行和地面操作情況導出的載荷，進行靜力試驗。對于使用環(huán)境產生顯著熱效應的情況，除了在飛機結構上施加機械載荷外，還應模擬熱環(huán)境的影響。靜力試驗的主要目的是驗證或修正靜強度分析，并證明飛機結構的設計限制強度能力和設計極限強度能力。不進行全尺寸極限載荷靜力試驗一般是不可接受的。然而，如果滿足下列條件之一，并得到采辦方特別批準，則不需要進行單獨的全尺寸靜力試驗a)飛機結構及其載荷與先前經(jīng)全尺寸試驗驗證過的飛機結構基本相同：b)飛機結構的強度裕度(特別對于穩(wěn)定性關鍵結構)已經(jīng)通過主要部件(例如；整個機翼、機身和/或尾翼部件)試驗得到了證明c)在每架要操作飛行的飛機上，對于足夠數(shù)量的使用情況，進行達到足夠載荷水平的強度演示驗證試驗。這些驗證試驗應證明變形要求得到了滿足，并用于驗證或修正應力和強度分析。對于重要修理、大量返工和修復、以及改變結構傳力路徑或結構概念發(fā)生顯著變化的部件更改，應對受影響部件進行極限載荷靜力試驗6.3.2.2試驗件選擇試驗件應是工程制造和研制階段(EMD)早期的試驗飛機結構，并應代表使用構形(包括所有重要的結構細節(jié))和制造工藝。不要求試驗件包含系統(tǒng)，但試驗件必須包含系統(tǒng)連接結構和代表使用構型和制造工藝的相關細節(jié)。如果試驗件和生產型飛機之間存在顯著的設計、材料和制造變化，則應進行附加試驗件或選擇的部件和組合件的靜力試驗6.3.2.3進度要求應合理安排全尺寸靜力試驗和/或強度演示驗證試驗，以便在足夠的時間內完成試驗，以保證按計劃要求支持飛行許可和/或取消飛行試驗和服役使用飛機的飛行限制。6.3.2.4試驗質量評估應對基于分布式氣動載荷的靜強度計算與靜力試驗加載方法之間的差異進行評估，以評定試驗質6.3.2.5復合材料結構靜力試驗對于由復合材料制成和/或包含粘接接頭或組件的結構設計，按照優(yōu)先順序，下列方法之一應適用于其靜力試驗，并應得到采辦方批準。6.3.2.5.2設計環(huán)境條件下試驗到設計載荷環(huán)境預處理試驗件到最嚴重環(huán)境影響組合(例如，溫度、濕度),并在這些條件下試驗到設計限制載荷和設計極限載荷。6.3.2.5.3室溫環(huán)境空氣條件下試驗到設計載荷在室溫環(huán)境空氣條件下試驗到設計限制載荷和設計極限載荷，獲得所有關鍵部位的應變測量值。關鍵部位設計極限載荷情況下測量的應變應與分析預計進行比較，該分析預計采用與試驗環(huán)境相關的材料許用值和經(jīng)6.2.15.2驗證的分析方法和程序。比較結果應用于6.3.8的試驗結果的解釋和評估以及6.4.2.1的合格審定分析6.3.2.5.4室溫環(huán)境空氣條件下試驗到超過設計載荷的載荷在室溫環(huán)境空氣條件下試驗到超過設計限制載荷和設計極限載荷的載荷。施加到設計載荷上的系數(shù)應基于與靜力試驗環(huán)境相比的最嚴重的環(huán)境補償許用值?？紤]到在完成所有要求的試驗載荷工況前試驗件失效的可能性，選擇此方法應要求采取風險化解措施。6.3.3首飛前地面驗證試驗6.3.3.1質量特性試驗應進行質量特性試驗，以驗證或修正飛機重量和平衡預測。6.3.3.2功能驗證試驗應進行功能驗證試驗到設計限制載荷，以證明飛行關鍵結構系統(tǒng)、機構和部件的功能，其正確使用是安全飛行所必要的。這些試驗應證明變形要求得到滿足。6.3.3.3壓力驗證試驗每架增壓飛行飛機的每個增壓艙均應進行壓力驗證試驗到最大壓力限制載荷。這些驗證試驗應證明變形要求得到滿足，并用于驗證或修正應力和強度分析6.3.3.4強度驗證試驗當全尺寸靜力試驗計劃在首飛前不允許進行充分試驗時，或當全尺寸試驗不能充分證明強度能力時，或當不會不合理地限制飛機情況下限制飛機部件載荷的飛行限制可能難以實現(xiàn)時，應對選擇的飛機結構部件和系統(tǒng)(例如，飛行操縱面、液壓系統(tǒng))進行強度驗證試驗。6.3.3.5飛行操縱面質量平衡、剛度和自由間隙試驗應進行飛行操縱面剛度和自由間隙試驗，以驗證或修正顫振分析以及保證安全自由間隙限制。這些試驗應在地面振動試驗之前進行，并應針對設計故障和正常狀態(tài)兩種情況進行。用于防止氣動彈性不穩(wěn)定性的飛行操縱面質量平衡應指定為飛行安全結構。此外，應測量飛行操縱面的質量和慣量，以支持顫振分析并驗證或修正質量特性分析。6.3.3.6地面振動試驗應進行地面振動試驗，以驗證或修正飛機固有頻率、振型和結構阻尼的分析預測。試驗結果應與氣動彈性分析中使用的結構模態(tài)相關聯(lián)。應對飛機支撐系統(tǒng)進行評估，以確保飛機剛體模態(tài)不會干涉飛機彈性模態(tài)的捕獲。部件地面振動試驗應在飛機裝配之前進行，并應離全尺寸飛機試驗足夠前，以便在必要時允許改變結構模型。6.3.3.7氣動伺服彈性試驗應進行包括開環(huán)傳遞(頻率響應)試驗和閉環(huán)耦合(結構響應)試驗的氣動伺服彈性地面試驗，以與氣動伺服彈性分析相關聯(lián)并對其進行驗證或修正。6.3.4飛行試驗飛行試驗應在一架全面改裝測試設備并校準的飛機上進行，以驗證或修正飛行和地面載荷、動響應、顏報、氣動聲學和振動的分析預測。同時，應安排一架生產計劃后期生產的飛機作為備份飛機，并改裝與初期試驗飛機類似的測試設備6.3.4.2飛行和地面載荷測量應在一架改裝有測試設備并經(jīng)校準的飛機上實施飛行和地面載荷測量，在其結構設計限制包線內至包線邊界飛行，測量由此產生的載荷，如果適用，還要測量飛機結構上相關的溫度分布。載荷測量應采用與現(xiàn)有技術相當?shù)膽冇嫹ɑ驂毫y量法以逐步逼近的方式進行。載荷測量目的是：a)驗證或修正用于飛機結構設計的結構載荷和熱分析；b)評估產生嚴重結構載荷和溫度分布的受載情況；c)確定和定義可疑的新的嚴重受載情況，這些情況可以通過研究在設計限制包線內的結構飛行情況來識別。6.3.4.3動響應試驗應在一架改裝有測試設備并經(jīng)校準的飛機上進行動響應試驗，測量飛機在穿過大氣素流時，在滑行、起飛、著陸、牽引、空中加油、外掛物投放過程中，以及其他動態(tài)事件的結構載荷和輸入?yún)?shù)。目的是獲得結構對這些動態(tài)載荷輸入的彈性響應特性的飛行評估，并驗證或修正動態(tài)分析。6.3.4.4額振試驗應進行飛行顫振試驗，以驗證飛機結構在整個飛行使用包線內不發(fā)生氣動彈性不穩(wěn)定性，并有滿意的阻尼。試驗飛機應改裝有足夠的測試設備，應采用可接受的飛行激振方法以確定每種飛行試驗狀態(tài)下主要關注模態(tài)的頻率和阻尼大小。試驗應在預定的由馬赫數(shù)和高度定義的試驗點上，按危險程度遞增的規(guī)定順序進行。對裝有飛行控制增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機，氣動伺服彈性穩(wěn)定性飛行試驗應與顫振飛行試驗一起進行。應對飛行載荷和顫振飛行試驗飛機的飛行操縱面進行自由間隙測量，以確定自由間隙因磨損的增應對基于分布式氣動載荷和設計耐久性載荷/環(huán)境譜的耐久性計算與耐久性試驗加載和譜截取方法之間的差異進行評估，以評定試驗質量。6.3.5.5損傷檢測和監(jiān)控目視檢查、NDI和SHM(當使用時)應作為全尺施這些技術的損傷檢測和監(jiān)控計劃應獲得采辦方批準。損傷檢測和監(jiān)控的目的應是：盡可能傷，提供損傷擴展數(shù)據(jù)，以及使試驗期間不曾預料到的災難性失效的風險最小。在全尺寸耐久性試驗結束時(包括排定的損傷容限試驗和/或剩余強度試驗),應實施拆解檢查和評估。拆解檢查和評估應包括仔細和刻意地拆解整個耐久性試驗件，并在拆解時密切目視檢查件。應對設計時確定的關鍵區(qū)域以及試驗時確定的其他關鍵結以獲得驗證或修正損傷擴展分析的損傷擴展數(shù)據(jù)，并幫助評估飛機結構的初始質量。EIDS分布應來自試驗以及拆解檢查和評估時發(fā)現(xiàn)的損傷。在拆解之前，應考慮評估適用于外場飛機的預期NDI方法的6.3.6損傷容限試驗應采用重復施加飛一續(xù)一飛設計損傷容限載荷/環(huán)境譜的方法進行損傷容限試驗，以驗證或修正損傷容限分析。對于使用環(huán)境呈現(xiàn)明顯熱效應的飛機結構，應在施加載荷的同時，模擬熱環(huán)境現(xiàn)有的試驗件上(如設計研制試驗的試驗件和全尺寸耐久性試驗的試驗件)進行損傷容限試驗。必要時，應選擇、制造和試驗另外的結構部件和組件。6.3.7氣候試驗應進行全尺寸系統(tǒng)級氣候試驗，以確定潛在的腐蝕問題。應確定流體源、沉積液區(qū)和不6.3.8試驗發(fā)現(xiàn)問題的解釋和評估應分析在本標準描述的試驗中發(fā)生的每一個問題，以確定根本原因。發(fā)現(xiàn)問題的例子包于；載荷、應變、應力、位移、振動、重量比預計的大，剛度、頻率或振型與預計的不效，裂紋，分層，脫粘，WFD起始，腐蝕，磨損，軸襯移位，以及不合適的排液路徑。試驗結果應用于修正本標準描述的各類分析直到滿足可接受的相關性。修正的分析應用于確定是否需要采取糾正措施，以滿足強度、剛度、耐久性、損傷容限和其他規(guī)定的要求。對于每一項需要采取的糾正定解決問題選項的成本、進度和飛機可用性影響，并應進行風險分折，以確定糾正措制(例如：過載限制、重量限制、空速限制、減小的認證使用壽命)6.3.9試驗發(fā)現(xiàn)問題的解決由糾正試驗發(fā)現(xiàn)結構問題而引起的成本、進度和飛機可用性影響應用于做出重大項目決策(如重大的重新設計、項目取消、懲罰、縮短認證使用壽命或削減飛機數(shù)量),并確定糾正措施(如生產設計變更、結構修改和/或附加的結構維護要求),以滿足強度、剛度、耐久性、損傷容限和其他規(guī)定的要求。為滿足規(guī)定要求，由全尺寸試驗結果得出的設計變更或結構修改應通過分析和適當?shù)牟考Ⅱ灱暮罄m(xù)試驗來證實6.4合格審定和用戶管理規(guī)劃(任務IV合格審定基于任務I~任務Ⅲ的結果，采用與地面和飛行試驗相關的設計分析方法。為保持結構認證狀態(tài)，應制定適當?shù)挠脩艄芾聿呗?，為在任務V下維持期間發(fā)生的用戶管理執(zhí)行做準備。用戶管理規(guī)劃取決于結構能力的正式文件、結構維護計劃的創(chuàng)建、數(shù)據(jù)采集及信息反饋的開發(fā)，并將結果納入技術指令。6.4.2合格審定分析6.4.2.1基本要求合格審定分析是根據(jù)地面和飛行試驗結果，對設計分析(6.2)進行修正，以解決分析和試驗之間存在的不一致問題。相關設計研制試驗(6.2.15)、全尺寸試驗(6.3)以及試驗結果解釋和評估(6.3.8)應是合格審定工作的基礎。合格審定分析為制定保證飛機安全使用所需的使用限制、操作程序和維護要求等文件提供工程原始數(shù)據(jù)。合格審定分析的批準標志著飛機結構合格審定的完成。應進行風險分析，并應將結果用于初步的合格審定中。該分析的目的是確定ASIP各項任務對飛機結構可靠性的影響，并驗證達到了飛機結構可靠性要求6.4.2.3量化分析精度應將6.2的分析與6.2.15和6.3給出的試驗結果進行比較，以概率量化的形式給出分析精度，并形成文件，以支持飛機結構合格審定。6.4.3強度概要和使用限制應把最終分析和其他有關的結構數(shù)據(jù)概括成強度概要和使用限制文件，該文件應能清晰地描述以使用參數(shù)表示的主要結構特性、限制和能