复合材料结构适航知识培训

复合材料结构适航知识2023年1月17日适航性技术研究室中航工业综合所目录

FAA近期对复合材料开展的适航研究工作AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析民机结构复合材料结构适航性要求民机结构复合材料结构适航符合性验证要求民机复合材料结构适航符合性验证文件简述民用飞机复合材料结构适航设计要求和符合性方法总结一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作CSCI的FAA人员和合作伙伴CSCI项目涉及的技术领域CSCI项目的研究成果CSCI项目的研究工作的重要里程碑一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作CSCI的FAA人员和合作伙伴1999年开始FAA开始执行“复合材料安全性和合格审定研究项目”，简称CSCI。FAA参与CSCI的人员技术中心合格审定中心（小飞机、大飞机、直升机、发动机）标准化部门飞行标准部门ACO和MIDO其他人员一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作CSCI的FAA人员和合作伙伴CSCI项目FAA的合作伙伴美国国家航空航天局（NASA）

自2003年以来，NASA的AGATE与FAA深入合作，在FAA政策说明（PS）和指南资料(AC、技术文件)方面深入合作。美国国防部（DOD）DOD的MIL-HDBK-17（CHM-17）组织在共享试验数据库方面进行深入合作，含材料和工艺管理、设计特性方面。他们之间合作超过了30年。ASTM（试验标准方面）汽车工程师协会（SAE）SAE的AMS-17委员会在材料规范和工艺信息方面与FAA合作10年以上。欧洲航空安全局（EASA）和其他人员一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作2.CSCI项目涉及的技术领域a)材料材料控制、材料标准化、共享数据库、美国国防部（DOD）b)结构验证分析和试验的积木式方法、统计基础、环境影响、制造集成C）损伤容限和维护实施关键缺陷（冲击损伤和构型）、胶接结构和修理问题、疲劳和损伤容限考虑、寿命评估（试验和分析）、加速试验、结构分解老化研究、NDI损伤技术、等效安全水平、培训标准d）胶接接头加工问题e)先进材料的成型和加工f）适坠性和阻燃性一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作3.CSCI项目的研究成果a)

FAA的指南资料2009年9月颁布了AC20-107B《飞机复合材料结构》2个其他咨询通报(AC23-20等)6个政策备忘录（PS）b)

FAA的活动进行了11次研讨、开发了3个培训项目C）其他技术成果2份技术文件MIL-HDBK-17《复合材料手册》的更新（到F版及G版本）SAECACRC的技术标准60余份技术研究报告一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作4.CSCI项目的研究工作的重要里程碑a)

1999年材料鉴定和等效政策材料选择指南政策b)2001年静强度验证政策C）

2002年直升机疲劳和损伤容限的新规章和新ACMIL-HDBK-17的F版d)2003年更新材料鉴定和等效政策复合材料合格审定路线图技术文件预浸料的材料和工艺规范AC一、FAA近期对复合材料开展的适航研究工作4.CSCI项目的研究工作的重要里程碑e)

2004年次要结构的政策f)2005年胶接结构政策g）2005年-2009年MIL-HDBK-17的G版(2009年9月份完成MIL-HDBK-17的合格审定和符合性章节、增加了第6册《夹芯复合材料》)h)2008年9月份高能冲击白皮书i)2009年8月份AC20-107B《飞机复合材料结构》二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析

A版和B版的章节对比A版和B版的“总则”章对比“材料和制造开发”章的对比“结构验证-静强度”章“结构验证-疲劳/损伤容限”章“结构验证-颤震和其他气动弹性稳定性”章“持续适航”章“其他考虑”章“附录3复合材料和/或工艺的变化”二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析

1.A版和B版的章节对比AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版的章节内容安排基本相同，但是B版增加了2章、增加了一个附录、较大调整了A版第9章“附加考虑”的内容，即：增加了第2章“适用对象”（A版隐含了内容，与B版的内容一致）增加了第10章“持续适航”（原为A版第9章“附加考虑”G和H款）增加附录3“复合材料和/或工艺的变化”A版第9章“附加考虑”A版第9章“附加考虑”的D款“结构保护”、E款“质量控制”、“生产规范”调整到了B版第6章的E款“结构防护”、A款“材料和工艺控制”的第（5）段、B款“制造实施”。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析1.A版和B版的章节对比较多增加内容的章节：第六章“材料和制造开发”（材料、工艺、质量的鉴定及其波动）第七章“结构验证-静强度”章（金字塔方法）第八章“结构验证-疲劳/损伤容限”章（复合材料损伤容限理论、冲击损伤、损伤）二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析2.A版和B版的“总则”章对比“总则”共3段，2个版本的结构内容都基本相同。只是B版第2段增加了一句内容。B版第2段增加的内容：对特定飞机所用的复合材料和工艺，有其独特因素（如环境敏感性、各向异性、非均质性），可能难于确定结构的破坏载荷、模式和部位。这种判定的可靠性取决于制造或修理工艺所产生结构细节的重复性。增加的内容只是进一步解释复合材料技术，没有增加适航要求。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析3.“材料和制造开发”章的对比增加了总要求（第6章各款之前）；在“质量控制”的基础上扩充为A款“材料和工艺控制”，要求有很大提高。此要求针对最近对复合材料/工艺的鉴定和等效工作等的深入研究结果。在“生产规范”基础上扩充为B款“制造实施”，要求有一定提高。增加了C款“胶接结构”，内容很多。D款“环境考虑”部分，2版内容基本相同。E款“结构保护”，解释内容增加较多。F款“设计值”，解释内容增加较多。G款“设计细节”解释内容增加较多二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析3.“材料和制造开发”章的对比本章在A版的基础进行了大量调整，对大部分内容进行了补充。其中对有些内容补充较多，还有部分内容要求提高较多（如材料和工艺）。本章修改是本次修改的重点内容。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析4.“结构验证-静强度”章对本章要求，2版的章节安排基本一致，但是B版增加了“总要求（在各款之前）”和G款“材料和工艺的较大变化”。B版的B款“积木式”方法，可以说是A版B款“静强度试验”部分内容的展开，实质上是对F款“系列试验”的展开。此部分补充了大量内容，且要求大幅度提高。（现在要求一定用“积木式方法”。）E款“与金属结构相比材料和工艺的波动性”。B版的要求比A版有较大提高。增加了质量体系要求、试验要求、增加了超载系数要求。F款“冲击损伤”。在A版的内容简单笼统，B版内容充实，解释内容更多。但是2版的要求基本一样，且A版的内容在内在B版还在。B版针对“材料和工艺的变化”增加了G款（为B版附录3）。此部分内容是B版补充的主要内容之一。本章主要提高的要求为：积木式方法、材料和工艺的较大变化要求。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析5.“结构验证-疲劳/损伤容限”章对本章要求，2版的章节安排基本一致，不过B版增加了“总要求（各款之前）”、（1）段“损伤和损伤识别”、（5）段“重复载荷谱”、C款“损伤容限与疲劳的联合评定”。A款“损伤容限评估”。分为9段，B版进行了大量补充，最主要补充在“损伤和损伤识别”、“确定损伤扩展敏感性—损伤容限机理”。并用这些新理论对其他段落进行了修改。本款是B版的主要补充之一。B版本部分要求比A版增加了很多指南资料，技术要求也有一定提高，特别是在这些方面进行了重点补充指南：损伤分类、损伤识别、损伤扩展类型、剩余强度评定、检查程序制定、损伤容限与疲劳的联合评定等。本章是本次修改的重点内容。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析6.“结构验证-颤震和其他气动弹性稳定性”章对本章要求，2版的名称不一致：A版为“结构验证-颤震”B版为“结构验证-颤震和其他气动弹性的稳定性”A版的本部分要求变为B版本部分要求的A款。另外还：A版的本部分要求第一句要求增加了“使用损伤事件”。对A版的本部分要求第一句要求增加了补充解释B版本部分增加了“总要求”。B版本部分要求比A版更清晰，特别是增加了“使用损伤事件”。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析7.“持续适航”章B版的本章是新加内容，源于A版的第9章“附加考虑”的G和H款。A版的第9章“附加考虑”的G款“检查和维护”，成为B版本部分B款“维护操作”的前半句话。B版在对此句话进行了大量补充的基础上，还分为4部分进行了进一步补充，即：损伤检出、检测、修理、制定文件和提供报告A版的第9章“附加考虑”的H款“修理的验证”，成为B版本部分C款“修理的验证”（1）段的第一句话。在B版此部分（1）段，对A版的第一句话进行了大量补充；在B版此部分（2）段，对超范围修理进行了规定。此外B版本章补充了“总要求”、A款“维护设计”、D款“人员资格”（损伤检出、检测和修理）B版本部分要求比A版增加了大量指南，实质要求增加并不太多。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析8.“其他考虑”章（范围缩小、内容增加—主要针对机身）B版此部分内容原在A版的第9章“附加考虑”的A款“冲击动力”、B款“阻燃性”和C款“闪电防护”。在“适坠性”部分，B版除了内容外，还增加了“总要求”和8段要求。指南内容比A版多很多。B款“阻燃性”包括2段要求。B版把A版相应部分第2段要求进行了全部改写。原先笼统的给出了要求和详细给出了验证方法。B版保留了A版的部分要求（部分结构的耐火要求），删除了具体方法。把原第2段改写为第2至第6等5个段落。针对最新航空技术成果进行了大量补充。B版本部分增加了“总要求”。在“防火”部分，B版把补充了大量内容。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析8.“其他考虑”章

C款“闪电防护”。B版要求缩小了A版要求的适用范围。在“闪电防护”部分，B版补充了较多解释性内容，把闪电防护要求按专业/系统进行了分解，要求更有针对性，分为：结构完整性、燃油系统和电子/电气系统。

B版“其他考虑”章要求比A版增加了大量指南，实质要求增加并不太多。二、AC20-107《飞机复合材料结构》的A版和B版对比分析9.“附录3复合材料和/或工艺的变化”

B版本部分要求在A版中没有（实际有此要求，只是提的不明显）。现在根据复合材料在材料和工艺方面的最新技术发展，制定了本附录要求。三、民机结构复合材料结构适航性要求

大型民用飞机适航要求（CCAR25《运输类飞机适航标准》）简介民机复合材料结构适用的适航性条款及分类分析民机机翼复合材料结构适航性条款释义民机机翼复合材料重点适航性条款进一步研究三、民机结构复合材料结构适航性要求1.

CCAR25《运输类飞机适航标准》简介

针对不同的航空产品有不同的适航要求。主要的适航要求有:小型民用飞机：CCAR23大型民用飞机：CCAR25小型民用直升机：CCAR27大型民用直升机：CCAR29民用航空发动机：CCAR33民用航空机载设备：TSO其他实际上上最主要的适航要求是“大型民用飞机适航要求：CCAR25《运输类飞机适航标准》。CCAR25是我国的适航要求，美国相应的适航要求是FAR25部，欧洲相应的适航要求为CS25。此3个要求基本一致。

三、民机结构复合材料结构适航性要求1.

CCAR25《运输类飞机适航标准》简介

分部分部名称条款数A分部总则3B分部飞行41C分部结构66D分部设计与构造86E分部动力装置90F分部设备59G分部使用限制和资料34H分部电气线路互联系统17总计398附录12三、民机结构复合材料结构适航性要求1.

CCAR25《运输类飞机适航标准》简介–C分部“结构”（实际为强度/载荷）

本分部包括66个条款，分为10节。总则25.301—25.3074个条款。载荷、布局、安全系数、强度和变形、结构符合性证明飞行载荷25.3211个条款。飞机总体性载荷飞行机动和突风情况25.331—25.3519个条款。飞机总体性载荷。飞行包线、设计空速、突凤等补充情况25.361—25.3736个条款。发动机扭矩、增压舱载荷等。操作面和操纵系统载荷25.391—25.45913个条款。操纵面、铰链、系统、驾驶力、调整片、双和次系统等。地面载荷25.471—25.51919个条款。各种布局、着陆、刹车、牵引水载荷25.521—25.5379个条款。船体和浮筒。附录应急着陆23.561-23.5633个条款。静态和动态要求疲劳评定25.5711个条款。损伤容限、疲劳要求闪电防护25.5811个条款三、民机结构复合材料结构适航性要求1、

CCAR25R4内容简介–D分部“设计与构造”（实际为结构）

本分部包括86个条款，分为11节。总则25.601—23.63113个条款。材料、制造方法、结构保护、可达性、设计值、系数、疲劳、颤震操作面25.651—23.6573个条款。强度、铰链、安装。操纵系统25.671—23.70314个条款。系统各部分的要求，含试验起落架25.721-23.7377个条款。落震试验及各部分要求。机轮、轮胎、刹车、操纵浮筒和船体25.751—25.7553个条款。力、设计、船体载人和装货设施25.771—25.79514个条款。驾驶舱、舱门、乘客设施、货舱、保安事项应急设施25.801—25.82112个条款。应急设施、过道等通风和加温25.831—25.8333个条款。通风、臭氧浓度增压25.841—25.8432个条款。增压舱及试验防火25.851—25.86912个条款。灭火瓶、有人舱、无人舱、加温器、可燃液体、特殊飞行结构其他25.871—258993个条款。定水平设施、静电防护等。三、民机结构复合材料结构适航性要求2、民机复合材料结构适用的适航性条款及分类分析

a)民机复合材料结构适用的适航性条款（按AC20-107B）。序号分部条

款1C分部“结构”25.305强度与变形225.307结构符合性的证明325.561应急着陆的总则425.562应急着陆动力要求525.571结构的损伤容限和疲劳评定/23.573(a)(a)复合材料机体结构625.581闪电防护三、民机结构复合材料结构适航性要求2、民机复合材料结构适用的适航性条款及分类分析

a)民机复合材料结构适用的适航性条款（按AC20-107B）。7D分部“设计与构造”25.601设计与构造的总则825.603材料控制925.605制造方法1025.609结构保护1125.613材料强度性能与设计值1225.619特殊因子1325.629气动弹性稳定性要求1425.631鸟撞损伤1525.721起落架的总则1625.783舱门1725.785座椅、卧铺、安全带和肩带1825.787储存舱1925.789客舱和机组舱以及厨房中物件的固定2025.801水上迫降2125.809应急出口的布置2225.863可燃液体的防火2325.865飞行操纵系统、发动机架和其他飞行结构的防火2425.867其他部件的防火三、民机结构复合材料结构适航性要求2、民机复合材料结构适用的适航性条款及分类分析

a)民机复合材料结构适用的适航性条款（按AC20-107B）。25E分部“动力装置”25.954燃油系统的闪电防护2625.963燃油箱：总则2725.967燃油箱安装2825.981燃油箱温度2925.1121排气系统：总则3025.1181指定火区的范围3125.1182防火墙后面的短舱区域和包含可燃液体导管的发动机吊舱连接结构3225.1189切断措施3325.1191防火墙3425.1193发动机罩和短舱蒙皮35F分部“设备”25.1316系统闪电防护36G分部“使用限制和资料”25.1529持续适航文件37附录H“持续适航文件”H25持续适航文件三、民机结构复合材料结构适航性要求2、民机复合材料结构适用的适航性条款及分类分析b)民机复合材料结构适航性条款分类分析。材料的制造和研发（D分部“设计与构造”条款）结构验证—静力（C分部“结构”条款）结构验证—疲劳和损伤容限（C分部“结构”条款）结构验证—颤振（D分部“设计与构造”条款）持续适航（G分部“使用限制和资料”和附录H“持续适航文件”条款）其他考虑--适坠性/鸟撞/应急（C分部“结构”、D分部“设计与构造”和E分部“动力装置”条款）其他考虑--防火/阻燃/其他受热问题（D分部“设计与构造”和E分部“动力装置”条款）其他考虑--雷电防护（C分部“结构”、E分部“动力装置”和F分部“设备”条款）。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义a)25.305强度与变形结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全运行。（a）款是对限制载荷情况下的静强度要求。一般由（b）款证明。(b)结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一：(1)变形的影响是不显著的；(2)在分析中已充分考虑所涉及的变形；(3)所用的方法和假设足以计及这些变形影响。（b）款是静强度符合性证明的最主要证据。它针对极限载荷情况。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义b)

25.307结构符合性的证明必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。305条主要针对全机，307条针对飞机的每个结构。305条主要针对了特殊载荷情况，307条补充了所有严重的载荷情况。(b)[备用](c)[备用](d)当用静力或动力试验来表明符合第25.305(b)条对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义c)

25.571结构的损伤容限和疲劳评定

本条款是复合材料结构最重要的适航条款之一。针对复合材料结构的使用要求（寿命和寿命期的特殊情况），提出了安全性要求，即损伤容限和疲劳评估。强度（静强度和动强度）和刚度要求(305和307条)为结构满足使用要求提供基础/潜在能力，损伤容限和疲劳评估证明结构确实具有此能力。

本条要求的制定和发展主要源于金属材料的技术，但是实际上此条要求也适用于复合材料结构。由于复合材料技术与金属材料的相应技术差别较大，此条款适用于复合材料结构时技术难度较大。为了执行本条的要求，FAA在颁布了AC25.571-1的情况下，还专门颁布了AC20-107。AC25.571-1的最新版本是2011年1月13日颁布的D版。其中明确说明AC25.571-1D《结构的损伤容限和疲劳判定》针对金属结构，对复合材料结构参考AC20-107B《复合材料飞机结构》。本条要求是复合材料结构损伤容限和疲劳评估的根本要求。正确理解本条要求也是正确执行本条要求的关键之一。本条包括5款要求。（a）款为损伤容限和疲劳评估的总要求，（b）至（e）4款要求分别针对不同的情况，提出了相应的进一步要求。（a）款为“损伤容限和疲劳评估”总要求，它由下面4款要求实现。（b）款“损伤容限”要求，国内进行了大技术研究，但是实际工作经验较少（受复合材料技术水平影响限制）。国内基本应当可以开展此工作，可能水平偏低。对（c）款“疲劳”要求，国内基本完全掌握有关技术。对（d）款“声疲劳强度”。国内有一定技术储备，但是技术水平偏低。对（e）款“离散型损伤容限评定”。国内有一定技术储备，但是技术水平偏低。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义c)

25.571结构的损伤容限和疲劳评定(a)总则对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。对可能引起灾难性破坏的每一结构部分(诸如机翼、尾翼、操纵面及其系统，机身、发动机架、起落架、以及上述各部分有关的主要连接)，除本条(c)规定的情况以外，必须按本条(b)和(e)的规定进行这一评定。对于涡轮喷气飞机，可能引起灾难性破坏的结构部分，还必须按本条(d)评定。此外，采用下列规定：(1)本条要求的每一评定，必须包括下列各点：（补充要求）(i)服役中预期的典型载荷谱、温度和湿度；(ii)判明其破坏会导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点；(iii)对本条(a)(1)(ii)判明的主要结构元件和细节设计点，进行有试验依据的分析。(2)在进行本条要求的评定时，可以采用结构设计类似的飞机的服役历史，并适当考虑它们在运行条件和方法上的差别；（经验资料）(3)根据本条要求的评定，必须制订为预防灾难性破坏所必须的检查工作或其它步骤，并必须将其载入第25.1529条要求的“持续适航文件”中的“适航限制”一节。对于下列结构类型，必须在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立其检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷：（持续适航）(i)单传力路径结构；和(ii)多传力路径“破损-安全”结构以及“破损-安全”止裂结构，如果不能证明在剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理的话。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义c)

25.571结构的损伤容限和疲劳评定(b)损伤容限评定评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期的损伤部位和型式，评定还必须结合有试验依据和服役经验(如果有服役经验)支持的重复载荷和静力分析来进行（基本要求）。如果设计的结构有可能产生广布疲劳损伤，则必须对此作出特殊考虑。必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤（广布疲劳损伤）。型号合格证可以在全尺寸疲劳试验完成前颁发，前提是适航当局已批准了为完成所要求的试验而制定的计划，并且在本部第25.1529条要求的持续适航文件适航限制部分中规定，在该试验完成之前，任何飞机的使用循环数不得超过在疲劳试验件上累积的循环数的一半（使用寿命）。在使用寿命期内的任何时候，剩余强度评定所用的损伤范围，必须与初始的可觉察性以及随后在重复载荷下的扩展情况相一致。剩余强度评定必须表明，其余结构能够承受相应于下列情况的载荷(作为极限静载荷考虑)（剩余强度评定）(1)限制对称机动情况，在直到VC的所有速度下按第25.337条的规定，以及按第25.345条的规定；(2)限制突风情况，在直到VC的速度下按第25.341条的规定，以及按第25.345条的规定；(3)限制滚转情况，按第25.349条的规定；限制非对称情况按第25.367条的规定，以及在直到VC的速度下，按第25.427(a)到(c)条的规定；(4)限制偏航机动情况，按第条25.351(a)对最大到VC诸规定速度下的规定；(5)对增压舱，采用下列情况：(i)正常使用压差和预期的外部气动压力相组合，并与本条(b)(1)到(4)规定的飞机载荷情况同时作用(如果后者有重要影响)；(ii)正常使用压差的最大值(包括平飞时预期的外部气动压力)的1.15倍，不考虑其它载荷。(6)对于起落架和直接受其影响的机体结构，按第25.473、25.491和25.493条规定的限制地面载荷情况。如果在结构破坏或部分破坏以后，结构刚度和几何形状，或此两者有重大变化，则必须进一步研究它们对损伤容限的影响。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义c)

25.571结构的损伤容限和疲劳评定(c)疲劳(安全寿命)评定如果申请人确认，本条(b)对损伤容限的要求不适用于某特定结构，则不需要满足该要求。这些结构必须用有试验依据的分析表明，它们能够承受在其服役寿命期内预期的变幅重复载荷作用而没有可觉察的裂纹。必须采用合适的安全寿命分散系数。(d)声疲劳强度必须用有试验依据的分析，或者用具有类似结构设计和声激励环境的飞机的服役历史表明下列两者之一：(1)承受声激励的飞行结构的任何部分不可能产生声疲劳裂纹；(2)假定本条(b)规定的载荷作用在所有受疲劳裂纹影响的部位，声疲劳裂纹不可能引起灾难性破坏。(e)损伤容限(离散源)评定在下列任一原因很可能造成结构损伤的情况下，飞机必须能够成功地完成该次飞行。(1)受到1.80公斤()重的鸟的撞击，飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面VC或(8,000英尺)0.85VC，两者中的较严重者；(2)风扇叶片的非包容性撞击；(3)发动机的非包容性破坏；(4)高能旋转机械的非包容性破坏。损伤后的结构必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷(作为极限载荷考虑)。不需要考虑对这些静载荷的动态影响。必须考虑驾驶员在出现事故后采取的纠正动作，诸如限制机动，避开紊流以及降低速度。如果在结构破坏或部份破坏以后引起结构刚度或几何形状，或此两者有重大变化，则须进一步研究它们对损伤容限的影响。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义FAR23.573（a）复合材料机体结构(a)复合材料机体结构复合材料机体结构必须按本条要求进行评定，而不用第23.571和第23.572条。除非表明不可行，否则申请人必须用本条(a)(1)至(a)(4)规定的损伤容限准则对每个机翼（包括鸭式、串列式机翼和翼尖小翼）、尾翼及其贯穿结构和连接结构、可动操纵面及与其连接结构、机身和增压舱中失效后可能引起灾难性后果的复合材料机体结构进行评定。如果申请人确定损伤容限准则对某个结构不可行，则该结构必须按照本条(a)(1)和(a)(6)进行评定。如果使用了胶接连接，则必须按照本条(a)(5)进行评定。在本条要求的评定中，必须考虑材料偏差和环境条件对复合材料的强度和耐久性特性的影响。(1)必须用试验或有试验支持的分析表明，在所使用的检查程序规定的检查门槛值对应的损伤范围内，带损伤结构能够承受极限载荷。（总要求，适用于多种情况）三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义FAR23.573（a）复合材料机体结构(2)必须用试验或有试验支持的分析确定，在服役中预期的重复载荷作用下，由疲劳、正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定腐蚀、制造缺陷、或冲击损伤引起的损伤扩展率或不扩展(3)必须用剩余强度试验或有剩余强度试验支持的分析表明，带有可检损伤的结构能够承受临界限制飞行载荷（作为极限载荷），该可检损伤范围与损伤容限评定结果相一致。对于增压舱，必须承受下列载荷：(i)正常使用压力与预期的外部气动压力相组合，并与临界限制飞行载荷同时作用；(ii)1g飞行时预期的外部气动压力与等于1.1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。(4)在初始可检性与剩余强度验证所选的值之间的损伤扩展量（除以一个系数就得到检查周期）必须能够允许制定一个适于操作和维护人员使用的检查大纲。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义FAR23.573（a）复合材料机体结构(5)对于任何胶接连接件，如果其失效可能会造成灾难性后果，则必须用下列方法之一验证其限制载荷能力：(i)必须用分析、试验或两者兼用的方法确定每个胶接连接件能承受本条(a)(3)的载荷的最大脱胶范围。对于大于该值的情况必须从设计上加以预防；或(ii)对每个将承受临界限制设计载荷的关键胶接连接件的批生产件都必须进行验证检测；或(iii)必须确定可重复的、可靠的无损检测方法，以确保每个连接件的强度。(6)对于表明无法采用损伤容限方法的结构部件，必须用部件疲劳试验或有试验支持的分析表明其能够承受服役中预期的变幅重复载荷。必须完成足够多的部件、零组件、元件或试片试验以确定疲劳分散系数和环境影响。在验证中必须考虑直至可检性门槛值和极限载荷剩余强度的损伤范围。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义d)

25.581闪电防护飞机必须具有防止闪电引起的灾难性后果的保护措施。

总要求(b)对于金属组件，下列措施之一可表明符合本条(a)的要求：(1)该组件合适地搭接到飞机机体上；(2)该组件设计成不致因闪击而危及飞机。(c)对于非金属组件，下列措施之一可表明符合本条(a)的要求：(1)该组件的设计使闪击的后果减至最小；(2)具有可接受的分流措施，将产生的电流分流而不致危及飞机。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义e)

25.601设计与构造的总则这是飞机结构设计的总要求。虽然一直要求从正面论证全面满足了此要求，但是它一般不能直接令人信服的直接证明满足了此条要求。人们一般被动的接受满足此要求，即没有证据表明：结构有危险的或不可靠的设计特征或细节。对于一般结构它的实际意义不大。但是对于适航条例中没有明显要求的结构，如果认为它有危险的或不可靠的设计特征或细节时，归入此条款。飞机的所有结构都满足了适航要求之后，才能声称满足此要求。飞机复合材料结构技术还不是很成熟，可能将有不少复合材料结构适用于本条款。

飞机不得有经验表明是危险的或不可靠的设计特征或细节。每个有疑问的设计细节和零件的适用性必须通过试验确定。此条适航要求包括2层含义：不能有不可靠结构。如果有不可靠的结构情况，则必须进行试验验证。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义f)25.603材料(制定材料规范)其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：(a)建立在经验或试验的基础上（针对新材料）；(b)符合经批准的标准(如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其它性能（如MIL-HDBK-17G）；(c)考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响（针对目的的补充提醒要求）。国内复合材料水平低。航空工业努力作用不大。现实的策略是采购国外产品。可能有采购限制问题。材料问题是国内复合材料适航工作的第一个拦路虎。复合材料满足适航要求用材料鉴定。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义g)

25.605制造方法本条是对飞机生产工艺的适航要求，是总则性要求。在整个适航要求中是唯一对生产制造的总则性要求，非常重要。在型号合格审定阶段是试验件（含试验飞机）制造符合性检查的基础，也是生产许可审查的技术基础。本款要求非常简明，但是包括大量的适航性工作。型号合格审定适航审查时包括2阶段工作。首先审查批准其工艺，随后用试验件制造符合性检查证明其工艺的成熟性。审查批准工艺的技术性很强，但是所用时间较短。用制造符合性检查进一步证明工艺的技术能力所用时间很长。本款要求虽然分为2款要求，但是提出了3点要求，即对工艺的适航总要求、工艺的执行要求和新工艺的认可要求。飞机结构生产的所有工艺方法都是重要的，但是复合材料结构工艺的重要性更大。这是由于复合材料是可设计的材料。设计的材料要依靠飞机生产工艺才能实现。而且复合材料结构的工艺技术复杂、技术难度大、生产结果波动大。因此本条款在复合材料结构适航工作中占有主要地位，可以说是飞机复合材料结构适航工作的第二个拦路虎。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义g)

25.605制造方法(a)采用的制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。如果某种制造工艺（如胶接、点焊或热处理）需要严格控制才能达到此目的，则该工艺必须按照批准的工艺规范执行。本款第一句话是对工艺的适航总要求，即：制造方法必须能生产出一个始终完好的结构。本款第二句话是对工艺的执行要求：适航只要求部分工艺必须按批准的工艺进行。（但是事实上，生产时都严格按照批准的工艺进行，是非常好的选择，也是现代质量管理的基本要求）(b)飞机的每种新制造方法必须通过试验大纲予以证实。本款是对新工艺的认可要求，即必须通过技术评审和试生产进行证明。由于复合材料是可以设计的材料以及复合材料结构的成型技术，因此复合材料结构的适航工作最主要的是工艺鉴定。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义h)

25.609结构保护（注意冲击防护—混杂复合材料）每个结构零件必须满足下列要求：(a)有适当的保护，以防止使用中由于任何原因而引起性能降低或强度丧失，这些原因中包括：(1)气候；(2)腐蚀；(3)磨损。(b)在必须保护的部位有通风和排水措施。这些对金属结构的结构保护要求同样适用于复合材料结构。复合材料结构天生的容易吸水（层板的浸润效应和夹芯结构的气压循环存水）复合材料结构对冲击损伤非常敏感，更应注意对冲击损伤的防护。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义i)

25.613材料强度性能与设计值本条要求与603条要求关联度很强。某种程度上是同一条要求。满足603条要求主要利用材料制造商的能力，满足本条要求也主要利用材料制造商的能力。但是表明满足本条要求是民用飞机研制单位的职责。满足本条要求就是材料的表征/确认（鉴定）问题。按MIL-HDBK-17进行表征/确认。材料性能（组份、理化、预浸料）（FAAAR03/19）材料许用值（单层板）（FAAAR03/19）材料许用设计值（结构：元件、典型零件）（参考FAAAR03/19）材料设计值（许用值乘以折减系数---结构设计真正用的值）三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义i)

25.613材料强度性能与设计值(a)材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据(材料应符合经批准的标准)，在试验统计的基础上制定设计值。性能针对材料，设计值针对结构(b)材料的设计值必须使因材料偏差而引起结构破坏的概率降至最小。除本条(e)和(f)的规定外，必须通过选择确保材料强度具有下述概率的设计值来表明其符合性本：(1)如果所加的载荷最终通过组件内的单个元件传递，因而该元件的破坏会导致部件失去结构完整性，则概率为99％，置信度95％。A值，单路传力/静定结构。(2)对于单个元件破坏将使施加的载荷安全地分配到其它承载元件的静不定结构，概率为90％，置信度95％。B值。复合材料分为设计许用值和设计值两部分。(c)在飞机运行包线内受环境影响显著的至关重要的部件或结构，必须考虑环境条件，如温度和湿度，对所用材料的设计值的影响。(d)[备用](e)如果在使用前对每一单项取样进行试验，确认该特定项目的实际强度性能等于或大于设计使用值，则通过这样“精选”的材料可以采用较高的设计值。(f)如果经中国民用航空总局适航部门批准，可以使用其它的材料设计值。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义j)

25.619特殊因子对于每一结构零件，如果属于下列任一情况，则第25．303条规定的安全系数必须乘以第25.621条至第25.625条规定的最高的相应特殊安全系数：(a)其强度不易确定；(b)在正常更换前，其强度在服役中很可能降低；(c)由于制造工艺或检验方法中的不定因素，其强度容易有显著变化。

三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义k)

25.629气动弹性稳定性要求以前本条只针对颤震规定了适航要求。现在其他气动弹性技术比较成熟后，增加了其他气动弹性问题的要求，即发散（结构变型和操纵特性等方面）、操纵反效及其他的稳定性和操作性的过度丧失（结构变型引起的）。本条包括5款要求。其中1条总要求，3条具体要求，1条补充说明。总要求是（a）款要求；3条具体要求为：（b）款针对气动弹性稳定性包线（c）款针对配重（e）款针对颤震飞行试验1条补充说明是（d）款“失效、故障与不利条件”，是对（b）款（2）目的技术补充。飞机气动弹性问题本身对飞机结构非常重要。复合材料结构是飞机结构的一部分，也必须研究其气动弹性问题。由于复合材料技术的成熟程度低于传统金属结构且复合材料的设计特性，因此使用了复合材料结构的飞机的气动弹性问题更需要研究。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义k)

25.629气动弹性稳定性要求(a)总则

本条所要求的气动弹性稳定性评定包括颤振、发散、操纵反效以及任何因结构变形引起的稳定性、操纵性的过度丧失。气动弹性的评定必须包括与产生显著动态力的任何螺旋桨或旋转装置有关的旋转模态。必须通过分析、风洞试验、地面振动试验、飞行试验或中国民用航空总局适航部门认为必要的其它方法来表明对本条的符合性。(b)气动弹性稳定性包线

飞机必须设计成在下述气动弹性稳定性包线内的所有形态和设计情况下，都不发生气动弹性的不稳定性：(1)对于无失效、故障或不利条件的正常情况，在将VD/MD对高度的包线上所有点的当量空速按等马赫数和等高度两种方式各放大15％后所包围的所有高度和速度的组合。此外，在直至VD/MD，的所有速度下，都必须有适当的稳定性余量，而且在接近VD/MD时，飞机的稳定性不得有大幅度的迅速减小。当所有设计高度上的MD都小于1.0时，放大后的包线可以限制在马赫数1.0；(2)对下面第25.629(d)条所述的情况，在所有经批准的高度，任何空速直至下述两项中确定的大者：(i)由第25.335(b)条确定的VD/MD包线；(ii)由以下条件确定的高度—空速包线：在从海平面至1.15VC线与等巡航马赫数MC线延长线交点的高度范围内，按等高度，将当量空速在VC以上放大15％，然后，在最低的VC/MC交点的高度，当量空速线性变化到MC＋0.05，之后，在更高的高度直至最大飞行高度，按等高度，由MC的0.05马赫数增量所限定的边界。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义k)

25.629气动弹性稳定性要求(d)失效、故障与不利条件

在表明对本条的符合性时必须考虑的失效、故障与不利条件为：(1)未被表明为极不可能的任何临界燃油装载情况，这类情况可能是由于燃油配置不当而引起的。(2)任何颤振阻尼器系统的任何单一失效。(3)对于没有批准在结冰条件下运行的飞机，由于偶然遭遇结冰条件所预期的最大可能的冰积聚。(4)任何发动机、独立安装的螺旋桨轴、大型辅助动力装置或大型外挂气动力物体(如外挂油箱)的支持结构的任何单个元件的失效。(5)对于其发动机带有螺旋桨或具有能产生显著动态力的大型旋转装置的飞机，将引起降低旋转轴刚度的发动机结构的任何单一失效。(6)由顺桨螺旋桨或能产生显著动态力的其它旋转装置最不利组合引起的气动力或陀螺力的丧失。此外，单个顺桨螺旋桨或旋转装置的影响必须同本条(d)(4)和(d)(5)的失效情况相耦合。(7)任何单个螺旋桨或能产生显著动态力的旋转装置，以可能的最大超速旋转；(8)第25.571条要求或选择进行审查的任何损伤或失效情况。在表明符合本条要求时，如存在下列条件，不必考虑本条(d)(4)和(d)(5)所规定的单一结构失效：(i)结构元件不会因第25.571(e)条所述情况造成的离散源损伤而失效；(ii)根据第25.571(b)条进行的损伤容限审查表明，用于剩余强度评定所假设的最大损伤程度不涉及结构元件的完全失效。(9)按第25.631、25.671、25.672和25.1309条考虑的任何损伤、失效或故障。(10)任何未表明为极不可能的其它失效、故障或不利条件的组合。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义k)

25.629气动弹性稳定性要求(c)配重

如果采用集中配重，则这些配重及其支持结构的有效性和强度必须得到证实。(e)颤振飞行试验

对于新的型号设计和某型号设计的改型(除非已表明这种改型对气动弹性稳定性无重大影响)都必须进行直至VDF/MDF的各种速度下的全尺寸颤振飞行试验。这些试验必须证实飞机在直至VDF/MDF的所有速度下，都有合适的阻尼余量，以及在接近VDF/MDF时，阻尼无大幅度的迅速减小。在表明符合本条(d)的飞行试验中，如果模拟了某种失效、故障或不利条件，而且通过飞行试验数据与其它试验数据或分析之间的关系对比表明，飞机在本条(b)(2)规定的高度—空速包线内的所有速度下均不会有任何气动弹性不稳定性，则所验证的最大速度不必超过VFC/MFC。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义L)

25.631鸟撞损伤对鸟撞的适航要求都是损伤容限要求。不过对不同部位要求不同。对尾翼的鸟撞的适航要求更高。因此在本条给出了不同于25.571条的要求。鸟撞对金属结构飞机很重要。对冲击损伤非常敏感的复合材料结构，鸟撞问题更应该重视。（571机翼-离散源、631尾翼、775风挡）尾翼结构的设计必须保证飞机在与()重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度(沿飞机飞行航迹相对于鸟)等于按第25.335(a)条选定的海平面VC。通过采用静不定结构和把操纵系统元件置于受保护的部位，或采用保护装置(如隔板或吸能材料)来满足本条要求是可以接受的。在用分析、试验或两者的结合来表明符合本条要求的情况下，使用结构设计类似的飞机的资料是可以接受的。本条要求只针对尾翼。本条规定了4方面要求：结果要求：鸟撞后，仍能安全飞行鸟撞情况：8磅鸟，速度VC设计方法：用静不定结构或保护装置符合性验证方法：分析和/或试验三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义m)

25.721起落架总则（大型民机主起落架一般装在机翼、下单翼、中央翼油箱）(a)主起落架系统必须设计成，如果在起飞和着陆过程中起落架因超载而损坏(假定超载向上向后作用)，其损坏状态很不可能导致下列后果：(1)客座量(不包括驾驶员座椅)等于或小于9座的飞机，机身内任何燃油系统溢出足够量的燃油构成起火危险；(2)客座量(不包括驾驶员座椅)等于或大于10座的飞机，燃油系统任何部分溢出足够量的燃油构成起火危险。（a）款为对正常起飞降落过程中起落架超载破坏的后果要求(b)客座量(不包括驾驶员座椅)等于或大于10座的飞机必须设计成，当有任何一个或几个起落架未放下时，飞机在受操纵情况下在有铺面的跑道上着陆，其结构部件的损坏很不可能导致溢出足够量的燃油构成起火危险。（b）款为迫降时（起落架不能放下）对起落架的破损要求(c)可用分析或试验，或兼用两者来表明符合本条规定。（c）款规定了符合性验证方法。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义n)

25.801水上迫降（主要从复合材料机翼方面进行研究）(a)如果申请具有水上迫降能力的合格审定，则飞机必须满足本条和第25.807(e)条、第25.1411条和第25.1415(a)条的要求。(b)必须采取同飞机总特性相容的各种切实可行的设计措施，来尽量减少在水上应急降落时因飞机的运动和状态使乘员立即受伤或不能撤离的概率。(c)必须通过模型试验，或与已知其水上迫降特性的构形相似的飞机进行比较，来检查飞机在水上降落时极可能的运动和状态。各种进气口、襟翼、突出部分以及任何其它很可能影响飞机流体力学特性的因素，都必须予以考虑。(d)必须表明，在合理可能的水上条件下，飞机的漂浮时间和配平能使所有乘员离开飞机并乘上第25.1415条所要求的救生船。如果用浮力和配平计算来表明符合此规定，则必须适当考虑可能的结构损伤和渗漏。如果飞机具有可应急放油的燃油箱，而且有理由预期该油箱能经受水上迫降而不渗漏，则能应急放出的燃油体积可作为产生浮力的体积。(e)除非对飞机在水上降落时极可能有的运动和状态(如本条(c)和(d)所述)的研究中，考虑了外部舱门和窗户毁坏的影响，否则外部舱门和窗户必须设计成能承受可能的最大局部压力。

三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义s)

25.954燃油系统的闪电防护（少了一条981。981现在对金属也麻烦）飞机机翼上一般布置有燃油系统。燃油系统的闪电防护是燃油系统设计的重要问题。燃油系统可能安装在复合材料结构区域，或由复合材料制造。机翼是燃油系统的主要安装区域。复合材料结构闪电防护比金属结构更困难。因此应当更加重视此问题。燃油系统的设计和布局，必须防止由于下列原因而点燃系统内的燃油蒸气：(a)雷击附着概率高的区域直接被闪击；(b)扫掠雷击可能性高的区域被扫掠雷击；(c)燃油通气口处的电晕放电和流光。本要求虽然包括3款要求，但是实质为一条要求，即：燃油系统必须防止闪电点燃燃油蒸气。3款要求规定了3种闪电情况。直接雷击情况扫掠雷击情况燃油通气孔附近雷击放电。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义x)

25.1316系统闪电防护（针对复合材料结构）飞机机翼上一般布置有电子电气系统。电子电气系统的闪电防护是电子电气系统设计的重要问题。电子电气系统本身不是复合材料结构。因此电子电气系统的闪电防护工作不是复合材料机翼结构研制的主要关注对象。但是从电子电气系统闪电防护设计措施看，本问题与飞机复合材料机翼结构工作有重要关系。闪电源于飞机外部的环境，电子电气系统在机翼结构内。因此如果机翼结构的闪电防护工作做的好，闪电不能传到电子电气系统上，电子电气系统的闪电防护问题就解决了。只有在闪电可能传导到电子电气系统的情况下，才需要电子电气系统本身进行闪电防护设计。因此本条款的闪电防护工作既与机翼复合材料结构的闪电防护工作有关，又与电子电气系统的闪电防护设计工作有关。此外电子电气系统的闪电影响分为2类，即闪电的直接影响和间接影响。综前所述，系统闪电防护工作很重要、很复杂。此类适航设计和验证工作一般归入3E工作。本条要求包括3款要求，前2款要求按功能的重要性把电子电气系统分为2类，分别提出了不同适航性要求。第3款要求对符合性方法进行了具体规定。

三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义x)

25.1316系统闪电防护（针对复合材料结构）(a)对于其功能失效会影响或妨碍飞机继续安全飞行和着陆的每种电气、电子系统的设计和安装，必须保证在飞机遭遇闪电环境时，执行这些功能的系统的工作与工作能力不受不利影响。(b)对于其功能失效会影响或造成降低飞机能力或飞行机组处理不利运行条件能力的各种电气和电子系统的设计与安装，必须保证在飞机遭遇闪电环境之后能及时恢复这些功能。(c)必须按照遭遇严重闪电环境来表明对于本条(a)和(b)的闪电防护准则的符合性。申请人必须通过下列办法来设计并验证飞机电气/电子系统对闪电影响的防护能力：(1)确定飞机的闪击区；(2)建立闪击区的外部闪电环境；(3)建立内部环境；(4)判定必须满足本条要求的所有电子电气系统及其在飞机上或飞机内的位置；(5)确定系统对内部和外部闪电环境的敏感度；(6)设计防护措施；(7)验证防护措施的充分性。三、民机结构复合材料结构适航性要求3、民机复合材料结构适航性条款释义y)

25.1529持续适航文件和H25持续适航文件本款是持续适航要求，H25持续适航文件是对本条的继续说明。飞机每个结构都会有持续适航要求。复合材料结构的持续适航工作非常重要，且与常规的金属结构不同。持续适航的技术工作比较重要，满足本条的持续适航文件要求确比较简单。持续适航的主要技术工作包括：编制飞行手册；制定维修大纲；制定最低设备主清单；编制系类飞机维护文件（按AT100或按ATA2200或按IETM，编制大量的适航资料）。

25.1529申请人必须根据本部附录H编制适航当局可接受的持续适航文件。如果有计划保证在交付第一架飞机之前或者在颁发标准适航证之前完成这些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。H25持续适航文件（略。此附录是对本条的补充要求。基本要求全部包括在25.1529中了）三、民机结构复合材料结构适航性要求4、民机复合材料（结构）重点适航性条款进一步研究民机机翼复合材料（结构）适用的适航性条款包括24条(不包括相关的2个条款)。研制民机复合材料机翼以及适航审查时，这24个适航条款必须满足。但是研究民机机翼复合材料（结构）适航性工作时，对这24个条款不能同样对待，必须抓主要矛盾，研究重点条款。重点条款12个，如下：三、民机结构复合材料结构适航性要求类别条款备注1结构强度要求一般强度要求针对全机结构的各种强度要求25.305强度与变形最为重要2针对飞机各部件结构。25.307结构符合性的证明对305的补充。与305为一个要求。3飞机结构使用时的强度要求25.571结构的损伤容限和疲劳评定（23.573(a)复合材料机体结构）最为重要4材料和生产要求材料要求选择材料25.603材料控制最为重要5使用材料25.613材料强度性能与设计值最为重要。可以认为是对603的补充6生产要求25.605制造方法最为重要7特殊要求闪电防护25.581闪电防护很重要825.1316系统闪电防护很重要925.631鸟撞损伤1025.629气动弹性稳定性要求很重要1125.963燃油箱：总则1225.1529持续适航文件三、民机结构复合材料结构适航性要求4、民机复合材料（结构）重点适航性条款进一步研究复合材料以前难于在民用飞机上大规模使用，当时最主要的障碍是材料性能水平较低（针对603和613条），复合材料结构生产工艺复杂技术难度高（针对605条）。导致难于保证使用时的安全性（针对571条）。另外复合材料有别于金属材料的特性导致复合材料结构满足某些适航要求时难度很大（例如闪电防护—结构和系统的）。民用飞机适航要求对于所有结构的适航要求是一样的。由于材料和生产工艺的问题导致满足通用的适航要求也产生了问题（如305和307条）。三、民机结构复合材料结构适航性要求4、民机复合材料（结构）重点适航性条款进一步研究此外由于复合材料有别于金属材料的特性，导致复合材料结构满足某些适航要求时难度加大，例如：631条“鸟撞”（复合材料结构对冲击损伤的敏感性）、25.629“气动弹性稳定性要求”（对大规模复合材料结构的气动弹性问题有待进一步深入研究）、25.963“燃油箱：总则”（对大规模复合材料整体油箱问题待进一步深入研究）、25.1529“持续适航文件”（复合材料结构的检查技术难度大大增加）。本部分对“最为重要”的5个适航要求和“很重要”的3个适航要求的发展做进一步研究。三、民机结构复合材料结构适航性要求条款修正案修正内容25.305强度和变形Amdt.25-23(1970年)细化了(b)款要求（增加了变形要求和分析方法），增加了(d)款“紊流的动态响应”Amdt.25-54(1980年)在(d)款增加了持续突凤要求Amdt.25-92(1992年)增加了(e)款“抖振和振动”要求增加了(f)款“结构破坏时的强迫振动”Amdt.25-96(1996年)删除了(d)款，相应修改了FAR25部大量条款25.603材料Amdt.25-38(1976年)修改为了现在的a和b款Amdt.25-46(1978年)增加了现在的C款。25.613材料强度性能与设计值Amdt.25-46(1978年)在e款中指明了可以参考的美军标和英国有关标准。其中与复合材料相关的是MIL-HDBK-17（塑料）和MIL-HDBK-23（复合材料）。Amdt.25-72(1990年)修正的与现在一样（取消了引用标准）25.605制造方法Amdt.25-46(1978年)修正的与现在一样三、民机结构复合材料结构适航性要求25.571结构的损伤容限和疲劳评定（23.571的适航要求发展就不再研究了）Amdt.25-45(1978年)修改的基本与现在类似了。那时损伤容限还附加了破损安全的名字。Amdt.25-54(1980年)对a款补充了持续适航说明Amdt.25-72(1990年)去掉了破损安全的说明，还对b2（损伤如下要求中）和鸟撞要求进行了相应修改。Amdt.25-86(1996年)对对b2和b3（损伤如下要求中）要求进行了相应修改Amdt.25-96(1998年)对a、b、e多个条款进行了修改。最主要的是：对2静定和静不定结构增加了持续适航检查的门槛值要求。标志着损伤技术的成熟。Amdt.25-132(2010年)虽然一直广布疲劳损伤有适航要求，但是由于技术一直不太成熟，要求一直比较模糊。本次修改比较明确了广布疲劳损伤要求在持续适航（(a)(3)）和损伤容限（(b)）等方面改进了广布疲劳损伤要求（用LOV要求-有效性限制）三、民机结构复合材料结构适航性要求25.581闪电防护Amdt.25-23(1970年)修改的基本与现在一样了。25.1316系统闪电防护Amdt.25-80(1994年)新增加的一条适航要求25.629气动弹性稳定性要求Amdt.25-77(1992年)FAR25部有关振动的条款全部进行了协调处理。三、民机结构复合材料结构适航性要求从上面适航要求的发展变化可以看出：适航当局一直在关注着复合材料的适航要求，但是基本认为复合材料的适航要求与金属结构的适航要求基本一致。直接体现复合材料适航要求变化的条款是25.613“材料强度性能与设计值”的Amdt.25-46(1978年)和Amdt.25-72(1990年)号修正案。在Amdt.25-46中指明了适航当局认可的复合材料标准，又在Amdt.25-72中去除了适航当局认可的复合材料标准。其实适航当局现在还认可此标准，不过把有关内容转入了咨询通报（AC25.613-1）中。实际上FAA对于大型客机的复合材料适航要求研究的还不够深入和成熟，还没有制定出针对复合材料结构的适航条例要求，只对小型飞机复合材料结构制定了较多的适航要求和指导资料。对大型民用飞机复合材料结构现在无专用适航要求，只有部分适用的指导材料。四、民机结构复合材料结构适航符合性验证要求

民机结构复合材料结构适航符合性验证要求是AC20-107B《复合材料飞机结构》（AC类资料指导适航条款的符合性验证工作）。前面讲的CCAR条款（实际也是FAR/CS条款）虽然也适用于复合材料飞机结构，但是大家只熟悉它们的金属飞机结构的符合性验证工作。因此对于复合材料飞机结构适航符合性验证工作，适航当局颁布了AC20-107《复合材料飞机结构》（AC25.571-1D中的说明）。对于AC20-107，既可以看做是前面适航条款的符合性方法，也可以看做是对前面适航条款的特别补充。某种程度上也可以看做是复合材料飞机结构的适航要求（真正使用时就会发觉是不完整的）。由于其可以看做适航要求，因此其要求大部分也是定性的。学习其要求时，大概了解其整体要求，重点关注其重点要求（语言点）。四、民机结构复合材料结构适航符合性验证要求

民机结构复合材料结构适航符合性验证要求是AC20-107B《复合材料飞机结构》。它包括11章3个附录。目的适用对象撤销有关规章总则材料和制造结构验证----静力结构研制----疲劳和损伤容限结构验证----颤震和其他气动弹性稳定性持续适航其他考虑适坠性防火组、阻燃和其他受热问题雷电防护12.附录1：适用的规章和有关的指南13.附录2：定义14.附录3：（复合）材料/和或工艺的波动四、民机结构复合材料结构适航符合性验证要求AC20-107B《复合材料飞机结构》内容简单说明AC20-107B的前4部分内容是AC通报类资料的管理章节。第5章是本AC通报技术内容的开始，但是技术内容简单。因此是前面管理章节与后面技术章节的过渡章节。以后6章内容按适航工作的顺序安排内容顺序。自第6章开始，真正开始AC20-107B的技术内容。第6-11章可以分为4部分。即：适航验证的基础工作----结构材料的选择和制造（第6章“材料和制造”）复合材料结构的符合性验证--从3个方面（第7章至第9章的静力、损伤容限、气动弹性）支持飞机使用的持续适航工作（第10章“持续适航”）复合材料结构的其他适航考虑（第11章“其他考虑”）

四、民机结构复合材料结构适航符合性验证要求1.AC20-107B的“目的”本咨询通报适用于大型民机（运输类-FAR25）、小型民机（通用飞机—FAR23）、大型民用直升机（FAR29）和小型民用直升机（FAR27）的复合材料结构工作，为其提供了：符合性方法还提供了与