飞机结构完整性设计要求

本文件规定了民用飞机结构完整性设计资料、设计分析和研制试验、全尺寸试验、合本文件适用于民用飞机结构完整性设计。仅该日期对应的版本适用于本文件：不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)GJB775军用飞机结构完整性大纲HB8455民用飞机损伤容限要求HB/Z413民用飞机结构耐久性设计准则CCAR25运输类飞机适航标准GJB775界定的以及下列术语和定义适用于本文件为正确执行其预定功能而需要承受载荷的部件，包括机身、机翼、尾翼、起落架结(如襟翼、副翼、方向舵、升降舵、优流板)、前缘、后缘、天线罩、进气道、短舱、发动机安装架等。结构健全且未受损伤时具有的属性，此时结构可提供所希望水平的结构安全性、可能引起飞机结构破坏的载荷与使用中作用在飞机结构上的最大载荷之比。用该系数即可得到极限载荷一种采用原位传感装置检测损伤的无损检测方法或技术2下列缩略语适用于本文件。ASIP-aircratstucturalintegrityprogram,飞机结构完整性大纲CDR—citicaldesignreview,详细设计审查CPCP—corrosionpreventionandcontrolprogram,腐蚀防护与控制大纲10C-initialoperationalcapability,初始使用能力NDI—nondestructiveinspection,无损PDR—preliminarydesignreview,初步设计审查SRR—systemrequirementreview.系统要求审查WFD—widespreadfatiguedamage,广布疲劳损伤SHM—structuralhealthmonitoring.结构健康检测5一般要求5.1民用飞机结构完整性设计目的民用飞机结构完整性设计目的，是用尽可能小的经济成本，保证在飞机的整个设计使用寿命期内，结构安全性、结构能力、耐久性和可保障性处于期望的水平之上。民用飞机一般要求安全性、舒适性、可靠性、经济型、环保性及维护性，完整性设计目的如下a)规定与满足使用安全性、适用性和CCAR25适航要求有关的结构完整性要求：b)确定、评估并验证飞机的结构完整性：c)采集、评定并应用实际使用数据，以提供单机使用中结构完整性的连续评价：d)为制定用户的维护供应和管理(检查、维修、保养、退役等)计划提供依据；e)为改进未来飞机的结构设计准则和设计方法、评估及验证方法提供依据5.2民用飞机结构完整性设计主要任务民用飞机的使用效率，主要取决于飞机的飞行小时数或起落架次数，机体结构状态是影响飞机使用效率的一个主要因素，为保持飞机高效的使用效率，应确定该型飞机机体结构的能力、状态及其使用限制，应在飞机安全使用寿命期内及早发现机体结构或材料中潜在的问题，使之对飞机使用的影响减至最小。同时，还应制订一个用以保障飞机安全的结构维修大纲，以保证及时按计划检查、修理或更换有寿命限制的机体结构。民用飞机结构完整性设计应包括下列五个相互联系的工作任务a)设计资料；为满足所要研制飞机的具体要求，确定设计中必须使用的准则；b)设计分析和研制试验；确定所要研制的飞机在使用中必须经历的设计环境，以及机体结构对设计环境的响应；c)全尺寸试验：用一系列地面试验和飞行试验来鉴定所设计飞机的机体结构设计的合理性；d)合格审定和用户管理规划：在飞机检查、维修、更改和损伤评定等方面。由设计单位向适航部门和用户提供飞机使用的管理工作中所要求的技术资料：e)用户管理；为保证每一架飞机在其整个使用寿命期内的损伤容限和耐久性(或安全寿命),在飞机使用中必须由用户执行的工作。36.1设计资料(任务D6.1.1任务目的设计资料任务是把已有的理论研究、工程应用研究成果，以及所积累的飞机使用经验，应用到飞机材料选择和结构设计准则中，使所研制的飞机能用恰当的设计准则和预定的用途来设计，以满足规定的使用要求。该任务应在飞机设计审查(PDR、SRR)阶段尽早开始，在飞机寿命周期的各个阶段陆续完成。6.1.2设计使用寿命和设计使用方法根据用户需求和适航要求及进行强度、刚度、耐久性、损伤容限、腐蚀防护与控制等的初步设计和分析。还应根据飞机的使用要求，制定能真实反映预期服役使用情况的设计任务剖面、任务组合和环境暴露组合6.1.3结构设计准则飞机的详细结构设计准则应根据总体设计要求来建立。这些准则应包括载荷、动力学、强度、耐久性、损伤容限、质量特性和其他规定的设计准则，并通过详细设计审查(CDR)。6.1.3.2载荷准则应制定载荷准则，以确定所有严重的限制载荷情况。这些限制载荷是从允许的飞机飞行和地面使用中产生的，包括在飞机维护中、在预期可恢复的系统故障时以及在设计使用寿命期内出现的那些载荷。限制载荷乘以适当的安全系数即可得到极限载荷。6.1.3.3动力学准则应建立准则，以保证飞机在批准的飞行包线内按要求的空速安全余量，对于所有的速度和高度组合。在所有构形下不发生颤振、旋转颤振、发散和其他相关的气动弹性或气动伺服弹性不稳定性。应建立准则，使飞机结构在整个设计使用寿命期内能承受由空气动力和机械激励引起的气动声载荷和振动6.1.3.4静强度准则应建立准则，以保证飞机结构具有足够的静强度能力。这种能力要求，对于设计环境，在设计限制载荷下不出现有害变形或损伤，在设计极限载荷下不发生结构破坏。6.1.3.5耐久性准则民用飞机结构耐久性设计准则应满足HB/Z413要求，以保证飞机结构能达到设计使用寿命，且使用维护经济可行。6.1.3.6损伤容限准则损伤容限设计应满足HB8455要求，以保证机体结构在其设计使用寿命期内能安全地承受未发现的损伤。损伤容限准则应适用于所有飞行安全结构和用户指定的其他结构。该准则应包括确定损伤类型、尺寸、方向、位置，并考虑寿命周期的所有阶段，包括：材料加工、运输、处理、制造、飞行操作和维护。该准则还应包括确定最小临界损伤尺寸，以确保NDI或SHM作为有效的用户管理选项。6.1.3.7质量特性准则应建立准则，以保证飞机能够适应所有来源引起的气动力、重心和惯量变化，包括：加油、燃油消耗、燃油倾卸、人员走动、大迎角和滚转速率下燃油转移等。应建立准则，以保证飞机能够承受由于工具跌落、飞鸟撞击、冰雹、跑道碎片、滑行道碎片和匝道碎片引起的外来物损伤。应建立准则，以保证飞机能够承受雷击和静电放电。应为飞机水上迫降、应急着陆和坠撞建立准则。6.1.4耐久性和损伤容限控制应为飞机结构建立耐久性和损伤容限控制团队，主要由来自工程、制造、质量保证、无损检测、维护和其他参与飞机结构设计、工程发展、生产、结构认证和用户管理的承包商和适航代表组成。应在飞机设计的早期评估与耐久性和损伤容限相关的设计概念、材料、重量、性能、成本权衡研究，并向用户提交以便进行评估。6.1.4.2耐久性和损伤容限控制计划制定与设计使用寿命相协调的耐久性和损伤容限控制计划并按程序执行。并应从断裂力学、疲劳、材料和工艺选择、环境保护、腐蚀防护与控制、结构设计、制造、质量控制、NDI、SHM以及概率方法等学科领域综合考虑6.1.4.3关键件/工艺选择和控制应制定准则，以选择飞机结构关键件/工艺及其控制方法。对于非单传力路径的飞行安全结构件，应考虑材料和工艺的稳定性、可生产性、设计概念、零件尺寸基准、何时确定是否应将零件划归为断裂关键可追踪件并因此要求相应的系列化和可追溯性控制。对于非飞行安全结构件，应考虑生产成本、可能的零件破损对完成任务的影响、可达性、易于检查、维护成本、何时确定是否应将零件划归为耐久性关键件并因此要求附加的控制。应确保关键件/工艺清单随着设计成熟得到更新。应确定程序和相关的技术指令以确保断裂关键结构可追踪件在其全寿命周期中得到适当的控制和跟踪。6.1.5腐蚀防护与控制腐蚀环境对飞机结构的疲劳寿命有着不可低估的影响。飞机结构的腐蚀防护与控制技术是一项系统工程，必须从设计、制造、使用、维护、直至退役这样的一个全过程来考虑。它涉及结构布局、材料、工艺、表面处理及防护技术。飞机的腐蚀控制技术最关健的环节是飞机结构的抗腐蚀设计，它决定了飞机结构固有的抗腐蚀品质，在飞机的全寿命期内腐蚀控制工作中起着决定性的作用。生产制造是实现飞机腐蚀控制技术的根本保证，使用维护是保持和恢复飞机结构固有抗商蚀特性的重要措施。“腐蚀防护与控制大纲”就是根据飞机结构的特点和所处的腐蚀环境，提出抗宿蚀设计要求和合理可行的腐蚀防护体系以及维修要求6.1.5.2腐蚀防护与控制计划(CPCP)与设计使用寿命相协调的CPCP应由CPCT制定并按程序执行。该计划应明确CPC要求，列出适用标准，包含工艺/表面处理规范，解决可持续性和后勤保障问题。6.1.5.3腐蚀敏感性评估飞机结构腐蚀敏感性评估应由CPCT进行。该评估应考虑结构设计、材料、制造工艺、涂层、腐蚀防护系统、持续循环应力和预期使用环境，确定结构可能易受腐蚀的位置以及预期的腐蚀类型。评估结果将用于建立CPC要求并纳入CPCP中。6.1.6无损检测应制定无损检测(NDI)大纲，并将适用的无损检测方法贯彻到飞机设计、制造、试验和使用的各个阶段。应设立无损检测要求监查委员会，负责该大纲的监督和执行。该委员会应在设计阶段的早期设立。以便从制造工艺控制和质量监测的角度对产品的可检性进行评估。该委员会还应负责审查和批准在结构维护计划(FSMP)中所用的检测方法及具备的检测能力。6.1.7材料、工艺、连接方法和结构概念的选择应选择合适的材料、工艺、连接方法及结构概念，以设计制造安全、轻质、低成本的民用飞机结构，满足CCAR25适航规章规定的强度、刚度、耐久性及损伤容限等要求。在使用新材料、新工艺、新连接方法及新结构概念(即那些以前未在民用飞机上使用过的)之前，应进行基于其稳定性、可制造性、可检性、可保障性和机械物理性能的评估，确定与之相关的风险及降低风险的措施。并应经适航管理部门应对材料、工艺和连接方法选择的成熟度进行评估，以确定是否达到了满足系统性能和生产要求的一致且可重复的质量和预期成本。应通过规范、标准和生产指令建立和控制工艺参数和方法。6.1.7.3可生产性应对材料、工艺和连接方法选择进行评估，以确定对性能、成本和质量没有不利影响的大规模生产和生产率能否实现。材料、工艺和连接方法选择应考虑生产过程中的可检性。6.1.7.4表征机械和物理特性应对材料、工艺和连接方法选择进行表征，以确定在使用生产工艺和连接方法的制造条件下，对于适当环境的机械和物理特性。关键机械特性包括但不限于：强度、延伸率、断裂韧性、损伤扩展速率、疲劳、应力腐蚀和损伤扩展阈值。关键物理特性包括但不限于：密度、耐腐蚀性、损伤密度、表面反射率、热稳定性、热膨胀系数、防火性能、流体阻力和表面粗糙度6.1.7.5结构性能的可预测性应对材料、工艺和连接方法选择进行迁估，以确定是否建立了有效的分析方法和/或经验方法，以确保结构性能(例如：强度、刚度、耐久性、损伤容限)的准确预测。如果在选择材料、工艺和连接方法时缺乏有效方法，则应制定风险降低措施6.1.7.6可保障性应对材料、工艺和连接方法选择进行评估，以确定是否可以获得在全寿命周期中考虑维持环境条件下具有成本效益的检测和修理方法，或者能够及时制定出相应的方法。如果在选择材料、工艺和连接方法时缺乏保障方法，则应制定风险降低措施。6.2设计分析和研制试验(任务II)6.2.1任务目的设计分析和研制试验的目的是：a)确定飞机结构必须经受的外载荷和使用环境；6b)基于以上载荷和环境进行飞机结构的初始和最终分析与试验：c)确定满足强度、刚度、耐久性和损伤容限要求的飞机结构形式和尺寸。试验计划、方法和进度安排应征得用户和适航管理部门认可。6.2.2材料和接头许用值在飞机结构设计分析中，应根据强度、刚度、耐久性和损伤容限等结构完整性要求，在己有材料许用值、代表结构典型特征的试样/元件/构件试验结果及设计和使用经验的基础上，规定和验证使用材料和接头许用值。也可使用其他的数据源，但应首先经订货方认可。对于新材料和那些没有足够可用数据的已有材料，应进行相关试验以获得数据并进行分析。在确定材料和接头许用值时，应考虑材料性能的分散性。6.2.3载荷分析载荷分析应确定在结构设计准则规定的包线范围内，飞机结构遇到的主要静载荷及动载荷的大小和分布。该分析包括确定飞行载荷、地面载荷、发动机载荷、操纵系统载荷和武器效应等。必要时，该分析还应包括温度、气动弹性及飞机结构动响应的影响等。设计载荷应涵盖所有可能对飞机结构任何部位产生高应力水平的受载情况6.2.4设计使用载荷谱应根据设计使用寿命和设计使用方法编制设计使用载荷谱，以确定飞机结构承受的载荷大小、载荷频数和载荷顺序。对于耐久性和损伤容限设计，应分别编制相应的设计使用载荷谱。必要时，应根据设计使用载荷谱及设计化学/热/气候环境谱，编制设计使用载荷/环境谱和飞一续一飞应力/环境谱，以支持本标准规定的各项分析和试验任务。载荷谱基本方法和步骤如下：a)确定飞机典型任务剖面b)确定产生疲劳载荷的结构环境：c)确定不同飞行(和地面)状态下的受载情况；d)进行结构载荷计算和应力分析：e)确定无顺序的载荷(应力)谱；f把无顺序载荷谱转换成试验谱和分析谱(程序块谱或飞一续一飞谱)6.2.5设计化学/热/气候环境语应根据设计使用寿命和设计使用方法编制设计化学/热/气侯环境谱，以确定飞机结构经受的环境强度、持续时间和出现频率等。环境谱中应包括所有重要的腐蚀环境。根据飞机的具体使用情况，环境谱中可略去对结构损伤影响很小的腐蚀环境，或者对某些腐蚀损伤小的环境进行适当的归并。为便于分析和试验验证，环境谱应作适当的当量化处理。6.2.6应力分析总体应力分析旨在确定由作用于飞机结构上的外部载荷(包括动态载荷)所引起的应力(或内力)和应变(变形)分布，从而判断机体结构承受各种严重载荷情况时，满足规定的强度、刚度要求的能力。总体应力分析，除用于静强度校核外，还作为耐久性(疲劳)与损伤容限分析、设计研制阶段试验项目的选择、关键件关键部位的确定、材料选择，以及强度验证试验中确定载荷情况等工作的基本依据。当飞机结构或受载情况发生显著变化时，应重新进行应力分析。总体应力分析，既是全机或部件传力分析的重要手段，也是局部强度校核和细节分析的基础。总体应力分析根据结构布局、元件的受力状态和传力路线特点，进行合理的有限元模型简化(包括有限元网格划分、单元选取、边界条件确定、载荷施加等),采用全机求解与部件求解相结合的形式。当结构线弹性应力分析有较多元件的应力超过材料的屈服应力时，应根据实际情况进行材料非线性应力分析。76.2.7静强度分析飞机结构静强度分析是强度设计的重要环节，是保证飞机能够飞行的必要条件。静强度分析应遵循a)所选择的强度校核方法和计算软件必须经过鉴定和批准；b)在进行结构的稳定性分析时尽量选用经过试验验证的理论方法或比较保守的方法；c)材料性能必须严格按照有关规定选取，并考虑温度的影响：d)每个结构件在进行强度校核时必须考虑到所有的受载情况；e)除考虑一般的不确定系数外还必须考虑特殊(附加)系数如铸件系数、挤压系数、接头系数等；f对于用塑性较好的材料制成的零件在受弯曲或扭转时，当应力超过材料的屈服应力甚至极限应力时，可以考虑塑性修正：g)安全裕度M.S≥0;为了确保安全和减轻结构重量，安全裕度应严格控制；如果个别部位有特殊的要求，可以适当增大安全裕度；h)静强度计算中结构的几何尺寸一般取名义尺寸：0)对于不满足强度要求的部位，必须明确列出并提出相应的结构更改建议。6.2.8耐久性分析应进行耐久性分析，以证明结构是否满足耐久性要求。耐久性分析中应采用基于设计使用载荷谱和设计化学/热/气候环境谱要求的设计飞一续一飞应力/环境谱。耐久性分析包括广布疲劳损伤起始分析和经济寿命分析，要求如下：a)广布疲劳损伤起始分析。应考虑影响典型结构广布疲劳损伤起始发生的所有因素，包括初始质量及其变化、化学/热/气候环境、载荷顺序与环境相互作用、材料性能变化以及分析的不确定b)经济寿命分析。应考虑影响裂纹或当量损伤尺寸大到必需采取维护措施所需时间的所有因素。6.2.9损伤容限分析对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出允许的最大损伤尺寸，以保证结构在给定的使用寿命期限内或检修周期内，不至由于未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤的扩展而出现灾难性的破坏事故。应进行包括裂纹扩展和剌余强度分析在内的损伤容限分析，以证明结构是否满足损伤容限要求。在损伤扩展分析和验证试验中，应采用基于6.2.4和6.2.5要求的设计飞一续一飞应力/环境谱。应根据已有的断裂试验数据和基本断裂许用值数据，进行临界裂纹尺寸、剩余强度、安全损伤扩展周期及检查间隔的分析计算。6.2.10腐蚀评估应进行腐蚀评估，以识别同腐蚀防护与控制大纲中确认的腐蚀类型有关的失效模式，并确定该失效模式对结构完整性的影响。应特别关注飞行安全结构和任务关键结构中腐蚀损伤会引起疲劳裂纹起始和导致应力腐蚀开裂的部位，尤其是那些腐蚀会加速广布疲劳损伤起始的部位。在飞机结构设计中应考虑将这些评估结果用于评定结构检查的可达性、确定修复极限以及保证构件的可替换性(必要时)等。6.2.11声耐久性分析应进行声耐久性分析，以保证飞机结构在整个设计使用寿命期内能抵抗声疲劳开裂。该分析应确定潜在危险声源的声环境强度，并应确定包括显著热效应在内的动响应。潜在危险声源包括(但不限于)发动机噪声、素流和分离流内的气动噪声、空腔谐振及局部报动诱导的噪声等。应进行振动分析，以根据飞机不同区域的振动水平来预计综合环境。振动分析以及耐久性分析(6.2.8)应表明，每一分析区域的结构在整个设计使用寿命期内能抵抗因振动载荷引起的开裂。此外该分析还应表明，在飞机整个设计使用寿命期内，振动水平不应对空勤人员的工效性、乘员的舒适性和设备的可靠性造成不可接受的影响。6.2.13气动弹性和气动伺服弹性分析应进行气动弹性和气动伺服弹性分析，以确定飞机的颤振、发散和其他气动弹性或气动伺服弹性不稳定性的特性。该分析的主要目的是评估潜在的气动弹性不稳定性和气动伺服弹性不稳定性，并验证飞机结构在所有设计条件下是否满足规定的气动弹性空速余量要求、阻尼要求和气动伺服弹性稳定格度要求。此外，还应进行设计故障条件下的分析。6.2.14质量特性分析应进行质量特性分析，以确定飞机的重量和配平。这种分析应基于对飞机设计、构造以及初始使用能力(0OC)形成时使用情况的评估。此外，应制定质量特性控制与管理计划，并在整个飞机寿命期内贯彻实施。6.2.15设计研制试验应进行设计研制试验，以确定材料、工艺和接头许用值；完善和/或验证分析方法和工艺；获得许用应力水平、材料选取、连接方法、设计化学/热环境谱影响的早期评估：通过风洞试验确定气动弹性和载荷特性：获得关键结构部件和组件的强度、耐久性、疲劳(声和振动)、耐腐蚀性能、损伤容限能力的早期评估。设计研制试验的典型试验件有：试件，胶接、接头和配件等元件，蒙皮和桁条面板、框架和蒙皮面板等子组件，机翼连接接头、平尾主轴、机翼大梁等组件，以及装配件等。试验计划应包括选择试验的根据以及不进行试验的影响、试验件描述、试验步骤、试验载荷和试验持续时间、试验数据采集要求、NDI和/或SHM的使用、试验费用和进度安排等。6.2.15.2复合材料结构研制试验对于由复合材料和/或包含粘接接头或组合件制造的结构设计，其设计研制试验应采用积木式方法积木式试验大纲应包含足够的试验，以表征材料、工艺和制造可变性的影响，以及由此产生的对机械性能的影响。试验应考虑设计载荷和环境，以确定所有潜在的失效模式，环境对失效模式的影响、以及与环境有关的补偿许用值。进行积木式试验，还应确定制造和服役中产生的损伤的临界尺寸、位置和影响，并评估生产中和外场NDI检测和监控损伤的能力。修理方法研究和验证也应是积木式试验大纲的一部分。对于在服役周期中预计的所有关键部位以及所有的关键温度和最严重湿度条件，应进行适当大小的子组件和组件的设计极限载荷试验，获得应变测量值，并与使用与试验环境相关的材料许用值的分析预计进行比较。如果未获得可接受的分析相关性，应进行附加的分析方法研究和试验，直到得到满意的分析相关性。在积木式试验大纲中，如果环境补偿法和环境空气条件法之间的失效模式发生变化，则应在6.3.2.5.3或6.3.2.5.4中进行说明(如果选择了其中一种全尺寸静力试验方法)6.2.15.3耐久性试验持续时间耐久性试验持续时间应足以确定WFD起始和EIDS分布的初始估计。应进行腐蚀试验。以评估对于明确的使用环境和结构设计中使用的材料和工艺、结构设计以及连接B方法，满足设计使用寿命要求的腐蚀防护系统的有效性。应对代表性结构和类似的传统飞机防护系统进行对比试验，以评估腐蚀防护系统的替代方案。试验结果应用于确定CPCP中的CPC要求。6.2.16结构风险分析应使用在6.2.15.3中确定的EIDS分布并结合类似飞机的数据(适用时)进行结构风险分析。该分析应证实在飞机设计使用寿命乘以规定系数的周期内不发生WFD起始和丧失破损安全。该分析应确定，当破损安全丧失的风险变得不可接受时，超出设计使用寿命的时间。对于非破损安全结构，该分析应确定，当要求的安全检查和/或更改会导致飞机可用性和/或经济后果被判定为不可接受时，超出设计使用寿命的时间。所有影响风险的重要变量应包括在风险分析中，如：EIDS分布、载荷谱、化学和热环境、材料性能、NDI或SHM检出概率等。6.2.17经济使用寿命分析应进行经济使用寿命分析，以证实飞机结构经济使用寿命大于设计使用寿命乘以规定系数。该分析应考虑所有损伤类型以及需要进行维护的结构退化。该分析应确定与其他备选方案(如；结合设计变更并强加低于设计要求的使用寿命限制)比较的，为保持结构完整性所需的目视检查、NDI、SHM、修理翻新、更改、部件更换以及腐蚀防护与控制的费用。6.3全尺寸试验(任务I)该任务的目的是通过一系列地面和飞行试验，帮助确定结构设计的充分性。试验计划、程序和进度安排应得到适航管理部门批准。试验结果用于验证或修正分析方法和结果，并证明要求得到了满足。6.3.2静力试验应在一架装有测试设备的飞机上，用模拟由严重飞行和地面操作情况导出的载荷，进行静力试验。对于使用环境产生显著热效应的情况，除了在飞机结构上施加机械载荷外，还应模拟热环境的影响。静力试验的主要目的是验证或修正静强度分析，并证明飞机结构的设计限制强度能力和设计极限强度能力。不进行全尺寸极限载荷静力试验一般是不可接受的。然而，如果满足下列条件之一，并得到采办方特别批准，则不需要进行单独的全尺寸静力试验a)飞机结构及其载荷与先前经全尺寸试验验证过的飞机结构基本相同：b)飞机结构的强度裕度(特别对于稳定性关键结构)已经通过主要部件(例如；整个机翼、机身和/或尾翼部件)试验得到了证明c)在每架要操作飞行的飞机上，对于足够数量的使用情况，进行达到足够载荷水平的强度演示验证试验。这些验证试验应证明变形要求得到了满足，并用于验证或修正应力和强度分析。对于重要修理、大量返工和修复、以及改变结构传力路径或结构概念发生显著变化的部件更改，应对受影响部件进行极限载荷静力试验6.3.2.2试验件选择试验件应是工程制造和研制阶段(EMD)早期的试验飞机结构，并应代表使用构形(包括所有重要的结构细节)和制造工艺。不要求试验件包含系统，但试验件必须包含系统连接结构和代表使用构型和制造工艺的相关细节。如果试验件和生产型飞机之间存在显著的设计、材料和制造变化，则应进行附加试验件或选择的部件和组合件的静力试验6.3.2.3进度要求应合理安排全尺寸静力试验和/或强度演示验证试验，以便在足够的时间内完成试验，以保证按计划要求支持飞行许可和/或取消飞行试验和服役使用飞机的飞行限制。6.3.2.4试验质量评估应对基于分布式气动载荷的静强度计算与静力试验加载方法之间的差异进行评估，以评定试验质6.3.2.5复合材料结构静力试验对于由复合材料制成和/或包含粘接接头或组件的结构设计，按照优先顺序，下列方法之一应适用于其静力试验，并应得到采办方批准。6.3.2.5.2设计环境条件下试验到设计载荷环境预处理试验件到最严重环境影响组合(例如，温度、湿度),并在这些条件下试验到设计限制载荷和设计极限载荷。6.3.2.5.3室温环境空气条件下试验到设计载荷在室温环境空气条件下试验到设计限制载荷和设计极限载荷，获得所有关键部位的应变测量值。关键部位设计极限载荷情况下测量的应变应与分析预计进行比较，该分析预计采用与试验环境相关的材料许用值和经6.2.15.2验证的分析方法和程序。比较结果应用于6.3.8的试验结果的解释和评估以及6.4.2.1的合格审定分析6.3.2.5.4室温环境空气条件下试验到超过设计载荷的载荷在室温环境空气条件下试验到超过设计限制载荷和设计极限载荷的载荷。施加到设计载荷上的系数应基于与静力试验环境相比的最严重的环境补偿许用值。考虑到在完成所有要求的试验载荷工况前试验件失效的可能性，选择此方法应要求采取风险化解措施。6.3.3首飞前地面验证试验6.3.3.1质量特性试验应进行质量特性试验，以验证或修正飞机重量和平衡预测。6.3.3.2功能验证试验应进行功能验证试验到设计限制载荷，以证明飞行关键结构系统、机构和部件的功能，其正确使用是安全飞行所必要的。这些试验应证明变形要求得到满足。6.3.3.3压力验证试验每架增压飞行飞机的每个增压舱均应进行压力验证试验到最大压力限制载荷。这些验证试验应证明变形要求得到满足，并用于验证或修正应力和强度分析6.3.3.4强度验证试验当全尺寸静力试验计划在首飞前不允许进行充分试验时，或当全尺寸试验不能充分证明强度能力时，或当不会不合理地限制飞机情况下限制飞机部件载荷的飞行限制可能难以实现时，应对选择的飞机结构部件和系统(例如，飞行操纵面、液压系统)进行强度验证试验。6.3.3.5飞行操纵面质量平衡、刚度和自由间隙试验应进行飞行操纵面刚度和自由间隙试验，以验证或修正颤振分析以及保证安全自由间隙限制。这些试验应在地面振动试验之前进行，并应针对设计故障和正常状态两种情况进行。用于防止气动弹性不稳定性的飞行操纵面质量平衡应指定为飞行安全结构。此外，应测量飞行操纵面的质量和惯量，以支持颤振分析并验证或修正质量特性分析。6.3.3.6地面振动试验应进行地面振动试验，以验证或修正飞机固有频率、振型和结构阻尼的分析预测。试验结果应与气动弹性分析中使用的结构模态相关联。应对飞机支撑系统进行评估，以确保飞机刚体模态不会干涉飞机弹性模态的捕获。部件地面振动试验应在飞机装配之前进行，并应离全尺寸飞机试验足够前，以便在必要时允许改变结构模型。6.3.3.7气动伺服弹性试验应进行包括开环传递(频率响应)试验和闭环耦合(结构响应)试验的气动伺服弹性地面试验，以与气动伺服弹性分析相关联并对其进行验证或修正。6.3.4飞行试验飞行试验应在一架全面改装测试设备并校准的飞机上进行，以验证或修正飞行和地面载荷、动响应、颜报、气动声学和振动的分析预测。同时，应安排一架生产计划后期生产的飞机作为备份飞机，并改装与初期试验飞机类似的测试设备6.3.4.2飞行和地面载荷测量应在一架改装有测试设备并经校准的飞机上实施飞行和地面载荷测量，在其结构设计限制包线内至包线边界飞行，测量由此产生的载荷，如果适用，还要测量飞机结构上相关的温度分布。载荷测量应采用与现有技术相当的应变计法或压力测量法以逐步逼近的方式进行。载荷测量目的是：a)验证或修正用于飞机结构设计的结构载荷和热分析；b)评估产生严重结构载荷和温度分布的受载情况；c)确定和定义可疑的新的严重受载情况，这些情况可以通过研究在设计限制包线内的结构飞行情况来识别。6.3.4.3动响应试验应在一架改装有测试设备并经校准的飞机上进行动响应试验，测量飞机在穿过大气素流时，在滑行、起飞、着陆、牵引、空中加油、外挂物投放过程中，以及其他动态事件的结构载荷和输入参数。目的是获得结构对这些动态载荷输入的弹性响应特性的飞行评估，并验证或修正动态分析。6.3.4.4额振试验应进行飞行颤振试验，以验证飞机结构在整个飞行使用包线内不发生气动弹性不稳定性，并有满意的阻尼。试验飞机应改装有足够的测试设备，应采用可接受的飞行激振方法以确定每种飞行试验状态下主要关注模态的频率和阻尼大小。试验应在预定的由马赫数和高度定义的试验点上，按危险程度递增的规定顺序进行。对装有飞行控制增稳系统的飞机，气动伺服弹性稳定性飞行试验应与颤振飞行试验一起进行。应对飞行载荷和颤振飞行试验飞机的飞行操纵面进行自由间隙测量，以确定自由间隙因磨损的增应对基于分布式气动载荷和设计耐久性载荷/环境谱的耐久性计算与耐久性试验加载和谱截取方法之间的差异进行评估，以评定试验质量。6.3.5.5损伤检测和监控目视检查、NDI和SHM(当使用时)应作为全尺施这些技术的损伤检测和监控计划应获得采办方批准。损伤检测和监控的目的应是：尽可能伤，提供损伤扩展数据，以及使试验期间不曾预料到的灾难性失效的风险最小。在全尺寸耐久性试验结束时(包括排定的损伤容限试验和/或剩余强度试验),应实施拆解检查和评估。拆解检查和评估应包括仔细和刻意地拆解整个耐久性试验件，并在拆解时密切目视检查件。应对设计时确定的关键区域以及试验时确定的其他关键结以获得验证或修正损伤扩展分析的损伤扩展数据，并帮助评估飞机结构的初始质量。EIDS分布应来自试验以及拆解检查和评估时发现的损伤。在拆解之前，应考虑评估适用于外场飞机的预期NDI方法的6.3.6损伤容限试验应采用重复施加飞一续一飞设计损伤容限载荷/环境谱的方法进行损伤容限试验，以验证或修正损伤容限分析。对于使用环境呈现明显热效应的飞机结构，应在施加载荷的同时，模拟热环境现有的试验件上(如设计研制试验的试验件和全尺寸耐久性试验的试验件)进行损伤容限试验。必要时，应选择、制造和试验另外的结构部件和组件。6.3.7气候试验应进行全尺寸系统级气候试验，以确定潜在的腐蚀问题。应确定流体源、沉积液区和不6.3.8试验发现问题的解释和评估应分析在本标准描述的试验中发生的每一个问题，以确定根本原因。发现问题的例子包于；载荷、应变、应力、位移、振动、重量比预计的大，刚度、频率或振型与预计的不效，裂纹，分层，脱粘，WFD起始，腐蚀，磨损，轴衬移位，以及不合适的排液路径。试验结果应用于修正本标准描述的各类分析直到满足可接受的相关性。修正的分析应用于确定是否需要采取纠正措施，以满足强度、刚度、耐久性、损伤容限和其他规定的要求。对于每一项需要采取的纠正定解决问题选项的成本、进度和飞机可用性影响，并应进行风险分折，以确定纠正措制(例如：过载限制、重量限制、空速限制、减小的认证使用寿命)6.3.9试验发现问题的解决由纠正试验发现结构问题而引起的成本、进度和飞机可用性影响应用于做出重大项目决策(如重大的重新设计、项目取消、惩罚、缩短认证使用寿命或削减飞机数量),并确定纠正措施(如生产设计变更、结构修改和/或附加的结构维护要求),以满足强度、刚度、耐久性、损伤容限和其他规定的要求。为满足规定要求，由全尺寸试验结果得出的设计变更或结构修改应通过分析和适当的部件、验件的后续试验来证实6.4合格审定和用户管理规划(任务IV合格审定基于任务I~任务Ⅲ的结果，采用与地面和飞行试验相关的设计分析方法。为保持结构认证状态，应制定适当的用户管理策略，为在任务V下维持期间发生的用户管理执行做准备。用户管理规划取决于结构能力的正式文件、结构维护计划的创建、数据采集及信息反馈的开发，并将结果纳入技术指令。6.4.2合格审定分析6.4.2.1基本要求合格审定分析是根据地面和飞行试验结果，对设计分析(6.2)进行修正，以解决分析和试验之间存在的不一致问题。相关设计研制试验(6.2.15)、全尺寸试验(6.3)以及试验结果解释和评估(6.3.8)应是合格审定工作的基础。合格审定分析为制定保证飞机安全使用所需的使用限制、操作程序和维护要求等文件提供工程原始数据。合格审定分析的批准标志着飞机结构合格审定的完成。应进行风险分析，并应将结果用于初步的合格审定中。该分析的目的是确定ASIP各项任务对飞机结构可靠性的影响，并验证达到了飞机结构可靠性要求6.4.2.3量化分析精度应将6.2的分析与6.2.15和6.3给出的试验结果进行比较，以概率量化的形式给出分析精度，并形成文件，以支持飞机结构合格审定。6.4.3强度概要和使用限制应把最终分析和其他有关的结构数据概括成强度概要和使用限制文件，该文件应能清晰地描述以使用参数表示的主要结构特性、限制和能