复合材料在民机应用中有关适航问题的探讨
卫鑫龙++纪子骞
[摘 要]现阶段，在科学技术的不断发展过程中，复合材料机翼、机身也得到了更加广泛的运用，因此，如何规划复合材料的研究思路，如何进行研究与试验以表明适航的符合性成为了一个重要的研究问题。
[关键词]复合材料结构；适航符合性；分析
中图分类号：V250.2 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）24-0114-01
目前，在社会的发展过程中，复合材料也实现了进一步的发展。目前，AC20-107B是较为完整的复合材料结构适航审定要求。国内复合材料结构的应用开始于20世纪90年代的Y7-100民用飞机，但未开展适航审定工作。在研的ARJ21-700、C919等飞机也在逐渐增大复合材料结构用量，但仍处于适航审定中。目前国内在复合材料飞机结构适航验证方面的经验仍然不足，缺乏具体可操作的流程及方法，本文从适航符合性验证思路入手开展了研究。
一、复合材料的结构特点分析
（一）各向异性
与金属相比而言，单向复合材料表现出很强的各向异性，具有很高的纵向强度、弹性模量和很低的横向剪切强度、弹性模量，这使复合材料结构的计算分析较金属材料复杂。
（二）疲劳与损伤特性
（1）冲击损伤敏感性
相比于金属的各向同性，复合材料结构层间性能远低于面内性能，使复合材料层压结构对冲击损伤较为敏感[1]。当内部产生大范围基体开裂和分层时，外表面往往目视不可检，但其压缩承载能力已大幅度下降，显著影响复合材料结构强度和刚度。
（2）缺口敏感性
不同于金属的屈服阶段，复合材料直至破坏其应力-应变曲线通常呈现线弹性，所以复合材料静强度缺口敏感性远高于金属。
（3）良好的抗疲劳性能
金属材料一般对疲劳比较敏感，尤其是含缺口结构受拉-拉疲劳载荷时，疲劳强度会急剧下降。复合材料有良好疲劳性能，一般在拉-拉疲劳载荷（最大应力为80%极限拉伸强度）作用下，能经受106次循环；拉-压或压-压疲劳强度一般不低于相应静强度的60%。含冲击损伤的复合材料结构在疲劳载荷下，很难观察到损伤扩展，即使出现损伤扩展一般也在寿命后期，且扩展规律很难确定[2]。
（4）强度分散性
复合材料静强度和疲劳强度分散性比金属高，尤其是疲劳强度。复合材料结构进行疲劳验证时应考虑寿命分散系数，载荷放大系数以缩短疲劳试验周期。
（三）可设计性
从本质上来说，复合材料结构可设计为准各向同性或各向异性、对称均衡或非对称非均衡。该特点带来了自由的设计空间，可以实现金属材料无法实现的设计构想；同时，各向异性给结构设计、分析和制造也增加了困難。
（四）环境敏感性
对于金属结构，必须考虑腐蚀影响，湿热影响一般仅考虑极高温度下的影响。复合材料结构通常有良好抗腐蚀性能，但必须考虑湿、热环境的联合影响（见图3、图4）。
（五）导电性
相比于金属良好的导电性，复合材料除碳纤维有一定导电性外，其他复合材料基本不导电。
（六）成型特点
复合材料主要通过热压罐、真空袋等方法成型。复合材料结构是材料形成与构件成型同时完成，材料、设计和制造三者联系密切，其性能与制造工艺紧密相关。综上所述，复合材料结构在材料特性、力学特性、失效机理、环境影响、冲击损伤特性、导电特性、工艺分散性等方面与传统的金属结构差异较大，故复合材料结构的适航验证不可能沿用传统金属结构的验证方法，有必要针对复合材料结构的验证方法进行研究，以保证复合材料结构的应用能够达到和金属结构相当的安全水平。
二、复合材料结构的适航符合性分析
（一）材料与制造
适航要求有25.603，25.605，25.613，AC20-107B第6章，验证思路的核心是足够的试验和数据来证明材料和工艺合格性，验证设计可重复性、可靠性及安全性；材料强度性能和设计值必须以足够的试验为依据，在试验统计基础上，考虑预期严酷环境条件确定许用值，将因材料性能偏差而导致结构破坏的概率降至最低。尽量采用“经批准”的复合材料体系，或选用有足够的试验数据积累的新材料；尽量选用成熟度高的材料；充分考虑环境（温度、湿度等）因素对材料性能的影响。建立覆盖材料、材料加工和制造程序的规范，保证材料与工艺的一致性。
（二）结构
（1）静强度
适航要求25.305、25.307及AC20-107B第7章（静强度），验证思路的核心是复合材料结构在限制载荷作用下不得有有害变形，在极限载荷下应保载3s以上而不破坏；设计时应考虑复合材料结构环境敏感性、材料各向异性及材料性能参数分散性、破坏模式多样性、工艺分散性、制造缺陷、低能量冲击损伤等引起的强度下降，保证与金属结构具有相当的静强度安全水平。
分析方法必须有型号经验或试验结果来表明成熟可靠，或采用试验数据支持的分析方法，主要依赖于“积木式”验证试验方法支持的分析。“积木式”方法适用于材料、工艺、研制试验、损伤容限/疲劳等复合材料结构研制和验证全过程。A组：试样级试验。测试所选材料的基本力学性能，获取材料的许用值，并对材料的缺口敏感性、环境影响、试件的破坏模式等予以评定。B组：元件级与组合件级试验。确定许用值与设计值。元件级与组合件级试验分别验证元件和结构的承载能力、破坏形式、环境影响、分析方法等。组合件级试验可代表完整结构的典型部分。结构的设计值依据材料许用值在元件级试验中产生，并取用组合件级试验有关结果。C组：部件级及全尺寸级验证。部件级试验件为飞机结构的一个主要部分，如完整的机身、机翼和尾翼等，作为一个完整的单元进行分析和试验，可考核部件级结构的承载能力、载荷分布、破坏模式、环境影响和变形情况等，一般可考核静强度、疲劳强度、损伤容限、耐久性以及结构方案和分析方法等；全尺寸级通常是指全机的分析和试验，如进行全机的静力和疲劳试验，用于考核结构完整性，验证预测的内载分布和挠度及整个结构的破坏模式。
（2）疲劳与损伤容限
适航要求25.571及AC20-107B第8章，核心是验证整个寿命期内避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起灾难性破坏，损伤被检出（或出现故障）前，损伤结构具有适当剩余强度和刚度，保证飞机的持续安全使用。应充分关注复合材料在疲劳、抗腐蚀及损伤冲击方面的特性，考虑不可检缺陷、许用制造缺陷、BVID（Barely Visible Impact Damage及环境对复合材料疲劳性能的影响。对制造缺陷、使用或维护期间可能出现的损伤威胁（工具掉落、冰雹、沙石、冲击、雷击、鸟撞等），先应对损伤的严重程度及可检性进行评估，建立相应数据库，确定最危险的损伤；然后针对不同损伤类型、损伤出现概率和相关剩余强度，确定门槛值、检查间隔、检查方法、修理方法等，并分析结构是否满足剩余强度要求；最终利用全尺寸疲劳与损伤容限试验结果为编制结构检查大纲提供依据。在疲劳寿命评估时，可采用寿命分散系数与载荷放大系数组合，覆盖复合材料结构的疲劳分散性。含缺陷/损伤的复合材料损伤结构的疲劳性能较好（一般不低于含同样缺陷/损伤试样静强度的60%）。
三、结语
总而言之，本文分析研究了复合材料飞机结构适用的适航条款，明晰了复合材料结构在材料、设计、制造、验证等方面需满足的适航要求。在此基础上结合咨询通告和相关工业标准给出了复合材料结构在材料与工艺、静强度、疲劳与损伤容限等方面的符合性验证思路，为复合材料飞机结构的适航验证提供参考和指导。
参考文献
[1] 王爱军.民用飞机复合材料主结构适航符合性研究[J].民用飞机设计与研究，2011，（04）：24-27+61.
[2] 梁艳勤.民机复合材料结构修理容限与修理后适航符合性验证研究[D].上海交通大学，2011.
