《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》内容简介：《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》可以提升读者朋友们自身的知识水平。《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》旨在系统阐述大型民用飞机复合材料（以碳纤维聚合物基复合材料为代表）的结构适航要求符合性证明，可供航空工业飞机适航审定人员，设计、材料、制造和维修保障人员，以及其他相关工程技术人员和研究人员参考，也可作为高等院校相关专业的教学参考书或教材使用。

《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》编辑推荐：《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》是作者精心为广大读者朋友们编写而成的此书。可以让更多的读者朋友们从书中了解到更多的知识。《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》内容力求概念清楚、科学严谨、深入浅出、实用可行，以反映民用飞机复合材料结构符合性证明方法的最新进展。阅读《飞机复合材料结构适航符合性证明概论》需具备飞机结构设计和复合材料方面的基础知识。

第1章适航概念和合格审定 
1.1适航性与飞行安全 
1.1.1适航性的提出和品质特征 
1.1.2适航要求的安全水平 
1.1.3民用飞机与军用飞机适航要求差异 
1.2适航规章和型号合格审定 
1.2.1适航规章 
1.2.2型号合格审定 
1.3符合性验证方法 
1.3.1符合性验证方法概述 
1.3.2符合性方法实施要点 
1.4适航管理及各方责任 
1.4.1适航管理主要内容和特点 
1.4.2保障飞行安全相关各方责任 
1.4.3设计保证系统 
第2章复合材料结构符合性证明总则 
2.1复合材料结构符合性证明依据 
2.2复合材料结构符合性证明中的新问题 
2.2.1结构复合材料固有特性和力学性能表征 
2.2.2复合材料结构应用特殊考虑 
2.2.3复合材料结构合格审定中的新问题 
2.3AC 20—107B技术内容体系分析 
2.3.1民用飞机复合材料结构30多年应用结晶 
2.3.2AC 20—107A的更新／更改 
2.3.3AC 20—107B技术内容体系分析 
2.3.4适用的符合性方法 
2.4《咨询通告》AC 20—107B目的和总则的修订 
2.4.1《咨询通告》对目的的进一步明确 
2.4.2总则（§5）修订内容 
2.5复合材料飞机结构设计准则 
2.5.1民用飞机结构完整性 
2.5.2复合材料飞机结构设计准则 
2.5.3避免灾难性破坏的设计考虑和符合性证明 
第3章材料和制造研发 
3.1民机用复合材料 
3.1.1民机用复合材料研发 
3.1.2民机用复合材料性能指标要求 
3.1.3民机用复合材料现状 
3.2材料和制造研发的目的、依据规章和基本程序 
3.2.1材料和制造研发的目的 
3.2.2材料和制造研发依据规章 
3.2.3材料和制造研发基本程序 
3.3材料和制造工艺内容分析 
3.3.1材料和制造方法条款中复合材料应用 
3.3.2材料和工艺控制内容分析 
3.3.3制造实施内容分析 
3.4复合材料和工艺合格鉴定 
3.4.1复合材料和工艺合格鉴定目的和要求 
3.4.2复合材料和工艺合格鉴定程序 
3.4.3材料合格鉴定数据 
3.4.4材料鉴定和性能等同指南——建立共享数据库 
3.5材料规范和工艺规范 
3.5.1材料规范和材料质量控制 
3.5.2工艺规范和工艺质量控制 
3.5.3制造固化工艺与材料固化工艺一致性分析 
3.5.4复合材料结构质量保证 
3.6材料性能稳定性评价方法 
3.6.1材料性能稳定性定义和评价指导 
3.6.2材料性能稳定性评价准则 
3.6.3材料性能稳定性保证体系——评价基础 
3.6.4材料性能稳定性评价程序 
3.6.5材料性能稳定性综合评价 
3.7复合材料和／或工艺变更等同性评定 
3.7.1变更等同性评定目标 
3.7.2材料和／或工艺变更的分类 
3.7.3变更的合格鉴定和结构证实要求 
3.7.4变更证实的符合性原理 
3.7.5变更证实试验 
3.7.6变更等同性评定小结 
3.8结构胶结 
3.8.1结构胶结工艺技术特点 
3.8.2结构胶结工艺合格鉴定 
3.8.3结构胶结的质量控制 
3.8.4结构胶结符合性证明 
3.8.5胶层失效的处理措施 
3.8.6结构胶结推广应用技术途径 
3.9环境考虑 
3.9.1环境设计准则 
3.9.2环境因素的结构设计考虑 
3.9.3环境因素的结构应力分析考虑 
3.10结构保护 
3.10.1结构保护条款 
3.10.2结构保护实施 
第4章结构符合性证明——静力 
4.1复合材料结构设计特点与静强度评定要求 
4.1.1复合材料结构设计特点 
4.1.2结构静强度评定要求 
4.1.3结构静强度符合性证明特点 
4.2“积木式”方法 
4.2.1“积木式”方法基本原理 
4.2.2“积木式”方法复合材料结构研制的应用 
4.2.3“积木式”方法实施要点 
4.2.4“积木式”方法关键技术 
4.2.5“积木式”方法概要小结 
4.3民用飞机“积木式”验证方法应用 
4.4许用值和设计值 
4.4.1材料性能确定的依据 
4.4.2复合材料许用值和设计值的定义 
4.4.3复合材料许用值和设计值的确定 
4.5全尺寸结构静力试验 
4.5.1结构静力试验技术要点 
4.5.2静力试验件 
4.5.3静力试验对材料和工艺变异性、冲击损伤影响因素考虑 
4.5.4静力试验对重复加载与环境曝露影响考虑 
4.5.5静力试验的载荷放大系数 
4.5.6结构静强度符合性分析证明与试验证实 
第5章结构符合性证明——疲劳和损伤容限 
5.1结构疲劳和损伤容限评定依据和证实方法 
5.1.1结构疲劳和损伤容限评定依据 
5.1.2结构疲劳和损伤容限符合性证明方法选择指南 
5.2复合材料疲劳和损伤容限特性 
5.2.1复合材料疲劳特性 
5.2.2复合材料损伤容限特性 
5.2.3结构复合材料疲劳和损伤容限主要特点 
5.3复合材料结构损伤容限原理 
5.3.1损伤容限的基本要求 
5.3.2损伤容限设计准则 
5.3.3损伤容限评定技术体系 
5.4结构损伤危害性评定和损伤类别定义 
5.4.1结构损伤危害性评定要求 
5.4.2外来物冲击调查的内容和目的 
5.4.3外来物冲击环境和冲击损伤定义 
5.4.45个损伤类别定义和结构证实要求 
5.4.5初始损伤假设和意外冲击损伤设计考虑 
5.4.6损伤结构剩余强度曲线和剩余强度要求 
5.5损伤扩展确认和检查间隔确定 
5.5.1损伤“无扩展”“缓慢扩展”和“阻止扩展”方法设计概念 
5.5.2损伤扩展特性确认 
5.5.3检查间隔确定 
5.6疲劳载荷谱编制和载荷放大或寿命分散系数 
5.6.1疲劳载荷谱编制 
5.6.2载荷放大或寿命分散系数 
5.7损伤容限验证试验 
5.7.1损伤容限验证试验方案制定要求 
5.7.2损伤容限“积木式”验证试验 
5.8复合材料结构的耐久性 
5.8.1耐久性要求和目标 
5.8.2耐久性设计考虑与疲劳失效定义 
5.8.3复合材料结构耐久性行为特点 
5.8.4耐久性分析程序 
5.9结构疲劳评定 
5.10结构损伤容限与疲劳的联合评定 
5.11疲劳和损伤容限符合性证明的证实有效期 
5.11.1背景和证实有效期定义 
5.11.2证实有效期建立依据和方法 
5.11.3复合材料结构疲劳和损伤容限符合性证明的证实有效期 
5.12结构声疲劳强度评定 
5.12.1声疲劳强度特点 
5.12.2结构声疲劳强度评定依据和证明方法 
5.12.3声载荷和声载荷谱编制 
第6章结构符合性证明——颤振和其他气动弹性不稳定性 
6.1飞机结构气动弹性稳定性适航要求 
6.1.1飞机结构气动弹性问题 
6.1.2飞机结构气动弹性稳定性适航审定依据 
6.1.3结构气动弹性稳定性设计与试验证实特点 
6.2复合材料（翼面）结构气动弹性新问题 
6.2.1复合材料气动弹性剪裁设计 
6.2.2复合材料结构气动弹性相关的关键性能影响因素分析 
6.2.3复合材料结构气动弹性实例 
6.3结构气动弹性稳定性评定 
6.3.1结构气动弹性稳定性评定方法 
6.3.2结构气动弹性稳定性评定试验 
6.4复合材料结构气动弹性分析和试验 
6.4.1复合材料结构气动弹性关键问题 
6.4.2复合材料结构气动弹性研究工作 
6.4.3复合材料翼段／舵面颤振试验 
第7章持续适航 
7.1持续适航管理和支持技术特点 
7.1.1持续适航管理目的和工作三要素 
7.1.2持续适航支持技术特点 
7.1.3持续适航文件 
7.1.4持续适航责任 
7.2持续适航依据 
7.3维修设计 
7.3.1维修程序编制（飞机维修计划） 
7.3.2结构修理手册——结构修理设计和工艺 
7.3.3异常事件损伤处置程序 
7.4复合材料结构维修设计 
7.4.1维修设计的关键问题和维修性 
7.4.2结构使用维修损伤检查 
7.4.3损伤修理要求 
7.4.4结构修理设计和工艺验证 
7.5团队合作和人员培训 
7.5.1技术人员资格要求 
7.5.2其他人员资格要求

版权页： 

 

对预期的每个主要系统的主要失效状态概率要求为10—9次／飞行小时，这样可以为由于设计和制造原因以及考虑运营使用不当因素对安全水平产生的影响留有余地，以保证飞机安全水平满足适航标准要求的百万飞行小时发生低于1次灾难性破坏。 
对于复合材料飞机结构，避免飞机灾难性破坏发生必须考虑的情况，在AC 20—107B《复合材料飞机结构》中列举如下（不限于此）。 
（1）复合材料机体结构设计考虑 
复合材料机体结构疲劳和损伤容限评定，依据25.571和25.573，必须表明，飞机在整个使用寿命期内，将避免由于疲劳、环境影响、制造缺陷或意外损伤而引起的灾难性破坏。 
损伤容限评定由识别破坏会降低飞机结构完整性的结构开始，必须完成结构损伤危害性评定，对主结构和关键结构以及“破损安全”结构进行分析评定。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。主结构是破坏会降低飞机的结构完整性，承受飞行、地面和增压载荷的结构。关键结构是承载结构／元件，其完整性对保持飞机总体飞行安全至关重要，是多传力路径“破损安全”结构和“破损安全”止裂结构。评定工作详细内容见AC 20—107B，8给予的指导和本书第5章结构符合性证明——疲劳和损伤容限。 
（2）防火、可燃性和热问题设计考虑 
对运输类飞机飞行中的火灾问题，关键是使火焰不要蔓延或控制产生危险有毒物质副产品的数量。当飞行中火情蔓延至不可能接近区域时，火灾会成为灾难性的。若未着重考虑上述要求，则复合材料机身结构就不能起到与传统金属结构相同的作用。（AC 20—107B，11.b.（4）） 
（3）闪电防护设计考虑 
飞机必须具有防止闪电引起的灾难性后果的防护措施。（25.581（a）） 
飞行中的闪电防护设计考虑，分为飞机结构受到的直接效应防护和机载电源、电气设备、电子系统受到的间接效应防护。 
对复合材料结构，由于复合材料的电阻率极大（是铝合金的500～1000倍），因此受雷击后集中的电弧电流产生极大的热量和脉冲力，复合材料受热冲击后性能下降，极易被击穿，甚至出现结构损伤。非金属组件的设计使闪电的后果减至最小或者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。（25.581（c）） 
复合材料结构的闪电防护设计还要考虑避免在电气和电子系统线路中感应产生高电压和电流。这些系统功能扰乱或失效将会影响飞机的安全运行。无闪电防护的复合材料结构遭受雷击的后果对执行极其关键功能的电气和电子系统，如电传操纵飞控系统或发动机控制系统，将是灾难性的。（AC 20—107B，11.c.（3）） 
（4）影响飞行安全其他因素的设计考虑 
一些影响飞行安全的因素在飞机设计中也必须考虑，如临近系统的相互作用（潜在的过热或其他与意外系统失效有关的危害）（AC 20—107B，8.a.（1）（a）），毗邻发热的飞机系统的复合材料结构，在最坏情况下的正常操作和系统失效情况下的峰值温度（AC 20—107B，6.d），以及能引起零件超载或损伤的异常使用或操作事故等。（AC 20—107B，8.a. （1） （a））。