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（%）所得到的結果可用于全尺寸結構驗證結果的分析。
應該指出，對于金屬結構不是疲勞關鍵件，或雖然屬于疲勞關鍵件，但已經過驗證并可通過加強或定期更換來保證試驗正常進行的混合結構，可以不采納這一建議，而按復合材料結構驗證要求進行試驗。
第三節 &載荷 環境譜的編制
復合材料結構驗證試驗不僅需要載荷譜，有時還需要濕 熱環境譜，處理載荷譜與環境譜的疊加。特殊需要的個別情況還要編制老化譜（限于篇幅，請參閱有關資料）。
一、載荷譜的修正
復合材料對靜載荷和疲勞載荷的響應與金屬材料不同。復合材料呈現線彈性應力一應變關系，基本上屬于脆性材料，沒有屈服現象，不存在遲滯效應。復合材料層合板具有很好的抗疲勞性能，相對于靜強度的疲勞極限可高達 ’( )以上。因此，復合材料結構驗證試驗用載荷譜不能直接采用同類金屬結構的載荷譜，必須加以修正。修正主要有兩個方面。
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（）對高載的截取
金屬結構編譜一般按正常使用的最大過載取為最高一級載荷，更高的載荷不再施加，而折算到最高一級載荷上，這樣編出的載荷譜，減少了金屬材料遲滯效應的影響，所得金屬結構壽命的試驗結果偏于安全。但對復合材料結構，不存在遲滯效應，對高載荷敏感，會嚴重降低壽命。所以，復合材料結構采用相應的金屬結構載荷，將得到偏于危險的試驗結果。因此，復合材料結構載荷譜最高一級載荷的截取，必須取到載荷可能出現的最高值，以此原則來修正高載荷部分譜。
（"）對低載的刪除
復合材料結構目前多采用限制設計許用應變（靜力覆蓋疲勞）的辦法設計，應力水平不高。同時，復合材料具有優良的疲勞特性。為了縮短試驗時間，可以適當提高低載荷刪除值。一般情況下，可以刪除 %使用載荷以下的各級載荷。
二、濕熱環境譜編制
樹脂基復合材料對濕熱環境因素敏感，濕熱引起材料性能下降，因此，復合材料結構驗證試驗要求編制濕熱環境譜。它包括 個方面，即對于每一任務剖面的結構表面溫度、飛機的載荷 &溫度關系，以及吸濕量。
（）濕熱環境譜編制方法
飛機壽命一般由使用壽命（飛行小時數）和日歷壽命（年）兩個標準，以先到者確定。使用壽命，軍機為 ’ ( )飛行小時；而飛機的日歷壽命一般 " ("*年。兩者相比，可見飛機壽命期內，大部分（+% ( ,%）時間是停放在地面上。因此，軍機編制復合材料結構濕熱環境譜主要考慮地面環境和飛行氣動加熱。
（"）濕熱環境譜編制方法 根據飛機的戰術技術要求或使用要求，確定飛機在不同地域內（典型環境區）服役或使用的時間。
"根據使用任務剖面中相關資料，確定各類型任務不同任務段的時間比例和地面停放時間比例。如果按溫度分段，分別統計各任務段中，高溫、中溫、室溫和低溫的停留時間比例。
根據上述統計的各段時間比例，合并成幾個典型的溫度（或吸濕量）的循環剖面。每一循環代表一定的壽命（飛行時間或起落次數）。對地面停放情況，應按當地氣象資料進行模擬，同樣組成典型的溫度循環剖面。將任務剖面和地面停放兩類多種典型溫度（或吸濕量）的循環剖面組合，得到代表整個壽命期內的濕熱環境條件。
對地面停放等某些長時間情況，應按一定的等效原則進行加速，以減少試驗時間。
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第三篇 ,復合材料飛機結構設計
 
三、加速吸濕方法
由于復合材料吸濕是個極緩慢的過程，為縮短試驗周期，必須按一定原則加速吸濕，目標是建立一種環境條件（溫度和相對濕度），使之在較短的時間內使結構達到與實際情況相當的吸濕量。
加速試驗用溫度不宜太高。美歐以不高于 "為限、俄羅斯以 %為限。我國建議取 %&；相對濕度最高到 ’"(。
四、載荷譜與環境譜的疊加
復合材料結構在濕熱環境條件下進行試驗時，載荷譜和環境譜要同步施加。由于復合材料吸濕是一個緩慢過程，而載荷施加很快，為使兩者協調，一般采用復合材料結構件預先加速吸濕，達到一定吸濕量值后，再進行試驗。具體做法：
（)）分析預估復合材料結構在使用環境條件下的平衡吸濕量。（*）在加速吸濕條件下，試驗件預吸濕達到平衡吸濕量（直接稱量或隨爐件稱量確定）。（+）對載荷譜和濕熱譜適當組合，相互對應。當有高溫條件時，應適當補充吸濕量。由于復合材料結構成本高，環境條件模擬非常昂貴，因此，一般采用元件、結構件環境條件下試驗，獲得有關結構的結果，即“積木式”試驗方案解決。
第四節 ,壽命分散系數與載荷放大系數法
一、壽命分散系數
材料和結構件的疲勞試驗結果具有大的分散性。因此，根據實際結構譜載疲勞試驗結果所得到的個體（單個試驗件）疲勞壽命 -，按可靠性要求，必須除以一個大
.
于 )的分散系數，才能得出具有較高存活率和置信度（ /基準）的安全壽命 -0。這就是飛機結構服役使用壽命確定的壽命分散系數法，見圖 + 1)* 1*。壽命分散系數 2，定義為
-634 5
-0式中： -6 ———單個結構試驗件譜載疲勞壽命； -0 ———具有高存活率，高置信度（ /基準）的結構件的安全壽命。金屬飛機結構基本上采用壽命分散系數法進行耐久性試驗。按鋁合金 7—-曲 •")’•
 

圖  " "%載荷放大系數法原理圖
線， &’ (&)壽命區間，獲得 *基準疲勞壽命對應的壽命分散系數為 ’ ()。故，軍機壽命分散系數取為 ’ ()，民機一般取 ，即可得金屬飛機結構 *基準壽命。壽命分散系數民機小于軍機是因為民機的使用壽命約為軍機壽命的 &倍，若取相同壽命分散系數則試驗工作量太大，難以實施。
而對復合材料飛機結構，由于復合材料層合板的 +—,曲線相當平坦，疲勞數據分散性大。根據復合材料不同應力比、載荷形式（常幅、譜載）、鋪層方式、試樣幾何形狀、環境等因素層合板疲勞試驗數據，分析得出用一個結構試驗件進行耐久性試驗，欲得到 *基準壽命，至少要進行 -倍壽命的疲勞載荷試驗。這實際上是難以實施的，必須采用新的技術途徑來解決這一難題。
二、載荷放大系數法
　
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