（）結構損傷修理
結構高能沖擊穿透損傷、彈傷等切斷纖維的損傷只能靠補片膠接或機械連接恢復損傷區纖維的連續承載能力。然而，補片修理時，機械連接制孔和加熱膠接固化都會給復合材料結構造成新的損傷。因此，復合材料結構的修理設計必須與結構設計同步進行，以保證結構有足夠的結構修理所需的強度儲備。
（"）雷電防護
復合材料是電的不良導體。因此，復合材料結構設計必須考慮和完成雷電防護設計和試驗驗證，確保雷電防護安全可靠。通常采用表面噴涂鋁、貼鋁條、銅網等雷電防護措施。
（）電磁兼容性設計
復合材料結構電磁兼容性設計是一個新問題，眉的在于保證儀器設備艙內儀器正常工作。同時，減少搭鐵電阻，保證靜電安全釋放，處理安排好故障電流回路、電源負線和滿足地電勢要求。
（%）電偶腐蝕防護碳纖維復合材料與鋁合金接觸部位有電偶腐蝕，必須采取鋪放玻璃纖維復合材料或其他絕緣材料進行電偶腐蝕防護。復合材料結構設計 &材料 &工藝一體化方面應注意以下幾點：
（）在初步設計階段就應盡早取得制造成形工藝可行性的支持，這是進行復合材料結構設計的關鍵。同時，還應盡量采用成熟的低成本制造技術和可靠的檢測與質量保證體系，以確保生產制造的成本效益。必要時，還需進行工藝試驗件制備。
（’）充分開發利用復合材料可剪裁設計和新的成形工藝技術（如：預成形件 & ()*或 (+,工藝），創新設計出綜合權衡各方面設計要求和約束條件的重量輕、經濟效益好的復合材料結
（-）積木式驗證試驗安排時，應充分利用已有的試驗結果和使用經驗，以優化驗證試驗內容，降低驗證試驗成本和審定成本。（.）復合材料結構的可維護性和可修理性在設計方案驗證階段就應予以考慮，以降低使用維修費、減少備件更換（甚至全壽命期內不更換）。（/）重視解決復合材料結構涉及的環境保護問題。
第四節 0飛機結構設計規范對復合材料結構設計要求的補充
’%世紀 1%年代末美國開始將復合材料用于飛機承力部件。復合材料結構設計基本上套用了金屬結構的設計規范，以保證所設計的復合材料結構的強度、剛度和安全性不低于同類金屬結構。 %年代初首飛的 +—.、+—/、+—1尾翼安定面復合
•--•
材料翼盒結構均采用等代設計。設計原則為復合材料結構的強度、剛度和安全性不
低于原有的對應替代的金屬結構。復合材料結構處于試用階段，突出減重指標，付出
了高成本代價。 "年 月頒布 %&—’()*—+“聚合物基復合材料”用以指導
復合材料結構設計選材和材料性能許用值確定。
",年 -月頒布的 %&—./(—,01+（ 2.+3）飛機結構完整性大綱— ——飛機
要求，覆蓋了復合材料結構。規范沒有對復合材料結構規定具體要求，但規范所述各
項要求原則上對復合材料結構是適用的。樹脂基復合材料層合結構性能可剪裁設計
以及材料形成與結構成形同時完成兩大特點，及其對壓縮載荷、濕 4熱和沖擊損傷的
敏感，使復合材料結構特性與金屬材料結構有顯著差異。因而金屬結構的設計與驗
證方法通常不能直接用于復合材料結構。為此，美國空軍沃特航空試驗室（ +35+&）
與航空系統分部（ +.(）聯合制定了一個 "6 7 "8-復合材料結構完整性實施大綱（.9:;<9;:=>%?9@A:B9CDE=FG=H），以碳 4環氧層合結構為主，通過生產型飛機 3—8復合材料機翼、 +I—8)復合材料機翼和前機身等新設計復合材料部件研制生產，深入地研究了復合材料結構完整性。當時，復合材料結構應用風險評估關心的問題是性能的分散性、吸濕和高溫引起的強度、剛度下降、與鋁合金的電偶腐蝕、雷電防護和疲勞壽命等。空軍 "8,年和海軍 "8年的新規范第一次增加了有關復合材料結構的內
容。
"8-年 1月 7 "8年 0月美國空軍執行了“復合材料飛機主結構損傷容限研
究”計劃，確定給出了復合材料結構特殊的低能量沖擊損傷及其耐久性要求和損傷容
限要求。
這樣，美國在 "6—"8的 -年間完成了軍機復合材料結構完整性研究的全過程，研究結果現已列入規范 %&—+—8--（ 2.+3）（"8,J -J -8）、+3K.—8--+（""1J 6J 8）和 %&—+—8861)（ +.）（"8J ,J -1），形成了對復合材料結構完整性的
要求和驗證方法。
出于安全性和經濟性方面的考慮，復合材料結構在民機上的應用比較慎重，比在
軍機上的應用要遲一些。美國聯邦航空管理局（ 3++）于 "8年頒布了第一個有關
中國航空網 www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機檢測與維修實用手冊 2(7)
