复合材料结构强度规范要点——结构安全性的判据和符合性方法

推广碳纤维复合材料在工业领域大量应用过程中，作者多次提及必须解决“信心、技术和成本”三方面问题，其中首先是对使用碳纤维复合材有信心，也即首先必须回答如何保证碳纤维复合材料结构的安全。因为应用碳纤维复合材料主要是追求其轻量化的效果，这些结构对安全性要求极高。结构设计强度规范（强度与刚度设计）的要求就是保障结构安全的评判标准和具体实施途径。飞机是轻量化要求最高同时使用条件最恶劣，因此也是安全余度尽可能小（当然一般必须大于等于0）的结构，从而其强度规范是所有行业对安全性考虑最完善的。目前的飞机结构强度规范与飞机结构设计初期相差非常大，它是随着设计水平的提高和使用材料的不断更新，以及在对几十年来出现的各种事故甚至是惨重伤亡的经验教训总结的基础上才逐步完善的。上世纪50年代以前，飞机结构制考虑静强度设计。疲劳设计概念引入是由于1954年第一代机身充压的喷气式客机“彗星”号接连两架飞机失事坠入地中海，使设计师意识到疲劳载荷对结构安全的威胁；损伤容限设计概念的引入是由于1970年F111接连出现机翼枢轴断裂事故，使设计师意识到制造和使用中产生的缺陷/损伤对结构安全的威胁。

目前90%以上的结构设计师并不关注本行业的强度规范，因为通常只有在交付产品用户提及安全性时才有人关注。长期以来国内的复合材料产品设计均来自国外，生产厂家只是按图生产，不懂设计原理，当然更不会关注强度规范。近年来碳纤维复合材料大量应用于风电叶片，并开始在轨道交通车辆和汽车上应用，虽然开发出了一些产品，但很少有人关注本行业的强度规范。我参加过一些轨道交通复合材料结构部件的评审会，每每问及产品的安全性评估是否有相关的文件依据，均无言以答。这些设计师给出了详尽的结构分析报告，有限元分析说起来头头是道，一大堆花里胡哨的云纹图，但强度校核结果一头雾水，一大堆蔡-吴系数，看不出结构薄弱环节在哪里，也不知道结构能否通过静力试验和长期使用是否安全。所谓的强度校核只是常规的静力校核，s=[sb]，[sb]是材料体系的极限强度，通常只是做一批试样，取其结果的平均值。在人们意识中复合材料性能分散性大，就通过增加安全系数来保证。有人说我的安全系数取7肯定就安全了，殊不知在一般部位安全系数取7，并不能保证薄弱部位安全系数能达到1。此外取很大的安全系数，就与采用碳纤维复合材料实现减重结构的初衷背道而驰了。造成这种现象的根本原因是设计师脑子里没有强度规范的概念。

历经近80年飞机设计和使用的经验教训，目前对结构强度与刚度设计的要求可归结为结构完整性要求，即“影响飞机安全使用和成本费用的机体结构的强度、刚度、损伤容限、耐久性和功能的总称”，强度规范就是为实现结构完整性所需满足的具体要求。这一结构完整性定义严格来说同样适用于其他行业，当然基于不同行业结构的设计特点与使用经历，不同行业满足结构完整性的具体要求，即强度规范要求会有所差别，但总体考虑的内容大同小异。为保证所设计结构的安全，各行各业都必须建立本行业的强度规范，强度规范是所设计结构设计、制造和长期使用的经验教训积累，也是判断所设计结构是否安全的依据，以哪个国家的强度规范为依据实际上也反映了这个国家该行业结构设计水平在国际上的领先地位。 

强度规范的要求严格说来与使用的材料体系和设计水平有关，例如轨道交通车辆的设计规范对强度刚度和疲劳均有类似的要求，但没有提及损伤容限要求，这与该行业使用的材料性能和设计裕度有关。当初飞机为实现减重，使用了超高强度钢，其断裂韧性很低，锻造的缺陷引起结构在极低的强度下破坏，使设计师意识到初始缺陷和使用损伤（当时主要是扩展的疲劳裂纹）对结构强度的严重威胁；而一般工业领域基本上不使用这类材料，这类问题没有那么严重。先进复合材料是近年来应用越来越多的新型轻量化材料，由于其性能特点不同于金属，特别是破坏机理不同于金属，使得其完整性要求的具体内容也与金属结构不同。相比其他工业领域，复合材料在飞机结构中已使用了40多年，积累了丰富的设计与使用经验教训，无论是军用飞机或是民用飞机都已建立了完整系统的复合材料结构强度设计规范。而复合材料在其他对安全性要求较高的工业领域应用则刚刚起步，还没有足够的经验教训积累，因此飞机复合材料结构的强度规范要求可供其他工业领域参考，特别是适合于工业领域类似于飞机机体，受力状况复杂的杆板壳结构。目前除航空航天复合材料结构有较完整系统的强度设计规范外，尚未建立有关的强度设计规范因此在对所研发的复合材料结构进行安全性评估时没有可以参照的依据。

2飞机结构强度规范的演变

2.1军用飞机复合材料结构 

美国从1969年开始将碳纤维复合材料用于军机结构，但知道1975年才在所用的设计规范中增加有关复合材料的要求，并直到1998年才将复合材料结构的强度设计要求基本定型，鉴于美国军机设计规范采用填空式，对具体的定量要求留给设计单位和使用部门协商确定，只是通过附录中的经验教训部分给出了建议内容，表1所示是美国军用飞机设计规范的演变。

国内的军机设计规范演变过程如表2所示。虽然从1980年级开始尝试将复合材料用于飞机主要结构——垂尾，并在随后10余年里开始在主承力结构和批生产的型号上使用，但一直没有相关的设计规范可以依据，因此在应用初期，对结构安全的验证是有漏洞的（例如湿热影响等），但由于没有经验，通常有较大的设计裕度（特别是采用低于国外选用的结构设计值），迄今为止未出现任何安全事故。1997年制订的航标“军用飞机复合材料结构强度验证要求”是第一个有关复合材料飞机结构的强度规范。2008年发布的《军用飞机结构强度规范——复合材料结构》是参照美国军机强度规范，由航空复合材料结构设计领域数十位专家历经2年多次专项研讨后达成一致的文件，基本上总结了国外40多年，国内20多年军机复合材料结构设计与使用经验教训，其基本要点同样适用于其他工业领域受力复杂的杆板壳结构。

表1 美国军用飞机强度规范的演变

表2 我国军用飞机强度规范的演变

民机结构的安全性通常依靠适航认证来保证，民机适航条例是进行认证的依据，国际上FAR23,25,27和29和EASA CS23,25,27和29分别是美国与欧洲对不同类型飞机的适航条例，中国的CCAR23,25,27和29则基本上是欧美相应条例的翻译版。这些条例适用于所有的材料体系，包括复合材料，但由于复合材料在很多地方与金属不同，特别是破坏机理不同，使它们无法正确地给出适用的要求。在此背景下美国通过制订咨询通报的方式来解决复合材料结构需明确的要求，AC20-107就是当年为应对ACEE计划研制的民机复合材料结构（特别是Boeing727升降舵）适航认证需求而制订的，其中很大部分就是对复合材料结构强度的规范要求。初期AC20-107的要求只是诸如安全性不低于金属结构之类的一些原则，通过多年的实践，内容不断丰富，要求逐步细化。AC20-107经历了2次改版，2009年颁布的AC20-107B是最新版。虽说是咨询通报，实际上适航部门要求逐条逐句回答如何符合条款的要求。虽说它由美国FAA发布，但欧洲和中国民航均按此执行。表3是国外民机复合材料结构有关咨询通报的演变过程。

表3 国外民机复合材料结构有关咨询通报的演变

2.3 其他工业领域结构强度规范

迄今为止轨道交通车辆结构一直使用欧洲的强度规范EN 12663，中国的高铁产业发展如此迅速，最新自行设计和制造的复兴号也已批量生产，特别是研发了全碳纤维复合材料的地铁车厢，并已安全运行了相当一段时日，中国人已经积累了大量轨道交通车辆特别是复合材料车辆结构的设计、制造和使用经验，应该有能力制订符合中国国情，包含复合材料结构要求的强度规范。

表4 轨道交通车辆结构强度规范

2.4 若干定义

2.4.1 玻璃化转变温度 glass transition temperature 

在无定形聚合物或部分结晶聚合物无定形区域内，在黏流态或橡胶态和玻璃态之间发生可逆变化温度范围的近似中点值（Tg）。复合材料体系最高使用温度的确定与其有关。

2.4.2 材料最高使用温度 material operational limit（MOL）

考虑温度和湿度对聚合物基复合材料性能的影响，将使用可能达到的最高吸湿量时的玻璃化转变温度减去一安全余量，所确定的材料允许的最高使用温度。

2.4.3 结构完整性 structure integrity

影响飞机安全使用和成本费用的机体结构件的强度、刚度、耐久性、损伤容限和功能的总称。

2.4.4 耐久性 durability

在规定的期限内，飞机结构抵抗开裂（包括应力腐蚀开裂和氢脆引起的开裂）、腐蚀、热退化、分层、磨损和外来物损伤的能力。

2.4.5 损伤容限 damage tolerance

在规定的未修理使用期内，机体抵抗由于缺陷、裂纹或其他损伤引起破坏的能力。

2.4.6 复合材料损伤阻抗 damage resistance for composite materials

在复合材料及其结构中，同某一事件或一系列事件相关的力、能量或其他参数与其所产生损伤尺寸及类型之间关系的度量，如一定能量的冲击所产生的损伤面积或凹坑深度。

2.4.7 不确定系数 factor of uncertainty

亦称为安全系数，是可能引起飞机部件或结构破坏的载荷与使用中作用在飞机部件或结构上的最大载荷之比。对于结构设计来说，不确定系数是用该系数乘限制载荷得出极限载荷的系数值。

2.4.8 安全余量 margin of safety

飞机结构的许用应力与按极限载荷计算的应力之比减1的余数。安全余量（M.S）可用下式表示： 

式中：

[s]一—许用应力；

s一—极限载荷情况下的作用应力；

k 一—任一特定系数（如接头系数或挤压系数）。 

3 复合材料结构强度规范要点

3.1 概述 

由于碳纤维复合材料与金属完全不同的破坏机理，其强度、刚度（动强度）、损伤容限和耐久性的具体要求也不同，通过军机复合材料结构强度规范的编制，作者总结出碳纤维复合材料飞机结构与金属飞机结构完整性要求的主要差别为下列6点：

1) 以承认材料与结构同时形成和性能表征多样性为基础的材料和工艺要求；

2) 以承认初始缺陷/损伤对结构强度有影响为基础的设计值确定方法；

3) 以考虑湿热环境影响为基础的静强度设计；

4) 以承认静力覆盖疲劳和考虑冲击损伤阻抗为基础的耐久性设计；

5) 以冲击损伤和损伤无扩展为特点的损伤容限设计；

6) 以积木式设计验证试验为基础的结构验证方法。

3.2以承认材料与结构同时形成和性能表征多样性为基础的材料和工艺要求

由于材料性能的分散性是客观存在，为保证使用安全，对用试样试验得到的性能数据要进行统计处理。对金属材料设计用的材料性能分散性已有成熟的处理方法，因此规范中无需更多的说明，在CCAR 25部适航标准——运输类飞机中有关材料的要求只有短短几句话： 

§25.603 材料

其损坏可能对安全性有不利影响的零件所用材料的适用性和耐久性必须满足下列要求：

(a) 建立在经验或试验的基础上；

(b) 符合经批准的标准(如工业或军用标准，或技术标准规定)，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能；

(c) 考虑服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。

在GJB67-2008军用飞机结构强度规范中对金属也同样是简单的一段话：

3.2.23.1材料

机体所用材料应满足机体的使用和保障要求。当材料的特性数据有限或不完整时，应向订货方提供足够的背景资料，以确定材料的适用性。具体的材料要求为：

a) 如果裂纹扩展数据的变化是一种典型分布，则在裂纹扩展分析中应使用裂纹扩展数据的平均值（da／dN）。对于非典型分布，参考3.4.4.4的规定；

b) 对于剩余强度分析，应使用断裂韧性的最小值；

c) “A”基准设计许用值应该用于所有关键件（见6.1.23的定义）的设计。“A”基准设计许用值还应该用于在全尺寸机体静力试验中未达到极限载荷的结构设计。“B”基准设计许用值可用于所有其他结构的设计；

d) 当没有“A”或“B”基准设计许用值时，可以使用在有关文件中规定的“S”基准设计许用值。

但对复合材料结构这些内容远远不够，必须针对复合材料的下述特点在强度规范中给出详细的解决办法。

复合材料与金属的差别首先是材料与结构同时形成，金属的性能在出厂时已基本确定，后期的加工过程对性能虽有影响，但不会有本质的变化；而复合材料通常在成为结构前只是纤维与基体（树脂）分别的性能，基体在成为结构前通常是液态，复合材料的力学性能只有结构成型后才能体现。因此复合材料的力学性能不仅与材料组分有关，在很大程度上与工艺过程有关，复合材料的材料规范同时要带上相应的工艺规范，不同的工艺规范相应于不同的材料性能。由于这一特点复合材料性能必须考虑不同结构制造厂商所用设备、工艺流程与操作人员技能等因素的影响，从而除了材料鉴定外，材料等同性评定成为了复合材料力学性能表征不可或缺的一部分。

其次复合材料性能表征的多样性是另一特点，复合材料的特点也是其优势是可设计性。很多复合材料结构设计师只会使用准各向同性的铺层或织物进行设计，实际上充分利用其可设计性才能充分发挥复合材料优势。但可设计性同时带来了性能表征的复杂性，不同铺层比例和顺序的复合材料层压板具有不同的强度和模量，而复合材料结构可能使用无穷多种铺层比例与顺序的层压板，如何表征这些层压板的力学性能是复合材料结构设计必须解决的问题。 

有些因素对金属力学性能可能影响不大，但对复合材料力学性能可能有重大影响如湿热环境、冲击损伤等，这些因素与上述性能要求的组合使得复合材料力学性能表征的内容和试验工作量大大增加。

多年来复合材料结构设计的实践表明其材料许用值除传统意义上的单层级材料许用值外还包括设计许用值（即与结构设计有关的许用值），开孔拉伸和开孔压缩等成了复合材料力学性能表征的一部分。

综上所述，在金属结构的强度规范中对力学性能测试只是比较原则的几句话，但在复合材料结构强度规范中必须增加大量篇幅，给出对上述差别的处理方法。GJB67.14-2008《军用飞机结构强度规范——复合材料结构》和航标HB7618-2009《聚合物基复合材料力学性能数据表达准则》中有关内容可供其他行业制订有关规范参考。 

此外金属材料力学性能测试方法已经非常成熟，但由于破坏机理的巨大差别复合材料力学性能测试方法与金属完全不同，虽已应用40多年，但其性能测试方法仍在不断发展和完善中，美国ASTM D30复合材料委员会的测试标准的变化（包括标准数量的增加和改版的频度）实际上反映了对复合材料认识和应用的变化，复合材料力学性能表征技术已构成一门新的学科。到2018年6月为止，该委员会名下的标准总数已达到87项标准，其中只有10项在2010年后未进行改版；，2010年后新增的标准达到16项，特别是新增有关土木建筑应用的标准；有关夹层结构的试验标准在2010年后几乎全部改版，也反映了夹层结构在主承力结构中应用的地位。 

为满足广大复合材料用户的需求，《ASTM D30复合材料试验标准汇编》即将在今年年底前翻译出版，该书共收录复合材料界常用的98项试验标准。 

3.3以承认初始缺陷/损伤对结构强度有影响为基础的设计值确定方法

与金属结构不同，对金属结构设计来说设计许用值就够了，通常也不需要另行定义。自从1970年代开始研发飞机复合材料结构以来，材料许用值和结构设计值两个概念一直困扰着结构设计师，因此1984年4月在AC20-107A中专门增加了“许用值”和“设计值”两个定义以区分这两个不同的概念，从1980年代中开始作者一直在探索许用值和设计值这两个概念的区分，并探索确定它们的方法。2009年9月颁布的AC20-107B比较清晰地给出了这两个概念的定义：

·许用值(Allowables)：在概率基础上（如分别具有99%概率和95%置信度，与90%概率和95%置信度的A或B基准值），由层压板或单层级的试验数据确定的材料值。导出这些值要求的数据量由所需的统计意义（或基准）决定。

·设计值(Design Value)：为保证整个结构的完整性具有高置信度，由试验数据确定并被选用的材料、结构元件和结构细节的性能。这些值通常基于为考虑实际结构状态而经过修正的许用值，并用于分析计算安全裕度。 

许用值是材料层面的性能，通常必须通过试验并通过概率统计计算得到；而设计值则是结构层面用于强度计算和校核的数据，取决于该部件的结构完整性要求，某种程度上也取决于设计师的工程应用的经验和需求。

金属结构所用的材料一般认为是完好材料，出厂允许的内部缺陷不会影响其极限强度；而复合材料结构不同，成型后的结构一般均不可避免地带有不同程度的制造缺陷，如孔隙率、分层等，而这些缺陷会不同程度地降低其力学性能，因此对复合材料结构出厂前必须进行无损检测，对不同受力状态的部位按不同等级的缺陷标准进行验收。复合材料结构强度校核用的力学性能必须考虑含这些缺陷时的材料性能。1980年代初美国空军的“主结构损伤容限特性研究”课题组对此进行了研究，课题组汇集了早期各生产厂家对各种制造缺陷对力学性能影响进行研究得到的大量试验结果，最后给出了工程用的经验方法，即；

·可用含6.35mm开孔的强度降覆盖制造缺陷引起的拉伸强度降；

·可用含6.35mm充填孔的强度降覆盖常见且允许的制造缺陷（2%孔隙率，直径38.1mm分层）引起的压缩强度降（如图1所示） 

从而含开孔与充填孔试样的拉伸与压缩强度构成了设计许用值的一部分，通常开孔数据会略低一些，常规都只要求开孔拉伸与压缩强度。

图1 缺陷/损伤引起的强度降 

复合材料与金属结构的破坏特点如图2所示，金属结构在使用过程中会产生疲劳裂纹，初期不会使结构承载能力有明显的变化，随着疲劳裂纹的扩展逐渐下降，直至达到临界长度，出现结构破坏；而复合材料结构一般不会出现疲劳裂纹，结构承载能力不会随服役时间而下降，但在使用过程中会遇到外来物冲击而使结构承载能力（特别是压缩承载能力）突然下降，一般采用损伤无扩展设计准则，故承载能力一般也不会继续下降，直至寿命终结。复合材料结构的这一破坏特点，使结构设计必须考虑中使用中可能遇到的外来物冲击引起的强度降，其强度校核用设计值不能采用完好材料的极限强度值，必须考虑使用中可能出现的外来物冲击。图3所示是确定复合材料结构设计值的条件。

图2 金属与复合材料结构承载能力随时间的变化特点  

图3 用于确定结构设计值的条件

3.4以考虑湿热环境影响为基础的静强度设计

 除非几百或上千度高温环境，金属结构结构一般不考虑湿热对性能的影响。湿热影响与冲击损伤是1970年代碳纤维复合材料飞机结构在投入使用后首先发现的两大问题。有关湿热影响的研究一直贯穿复合材料在结构中应用的全过程，主要表现在两方面，即材料许用值和结构设计值的确定和结构（特别是全尺寸结构）静强度试验验证方法。

由于复合材料的基体材料（主要是树脂基）在使用中会吸收一定量的水分，复合材料的吸湿量随温度升高对性能（特别是压缩、剪切和挤压强度）降低有重大影响，如图4所示，这一性能降在接近复合材料的玻璃化转变温度时特别突出，而常用的环氧树脂基复合材料的玻璃化转变温度分为高温固化和中温固化两类，其中高温固化的湿态玻璃化转变温度大约为150°C，而中温固化的湿态玻璃化转变温度大约为90°C，材料工作极限（MOL）一般应比湿态玻璃化转变温度低约28°C，使得结构选材的第一步就要考虑其MOL是否满足要求。其次在材料鉴定和确定许用值和设计值的试验矩阵中必须增加湿热条件下的材料性能试验，其工作量和成本远远超过室温干态条件下的试验。

由于复合材料的这一特性，在进行复合材料结构的设计与验证时特别强调，必须考虑湿热环境对静强度的影响。作为静强度验证试验的通过判据要求，结构应在最严重的环境条件（通常是湿热状态）下，承受等于或小于设计极限载荷时，结构不应发生总体破坏外。传统的全尺寸结构的静强度验证均在室温环境下进行试验，如何满足这一要求也是复合材料结构试验验证的难题之一。历史上曾经采用在湿热环境箱中进行全尺寸复合材料结构的静强度验证试验，如A320垂尾，国内1990年进行的Y7复合材料垂尾静强度验证试验。近年来主要采用在室温大气环境进行试验，但需增加湿热环境因子考虑，或在室温大气环境进行试验，将试验测量数据外推考虑环境因子。湿热环境因子的确定是复合材料结构研发的难题之一。

图4 温度与湿度对与基体有关（如压缩和剪切）性能的影响

3.5以承认静力覆盖疲劳和考虑冲击损伤阻抗为基础的耐久性设计 

金属结构的耐久性设计包括其疲劳寿命（包括裂纹扩展寿命）设计、腐蚀疲劳等，特别是疲劳裂纹的产生或扩展是结构设计极其重要且花费巨大的设计内容，需要通过试验获得大量不同结构特征试样的S-N曲线和进行疲劳寿命预估。静力覆盖疲劳是1992年美国空军专家来华讲学时带来的新概念，在提出的初期无法为国内的专家接受，经过20多年来大量各层次（元件、部件和全尺寸结构）试验件的疲劳试验验证，目前这一概念已被飞机领域的复合材料专家普遍接受。采用这一概念是有前提条件的，首先结构设计值的确定必须基于上述的含缺陷/损伤的试样，其次需证实复合材料试样级的S-N曲线均满足下列条件：其疲劳门槛值（106次）与相应试样剩余静强度比值超过0.5（如图5所示），通常需给出含冲击损伤试样的压-压（R=10）和含开孔试样的拉-压（R=-1）S-N曲线（详细内容另文讨论）。

图5 复合材料的S-N曲线示意图 

冲击阻抗在国外通常归为损伤容限范畴，主要描述薄蒙皮结构抵抗外来物冲击不会产生不可接受损伤尺寸的能力。小能量外来物冲击对金属结构也经常会产生目视可见的凹坑，只要不出现裂纹，在维修时一般可不予处理。但复合材料薄面板结构或薄面板夹层结构，一旦产生了目视可见的损伤时，往往会出现导致芯子吸湿的通路，它不会直接引起结构破坏，但若不进行维修则会引起结构失效（例如夹层结构进水使蒙皮与芯子大面积脱胶），从而产生大量维修需求，因此作者把此类问题归为耐久性。在设计薄面板结构或薄面板夹层结构时，需要对薄蒙皮或面板采用增加厚度，或者增加玻璃纤维表面层等设计措施，以避免不可接受的维修需求。

金属结构耐久性设计要求还包括耐腐蚀、抗紫外线老化等问题。由于碳纤维复合材料飞机结构通常采用环氧或双马，这些树脂的化学稳定性保证其拥有优越的耐腐蚀和抗紫外线老化的性能，一般复合材料飞机结构设计很少专门处理这类问题。

3.6 以冲击损伤和损伤无扩展为特点的损伤容限设计

金属结构的损伤容限设计主要考虑初始裂纹长度、裂纹扩展速率和达到临界裂纹长度后的剩余强度，以及离散源损伤，复合材料冲击损伤的特点是，即使层压板内部存在大范围分层，外表面可能仍然是目视不可检的，且压缩强度会急剧下降（如图2），因此复合材料结构损伤容限除离散源损伤外重点是初始冲击损伤尺寸定义和含冲击损伤结构的剩余强度要求，以及损伤无扩展设计概念（详细内容另文讨论）。

复合材料结构中的缺陷/损伤在疲劳载荷下的破坏通常呈现“突然死亡”的特征，即无足够的损伤扩展寿命可以利用，同时无法得到统计有效的损伤扩展规律，所以设计通常采用损伤无扩展概念。

3.7 以积木式设计验证试验为基础的结构验证方法

复合材料结构通常采用所谓的“积木式设计试验验证方法”（有时也称为“金字塔”验证方法）对结构设计进行试验验证，这一术语最早是1980年代初期针对飞机复合材料结构设计试验验证提出的，它包括试样、元件、典型件、组合件和全尺寸结构五级如图6所示。

图6 复合材料结构设计试验验证的积木式方法 

其实金属结构设计也需要通过试验进行验证，只是设计阶段对材料性能只需少量试验，由于如3.2节阐述的复合材料力学性能表征的特点，其设计过程中材料级试样级试验的种类和数量远大于金属，构成了金字塔的塔底。

金属结构的应力分析和强度校核方法比较成熟，有很多经过试验验证的计算方法，对设计的验证很多可以通过计算来证实。而复合材料结构的应力分析和强度校核依然缺乏经验，特别是由于结构和受载的复杂性，以及破坏机理的多样性，不能仅仅通过分析来保证结构不会由于面外载荷而出现提前破坏；不能仅仅通过分析来保证结构存在缺陷/损伤（特别是冲击损伤）时有足够的承载能力。国内外复合材料研发初期，由于对积木式试验验证方法的重要性认识不足，有大量计算分析没有问题，却在全尺寸结构的验证试验中提前破坏的案例。为了将全尺寸结构验证试验的风险降到最低，有必要在组合件以下的验证试验中暴露出结构的薄弱部位，以便及早排除隐患，因此复合材料结构的完整性需要采用全尺寸部件和必要的试样、元件、组合件相结合的多层次设计验证试验方法来保证。这种方法可以通过低层次试验来验证在全尺寸试验时实施有困难的验证内容(如计算时未发现的面外载荷、环境影响、损伤性能等)。

由于湿热影响和材料性能的分散性，需要用积木式方法来确定应用于室温大气环境下进行全尺寸结构静强度验证的环境补偿值，和用积木式试验来确定疲劳谱的截除方法，和在全尺寸水平上的疲劳分散性补偿因子，这也是复合材料结构设计必须采用积木式设计试验验证方法的原因。

3.8 其他

强度与刚度规范中有关刚度要求，包括变形、稳定性和动强度考虑。因为刚度要求一般不涉及破坏，因此可以采用与金属结构相同的方法处理，并采用相同的设计要求。军机规范中有关复合材料结构的分册未提及动强度要求复合材料结构与金属结构的差别，在编制过程中，飞机结构动强度专家专门对此提出了质询。1980年代初期，中国飞机强度研究所专门成立了复合材料动强度研究课题组，进行了多年研究，在《复合材料结构设计手册》编写中专门成立了《结构动力学设计分析技术》编写组进行编写，的确在复合材料动力学研究中，其选材和铺层设计方面与金属有所不同，动特性通常优于金属，但其动强度设计准则与金属没有原则上的差异。同样稳定性设计准则与动强度要求类同，直接采用金属结构的要求即可。

安全系数是保证结构安全的手段之一。在飞机结构强度规范中把安全系数称为不确定系数，它通常用于补充考虑设计时未预计到的载荷、材料、工艺等因素对安全性的不确定性影响。根据飞机结构的设计经验，只要充分考虑上述完整性要求中复合材料与金属结构的差别，安全系数的取值与使用的材料无关。

作者简介

沈真，中国复合材料学会荣誉理事、SAMPE北京分会副主席、江苏恒神股份有限公司高级顾问，主要研究复合材料结构强度设计和力学性能表征技术。曾在英国帝国理工学院、德国宇航研究院、意大利都灵工业大学、澳大利亚悉尼大学等国外知名院校从事复合材料力学研究工作。在40多年的科研工作中曾长期担任国防重点预研课题的负责人，参与了迄今为止几乎所有飞机复合材料结构的研制。同时在国内外的重要刊物和学术会议上发表100多篇论文，先后主持编写了多部专著和20多项国标、国军标、航空行业标准，主持翻译了大量国外文献。同时参与编写了多部学术专著。多年来共获国家科技进步二等奖1项、部级科技进步一、二、三等奖共18项，2001年被评为中国人民解放军总装备部1996~2000年预研先进个人，2006年获航空报国优秀贡献奖。