復合材料結構適航知識2023年1月17日適航性技術研究室中航工業(yè)綜合所目錄

FAA近期對復合材料開展的適航研究工作AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析民機結構復合材料結構適航性要求民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求民機復合材料結構適航符合性驗證文件簡述民用飛機復合材料結構適航設計要求和符合性方法總結一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作CSCI的FAA人員和合作伙伴CSCI項目涉及的技術領域CSCI項目的研究成果CSCI項目的研究工作的重要里程碑一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作CSCI的FAA人員和合作伙伴1999年開始FAA開始執(zhí)行“復合材料安全性和合格審定研究項目”，簡稱CSCI。FAA參與CSCI的人員技術中心合格審定中心（小飛機、大飛機、直升機、發(fā)動機）標準化部門飛行標準部門ACO和MIDO其他人員一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作CSCI的FAA人員和合作伙伴CSCI項目FAA的合作伙伴美國國家航空航天局（NASA）

自2003年以來，NASA的AGATE與FAA深入合作，在FAA政策說明（PS）和指南資料(AC、技術文件)方面深入合作。美國國防部（DOD）DOD的MIL-HDBK-17（CHM-17）組織在共享試驗數據庫方面進行深入合作，含材料和工藝管理、設計特性方面。他們之間合作超過了30年。ASTM（試驗標準方面）汽車工程師協會（SAE）SAE的AMS-17委員會在材料規(guī)范和工藝信息方面與FAA合作10年以上。歐洲航空安全局（EASA）和其他人員一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作2.CSCI項目涉及的技術領域a)材料材料控制、材料標準化、共享數據庫、美國國防部（DOD）b)結構驗證分析和試驗的積木式方法、統(tǒng)計基礎、環(huán)境影響、制造集成C）損傷容限和維護實施關鍵缺陷（沖擊損傷和構型）、膠接結構和修理問題、疲勞和損傷容限考慮、壽命評估（試驗和分析）、加速試驗、結構分解老化研究、NDI損傷技術、等效安全水平、培訓標準d）膠接接頭加工問題e)先進材料的成型和加工f）適墜性和阻燃性一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作3.CSCI項目的研究成果a)

FAA的指南資料2009年9月頒布了AC20-107B《飛機復合材料結構》2個其他咨詢通報(AC23-20等)6個政策備忘錄（PS）b)

FAA的活動進行了11次研討、開發(fā)了3個培訓項目C）其他技術成果2份技術文件MIL-HDBK-17《復合材料手冊》的更新（到F版及G版本）SAECACRC的技術標準60余份技術研究報告一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作4.CSCI項目的研究工作的重要里程碑a)

1999年材料鑒定和等效政策材料選擇指南政策b)2001年靜強度驗證政策C）

2002年直升機疲勞和損傷容限的新規(guī)章和新ACMIL-HDBK-17的F版d)2003年更新材料鑒定和等效政策復合材料合格審定路線圖技術文件預浸料的材料和工藝規(guī)范AC一、FAA近期對復合材料開展的適航研究工作4.CSCI項目的研究工作的重要里程碑e)

2004年次要結構的政策f)2005年膠接結構政策g）2005年-2009年MIL-HDBK-17的G版(2009年9月份完成MIL-HDBK-17的合格審定和符合性章節(jié)、增加了第6冊《夾芯復合材料》)h)2008年9月份高能沖擊白皮書i)2009年8月份AC20-107B《飛機復合材料結構》二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析

A版和B版的章節(jié)對比A版和B版的“總則”章對比“材料和制造開發(fā)”章的對比“結構驗證-靜強度”章“結構驗證-疲勞/損傷容限”章“結構驗證-顫震和其他氣動彈性穩(wěn)定性”章“持續(xù)適航”章“其他考慮”章“附錄3復合材料和/或工藝的變化”二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析

1.A版和B版的章節(jié)對比AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版的章節(jié)內容安排基本相同，但是B版增加了2章、增加了一個附錄、較大調整了A版第9章“附加考慮”的內容，即：增加了第2章“適用對象”（A版隱含了內容，與B版的內容一致）增加了第10章“持續(xù)適航”（原為A版第9章“附加考慮”G和H款）增加附錄3“復合材料和/或工藝的變化”A版第9章“附加考慮”A版第9章“附加考慮”的D款“結構保護”、E款“質量控制”、“生產規(guī)范”調整到了B版第6章的E款“結構防護”、A款“材料和工藝控制”的第（5）段、B款“制造實施”。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析1.A版和B版的章節(jié)對比較多增加內容的章節(jié)：第六章“材料和制造開發(fā)”（材料、工藝、質量的鑒定及其波動）第七章“結構驗證-靜強度”章（金字塔方法）第八章“結構驗證-疲勞/損傷容限”章（復合材料損傷容限理論、沖擊損傷、損傷）二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析2.A版和B版的“總則”章對比“總則”共3段，2個版本的結構內容都基本相同。只是B版第2段增加了一句內容。B版第2段增加的內容：對特定飛機所用的復合材料和工藝，有其獨特因素（如環(huán)境敏感性、各向異性、非均質性），可能難于確定結構的破壞載荷、模式和部位。這種判定的可靠性取決于制造或修理工藝所產生結構細節(jié)的重復性。增加的內容只是進一步解釋復合材料技術，沒有增加適航要求。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析3.“材料和制造開發(fā)”章的對比增加了總要求（第6章各款之前）；在“質量控制”的基礎上擴充為A款“材料和工藝控制”，要求有很大提高。此要求針對最近對復合材料/工藝的鑒定和等效工作等的深入研究結果。在“生產規(guī)范”基礎上擴充為B款“制造實施”，要求有一定提高。增加了C款“膠接結構”，內容很多。D款“環(huán)境考慮”部分，2版內容基本相同。E款“結構保護”，解釋內容增加較多。F款“設計值”，解釋內容增加較多。G款“設計細節(jié)”解釋內容增加較多二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析3.“材料和制造開發(fā)”章的對比本章在A版的基礎進行了大量調整，對大部分內容進行了補充。其中對有些內容補充較多，還有部分內容要求提高較多（如材料和工藝）。本章修改是本次修改的重點內容。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析4.“結構驗證-靜強度”章對本章要求，2版的章節(jié)安排基本一致，但是B版增加了“總要求（在各款之前）”和G款“材料和工藝的較大變化”。B版的B款“積木式”方法，可以說是A版B款“靜強度試驗”部分內容的展開，實質上是對F款“系列試驗”的展開。此部分補充了大量內容，且要求大幅度提高。（現在要求一定用“積木式方法”。）E款“與金屬結構相比材料和工藝的波動性”。B版的要求比A版有較大提高。增加了質量體系要求、試驗要求、增加了超載系數要求。F款“沖擊損傷”。在A版的內容簡單籠統(tǒng)，B版內容充實，解釋內容更多。但是2版的要求基本一樣，且A版的內容在內在B版還在。B版針對“材料和工藝的變化”增加了G款（為B版附錄3）。此部分內容是B版補充的主要內容之一。本章主要提高的要求為：積木式方法、材料和工藝的較大變化要求。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析5.“結構驗證-疲勞/損傷容限”章對本章要求，2版的章節(jié)安排基本一致，不過B版增加了“總要求（各款之前）”、（1）段“損傷和損傷識別”、（5）段“重復載荷譜”、C款“損傷容限與疲勞的聯合評定”。A款“損傷容限評估”。分為9段，B版進行了大量補充，最主要補充在“損傷和損傷識別”、“確定損傷擴展敏感性—損傷容限機理”。并用這些新理論對其他段落進行了修改。本款是B版的主要補充之一。B版本部分要求比A版增加了很多指南資料，技術要求也有一定提高，特別是在這些方面進行了重點補充指南：損傷分類、損傷識別、損傷擴展類型、剩余強度評定、檢查程序制定、損傷容限與疲勞的聯合評定等。本章是本次修改的重點內容。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析6.“結構驗證-顫震和其他氣動彈性穩(wěn)定性”章對本章要求，2版的名稱不一致：A版為“結構驗證-顫震”B版為“結構驗證-顫震和其他氣動彈性的穩(wěn)定性”A版的本部分要求變?yōu)锽版本部分要求的A款。另外還：A版的本部分要求第一句要求增加了“使用損傷事件”。對A版的本部分要求第一句要求增加了補充解釋B版本部分增加了“總要求”。B版本部分要求比A版更清晰，特別是增加了“使用損傷事件”。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析7.“持續(xù)適航”章B版的本章是新加內容，源于A版的第9章“附加考慮”的G和H款。A版的第9章“附加考慮”的G款“檢查和維護”，成為B版本部分B款“維護操作”的前半句話。B版在對此句話進行了大量補充的基礎上，還分為4部分進行了進一步補充，即：損傷檢出、檢測、修理、制定文件和提供報告A版的第9章“附加考慮”的H款“修理的驗證”，成為B版本部分C款“修理的驗證”（1）段的第一句話。在B版此部分（1）段，對A版的第一句話進行了大量補充；在B版此部分（2）段，對超范圍修理進行了規(guī)定。此外B版本章補充了“總要求”、A款“維護設計”、D款“人員資格”（損傷檢出、檢測和修理）B版本部分要求比A版增加了大量指南，實質要求增加并不太多。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析8.“其他考慮”章（范圍縮小、內容增加—主要針對機身）B版此部分內容原在A版的第9章“附加考慮”的A款“沖擊動力”、B款“阻燃性”和C款“閃電防護”。在“適墜性”部分，B版除了內容外，還增加了“總要求”和8段要求。指南內容比A版多很多。B款“阻燃性”包括2段要求。B版把A版相應部分第2段要求進行了全部改寫。原先籠統(tǒng)的給出了要求和詳細給出了驗證方法。B版保留了A版的部分要求（部分結構的耐火要求），刪除了具體方法。把原第2段改寫為第2至第6等5個段落。針對最新航空技術成果進行了大量補充。B版本部分增加了“總要求”。在“防火”部分，B版把補充了大量內容。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析8.“其他考慮”章

C款“閃電防護”。B版要求縮小了A版要求的適用范圍。在“閃電防護”部分，B版補充了較多解釋性內容，把閃電防護要求按專業(yè)/系統(tǒng)進行了分解，要求更有針對性，分為：結構完整性、燃油系統(tǒng)和電子/電氣系統(tǒng)。

B版“其他考慮”章要求比A版增加了大量指南，實質要求增加并不太多。二、AC20-107《飛機復合材料結構》的A版和B版對比分析9.“附錄3復合材料和/或工藝的變化”

B版本部分要求在A版中沒有（實際有此要求，只是提的不明顯）?，F在根據復合材料在材料和工藝方面的最新技術發(fā)展，制定了本附錄要求。三、民機結構復合材料結構適航性要求

大型民用飛機適航要求（CCAR25《運輸類飛機適航標準》）簡介民機復合材料結構適用的適航性條款及分類分析民機機翼復合材料結構適航性條款釋義民機機翼復合材料重點適航性條款進一步研究三、民機結構復合材料結構適航性要求1.

CCAR25《運輸類飛機適航標準》簡介

針對不同的航空產品有不同的適航要求。主要的適航要求有:小型民用飛機：CCAR23大型民用飛機：CCAR25小型民用直升機：CCAR27大型民用直升機：CCAR29民用航空發(fā)動機：CCAR33民用航空機載設備：TSO其他實際上上最主要的適航要求是“大型民用飛機適航要求：CCAR25《運輸類飛機適航標準》。CCAR25是我國的適航要求，美國相應的適航要求是FAR25部，歐洲相應的適航要求為CS25。此3個要求基本一致。

三、民機結構復合材料結構適航性要求1.

CCAR25《運輸類飛機適航標準》簡介

分部分部名稱條款數A分部總則3B分部飛行41C分部結構66D分部設計與構造86E分部動力裝置90F分部設備59G分部使用限制和資料34H分部電氣線路互聯系統(tǒng)17總計398附錄12三、民機結構復合材料結構適航性要求1.

CCAR25《運輸類飛機適航標準》簡介–C分部“結構”（實際為強度/載荷）

本分部包括66個條款，分為10節(jié)?？倓t25.301—25.3074個條款。載荷、布局、安全系數、強度和變形、結構符合性證明飛行載荷25.3211個條款。飛機總體性載荷飛行機動和突風情況25.331—25.3519個條款。飛機總體性載荷。飛行包線、設計空速、突鳳等補充情況25.361—25.3736個條款。發(fā)動機扭矩、增壓艙載荷等。操作面和操縱系統(tǒng)載荷25.391—25.45913個條款。操縱面、鉸鏈、系統(tǒng)、駕駛力、調整片、雙和次系統(tǒng)等。地面載荷25.471—25.51919個條款。各種布局、著陸、剎車、牽引水載荷25.521—25.5379個條款。船體和浮筒。附錄應急著陸23.561-23.5633個條款。靜態(tài)和動態(tài)要求疲勞評定25.5711個條款。損傷容限、疲勞要求閃電防護25.5811個條款三、民機結構復合材料結構適航性要求1、

CCAR25R4內容簡介–D分部“設計與構造”（實際為結構）

本分部包括86個條款，分為11節(jié)?？倓t25.601—23.63113個條款。材料、制造方法、結構保護、可達性、設計值、系數、疲勞、顫震操作面25.651—23.6573個條款。強度、鉸鏈、安裝。操縱系統(tǒng)25.671—23.70314個條款。系統(tǒng)各部分的要求，含試驗起落架25.721-23.7377個條款。落震試驗及各部分要求。機輪、輪胎、剎車、操縱浮筒和船體25.751—25.7553個條款。力、設計、船體載人和裝貨設施25.771—25.79514個條款。駕駛艙、艙門、乘客設施、貨艙、保安事項應急設施25.801—25.82112個條款。應急設施、過道等通風和加溫25.831—25.8333個條款。通風、臭氧濃度增壓25.841—25.8432個條款。增壓艙及試驗防火25.851—25.86912個條款。滅火瓶、有人艙、無人艙、加溫器、可燃液體、特殊飛行結構其他25.871—258993個條款。定水平設施、靜電防護等。三、民機結構復合材料結構適航性要求2、民機復合材料結構適用的適航性條款及分類分析

a)民機復合材料結構適用的適航性條款（按AC20-107B）。序號分部條

款1C分部“結構”25.305強度與變形225.307結構符合性的證明325.561應急著陸的總則425.562應急著陸動力要求525.571結構的損傷容限和疲勞評定/23.573(a)(a)復合材料機體結構625.581閃電防護三、民機結構復合材料結構適航性要求2、民機復合材料結構適用的適航性條款及分類分析

a)民機復合材料結構適用的適航性條款（按AC20-107B）。7D分部“設計與構造”25.601設計與構造的總則825.603材料控制925.605制造方法1025.609結構保護1125.613材料強度性能與設計值1225.619特殊因子1325.629氣動彈性穩(wěn)定性要求1425.631鳥撞損傷1525.721起落架的總則1625.783艙門1725.785座椅、臥鋪、安全帶和肩帶1825.787儲存艙1925.789客艙和機組艙以及廚房中物件的固定2025.801水上迫降2125.809應急出口的布置2225.863可燃液體的防火2325.865飛行操縱系統(tǒng)、發(fā)動機架和其他飛行結構的防火2425.867其他部件的防火三、民機結構復合材料結構適航性要求2、民機復合材料結構適用的適航性條款及分類分析

a)民機復合材料結構適用的適航性條款（按AC20-107B）。25E分部“動力裝置”25.954燃油系統(tǒng)的閃電防護2625.963燃油箱：總則2725.967燃油箱安裝2825.981燃油箱溫度2925.1121排氣系統(tǒng)：總則3025.1181指定火區(qū)的范圍3125.1182防火墻后面的短艙區(qū)域和包含可燃液體導管的發(fā)動機吊艙連接結構3225.1189切斷措施3325.1191防火墻3425.1193發(fā)動機罩和短艙蒙皮35F分部“設備”25.1316系統(tǒng)閃電防護36G分部“使用限制和資料”25.1529持續(xù)適航文件37附錄H“持續(xù)適航文件”H25持續(xù)適航文件三、民機結構復合材料結構適航性要求2、民機復合材料結構適用的適航性條款及分類分析b)民機復合材料結構適航性條款分類分析。材料的制造和研發(fā)（D分部“設計與構造”條款）結構驗證—靜力（C分部“結構”條款）結構驗證—疲勞和損傷容限（C分部“結構”條款）結構驗證—顫振（D分部“設計與構造”條款）持續(xù)適航（G分部“使用限制和資料”和附錄H“持續(xù)適航文件”條款）其他考慮--適墜性/鳥撞/應急（C分部“結構”、D分部“設計與構造”和E分部“動力裝置”條款）其他考慮--防火/阻燃/其他受熱問題（D分部“設計與構造”和E分部“動力裝置”條款）其他考慮--雷電防護（C分部“結構”、E分部“動力裝置”和F分部“設備”條款）。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義a)25.305強度與變形結構必須能夠承受限制載荷而無有害的永久變形。在直到限制載荷的任何載荷作用下，變形不得妨害安全運行。（a）款是對限制載荷情況下的靜強度要求。一般由（b）款證明。(b)結構必須能夠承受極限載荷至少三秒鐘而不破壞，但是當用模擬真實載荷情況的動力試驗來表明強度的符合性時，則此三秒鐘的限制不適用。進行到極限載荷的靜力試驗必須包括加載引起的極限變位和極限變形。當采用分析方法來表明符合極限載荷強度要求時，必須表明符合下列三種情況之一：(1)變形的影響是不顯著的；(2)在分析中已充分考慮所涉及的變形；(3)所用的方法和假設足以計及這些變形影響。（b）款是靜強度符合性證明的最主要證據。它針對極限載荷情況。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義b)

25.307結構符合性的證明必須表明每一臨界受載情況下均符合本分部的強度和變形要求。只有在經驗表明某種結構分析方法對某種結構是可靠的情況下，對于同類的結構，才可用結構分析來表明結構的符合性。當限制載荷試驗可能不足以表明符合性時，適航當局可以要求作極限載荷試驗。305條主要針對全機，307條針對飛機的每個結構。305條主要針對了特殊載荷情況，307條補充了所有嚴重的載荷情況。(b)[備用](c)[備用](d)當用靜力或動力試驗來表明符合第25.305(b)條對飛行結構的要求時，對于試驗結果必須采用合適的材料修正系數。如果被試驗的結構或其一部分具有下列特征：多個元件對結構總強度均有貢獻，而當一個元件損壞以后，載荷通過其它路徑傳遞導致重新分布，則不必采用材料修正系數。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義c)

25.571結構的損傷容限和疲勞評定

本條款是復合材料結構最重要的適航條款之一。針對復合材料結構的使用要求（壽命和壽命期的特殊情況），提出了安全性要求，即損傷容限和疲勞評估。強度（靜強度和動強度）和剛度要求(305和307條)為結構滿足使用要求提供基礎/潛在能力，損傷容限和疲勞評估證明結構確實具有此能力。

本條要求的制定和發(fā)展主要源于金屬材料的技術，但是實際上此條要求也適用于復合材料結構。由于復合材料技術與金屬材料的相應技術差別較大，此條款適用于復合材料結構時技術難度較大。為了執(zhí)行本條的要求，FAA在頒布了AC25.571-1的情況下，還專門頒布了AC20-107。AC25.571-1的最新版本是2011年1月13日頒布的D版。其中明確說明AC25.571-1D《結構的損傷容限和疲勞判定》針對金屬結構，對復合材料結構參考AC20-107B《復合材料飛機結構》。本條要求是復合材料結構損傷容限和疲勞評估的根本要求。正確理解本條要求也是正確執(zhí)行本條要求的關鍵之一。本條包括5款要求。（a）款為損傷容限和疲勞評估的總要求，（b）至（e）4款要求分別針對不同的情況，提出了相應的進一步要求。（a）款為“損傷容限和疲勞評估”總要求，它由下面4款要求實現。（b）款“損傷容限”要求，國內進行了大技術研究，但是實際工作經驗較少（受復合材料技術水平影響限制）。國內基本應當可以開展此工作，可能水平偏低。對（c）款“疲勞”要求，國內基本完全掌握有關技術。對（d）款“聲疲勞強度”。國內有一定技術儲備，但是技術水平偏低。對（e）款“離散型損傷容限評定”。國內有一定技術儲備，但是技術水平偏低。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義c)

25.571結構的損傷容限和疲勞評定(a)總則對強度、細節(jié)設計和制造的評定必須表明，飛機在整個使用壽命期間將避免由于疲勞、腐蝕、制造缺陷或意外損傷引起的災難性破壞。對可能引起災難性破壞的每一結構部分(諸如機翼、尾翼、操縱面及其系統(tǒng)，機身、發(fā)動機架、起落架、以及上述各部分有關的主要連接)，除本條(c)規(guī)定的情況以外，必須按本條(b)和(e)的規(guī)定進行這一評定。對于渦輪噴氣飛機，可能引起災難性破壞的結構部分，還必須按本條(d)評定。此外，采用下列規(guī)定：(1)本條要求的每一評定，必須包括下列各點：（補充要求）(i)服役中預期的典型載荷譜、溫度和濕度；(ii)判明其破壞會導致飛機災難性破壞的主要結構元件和細節(jié)設計點；(iii)對本條(a)(1)(ii)判明的主要結構元件和細節(jié)設計點，進行有試驗依據的分析。(2)在進行本條要求的評定時，可以采用結構設計類似的飛機的服役歷史，并適當考慮它們在運行條件和方法上的差別；（經驗資料）(3)根據本條要求的評定，必須制訂為預防災難性破壞所必須的檢查工作或其它步驟，并必須將其載入第25.1529條要求的“持續(xù)適航文件”中的“適航限制”一節(jié)。對于下列結構類型，必須在裂紋擴展分析和/或試驗的基礎上建立其檢查門檻值，并假定結構含有一個制造或使用損傷可能造成的最大尺寸的初始缺陷：（持續(xù)適航）(i)單傳力路徑結構；和(ii)多傳力路徑“破損-安全”結構以及“破損-安全”止裂結構，如果不能證明在剩余結構失效前傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查或飛機的使用中能被檢查出來并得到修理的話。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義c)

25.571結構的損傷容限和疲勞評定(b)損傷容限評定評定必須包括確定因疲勞、腐蝕或意外損傷引起的預期的損傷部位和型式，評定還必須結合有試驗依據和服役經驗(如果有服役經驗)支持的重復載荷和靜力分析來進行（基本要求）。如果設計的結構有可能產生廣布疲勞損傷，則必須對此作出特殊考慮。必須用充分的全尺寸疲勞試驗依據來證明在飛機的設計使用目標壽命期內不會產生廣布疲勞損傷（廣布疲勞損傷）。型號合格證可以在全尺寸疲勞試驗完成前頒發(fā)，前提是適航當局已批準了為完成所要求的試驗而制定的計劃，并且在本部第25.1529條要求的持續(xù)適航文件適航限制部分中規(guī)定，在該試驗完成之前，任何飛機的使用循環(huán)數不得超過在疲勞試驗件上累積的循環(huán)數的一半（使用壽命）。在使用壽命期內的任何時候，剩余強度評定所用的損傷范圍，必須與初始的可覺察性以及隨后在重復載荷下的擴展情況相一致。剩余強度評定必須表明，其余結構能夠承受相應于下列情況的載荷(作為極限靜載荷考慮)（剩余強度評定）(1)限制對稱機動情況，在直到VC的所有速度下按第25.337條的規(guī)定，以及按第25.345條的規(guī)定；(2)限制突風情況，在直到VC的速度下按第25.341條的規(guī)定，以及按第25.345條的規(guī)定；(3)限制滾轉情況，按第25.349條的規(guī)定；限制非對稱情況按第25.367條的規(guī)定，以及在直到VC的速度下，按第25.427(a)到(c)條的規(guī)定；(4)限制偏航機動情況，按第條25.351(a)對最大到VC諸規(guī)定速度下的規(guī)定；(5)對增壓艙，采用下列情況：(i)正常使用壓差和預期的外部氣動壓力相組合，并與本條(b)(1)到(4)規(guī)定的飛機載荷情況同時作用(如果后者有重要影響)；(ii)正常使用壓差的最大值(包括平飛時預期的外部氣動壓力)的1.15倍，不考慮其它載荷。(6)對于起落架和直接受其影響的機體結構，按第25.473、25.491和25.493條規(guī)定的限制地面載荷情況。如果在結構破壞或部分破壞以后，結構剛度和幾何形狀，或此兩者有重大變化，則必須進一步研究它們對損傷容限的影響。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義c)

25.571結構的損傷容限和疲勞評定(c)疲勞(安全壽命)評定如果申請人確認，本條(b)對損傷容限的要求不適用于某特定結構，則不需要滿足該要求。這些結構必須用有試驗依據的分析表明，它們能夠承受在其服役壽命期內預期的變幅重復載荷作用而沒有可覺察的裂紋。必須采用合適的安全壽命分散系數。(d)聲疲勞強度必須用有試驗依據的分析，或者用具有類似結構設計和聲激勵環(huán)境的飛機的服役歷史表明下列兩者之一：(1)承受聲激勵的飛行結構的任何部分不可能產生聲疲勞裂紋；(2)假定本條(b)規(guī)定的載荷作用在所有受疲勞裂紋影響的部位，聲疲勞裂紋不可能引起災難性破壞。(e)損傷容限(離散源)評定在下列任一原因很可能造成結構損傷的情況下，飛機必須能夠成功地完成該次飛行。(1)受到1.80公斤()重的鳥的撞擊，飛機與鳥沿著飛機飛行航跡的相對速度取海平面VC或(8,000英尺)0.85VC，兩者中的較嚴重者；(2)風扇葉片的非包容性撞擊；(3)發(fā)動機的非包容性破壞；(4)高能旋轉機械的非包容性破壞。損傷后的結構必須能夠承受飛行中可合理預期出現的靜載荷(作為極限載荷考慮)。不需要考慮對這些靜載荷的動態(tài)影響。必須考慮駕駛員在出現事故后采取的糾正動作，諸如限制機動，避開紊流以及降低速度。如果在結構破壞或部份破壞以后引起結構剛度或幾何形狀，或此兩者有重大變化，則須進一步研究它們對損傷容限的影響。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義FAR23.573（a）復合材料機體結構(a)復合材料機體結構復合材料機體結構必須按本條要求進行評定，而不用第23.571和第23.572條。除非表明不可行，否則申請人必須用本條(a)(1)至(a)(4)規(guī)定的損傷容限準則對每個機翼（包括鴨式、串列式機翼和翼尖小翼）、尾翼及其貫穿結構和連接結構、可動操縱面及與其連接結構、機身和增壓艙中失效后可能引起災難性后果的復合材料機體結構進行評定。如果申請人確定損傷容限準則對某個結構不可行，則該結構必須按照本條(a)(1)和(a)(6)進行評定。如果使用了膠接連接，則必須按照本條(a)(5)進行評定。在本條要求的評定中，必須考慮材料偏差和環(huán)境條件對復合材料的強度和耐久性特性的影響。(1)必須用試驗或有試驗支持的分析表明，在所使用的檢查程序規(guī)定的檢查門檻值對應的損傷范圍內，帶損傷結構能夠承受極限載荷。（總要求，適用于多種情況）三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義FAR23.573（a）復合材料機體結構(2)必須用試驗或有試驗支持的分析確定，在服役中預期的重復載荷作用下，由疲勞、正常類、實用類、特技類和通勤類飛機適航規(guī)定腐蝕、制造缺陷、或沖擊損傷引起的損傷擴展率或不擴展(3)必須用剩余強度試驗或有剩余強度試驗支持的分析表明，帶有可檢損傷的結構能夠承受臨界限制飛行載荷（作為極限載荷），該可檢損傷范圍與損傷容限評定結果相一致。對于增壓艙，必須承受下列載荷：(i)正常使用壓力與預期的外部氣動壓力相組合，并與臨界限制飛行載荷同時作用；(ii)1g飛行時預期的外部氣動壓力與等于1.1倍正常使用壓差的座艙壓差相組合，不考慮其他載荷。(4)在初始可檢性與剩余強度驗證所選的值之間的損傷擴展量（除以一個系數就得到檢查周期）必須能夠允許制定一個適于操作和維護人員使用的檢查大綱。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義FAR23.573（a）復合材料機體結構(5)對于任何膠接連接件，如果其失效可能會造成災難性后果，則必須用下列方法之一驗證其限制載荷能力：(i)必須用分析、試驗或兩者兼用的方法確定每個膠接連接件能承受本條(a)(3)的載荷的最大脫膠范圍。對于大于該值的情況必須從設計上加以預防；或(ii)對每個將承受臨界限制設計載荷的關鍵膠接連接件的批生產件都必須進行驗證檢測；或(iii)必須確定可重復的、可靠的無損檢測方法，以確保每個連接件的強度。(6)對于表明無法采用損傷容限方法的結構部件，必須用部件疲勞試驗或有試驗支持的分析表明其能夠承受服役中預期的變幅重復載荷。必須完成足夠多的部件、零組件、元件或試片試驗以確定疲勞分散系數和環(huán)境影響。在驗證中必須考慮直至可檢性門檻值和極限載荷剩余強度的損傷范圍。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義d)

25.581閃電防護飛機必須具有防止閃電引起的災難性后果的保護措施。

總要求(b)對于金屬組件，下列措施之一可表明符合本條(a)的要求：(1)該組件合適地搭接到飛機機體上；(2)該組件設計成不致因閃擊而危及飛機。(c)對于非金屬組件，下列措施之一可表明符合本條(a)的要求：(1)該組件的設計使閃擊的后果減至最?。?2)具有可接受的分流措施，將產生的電流分流而不致危及飛機。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義e)

25.601設計與構造的總則這是飛機結構設計的總要求。雖然一直要求從正面論證全面滿足了此要求，但是它一般不能直接令人信服的直接證明滿足了此條要求。人們一般被動的接受滿足此要求，即沒有證據表明：結構有危險的或不可靠的設計特征或細節(jié)。對于一般結構它的實際意義不大。但是對于適航條例中沒有明顯要求的結構，如果認為它有危險的或不可靠的設計特征或細節(jié)時，歸入此條款。飛機的所有結構都滿足了適航要求之后，才能聲稱滿足此要求。飛機復合材料結構技術還不是很成熟，可能將有不少復合材料結構適用于本條款。

飛機不得有經驗表明是危險的或不可靠的設計特征或細節(jié)。每個有疑問的設計細節(jié)和零件的適用性必須通過試驗確定。此條適航要求包括2層含義：不能有不可靠結構。如果有不可靠的結構情況，則必須進行試驗驗證。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義f)25.603材料(制定材料規(guī)范)其損壞可能對安全性有不利影響的零件所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：(a)建立在經驗或試驗的基礎上（針對新材料）；(b)符合經批準的標準(如工業(yè)或軍用標準，或技術標準規(guī)定)，保證這些材料具有設計資料中采用的強度和其它性能（如MIL-HDBK-17G）；(c)考慮服役中預期的環(huán)境條件，如溫度和濕度的影響（針對目的的補充提醒要求）。國內復合材料水平低。航空工業(yè)努力作用不大?，F實的策略是采購國外產品?？赡苡胁少徬拗茊栴}。材料問題是國內復合材料適航工作的第一個攔路虎。復合材料滿足適航要求用材料鑒定。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義g)

25.605制造方法本條是對飛機生產工藝的適航要求，是總則性要求。在整個適航要求中是唯一對生產制造的總則性要求，非常重要。在型號合格審定階段是試驗件（含試驗飛機）制造符合性檢查的基礎，也是生產許可審查的技術基礎。本款要求非常簡明，但是包括大量的適航性工作。型號合格審定適航審查時包括2階段工作。首先審查批準其工藝，隨后用試驗件制造符合性檢查證明其工藝的成熟性。審查批準工藝的技術性很強，但是所用時間較短。用制造符合性檢查進一步證明工藝的技術能力所用時間很長。本款要求雖然分為2款要求，但是提出了3點要求，即對工藝的適航總要求、工藝的執(zhí)行要求和新工藝的認可要求。飛機結構生產的所有工藝方法都是重要的，但是復合材料結構工藝的重要性更大。這是由于復合材料是可設計的材料。設計的材料要依靠飛機生產工藝才能實現。而且復合材料結構的工藝技術復雜、技術難度大、生產結果波動大。因此本條款在復合材料結構適航工作中占有主要地位，可以說是飛機復合材料結構適航工作的第二個攔路虎。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義g)

25.605制造方法(a)采用的制造方法必須能生產出一個始終完好的結構。如果某種制造工藝（如膠接、點焊或熱處理）需要嚴格控制才能達到此目的，則該工藝必須按照批準的工藝規(guī)范執(zhí)行。本款第一句話是對工藝的適航總要求，即：制造方法必須能生產出一個始終完好的結構。本款第二句話是對工藝的執(zhí)行要求：適航只要求部分工藝必須按批準的工藝進行。（但是事實上，生產時都嚴格按照批準的工藝進行，是非常好的選擇，也是現代質量管理的基本要求）(b)飛機的每種新制造方法必須通過試驗大綱予以證實。本款是對新工藝的認可要求，即必須通過技術評審和試生產進行證明。由于復合材料是可以設計的材料以及復合材料結構的成型技術，因此復合材料結構的適航工作最主要的是工藝鑒定。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義h)

25.609結構保護（注意沖擊防護—混雜復合材料）每個結構零件必須滿足下列要求：(a)有適當的保護，以防止使用中由于任何原因而引起性能降低或強度喪失，這些原因中包括：(1)氣候；(2)腐蝕；(3)磨損。(b)在必須保護的部位有通風和排水措施。這些對金屬結構的結構保護要求同樣適用于復合材料結構。復合材料結構天生的容易吸水（層板的浸潤效應和夾芯結構的氣壓循環(huán)存水）復合材料結構對沖擊損傷非常敏感，更應注意對沖擊損傷的防護。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義i)

25.613材料強度性能與設計值本條要求與603條要求關聯度很強。某種程度上是同一條要求。滿足603條要求主要利用材料制造商的能力，滿足本條要求也主要利用材料制造商的能力。但是表明滿足本條要求是民用飛機研制單位的職責。滿足本條要求就是材料的表征/確認（鑒定）問題。按MIL-HDBK-17進行表征/確認。材料性能（組份、理化、預浸料）（FAAAR03/19）材料許用值（單層板）（FAAAR03/19）材料許用設計值（結構：元件、典型零件）（參考FAAAR03/19）材料設計值（許用值乘以折減系數---結構設計真正用的值）三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義i)

25.613材料強度性能與設計值(a)材料的強度性能必須以足夠的材料試驗為依據(材料應符合經批準的標準)，在試驗統(tǒng)計的基礎上制定設計值。性能針對材料，設計值針對結構(b)材料的設計值必須使因材料偏差而引起結構破壞的概率降至最小。除本條(e)和(f)的規(guī)定外，必須通過選擇確保材料強度具有下述概率的設計值來表明其符合性本：(1)如果所加的載荷最終通過組件內的單個元件傳遞，因而該元件的破壞會導致部件失去結構完整性，則概率為99％，置信度95％。A值，單路傳力/靜定結構。(2)對于單個元件破壞將使施加的載荷安全地分配到其它承載元件的靜不定結構，概率為90％，置信度95％。B值。復合材料分為設計許用值和設計值兩部分。(c)在飛機運行包線內受環(huán)境影響顯著的至關重要的部件或結構，必須考慮環(huán)境條件，如溫度和濕度，對所用材料的設計值的影響。(d)[備用](e)如果在使用前對每一單項取樣進行試驗，確認該特定項目的實際強度性能等于或大于設計使用值，則通過這樣“精選”的材料可以采用較高的設計值。(f)如果經中國民用航空總局適航部門批準，可以使用其它的材料設計值。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義j)

25.619特殊因子對于每一結構零件，如果屬于下列任一情況，則第25．303條規(guī)定的安全系數必須乘以第25.621條至第25.625條規(guī)定的最高的相應特殊安全系數：(a)其強度不易確定；(b)在正常更換前，其強度在服役中很可能降低；(c)由于制造工藝或檢驗方法中的不定因素，其強度容易有顯著變化。

三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義k)

25.629氣動彈性穩(wěn)定性要求以前本條只針對顫震規(guī)定了適航要求?，F在其他氣動彈性技術比較成熟后，增加了其他氣動彈性問題的要求，即發(fā)散（結構變型和操縱特性等方面）、操縱反效及其他的穩(wěn)定性和操作性的過度喪失（結構變型引起的）。本條包括5款要求。其中1條總要求，3條具體要求，1條補充說明?？傄笫牵╝）款要求；3條具體要求為：（b）款針對氣動彈性穩(wěn)定性包線（c）款針對配重（e）款針對顫震飛行試驗1條補充說明是（d）款“失效、故障與不利條件”，是對（b）款（2）目的技術補充。飛機氣動彈性問題本身對飛機結構非常重要。復合材料結構是飛機結構的一部分，也必須研究其氣動彈性問題。由于復合材料技術的成熟程度低于傳統(tǒng)金屬結構且復合材料的設計特性，因此使用了復合材料結構的飛機的氣動彈性問題更需要研究。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義k)

25.629氣動彈性穩(wěn)定性要求(a)總則

本條所要求的氣動彈性穩(wěn)定性評定包括顫振、發(fā)散、操縱反效以及任何因結構變形引起的穩(wěn)定性、操縱性的過度喪失。氣動彈性的評定必須包括與產生顯著動態(tài)力的任何螺旋槳或旋轉裝置有關的旋轉模態(tài)。必須通過分析、風洞試驗、地面振動試驗、飛行試驗或中國民用航空總局適航部門認為必要的其它方法來表明對本條的符合性。(b)氣動彈性穩(wěn)定性包線

飛機必須設計成在下述氣動彈性穩(wěn)定性包線內的所有形態(tài)和設計情況下，都不發(fā)生氣動彈性的不穩(wěn)定性：(1)對于無失效、故障或不利條件的正常情況，在將VD/MD對高度的包線上所有點的當量空速按等馬赫數和等高度兩種方式各放大15％后所包圍的所有高度和速度的組合。此外，在直至VD/MD，的所有速度下，都必須有適當的穩(wěn)定性余量，而且在接近VD/MD時，飛機的穩(wěn)定性不得有大幅度的迅速減小。當所有設計高度上的MD都小于1.0時，放大后的包線可以限制在馬赫數1.0；(2)對下面第25.629(d)條所述的情況，在所有經批準的高度，任何空速直至下述兩項中確定的大者：(i)由第25.335(b)條確定的VD/MD包線；(ii)由以下條件確定的高度—空速包線：在從海平面至1.15VC線與等巡航馬赫數MC線延長線交點的高度范圍內，按等高度，將當量空速在VC以上放大15％，然后，在最低的VC/MC交點的高度，當量空速線性變化到MC＋0.05，之后，在更高的高度直至最大飛行高度，按等高度，由MC的0.05馬赫數增量所限定的邊界。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義k)

25.629氣動彈性穩(wěn)定性要求(d)失效、故障與不利條件

在表明對本條的符合性時必須考慮的失效、故障與不利條件為：(1)未被表明為極不可能的任何臨界燃油裝載情況，這類情況可能是由于燃油配置不當而引起的。(2)任何顫振阻尼器系統(tǒng)的任何單一失效。(3)對于沒有批準在結冰條件下運行的飛機，由于偶然遭遇結冰條件所預期的最大可能的冰積聚。(4)任何發(fā)動機、獨立安裝的螺旋槳軸、大型輔助動力裝置或大型外掛氣動力物體(如外掛油箱)的支持結構的任何單個元件的失效。(5)對于其發(fā)動機帶有螺旋槳或具有能產生顯著動態(tài)力的大型旋轉裝置的飛機，將引起降低旋轉軸剛度的發(fā)動機結構的任何單一失效。(6)由順槳螺旋槳或能產生顯著動態(tài)力的其它旋轉裝置最不利組合引起的氣動力或陀螺力的喪失。此外，單個順槳螺旋槳或旋轉裝置的影響必須同本條(d)(4)和(d)(5)的失效情況相耦合。(7)任何單個螺旋槳或能產生顯著動態(tài)力的旋轉裝置，以可能的最大超速旋轉；(8)第25.571條要求或選擇進行審查的任何損傷或失效情況。在表明符合本條要求時，如存在下列條件，不必考慮本條(d)(4)和(d)(5)所規(guī)定的單一結構失效：(i)結構元件不會因第25.571(e)條所述情況造成的離散源損傷而失效；(ii)根據第25.571(b)條進行的損傷容限審查表明，用于剩余強度評定所假設的最大損傷程度不涉及結構元件的完全失效。(9)按第25.631、25.671、25.672和25.1309條考慮的任何損傷、失效或故障。(10)任何未表明為極不可能的其它失效、故障或不利條件的組合。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義k)

25.629氣動彈性穩(wěn)定性要求(c)配重

如果采用集中配重，則這些配重及其支持結構的有效性和強度必須得到證實。(e)顫振飛行試驗

對于新的型號設計和某型號設計的改型(除非已表明這種改型對氣動彈性穩(wěn)定性無重大影響)都必須進行直至VDF/MDF的各種速度下的全尺寸顫振飛行試驗。這些試驗必須證實飛機在直至VDF/MDF的所有速度下，都有合適的阻尼余量，以及在接近VDF/MDF時，阻尼無大幅度的迅速減小。在表明符合本條(d)的飛行試驗中，如果模擬了某種失效、故障或不利條件，而且通過飛行試驗數據與其它試驗數據或分析之間的關系對比表明，飛機在本條(b)(2)規(guī)定的高度—空速包線內的所有速度下均不會有任何氣動彈性不穩(wěn)定性，則所驗證的最大速度不必超過VFC/MFC。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義L)

25.631鳥撞損傷對鳥撞的適航要求都是損傷容限要求。不過對不同部位要求不同。對尾翼的鳥撞的適航要求更高。因此在本條給出了不同于25.571條的要求。鳥撞對金屬結構飛機很重要。對沖擊損傷非常敏感的復合材料結構，鳥撞問題更應該重視。（571機翼-離散源、631尾翼、775風擋）尾翼結構的設計必須保證飛機在與()重的鳥相撞之后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時飛機的速度(沿飛機飛行航跡相對于鳥)等于按第25.335(a)條選定的海平面VC。通過采用靜不定結構和把操縱系統(tǒng)元件置于受保護的部位，或采用保護裝置(如隔板或吸能材料)來滿足本條要求是可以接受的。在用分析、試驗或兩者的結合來表明符合本條要求的情況下，使用結構設計類似的飛機的資料是可以接受的。本條要求只針對尾翼。本條規(guī)定了4方面要求：結果要求：鳥撞后，仍能安全飛行鳥撞情況：8磅鳥，速度VC設計方法：用靜不定結構或保護裝置符合性驗證方法：分析和/或試驗三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義m)

25.721起落架總則（大型民機主起落架一般裝在機翼、下單翼、中央翼油箱）(a)主起落架系統(tǒng)必須設計成，如果在起飛和著陸過程中起落架因超載而損壞(假定超載向上向后作用)，其損壞狀態(tài)很不可能導致下列后果：(1)客座量(不包括駕駛員座椅)等于或小于9座的飛機，機身內任何燃油系統(tǒng)溢出足夠量的燃油構成起火危險；(2)客座量(不包括駕駛員座椅)等于或大于10座的飛機，燃油系統(tǒng)任何部分溢出足夠量的燃油構成起火危險。（a）款為對正常起飛降落過程中起落架超載破壞的后果要求(b)客座量(不包括駕駛員座椅)等于或大于10座的飛機必須設計成，當有任何一個或幾個起落架未放下時，飛機在受操縱情況下在有鋪面的跑道上著陸，其結構部件的損壞很不可能導致溢出足夠量的燃油構成起火危險。（b）款為迫降時（起落架不能放下）對起落架的破損要求(c)可用分析或試驗，或兼用兩者來表明符合本條規(guī)定。（c）款規(guī)定了符合性驗證方法。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義n)

25.801水上迫降（主要從復合材料機翼方面進行研究）(a)如果申請具有水上迫降能力的合格審定，則飛機必須滿足本條和第25.807(e)條、第25.1411條和第25.1415(a)條的要求。(b)必須采取同飛機總特性相容的各種切實可行的設計措施，來盡量減少在水上應急降落時因飛機的運動和狀態(tài)使乘員立即受傷或不能撤離的概率。(c)必須通過模型試驗，或與已知其水上迫降特性的構形相似的飛機進行比較，來檢查飛機在水上降落時極可能的運動和狀態(tài)。各種進氣口、襟翼、突出部分以及任何其它很可能影響飛機流體力學特性的因素，都必須予以考慮。(d)必須表明，在合理可能的水上條件下，飛機的漂浮時間和配平能使所有乘員離開飛機并乘上第25.1415條所要求的救生船。如果用浮力和配平計算來表明符合此規(guī)定，則必須適當考慮可能的結構損傷和滲漏。如果飛機具有可應急放油的燃油箱，而且有理由預期該油箱能經受水上迫降而不滲漏，則能應急放出的燃油體積可作為產生浮力的體積。(e)除非對飛機在水上降落時極可能有的運動和狀態(tài)(如本條(c)和(d)所述)的研究中，考慮了外部艙門和窗戶毀壞的影響，否則外部艙門和窗戶必須設計成能承受可能的最大局部壓力。

三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義s)

25.954燃油系統(tǒng)的閃電防護（少了一條981。981現在對金屬也麻煩）飛機機翼上一般布置有燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)的閃電防護是燃油系統(tǒng)設計的重要問題。燃油系統(tǒng)可能安裝在復合材料結構區(qū)域，或由復合材料制造。機翼是燃油系統(tǒng)的主要安裝區(qū)域。復合材料結構閃電防護比金屬結構更困難。因此應當更加重視此問題。燃油系統(tǒng)的設計和布局，必須防止由于下列原因而點燃系統(tǒng)內的燃油蒸氣：(a)雷擊附著概率高的區(qū)域直接被閃擊；(b)掃掠雷擊可能性高的區(qū)域被掃掠雷擊；(c)燃油通氣口處的電暈放電和流光。本要求雖然包括3款要求，但是實質為一條要求，即：燃油系統(tǒng)必須防止閃電點燃燃油蒸氣。3款要求規(guī)定了3種閃電情況。直接雷擊情況掃掠雷擊情況燃油通氣孔附近雷擊放電。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義x)

25.1316系統(tǒng)閃電防護（針對復合材料結構）飛機機翼上一般布置有電子電氣系統(tǒng)。電子電氣系統(tǒng)的閃電防護是電子電氣系統(tǒng)設計的重要問題。電子電氣系統(tǒng)本身不是復合材料結構。因此電子電氣系統(tǒng)的閃電防護工作不是復合材料機翼結構研制的主要關注對象。但是從電子電氣系統(tǒng)閃電防護設計措施看，本問題與飛機復合材料機翼結構工作有重要關系。閃電源于飛機外部的環(huán)境，電子電氣系統(tǒng)在機翼結構內。因此如果機翼結構的閃電防護工作做的好，閃電不能傳到電子電氣系統(tǒng)上，電子電氣系統(tǒng)的閃電防護問題就解決了。只有在閃電可能傳導到電子電氣系統(tǒng)的情況下，才需要電子電氣系統(tǒng)本身進行閃電防護設計。因此本條款的閃電防護工作既與機翼復合材料結構的閃電防護工作有關，又與電子電氣系統(tǒng)的閃電防護設計工作有關。此外電子電氣系統(tǒng)的閃電影響分為2類，即閃電的直接影響和間接影響。綜前所述，系統(tǒng)閃電防護工作很重要、很復雜。此類適航設計和驗證工作一般歸入3E工作。本條要求包括3款要求，前2款要求按功能的重要性把電子電氣系統(tǒng)分為2類，分別提出了不同適航性要求。第3款要求對符合性方法進行了具體規(guī)定。

三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義x)

25.1316系統(tǒng)閃電防護（針對復合材料結構）(a)對于其功能失效會影響或妨礙飛機繼續(xù)安全飛行和著陸的每種電氣、電子系統(tǒng)的設計和安裝，必須保證在飛機遭遇閃電環(huán)境時，執(zhí)行這些功能的系統(tǒng)的工作與工作能力不受不利影響。(b)對于其功能失效會影響或造成降低飛機能力或飛行機組處理不利運行條件能力的各種電氣和電子系統(tǒng)的設計與安裝，必須保證在飛機遭遇閃電環(huán)境之后能及時恢復這些功能。(c)必須按照遭遇嚴重閃電環(huán)境來表明對于本條(a)和(b)的閃電防護準則的符合性。申請人必須通過下列辦法來設計并驗證飛機電氣/電子系統(tǒng)對閃電影響的防護能力：(1)確定飛機的閃擊區(qū)；(2)建立閃擊區(qū)的外部閃電環(huán)境；(3)建立內部環(huán)境；(4)判定必須滿足本條要求的所有電子電氣系統(tǒng)及其在飛機上或飛機內的位置；(5)確定系統(tǒng)對內部和外部閃電環(huán)境的敏感度；(6)設計防護措施；(7)驗證防護措施的充分性。三、民機結構復合材料結構適航性要求3、民機復合材料結構適航性條款釋義y)

25.1529持續(xù)適航文件和H25持續(xù)適航文件本款是持續(xù)適航要求，H25持續(xù)適航文件是對本條的繼續(xù)說明。飛機每個結構都會有持續(xù)適航要求。復合材料結構的持續(xù)適航工作非常重要，且與常規(guī)的金屬結構不同。持續(xù)適航的技術工作比較重要，滿足本條的持續(xù)適航文件要求確比較簡單。持續(xù)適航的主要技術工作包括：編制飛行手冊；制定維修大綱；制定最低設備主清單；編制系類飛機維護文件（按AT100或按ATA2200或按IETM，編制大量的適航資料）。

25.1529申請人必須根據本部附錄H編制適航當局可接受的持續(xù)適航文件。如果有計劃保證在交付第一架飛機之前或者在頒發(fā)標準適航證之前完成這些文件，則這些文件在型號合格審定時可以是不完備的。H25持續(xù)適航文件（略。此附錄是對本條的補充要求?；疽笕堪ㄔ?5.1529中了）三、民機結構復合材料結構適航性要求4、民機復合材料（結構）重點適航性條款進一步研究民機機翼復合材料（結構）適用的適航性條款包括24條(不包括相關的2個條款)。研制民機復合材料機翼以及適航審查時，這24個適航條款必須滿足。但是研究民機機翼復合材料（結構）適航性工作時，對這24個條款不能同樣對待，必須抓主要矛盾，研究重點條款。重點條款12個，如下：三、民機結構復合材料結構適航性要求類別條款備注1結構強度要求一般強度要求針對全機結構的各種強度要求25.305強度與變形最為重要2針對飛機各部件結構。25.307結構符合性的證明對305的補充。與305為一個要求。3飛機結構使用時的強度要求25.571結構的損傷容限和疲勞評定（23.573(a)復合材料機體結構）最為重要4材料和生產要求材料要求選擇材料25.603材料控制最為重要5使用材料25.613材料強度性能與設計值最為重要?？梢哉J為是對603的補充6生產要求25.605制造方法最為重要7特殊要求閃電防護25.581閃電防護很重要825.1316系統(tǒng)閃電防護很重要925.631鳥撞損傷1025.629氣動彈性穩(wěn)定性要求很重要1125.963燃油箱：總則1225.1529持續(xù)適航文件三、民機結構復合材料結構適航性要求4、民機復合材料（結構）重點適航性條款進一步研究復合材料以前難于在民用飛機上大規(guī)模使用，當時最主要的障礙是材料性能水平較低（針對603和613條），復合材料結構生產工藝復雜技術難度高（針對605條）。導致難于保證使用時的安全性（針對571條）。另外復合材料有別于金屬材料的特性導致復合材料結構滿足某些適航要求時難度很大（例如閃電防護—結構和系統(tǒng)的）。民用飛機適航要求對于所有結構的適航要求是一樣的。由于材料和生產工藝的問題導致滿足通用的適航要求也產生了問題（如305和307條）。三、民機結構復合材料結構適航性要求4、民機復合材料（結構）重點適航性條款進一步研究此外由于復合材料有別于金屬材料的特性，導致復合材料結構滿足某些適航要求時難度加大，例如：631條“鳥撞”（復合材料結構對沖擊損傷的敏感性）、25.629“氣動彈性穩(wěn)定性要求”（對大規(guī)模復合材料結構的氣動彈性問題有待進一步深入研究）、25.963“燃油箱：總則”（對大規(guī)模復合材料整體油箱問題待進一步深入研究）、25.1529“持續(xù)適航文件”（復合材料結構的檢查技術難度大大增加）。本部分對“最為重要”的5個適航要求和“很重要”的3個適航要求的發(fā)展做進一步研究。三、民機結構復合材料結構適航性要求條款修正案修正內容25.305強度和變形Amdt.25-23(1970年)細化了(b)款要求（增加了變形要求和分析方法），增加了(d)款“紊流的動態(tài)響應”Amdt.25-54(1980年)在(d)款增加了持續(xù)突鳳要求Amdt.25-92(1992年)增加了(e)款“抖振和振動”要求增加了(f)款“結構破壞時的強迫振動”Amdt.25-96(1996年)刪除了(d)款，相應修改了FAR25部大量條款25.603材料Amdt.25-38(1976年)修改為了現在的a和b款Amdt.25-46(1978年)增加了現在的C款。25.613材料強度性能與設計值Amdt.25-46(1978年)在e款中指明了可以參考的美軍標和英國有關標準。其中與復合材料相關的是MIL-HDBK-17（塑料）和MIL-HDBK-23（復合材料）。Amdt.25-72(1990年)修正的與現在一樣（取消了引用標準）25.605制造方法Amdt.25-46(1978年)修正的與現在一樣三、民機結構復合材料結構適航性要求25.571結構的損傷容限和疲勞評定（23.571的適航要求發(fā)展就不再研究了）Amdt.25-45(1978年)修改的基本與現在類似了。那時損傷容限還附加了破損安全的名字。Amdt.25-54(1980年)對a款補充了持續(xù)適航說明Amdt.25-72(1990年)去掉了破損安全的說明，還對b2（損傷如下要求中）和鳥撞要求進行了相應修改。Amdt.25-86(1996年)對對b2和b3（損傷如下要求中）要求進行了相應修改Amdt.25-96(1998年)對a、b、e多個條款進行了修改。最主要的是：對2靜定和靜不定結構增加了持續(xù)適航檢查的門檻值要求。標志著損傷技術的成熟。Amdt.25-132(2010年)雖然一直廣布疲勞損傷有適航要求，但是由于技術一直不太成熟，要求一直比較模糊。本次修改比較明確了廣布疲勞損傷要求在持續(xù)適航（(a)(3)）和損傷容限（(b)）等方面改進了廣布疲勞損傷要求（用LOV要求-有效性限制）三、民機結構復合材料結構適航性要求25.581閃電防護Amdt.25-23(1970年)修改的基本與現在一樣了。25.1316系統(tǒng)閃電防護Amdt.25-80(1994年)新增加的一條適航要求25.629氣動彈性穩(wěn)定性要求Amdt.25-77(1992年)FAR25部有關振動的條款全部進行了協調處理。三、民機結構復合材料結構適航性要求從上面適航要求的發(fā)展變化可以看出：適航當局一直在關注著復合材料的適航要求，但是基本認為復合材料的適航要求與金屬結構的適航要求基本一致。直接體現復合材料適航要求變化的條款是25.613“材料強度性能與設計值”的Amdt.25-46(1978年)和Amdt.25-72(1990年)號修正案。在Amdt.25-46中指明了適航當局認可的復合材料標準，又在Amdt.25-72中去除了適航當局認可的復合材料標準。其實適航當局現在還認可此標準，不過把有關內容轉入了咨詢通報（AC25.613-1）中。實際上FAA對于大型客機的復合材料適航要求研究的還不夠深入和成熟，還沒有制定出針對復合材料結構的適航條例要求，只對小型飛機復合材料結構制定了較多的適航要求和指導資料。對大型民用飛機復合材料結構現在無專用適航要求，只有部分適用的指導材料。四、民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求

民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求是AC20-107B《復合材料飛機結構》（AC類資料指導適航條款的符合性驗證工作）。前面講的CCAR條款（實際也是FAR/CS條款）雖然也適用于復合材料飛機結構，但是大家只熟悉它們的金屬飛機結構的符合性驗證工作。因此對于復合材料飛機結構適航符合性驗證工作，適航當局頒布了AC20-107《復合材料飛機結構》（AC25.571-1D中的說明）。對于AC20-107，既可以看做是前面適航條款的符合性方法，也可以看做是對前面適航條款的特別補充。某種程度上也可以看做是復合材料飛機結構的適航要求（真正使用時就會發(fā)覺是不完整的）。由于其可以看做適航要求，因此其要求大部分也是定性的。學習其要求時，大概了解其整體要求，重點關注其重點要求（語言點）。四、民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求

民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求是AC20-107B《復合材料飛機結構》。它包括11章3個附錄。目的適用對象撤銷有關規(guī)章總則材料和制造結構驗證----靜力結構研制----疲勞和損傷容限結構驗證----顫震和其他氣動彈性穩(wěn)定性持續(xù)適航其他考慮適墜性防火組、阻燃和其他受熱問題雷電防護12.附錄1：適用的規(guī)章和有關的指南13.附錄2：定義14.附錄3：（復合）材料/和或工藝的波動四、民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求AC20-107B《復合材料飛機結構》內容簡單說明AC20-107B的前4部分內容是AC通報類資料的管理章節(jié)。第5章是本AC通報技術內容的開始，但是技術內容簡單。因此是前面管理章節(jié)與后面技術章節(jié)的過渡章節(jié)。以后6章內容按適航工作的順序安排內容順序。自第6章開始，真正開始AC20-107B的技術內容。第6-11章可以分為4部分。即：適航驗證的基礎工作----結構材料的選擇和制造（第6章“材料和制造”）復合材料結構的符合性驗證--從3個方面（第7章至第9章的靜力、損傷容限、氣動彈性）支持飛機使用的持續(xù)適航工作（第10章“持續(xù)適航”）復合材料結構的其他適航考慮（第11章“其他考慮”）

四、民機結構復合材料結構適航符合性驗證要求1.AC20-107B的“目的”本咨詢通報適用于大型民機（運輸類-FAR25）、小型民機（通用飛機—FAR23）、大型民用直升機（FAR29）和小型民用直升機（FAR27）的復合材料結構工作，為其提供了：符合性方法還提供了與