HB 7491-2020强度验证要求.docx

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1、HB中华人民共和国航空行业标准FL 6200HR 7491-2020代替 IB 7491-1997军工专用飞机复合材料结构强度验证要求Strength verification requirements of composite structuresfor military aircraft2020-08-01 实施2020-06-04 发布国家国防科技工业局 发布目 次前言II1 范围I2规范性引用文件I3术语和定义I4 总则74,1 概述74.? 结构验证的依据74.3积木式验证试验方法24 .A复合材料结构完整性验证大纲15复合材料结构环境条件的确定5 . 1概述5 .) 自然环境条件1

2、5.3载荷环境条件S6 许用值S6.1 1材料许用值6.7 设计许用值67结构静强度验证97.1 要求97.2 静强度验证试验件97.1 验证方法9&结构耐久性验证10R.I一般要求108.2冲击损伤要求108,1验证方法109结构损伤容限验证129.1 一般要求ID9/缺陷/损伤尺寸的确定 )9.3 剩余强度要求129.4 损伤扩展要求19.5 损伤容限试验方法17IO 结构动强度验证1-LX.1刖5本标准代替HR7191-1997军用飞机复合材料结构强度验证要求。本标准与R7191-1997 相比主要有以下变化：a）第I章中删除了应用指南；H）第2章中更新了引用文件；）第章中删除了部分通用

3、性术语定义，改为引用CIR67. 14;d）第5章中新增了试验室加速吸湿方法；）第6章中新增了推荐试验矩阵：）第7章中新增了验证方法内容；）第10章中删除了动强度验证的具体要求，改为引用GJB67. 8A-200R;h）将附录A的相关内容与正文合并。本标准由中国航空工业集团有限公司提出。本标准由中国航空综合技术研究所归口。本标准起草单位：中国飞机强度研究所、中国航空综合技术研究所。本标准主要起草人：杨胜春、谢佳卉、程鹏飞、黄光启、王力立、齐德轩、李磊、宋贵宾、 熊华锋、张立、惠旭龙。本标准于1907年首次发布。军工专用飞机复合材料结构强度验证要求1范围本标准规定了军工专用飞机复合材料结构完整性

4、所必需的静强度、刚度、耐久性与损伤容限及动强 度的验证要求及其验证方法。本标准适用于军工专用飞机复合材料结构强度的设计和验证，直升机可参照执行。2规范性引用文件下列文件中的条款通过本标准的引用而成为本标准的条款。凡是注日期的引用文件，其随后所有的 修改单（不包含勘误的内容）或修订版本均不适用于本标准，然而，鼓励根据本标准达成协议的各方研究 是否可使用这些文件的最新版本。凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本标准。GBT196I 纤维增强塑料术语GIR67.1军用飞机结构强度规范 第1部分：总则GR67. 6 军用飞机结构强度规范 第6部分：重复载荷、耐久性和损伤容限HB67.XA-MIX

5、军用飞机结构强度规范第X部分：振动和航空声耐久性GIR67.9军用飞机结构强度规范 第9部分：地面试验GIR67. 14军用飞机结构强度规范第14部分：复合材料结构GIB 775军用飞机结构完整性大纲GIR1567 军用飞机雷电防护鉴定试验方法3术语和定义GRT396I及GIB67, 14确立的以及下列术语和定义适用于本标准。3.1损伤 Amay复合材料制件在加工和使用中产生的结构异常。3.2环境因子 entiranmental factar由于环境影响引起复合材料或其构件的力学性能降低的系数。3.3老化aging在给定环境下暴露一段时间对材料产生的影响；将材料在某个环境下暴露一段时间间隔的处

6、理过 程。3.4限制载荷 limit load正常使用中可能出现的最大载荷。3.5极限载荷Himate had设计中用来进行强度计算的载荷，在该载荷下结构刚开始或接近破坏。3.6不确定系数 factar of Unrertainty可能引起飞机结构破坏的载荷与使用中作用在飞机结构上的最大载荷之比。用该系数乘以限制载荷 即可得到极限载荷。3.7安全裕度 margin of safety飞机结构的许用应力与按极限载荷的计算应力之比减1的余数。安全余量可用公式表示： 式中：M.S安全余量；o许用应力；K一某一特定系数（如接头系数或挤压系数）;。一一极限载荷情况下的作用应力。3.8结构完整性 sruc

7、ure integrity在要求的结构安全性、结构能力、耐久性和可保障性水平下，结构可正常使用以及功能未受到消弱 时所处的状态，其内容包含影响飞机安全使用和成本费用的机体强度、刚度、耐久性、损伤容限和功能 等。3.9耐久性 durahiIiry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、 磨损和外来物冲击的能力。4总则4.1 概述军用飞机复合材料结构强度验证要求是飞机结构完整性大纲的重要组成部分。按积木式验证试验方 法的不同层次，着重从复合材料性能的分散性、结构强度对环境条件（温度和湿度）和冲击损伤的敏感性 等方面，分别给出了复合材料结构的验证要求

8、和方法。对于复合材料与金属混合结构的强度验证，可选用下述方法之一：a）采用积木式验证方法，对复合材料结构部分进行验证，而全尺寸试验件则重点用于考核金属结 构；H）采用两个部件分别验证金属结构和复合材料结构；r）采用已被应用并经证实是合理的其他方法。4.2 结构验证的依据复合材料结构的评定，应基于GlR 775和GIR67,1规范中的要求。对结构进行分析、试验的内容 和范围取决于对以前类似结构可用的设计、结构形式、试验和使用经验。当没有类似结构的经验时，应 进行积木式强度试验。4.3 积木式验证试验方法复合材料结构一般采用从试样开始，经过元件（包括典型结构件）、组合件，最后达到全尺寸部件的 这种

9、复杂程度渐增的积木式验证试验，来保证其结构完整性。对静强度验证，若在室温大气环境下进行 全尺寸结构验证试验，还应通过积木式验证试验方法验证室温条件与湿热环境下得到同样的破坏模式， 和证实室温大气条件下进行全尺寸试验所需的环境补偿系数，从而保证复合材料结构的静强度验证在总 体上是完整的。对广泛使用的复合材料/金属混合结构的耐久性和损伤容限特性，可用积木式验证试验 方法完成对复合材料结构部分的验证，而用全尺寸试验完成金属结构部分的验证。图1所示为某型机翼 结构的典型积木式验证计划。图1典型的机翼积木式验证计划4.4 复合材料结构完整性验证大纲复合材料结构完整性验证大纲应包括：a）复合材料选材论证报

10、告（附性能数据报告）；H）环境条件的确定准则；） 载荷报告，包括C.B775规定的所有载荷（含噪声、振动载荷）及针对复合材料结构特点的载荷 谱；A）复合材料结构分析，包括静强度、刚度、耐久性和损伤容限等的分析报告；P）复合材料结构完整性验证，应包括试样、元件、典型结构件、组合件的试验计划和全尺寸结构 试验验证大纲；） 全尺寸结构试验验证大纲应规定试验内容、顺序安排、载荷情况、试验件要求、环境影响的处 理、人工缺陷/损伤的引入、试验数据的处理等。对全尺寸部件试验本身未能完全验证的某些 结构完整性要求，验证大纲还应给出补充验证这些要求的试样、元件、典型结构件、组合件试 验项目。5复合材料结构环境条

11、件的确定1.1 概述应根据飞机预计的服役地区、飞行范围、使用任务、结构状况等制订飞机复合材料结构设计应考 虑的环境条件，主要包括对复合材料结构完整性有明显影响的自然环境（如温度、湿度、环境腐蚀和 自然老化、雷击等）和载荷环境（如工具、砂石、冰雹等冲击载荷）。对所用材料体系和结构状况，应 评定复合材料结构可能遭受到的最严重的单项和组合环境，还应评定长期作用的环境谱，包括环境的 强度、出现频率、持续时间及出现顺序等。当有试验数据证明某项环境因素没有明显影响时，可以不予考虑。1.2 自然环境条件5 . 2. 1温度飞机服役过程可能遇到的最高温度和最低温度按照下述方法确定：a）按飞机预定使用地区内的气

12、候高温、加上日光曝晒引起的最大可能升温，确定气候引起的结构 最高温度。按地面最低温度与空中飞行低温（考虑非标准大气）之最低值确定气候引起的结构最 低温度。H）应通过可靠的分析计算或实测确定飞行中气动加热及其他热源所产生的结构最高温度、最大温 差、典型温度剖面。6 .2.2湿度应根据飞机设计使用寿命和预期使用环境，确定复合材料结构寿命末期达到的平衡吸湿量。对已知 的材料体系，设计的吸湿量可通过将试样放置在模拟可能获得最严重吸湿量的曝露水平下达到吸湿平 衡，也可以采用R,相对湿度条件下的平衡吸湿量。复合材料吸湿是个极缓慢的过程，为缩短试验周期，必须按一定的原则来加速。加速吸湿的目标是 建立一种环境

13、条件（温度和相对湿度），使之在较短的时间内产生与实际情况相当的吸湿量。目前的加速 吸湿方法可以分为固定时间浸润吸湿法和平衡浸润吸湿法两类。5. 2. 2.1固定时间浸润吸湿法将复合材料暴露于给定的环境下浸润一个规定的时间周期。对于材料许用值试验，推荐采用将试验 件在（71 土5） 蒸储水中浸泡IAd的吸湿方法。5.2.2.2平衡浸润吸湿法设计许用值试验、典型结构件、组合件试验推荐平衡浸润处理方法。在给定的吸湿环境下浸润，对试样定期称重，直到试验件吸湿量变化百分数小于0.（每间隔?41） 或0.N50 （每间隔I6Rh）,即认为达到吸湿平衡状态，见公式（7）。推荐采用每间隔168h吸湿量变化小

14、于D. s%。 建议的浸润环境为温度70、湿度RRH。勺Q）UmG 尸（UK ）0）式中：w试样当前质量，单位为克0；w 上一个时间间隔的质量，单位为克0；W1试样初始质量，单位为克0。5.2.3环境腐蚀和自然老化复合材料结构应采用有效的防护措施来防止环境腐蚀和自然老化。对易于遭受砂蚀和雨蚀的部件采 用复合材料制造时，应验证其结构防护措施的有效性。a）应按使用和贮存环境来编制复合材料结构腐蚀及老化谱；H）可用试样、元件、典型结构件、组合件试验件的自然曝露或加速试验，来验证复合材料结构防 腐蚀和老化的能力；） 可用试样、元件、典型结构件、组合件防腐蚀抗老化的试验结果，修正全尺寸部件的分析和试 验

15、结果。5. 2. 4 雷击雷电是飞机所遭遇到的最严重的电磁危害，由于复合材料的导电性能较弱，遭受雷击时，将引起纤 维受损、树脂融化和分层等现象，从而导致结构强度降低，严重威胁飞行安全。复合材料结构的防雷击 验证试验按CIH3%6相关规定执行。5.3载荷环境条件5.3.1 冲击5.3.1.1 概述飞机复合材料结构可能遭受工具掉落、冰雹、制造及地面设备撞击、起飞或着陆时机轮溅起的碎石、 螺钉及轮胎碎片的冲击等。一般包括低能量冲击及高能量冲击。飞机复合材料结构在制造和使用的整个 寿命期内可能遇到的各种冲击环境下，应满足结构完整性要求。5. 3.1.2低能量冲击低能量冲击一般指低速冲击，由于这种冲击出现概率高，产生的损伤不易发现，并使结构承载能力 降低，因此在强度验证时必须考