推廣碳纖維復合材料在工業領域大量應用過程中，作者多次提及必須解決“信心、技術和成本”三方面問題，其中首先是對使用碳纖維復合材有信心，也即首先必須回答如何保證碳纖維復合材料結構的安全。因為應用碳纖維復合材料主要是追求其輕量化的效果，這些結構對安全性要求極高。結構設計強度規范（強度與剛度設計）的要求就是保障結構安全的評判標準和具體實施途徑。飛機是輕量化要求最高同時使用條件最惡劣，因此也是安全余度盡可能?。ó斎灰话惚仨毚笥诘扔?）的結構，從而其強度規范是所有行業對安全性考慮最完善的。目前的飛機結構強度規范與飛機結構設計初期相差非常大，它是隨著設計水平的提高和使用材料的不斷更新，以及在對幾十年來出現的各種事故甚至是慘重傷亡的經驗教訓總結的基礎上才逐步完善的。上世紀50年代以前，飛機結構制考慮靜強度設計。疲勞設計概念引入是由于1954年第一代機身充壓的噴氣式客機“彗星”號接連兩架飛機失事墜入地中海，使設計師意識到疲勞載荷對結構安全的威脅；損傷容限設計概念的引入是由于1970年F111接連出現機翼樞軸斷裂事故，使設計師意識到制造和使用中產生的缺陷/損傷對結構安全的威脅。

目前90%以上的結構設計師并不關注本行業的強度規范，因為通常只有在交付產品用戶提及安全性時才有人關注。長期以來國內的復合材料產品設計均來自國外，生產廠家只是按圖生產，不懂設計原理，當然更不會關注強度規范。近年來碳纖維復合材料大量應用于風電葉片，并開始在軌道交通車輛和汽車上應用，雖然開發出了一些產品，但很少有人關注本行業的強度規范。我參加過一些軌道交通復合材料結構部件的評審會，每每問及產品的安全性評估是否有相關的文件依據，均無言以答。這些設計師給出了詳盡的結構分析報告，有限元分析說起來頭頭是道，一大堆花里胡哨的云紋圖，但強度校核結果一頭霧水，一大堆蔡-吳系數，看不出結構薄弱環節在哪里，也不知道結構能否通過靜力試驗和長期使用是否安全。所謂的強度校核只是常規的靜力校核，s=[sb]，[sb]是材料體系的極限強度，通常只是做一批試樣，取其結果的平均值。在人們意識中復合材料性能分散性大，就通過增加安全系數來保證。有人說我的安全系數取7肯定就安全了，殊不知在一般部位安全系數取7，并不能保證薄弱部位安全系數能達到1。此外取很大的安全系數，就與采用碳纖維復合材料實現減重結構的初衷背道而馳了。造成這種現象的根本原因是設計師腦子里沒有強度規范的概念。

歷經近80年飛機設計和使用的經驗教訓，目前對結構強度與剛度設計的要求可歸結為結構完整性要求，即“影響飛機安全使用和成本費用的機體結構的強度、剛度、損傷容限、耐久性和功能的總稱”，強度規范就是為實現結構完整性所需滿足的具體要求。這一結構完整性定義嚴格來說同樣適用于其他行業，當然基于不同行業結構的設計特點與使用經歷，不同行業滿足結構完整性的具體要求，即強度規范要求會有所差別，但總體考慮的內容大同小異。為保證所設計結構的安全，各行各業都必須建立本行業的強度規范，強度規范是所設計結構設計、制造和長期使用的經驗教訓積累，也是判斷所設計結構是否安全的依據，以哪個國家的強度規范為依據實際上也反映了這個國家該行業結構設計水平在國際上的領先地位。 

強度規范的要求嚴格說來與使用的材料體系和設計水平有關，例如軌道交通車輛的設計規范對強度剛度和疲勞均有類似的要求，但沒有提及損傷容限要求，這與該行業使用的材料性能和設計裕度有關。當初飛機為實現減重，使用了超高強度鋼，其斷裂韌性很低，鍛造的缺陷引起結構在極低的強度下破壞，使設計師意識到初始缺陷和使用損傷（當時主要是擴展的疲勞裂紋）對結構強度的嚴重威脅；而一般工業領域基本上不使用這類材料，這類問題沒有那么嚴重。先進復合材料是近年來應用越來越多的新型輕量化材料，由于其性能特點不同于金屬，特別是破壞機理不同于金屬，使得其完整性要求的具體內容也與金屬結構不同。相比其他工業領域，復合材料在飛機結構中已使用了40多年，積累了豐富的設計與使用經驗教訓，無論是軍用飛機或是民用飛機都已建立了完整系統的復合材料結構強度設計規范。而復合材料在其他對安全性要求較高的工業領域應用則剛剛起步，還沒有足夠的經驗教訓積累，因此飛機復合材料結構的強度規范要求可供其他工業領域參考，特別是適合于工業領域類似于飛機機體，受力狀況復雜的桿板殼結構。目前除航空航天復合材料結構有較完整系統的強度設計規范外，尚未建立有關的強度設計規范因此在對所研發的復合材料結構進行安全性評估時沒有可以參照的依據。

2飛機結構強度規范的演變

2.1軍用飛機復合材料結構 

美國從1969年開始將碳纖維復合材料用于軍機結構，但知道1975年才在所用的設計規范中增加有關復合材料的要求，并直到1998年才將復合材料結構的強度設計要求基本定型，鑒于美國軍機設計規范采用填空式，對具體的定量要求留給設計單位和使用部門協商確定，只是通過附錄中的經驗教訓部分給出了建議內容，表1所示是美國軍用飛機設計規范的演變。

國內的軍機設計規范演變過程如表2所示。雖然從1980年級開始嘗試將復合材料用于飛機主要結構——垂尾，并在隨后10余年里開始在主承力結構和批生產的型號上使用，但一直沒有相關的設計規范可以依據，因此在應用初期，對結構安全的驗證是有漏洞的（例如濕熱影響等），但由于沒有經驗，通常有較大的設計裕度（特別是采用低于國外選用的結構設計值），迄今為止未出現任何安全事故。1997年制訂的航標“軍用飛機復合材料結構強度驗證要求”是第一個有關復合材料飛機結構的強度規范。2008年發布的《軍用飛機結構強度規范——復合材料結構》是參照美國軍機強度規范，由航空復合材料結構設計領域數十位專家歷經2年多次專項研討后達成一致的文件，基本上總結了國外40多年，國內20多年軍機復合材料結構設計與使用經驗教訓，其基本要點同樣適用于其他工業領域受力復雜的桿板殼結構。

表1 美國軍用飛機強度規范的演變

表2 我國軍用飛機強度規范的演變

民機結構的安全性通常依靠適航認證來保證，民機適航條例是進行認證的依據，國際上FAR23,25,27和29和EASA CS23,25,27和29分別是美國與歐洲對不同類型飛機的適航條例，中國的CCAR23,25,27和29則基本上是歐美相應條例的翻譯版。這些條例適用于所有的材料體系，包括復合材料，但由于復合材料在很多地方與金屬不同，特別是破壞機理不同，使它們無法正確地給出適用的要求。在此背景下美國通過制訂咨詢通報的方式來解決復合材料結構需明確的要求，AC20-107就是當年為應對ACEE計劃研制的民機復合材料結構（特別是Boeing727升降舵）適航認證需求而制訂的，其中很大部分就是對復合材料結構強度的規范要求。初期AC20-107的要求只是諸如安全性不低于金屬結構之類的一些原則，通過多年的實踐，內容不斷豐富，要求逐步細化。AC20-107經歷了2次改版，2009年頒布的AC20-107B是最新版。雖說是咨詢通報，實際上適航部門要求逐條逐句回答如何符合條款的要求。雖說它由美國FAA發布，但歐洲和中國民航均按此執行。表3是國外民機復合材料結構有關咨詢通報的演變過程。

表3 國外民機復合材料結構有關咨詢通報的演變

2.3 其他工業領域結構強度規范

迄今為止軌道交通車輛結構一直使用歐洲的強度規范EN 12663，中國的高鐵產業發展如此迅速，最新自行設計和制造的復興號也已批量生產，特別是研發了全碳纖維復合材料的地鐵車廂，并已安全運行了相當一段時日，中國人已經積累了大量軌道交通車輛特別是復合材料車輛結構的設計、制造和使用經驗，應該有能力制訂符合中國國情，包含復合材料結構要求的強度規范。

表4 軌道交通車輛結構強度規范

2.4 若干定義

2.4.1 玻璃化轉變溫度 glass transition temperature 

在無定形聚合物或部分結晶聚合物無定形區域內，在黏流態或橡膠態和玻璃態之間發生可逆變化溫度范圍的近似中點值（Tg）。復合材料體系最高使用溫度的確定與其有關。

2.4.2 材料最高使用溫度 material operational limit（MOL）

考慮溫度和濕度對聚合物基復合材料性能的影響，將使用可能達到的最高吸濕量時的玻璃化轉變溫度減去一安全余量，所確定的材料允許的最高使用溫度。

2.4.3 結構完整性 structure integrity

影響飛機安全使用和成本費用的機體結構件的強度、剛度、耐久性、損傷容限和功能的總稱。

2.4.4 耐久性 durability

在規定的期限內，飛機結構抵抗開裂（包括應力腐蝕開裂和氫脆引起的開裂）、腐蝕、熱退化、分層、磨損和外來物損傷的能力。

2.4.5 損傷容限 damage tolerance

在規定的未修理使用期內，機體抵抗由于缺陷、裂紋或其他損傷引起破壞的能力。

2.4.6 復合材料損傷阻抗 damage resistance for composite materials

在復合材料及其結構中，同某一事件或一系列事件相關的力、能量或其他參數與其所產生損傷尺寸及類型之間關系的度量，如一定能量的沖擊所產生的損傷面積或凹坑深度。

2.4.7 不確定系數 factor of uncertainty

亦稱為安全系數，是可能引起飛機部件或結構破壞的載荷與使用中作用在飛機部件或結構上的最大載荷之比。對于結構設計來說，不確定系數是用該系數乘限制載荷得出極限載荷的系數值。

2.4.8 安全余量 margin of safety

飛機結構的許用應力與按極限載荷計算的應力之比減1的余數。安全余量（M.S）可用下式表示： 

式中：

[s]一—許用應力；

s一—極限載荷情況下的作用應力；

k 一—任一特定系數（如接頭系數或擠壓系數）。 

3 復合材料結構強度規范要點

3.1 概述 

由于碳纖維復合材料與金屬完全不同的破壞機理，其強度、剛度（動強度）、損傷容限和耐久性的具體要求也不同，通過軍機復合材料結構強度規范的編制，作者總結出碳纖維復合材料飛機結構與金屬飛機結構完整性要求的主要差別為下列6點：

1) 以承認材料與結構同時形成和性能表征多樣性為基礎的材料和工藝要求；

2) 以承認初始缺陷/損傷對結構強度有影響為基礎的設計值確定方法；

3) 以考慮濕熱環境影響為基礎的靜強度設計；

4) 以承認靜力覆蓋疲勞和考慮沖擊損傷阻抗為基礎的耐久性設計；

5) 以沖擊損傷和損傷無擴展為特點的損傷容限設計；

6) 以積木式設計驗證試驗為基礎的結構驗證方法。

3.2以承認材料與結構同時形成和性能表征多樣性為基礎的材料和工藝要求

由于材料性能的分散性是客觀存在，為保證使用安全，對用試樣試驗得到的性能數據要進行統計處理。對金屬材料設計用的材料性能分散性已有成熟的處理方法，因此規范中無需更多的說明，在CCAR 25部適航標準——運輸類飛機中有關材料的要求只有短短幾句話： 

§25.603 材料

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；

(b) 符合經批準的標準(如工業或軍用標準，或技術標準規定)，保證這些材料具有設計資料中采用的強度和其他性能；

(c) 考慮服役中預期的環境條件，如溫度和濕度的影響。

在GJB67-2008軍用飛機結構強度規范中對金屬也同樣是簡單的一段話：

3.2.23.1材料

機體所用材料應滿足機體的使用和保障要求。當材料的特性數據有限或不完整時，應向訂貨方提供足夠的背景資料，以確定材料的適用性。具體的材料要求為：

a) 如果裂紋擴展數據的變化是一種典型分布，則在裂紋擴展分析中應使用裂紋擴展數據的平均值（da／dN）。對于非典型分布，參考3.4.4.4的規定；

b) 對于剩余強度分析，應使用斷裂韌性的最小值；

c) “A”基準設計許用值應該用于所有關鍵件（見6.1.23的定義）的設計。“A”基準設計許用值還應該用于在全尺寸機體靜力試驗中未達到極限載荷的結構設計。“B”基準設計許用值可用于所有其他結構的設計；

d) 當沒有“A”或“B”基準設計許用值時，可以使用在有關文件中規定的“S”基準設計許用值。

但對復合材料結構這些內容遠遠不夠，必須針對復合材料的下述特點在強度規范中給出詳細的解決辦法。

復合材料與金屬的差別首先是材料與結構同時形成，金屬的性能在出廠時已基本確定，后期的加工過程對性能雖有影響，但不會有本質的變化；而復合材料通常在成為結構前只是纖維與基體（樹脂）分別的性能，基體在成為結構前通常是液態，復合材料的力學性能只有結構成型后才能體現。因此復合材料的力學性能不僅與材料組分有關，在很大程度上與工藝過程有關，復合材料的材料規范同時要帶上相應的工藝規范，不同的工藝規范相應于不同的材料性能。由于這一特點復合材料性能必須考慮不同結構制造廠商所用設備、工藝流程與操作人員技能等因素的影響，從而除了材料鑒定外，材料等同性評定成為了復合材料力學性能表征不可或缺的一部分。

其次復合材料性能表征的多樣性是另一特點，復合材料的特點也是其優勢是可設計性。很多復合材料結構設計師只會使用準各向同性的鋪層或織物進行設計，實際上充分利用其可設計性才能充分發揮復合材料優勢。但可設計性同時帶來了性能表征的復雜性，不同鋪層比例和順序的復合材料層壓板具有不同的強度和模量，而復合材料結構可能使用無窮多種鋪層比例與順序的層壓板，如何表征這些層壓板的力學性能是復合材料結構設計必須解決的問題。 

有些因素對金屬力學性能可能影響不大，但對復合材料力學性能可能有重大影響如濕熱環境、沖擊損傷等，這些因素與上述性能要求的組合使得復合材料力學性能表征的內容和試驗工作量大大增加。

多年來復合材料結構設計的實踐表明其材料許用值除傳統意義上的單層級材料許用值外還包括設計許用值（即與結構設計有關的許用值），開孔拉伸和開孔壓縮等成了復合材料力學性能表征的一部分。

綜上所述，在金屬結構的強度規范中對力學性能測試只是比較原則的幾句話，但在復合材料結構強度規范中必須增加大量篇幅，給出對上述差別的處理方法。GJB67.14-2008《軍用飛機結構強度規范——復合材料結構》和航標HB7618-2009《聚合物基復合材料力學性能數據表達準則》中有關內容可供其他行業制訂有關規范參考。 

此外金屬材料力學性能測試方法已經非常成熟，但由于破壞機理的巨大差別復合材料力學性能測試方法與金屬完全不同，雖已應用40多年，但其性能測試方法仍在不斷發展和完善中，美國ASTM D30復合材料委員會的測試標準的變化（包括標準數量的增加和改版的頻度）實際上反映了對復合材料認識和應用的變化，復合材料力學性能表征技術已構成一門新的學科。到2018年6月為止，該委員會名下的標準總數已達到87項標準，其中只有10項在2010年后未進行改版；，2010年后新增的標準達到16項，特別是新增有關土木建筑應用的標準；有關夾層結構的試驗標準在2010年后幾乎全部改版，也反映了夾層結構在主承力結構中應用的地位。 

為滿足廣大復合材料用戶的需求，《ASTM D30復合材料試驗標準匯編》即將在今年年底前翻譯出版，該書共收錄復合材料界常用的98項試驗標準。 

3.3以承認初始缺陷/損傷對結構強度有影響為基礎的設計值確定方法

與金屬結構不同，對金屬結構設計來說設計許用值就夠了，通常也不需要另行定義。自從1970年代開始研發飛機復合材料結構以來，材料許用值和結構設計值兩個概念一直困擾著結構設計師，因此1984年4月在AC20-107A中專門增加了“許用值”和“設計值”兩個定義以區分這兩個不同的概念，從1980年代中開始作者一直在探索許用值和設計值這兩個概念的區分，并探索確定它們的方法。2009年9月頒布的AC20-107B比較清晰地給出了這兩個概念的定義：

·許用值(Allowables)：在概率基礎上（如分別具有99%概率和95%置信度，與90%概率和95%置信度的A或B基準值），由層壓板或單層級的試驗數據確定的材料值。導出這些值要求的數據量由所需的統計意義（或基準）決定。

·設計值(Design Value)：為保證整個結構的完整性具有高置信度，由試驗數據確定并被選用的材料、結構元件和結構細節的性能。這些值通?；跒榭紤]實際結構狀態而經過修正的許用值，并用于分析計算安全裕度。 

許用值是材料層面的性能，通常必須通過試驗并通過概率統計計算得到；而設計值則是結構層面用于強度計算和校核的數據，取決于該部件的結構完整性要求，某種程度上也取決于設計師的工程應用的經驗和需求。

金屬結構所用的材料一般認為是完好材料，出廠允許的內部缺陷不會影響其極限強度；而復合材料結構不同，成型后的結構一般均不可避免地帶有不同程度的制造缺陷，如孔隙率、分層等，而這些缺陷會不同程度地降低其力學性能，因此對復合材料結構出廠前必須進行無損檢測，對不同受力狀態的部位按不同等級的缺陷標準進行驗收。復合材料結構強度校核用的力學性能必須考慮含這些缺陷時的材料性能。1980年代初美國空軍的“主結構損傷容限特性研究”課題組對此進行了研究，課題組匯集了早期各生產廠家對各種制造缺陷對力學性能影響進行研究得到的大量試驗結果，最后給出了工程用的經驗方法，即；

·可用含6.35mm開孔的強度降覆蓋制造缺陷引起的拉伸強度降；

·可用含6.35mm充填孔的強度降覆蓋常見且允許的制造缺陷（2%孔隙率，直徑38.1mm分層）引起的壓縮強度降（如圖1所示） 

從而含開孔與充填孔試樣的拉伸與壓縮強度構成了設計許用值的一部分，通常開孔數據會略低一些，常規都只要求開孔拉伸與壓縮強度。

圖1 缺陷/損傷引起的強度降 

復合材料與金屬結構的破壞特點如圖2所示，金屬結構在使用過程中會產生疲勞裂紋，初期不會使結構承載能力有明顯的變化，隨著疲勞裂紋的擴展逐漸下降，直至達到臨界長度，出現結構破壞；而復合材料結構一般不會出現疲勞裂紋，結構承載能力不會隨服役時間而下降，但在使用過程中會遇到外來物沖擊而使結構承載能力（特別是壓縮承載能力）突然下降，一般采用損傷無擴展設計準則，故承載能力一般也不會繼續下降，直至壽命終結。復合材料結構的這一破壞特點，使結構設計必須考慮中使用中可能遇到的外來物沖擊引起的強度降，其強度校核用設計值不能采用完好材料的極限強度值，必須考慮使用中可能出現的外來物沖擊。圖3所示是確定復合材料結構設計值的條件。

圖2 金屬與復合材料結構承載能力隨時間的變化特點  

圖3 用于確定結構設計值的條件

3.4以考慮濕熱環境影響為基礎的靜強度設計

 除非幾百或上千度高溫環境，金屬結構結構一般不考慮濕熱對性能的影響。濕熱影響與沖擊損傷是1970年代碳纖維復合材料飛機結構在投入使用后首先發現的兩大問題。有關濕熱影響的研究一直貫穿復合材料在結構中應用的全過程，主要表現在兩方面，即材料許用值和結構設計值的確定和結構（特別是全尺寸結構）靜強度試驗驗證方法。

由于復合材料的基體材料（主要是樹脂基）在使用中會吸收一定量的水分，復合材料的吸濕量隨溫度升高對性能（特別是壓縮、剪切和擠壓強度）降低有重大影響，如圖4所示，這一性能降在接近復合材料的玻璃化轉變溫度時特別突出，而常用的環氧樹脂基復合材料的玻璃化轉變溫度分為高溫固化和中溫固化兩類，其中高溫固化的濕態玻璃化轉變溫度大約為150°C，而中溫固化的濕態玻璃化轉變溫度大約為90°C，材料工作極限（MOL）一般應比濕態玻璃化轉變溫度低約28°C，使得結構選材的第一步就要考慮其MOL是否滿足要求。其次在材料鑒定和確定許用值和設計值的試驗矩陣中必須增加濕熱條件下的材料性能試驗，其工作量和成本遠遠超過室溫干態條件下的試驗。

由于復合材料的這一特性，在進行復合材料結構的設計與驗證時特別強調，必須考慮濕熱環境對靜強度的影響。作為靜強度驗證試驗的通過判據要求，結構應在最嚴重的環境條件（通常是濕熱狀態）下，承受等于或小于設計極限載荷時，結構不應發生總體破壞外。傳統的全尺寸結構的靜強度驗證均在室溫環境下進行試驗，如何滿足這一要求也是復合材料結構試驗驗證的難題之一。歷史上曾經采用在濕熱環境箱中進行全尺寸復合材料結構的靜強度驗證試驗，如A320垂尾，國內1990年進行的Y7復合材料垂尾靜強度驗證試驗。近年來主要采用在室溫大氣環境進行試驗，但需增加濕熱環境因子考慮，或在室溫大氣環境進行試驗，將試驗測量數據外推考慮環境因子。濕熱環境因子的確定是復合材料結構研發的難題之一。

圖4 溫度與濕度對與基體有關（如壓縮和剪切）性能的影響

3.5以承認靜力覆蓋疲勞和考慮沖擊損傷阻抗為基礎的耐久性設計 

金屬結構的耐久性設計包括其疲勞壽命（包括裂紋擴展壽命）設計、腐蝕疲勞等，特別是疲勞裂紋的產生或擴展是結構設計極其重要且花費巨大的設計內容，需要通過試驗獲得大量不同結構特征試樣的S-N曲線和進行疲勞壽命預估。靜力覆蓋疲勞是1992年美國空軍專家來華講學時帶來的新概念，在提出的初期無法為國內的專家接受，經過20多年來大量各層次（元件、部件和全尺寸結構）試驗件的疲勞試驗驗證，目前這一概念已被飛機領域的復合材料專家普遍接受。采用這一概念是有前提條件的，首先結構設計值的確定必須基于上述的含缺陷/損傷的試樣，其次需證實復合材料試樣級的S-N曲線均滿足下列條件：其疲勞門檻值（106次）與相應試樣剩余靜強度比值超過0.5（如圖5所示），通常需給出含沖擊損傷試樣的壓-壓（R=10）和含開孔試樣的拉-壓（R=-1）S-N曲線（詳細內容另文討論）。

圖5 復合材料的S-N曲線示意圖 

沖擊阻抗在國外通常歸為損傷容限范疇，主要描述薄蒙皮結構抵抗外來物沖擊不會產生不可接受損傷尺寸的能力。小能量外來物沖擊對金屬結構也經常會產生目視可見的凹坑，只要不出現裂紋，在維修時一般可不予處理。但復合材料薄面板結構或薄面板夾層結構，一旦產生了目視可見的損傷時，往往會出現導致芯子吸濕的通路，它不會直接引起結構破壞，但若不進行維修則會引起結構失效（例如夾層結構進水使蒙皮與芯子大面積脫膠），從而產生大量維修需求，因此作者把此類問題歸為耐久性。在設計薄面板結構或薄面板夾層結構時，需要對薄蒙皮或面板采用增加厚度，或者增加玻璃纖維表面層等設計措施，以避免不可接受的維修需求。

金屬結構耐久性設計要求還包括耐腐蝕、抗紫外線老化等問題。由于碳纖維復合材料飛機結構通常采用環氧或雙馬，這些樹脂的化學穩定性保證其擁有優越的耐腐蝕和抗紫外線老化的性能，一般復合材料飛機結構設計很少專門處理這類問題。

3.6 以沖擊損傷和損傷無擴展為特點的損傷容限設計

金屬結構的損傷容限設計主要考慮初始裂紋長度、裂紋擴展速率和達到臨界裂紋長度后的剩余強度，以及離散源損傷，復合材料沖擊損傷的特點是，即使層壓板內部存在大范圍分層，外表面可能仍然是目視不可檢的，且壓縮強度會急劇下降（如圖2），因此復合材料結構損傷容限除離散源損傷外重點是初始沖擊損傷尺寸定義和含沖擊損傷結構的剩余強度要求，以及損傷無擴展設計概念（詳細內容另文討論）。

復合材料結構中的缺陷/損傷在疲勞載荷下的破壞通常呈現“突然死亡”的特征，即無足夠的損傷擴展壽命可以利用，同時無法得到統計有效的損傷擴展規律，所以設計通常采用損傷無擴展概念。

3.7 以積木式設計驗證試驗為基礎的結構驗證方法

復合材料結構通常采用所謂的“積木式設計試驗驗證方法”（有時也稱為“金字塔”驗證方法）對結構設計進行試驗驗證，這一術語最早是1980年代初期針對飛機復合材料結構設計試驗驗證提出的，它包括試樣、元件、典型件、組合件和全尺寸結構五級如圖6所示。

圖6 復合材料結構設計試驗驗證的積木式方法 

其實金屬結構設計也需要通過試驗進行驗證，只是設計階段對材料性能只需少量試驗，由于如3.2節闡述的復合材料力學性能表征的特點，其設計過程中材料級試樣級試驗的種類和數量遠大于金屬，構成了金字塔的塔底。

金屬結構的應力分析和強度校核方法比較成熟，有很多經過試驗驗證的計算方法，對設計的驗證很多可以通過計算來證實。而復合材料結構的應力分析和強度校核依然缺乏經驗，特別是由于結構和受載的復雜性，以及破壞機理的多樣性，不能僅僅通過分析來保證結構不會由于面外載荷而出現提前破壞；不能僅僅通過分析來保證結構存在缺陷/損傷（特別是沖擊損傷）時有足夠的承載能力。國內外復合材料研發初期，由于對積木式試驗驗證方法的重要性認識不足，有大量計算分析沒有問題，卻在全尺寸結構的驗證試驗中提前破壞的案例。為了將全尺寸結構驗證試驗的風險降到最低，有必要在組合件以下的驗證試驗中暴露出結構的薄弱部位，以便及早排除隱患，因此復合材料結構的完整性需要采用全尺寸部件和必要的試樣、元件、組合件相結合的多層次設計驗證試驗方法來保證。這種方法可以通過低層次試驗來驗證在全尺寸試驗時實施有困難的驗證內容(如計算時未發現的面外載荷、環境影響、損傷性能等)。

由于濕熱影響和材料性能的分散性，需要用積木式方法來確定應用于室溫大氣環境下進行全尺寸結構靜強度驗證的環境補償值，和用積木式試驗來確定疲勞譜的截除方法，和在全尺寸水平上的疲勞分散性補償因子，這也是復合材料結構設計必須采用積木式設計試驗驗證方法的原因。

3.8 其他

強度與剛度規范中有關剛度要求，包括變形、穩定性和動強度考慮。因為剛度要求一般不涉及破壞，因此可以采用與金屬結構相同的方法處理，并采用相同的設計要求。軍機規范中有關復合材料結構的分冊未提及動強度要求復合材料結構與金屬結構的差別，在編制過程中，飛機結構動強度專家專門對此提出了質詢。1980年代初期，中國飛機強度研究所專門成立了復合材料動強度研究課題組，進行了多年研究，在《復合材料結構設計手冊》編寫中專門成立了《結構動力學設計分析技術》編寫組進行編寫，的確在復合材料動力學研究中，其選材和鋪層設計方面與金屬有所不同，動特性通常優于金屬，但其動強度設計準則與金屬沒有原則上的差異。同樣穩定性設計準則與動強度要求類同，直接采用金屬結構的要求即可。

安全系數是保證結構安全的手段之一。在飛機結構強度規范中把安全系數稱為不確定系數，它通常用于補充考慮設計時未預計到的載荷、材料、工藝等因素對安全性的不確定性影響。根據飛機結構的設計經驗，只要充分考慮上述完整性要求中復合材料與金屬結構的差別，安全系數的取值與使用的材料無關。

作者簡介

沈真，中國復合材料學會榮譽理事、SAMPE北京分會副主席、江蘇恒神股份有限公司高級顧問，主要研究復合材料結構強度設計和力學性能表征技術。曾在英國帝國理工學院、德國宇航研究院、意大利都靈工業大學、澳大利亞悉尼大學等國外知名院校從事復合材料力學研究工作。在40多年的科研工作中曾長期擔任國防重點預研課題的負責人，參與了迄今為止幾乎所有飛機復合材料結構的研制。同時在國內外的重要刊物和學術會議上發表100多篇論文，先后主持編寫了多部專著和20多項國標、國軍標、航空行業標準，主持翻譯了大量國外文獻。同時參與編寫了多部學術專著。多年來共獲國家科技進步二等獎1項、部級科技進步一、二、三等獎共18項，2001年被評為中國人民解放軍總裝備部1996~2000年預研先進個人，2006年獲航空報國優秀貢獻獎。