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┃ 铝合金 ┃ 拉伸破坏强度的一半 ┃
┃ 合金钢 ┃ 拉伸破坏强度的一半 ┃
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2较高的应力水平需要用下列方法之一或其组合进行进一步的疲劳检查：
a基于实际使用谱的疲劳试验。
b使用由样本或部件的疲劳试验证明为足够的强度值进行疲劳计算。
ACJⅥA 613(b)
材料的强度性能和设计值(解释性资料)
·AN(：18是ANC公告“木质飞机结构设计”．1941年由陆军一海军一民用飞机设计准则委员会‘USA)公布。
2—2
第二部分
JAR一ⅥA
见JAR一ⅥA 613(b)
材料标准应包含在，或是由适航当局专项认可，或是由适航当局承认的有必要能力的组织或
个人备有的文件中。在确定设计性能时这些材料标准的值应在必要时由制造人员予以修正
和／或扩充以考虑制造的影响(例如制造、成型、机械加工及以后的热处理方法)。
AC．JⅥA 613(c)
材料的强度性能和设计值(符合性验证的可接受方法)
见JAR一ⅥA 613(c)
试验温度
a对漆成白色的表面且垂直受阳光照射：54 C。若试验不能在此温度下完成，应采用附加系
数1．25。
b对其他色彩的表面，可用下面的曲线确定试验温度
O O．2 O鼻 O．6 O．暑 lD 1．2
太阳能吸收能力
曲线基于；NASA CP 2036
NASA CR 3290
C(100F)
期间表面冷却下来
ACjⅥA 615
设计性能(符合性能验证的可接受方法)
见JAR一ⅥA 615
当制造人不能为A与B的值提供满意的统计证明时，尤其在用复合材料制造的情况下，应
再乘一个附加的安全因子以保证满足A和B值的要求。
2—3
第二部分
JAR一ⅥA
ACJⅥA 619
特殊系数(符合性验证的可接受方法)
见JAR一ⅥA 619
复合材料结构的验证除非有适航当局同意的更合理的方法，可以使用下列方法之一：
a只要使用了很好地确定的制造程序和质量控制程序，在最大服役温度下试验的潮湿样本
用附加系数1．2。
b温度与湿度没有专门认可时试验的样本其附加系数为1．5。
注：1 冷固化结构。可以假定整个的结构处于完全潮湿的情况下。
2 上述本条a中的系数可以随着制造商有能力表明的这些产品的变异因子而变化。(见表1)。
表 1
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┃ 变异因子％ ┃ 试验系数 ┃
┣━━━━━━━━╋━━━━━━━┫
┃ 5 ┃ 1．00 ┃
┃ 6 ┃ 1．03 ┃
┃ 7 ┃ 1．06 ┃
┃ 8 ┃ 1．10 ┃
┃ 9 ┃ 1．12 ┃
┃ lO ┃ 1．15 ┃
┃ 12 ┃ 1．22 ┃
┃ 14 ┃ 1．30 ┃
┃ 15 ┃ 1．33 ┃
┃ 20 ┃ 1．50 ┃
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定义：变异因子
一个总体其平均值为M，标准偏差为d，则变异因子Cv为
G=d／M
通常变异因子以百分比表示，此时
G(％)=1000／M
附加的咨询资料：
当总体的变异因子是从临界的结构特性的试验中估计时，应当使用从至少6个样本的试验
中取得的结果。
采样的变异因子应调整，以获得在表1中使用的总体的变异因子有95％置信度。
在缺少更合理的方法时，可以将采样变异因子乘以因子F。
2～4
第二部分
JAR一ⅥA
F一型一
1一_
其中：
Up是标准化了的正常变异，相应于使用的置信度(置信度为95％时Up=1．6452)；
n是采样中的样本数；
f是统计的自由度数[=(n一1)]；
C是总体变异因子，因子F的值对使用的C值很不敏感——在缺少更合理的资料时，应使用
0．2。
ACJⅥA 773
驾驶舱视界(符合性验证的可接受方法)
见JAR一ⅥA 773
符合JAR一ⅥA 773可由带有适当开口的座舱盖验证。
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本文链接地址：
初级类航空器适航标准—甚轻型飞机(72)
