图 " "%复合材料机翼设计研制试验程序示图
制减少风险、节省费用和时间。验证主承力接头承载能力、壁板承载能力，屈曲特性以及环境对破坏模式和破坏应变影响，同时进行耐久性 &损伤容限早期验证，进行典型 加筋板或 ’加筋板冲击损伤及其扩展特性试验。
（(）部件试验
完整的部件，如机翼、前机身、垂直安定面、水平安定面、全动翼面等为试验件，主要用于设计与制造的鉴定。复合材料结构验证要求与金属结构验证要求，两者原则上是相同的，但对复合材料结构还必须考虑湿 &热、冲击、雷击等因素影响，详见 ) 节。
试样和通用元件的试验结果将归人数据库；各层次试验的试验结果将用于确定设计许用值、解释和评估部件全尺寸结构的完整性或适航审定。
积木式设计研制试验方法，虽然投资大、周期较长，但所得结果数据可靠，并具有以下优点：
能够确定环境（湿 &热）对失效模式的影响；
"可以识别复杂结构的薄弱部位，并能分析其与小试件已知特性的关系；
可以根据已知的单一模式特性来建立失效模式间的相互作用的关系模型；
•’•
根据小试件的试验数据处理尺寸效应。
在早期金属结构研制过程中，实际上也是采用积木式结构研制试验方法。现今，金属材料不仅有了庞大的较为完整的数据库，典型的结构形式，而且具有了丰富的结构设计实践经验，从而使金属结构研制过程大为简化，全尺寸部件验证试验成为金属结构试验的重点。
第二节 全尺寸部件验证试验
全尺寸部件试验的目的是对飞机机体结构完整性或适航性的全面验证，因此其验证试验的内容应涉及所有的结构完整性要求或适航性要求。即静强度要求、刚度要求、耐久性（疲劳）要求和损伤容限要求，而刚度要求通常与静强度要求同时考核，因此全尺寸部件验证试验一般是指静强度、耐久性（疲劳）和损伤容限（包括损伤扩展寿命及剩余强度能力）的验证，当然，根据需要，有时候还包括功能性试验。
一、全尺寸部件静强度验证试验
（"）试验目的
"验证结构的最大承载能力大于设计载荷；
得到全尺寸结构静强度破坏模式和结构设计薄弱部位，验证结构分析结果。
（）试验特点 "复合材料结构对面外载荷敏感；因此，必须尽可能弄清楚所有可能的面外载荷来源，以避免在试验时，由于试验方案不合理而产生非正常破坏；
复合材料结构有着多种可能的破坏模式，而且由于对缺口、加载方向及环境条件的敏感性，很难预计全尺寸结构的破坏模式。如果试验件结构形式、支持状态、环境条件等与实际使用状况不同时，有可能出现不真实的破坏模式，使验证试验的结果无效；
复合材料结构的薄弱环节一般通过全尺寸部件静强度验证试验来鉴别。
（）全尺寸部件试验件
静力试验用全尺寸机体结构试验件的构形应能代表实际使用结构，具体地讲，应该是根据生产图纸，用由规范控制的材料，按规范规定的制造和装配方法，并在生产线上装配生产出的产品，同时经过产品检验用的检测手段无损检测评定后，确认符合验收标准。由于冲击损伤可能产生于飞机结构制造和使用的任何时候，例如投入使用以前，而且可能在长期使用过程中均未发现，带损伤飞行。对此，民机和军机部件静强度验证要求不同。民机规范要求部件在含有现有的检测手段可能漏检的缺陷 %损伤时，仍能承受设计载荷，为此结构需在试验之前，预埋人工分层缺陷，预制目视勉
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强可检的冲击损伤。与民机不同，军机将目视可见损伤归人损伤容限要求验证，故不预制缺陷。（）环境影响处理环境影响主要指湿 "热环境影响，湿 "热引起材料性能下降，结构承载能力下降。部件试验过程中环境影响处理方法常用的主要有两种：
环境箱模拟全尺寸部件置于环境箱中进行试验。在使用中可能遇到的最恶劣的湿 "热环境条件下进行静强度验证试验（包括使用载荷、设计载荷和剩余强度试验）。优点是比较真实地考虑了环境影响，缺点是成本高、试验周期长，而且给试验加载系统和应变测量等带来困难。一般环境温度在 %以下，适合亚音速民用飞机部件试验，不适合战斗机部件。
"环境因子法全尺寸部件在室温大气环境条件下进行试验，验证的载荷乘以大于 的环境因子（& ’—& ’），以考虑环境引起的性能下降。环境因子由元件、组合件确定。有关细节需仔细考虑，主要有：湿 "热对部件破坏模式的影响，结构件环境因子确定依据或考虑的主要因素：环境敏感元件、剩余强度最小部位、环境影响最严重部位等；
（’）部件结构试验技术，
二、结构件 "部件耐久性验证试验
（）试验目的
验证结构满足耐久性要求，耐久性使用寿命必须大于设计使用寿命。
"验证耐久性使用寿命分析结果。
（(）试验特点
复合材料结构耐久性验证试验已有经验得出以下特点：
已有大量研究证实，不仅复合材料本身，而且复合材料结构也有着优异的疲劳性能。试样、元件、元件组件、结构件及全尺寸部件结构在相当严重的环境及疲劳载荷条件下，如所用疲劳载荷比实际使用的谱载荷严重（最大一级载荷达到了平均静力破坏载荷的 )(*）、叠加严重的准实时环境循环（连续的热循环、严重的热冲击及有规律的吸湿 "排湿循环），对歼击机结构，在 (倍疲劳载荷寿命期间，所有的试验件均未出现疲劳破坏。在 (% "吸湿量 & (*的环境条件下，剩余强度分散性仍在静强度分散性之内，即使基体控制的破坏模式，例如压缩及层间拉伸对疲劳也不敏感。
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