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（%）所得到的结果可用于全尺寸结构验证结果的分析。
应该指出，对于金属结构不是疲劳关键件，或虽然属于疲劳关键件，但已经过验证并可通过加强或定期更换来保证试验正常进行的混合结构，可以不采纳这一建议，而按复合材料结构验证要求进行试验。
第三节 &载荷 环境谱的编制
复合材料结构验证试验不仅需要载荷谱，有时还需要湿 热环境谱，处理载荷谱与环境谱的叠加。特殊需要的个别情况还要编制老化谱（限于篇幅，请参阅有关资料）。
一、载荷谱的修正
复合材料对静载荷和疲劳载荷的响应与金属材料不同。复合材料呈现线弹性应力一应变关系，基本上属于脆性材料，没有屈服现象，不存在迟滞效应。复合材料层合板具有很好的抗疲劳性能，相对于静强度的疲劳极限可高达 ’( )以上。因此，复合材料结构验证试验用载荷谱不能直接采用同类金属结构的载荷谱，必须加以修正。修正主要有两个方面。
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（）对高载的截取
金属结构编谱一般按正常使用的最大过载取为最高一级载荷，更高的载荷不再施加，而折算到最高一级载荷上，这样编出的载荷谱，减少了金属材料迟滞效应的影响，所得金属结构寿命的试验结果偏于安全。但对复合材料结构，不存在迟滞效应，对高载荷敏感，会严重降低寿命。所以，复合材料结构采用相应的金属结构载荷，将得到偏于危险的试验结果。因此，复合材料结构载荷谱最高一级载荷的截取，必须取到载荷可能出现的最高值，以此原则来修正高载荷部分谱。
（"）对低载的删除
复合材料结构目前多采用限制设计许用应变（静力覆盖疲劳）的办法设计，应力水平不高。同时，复合材料具有优良的疲劳特性。为了缩短试验时间，可以适当提高低载荷删除值。一般情况下，可以删除 %使用载荷以下的各级载荷。
二、湿热环境谱编制
树脂基复合材料对湿热环境因素敏感，湿热引起材料性能下降，因此，复合材料结构验证试验要求编制湿热环境谱。它包括 个方面，即对于每一任务剖面的结构表面温度、飞机的载荷 &温度关系，以及吸湿量。
（）湿热环境谱编制方法
飞机寿命一般由使用寿命（飞行小时数）和日历寿命（年）两个标准，以先到者确定。使用寿命，军机为 ’ ( )飞行小时；而飞机的日历寿命一般 " ("*年。两者相比，可见飞机寿命期内，大部分（+% ( ,%）时间是停放在地面上。因此，军机编制复合材料结构湿热环境谱主要考虑地面环境和飞行气动加热。
（"）湿热环境谱编制方法 根据飞机的战术技术要求或使用要求，确定飞机在不同地域内（典型环境区）服役或使用的时间。
"根据使用任务剖面中相关资料，确定各类型任务不同任务段的时间比例和地面停放时间比例。如果按温度分段，分别统计各任务段中，高温、中温、室温和低温的停留时间比例。
根据上述统计的各段时间比例，合并成几个典型的温度（或吸湿量）的循环剖面。每一循环代表一定的寿命（飞行时间或起落次数）。对地面停放情况，应按当地气象资料进行模拟，同样组成典型的温度循环剖面。将任务剖面和地面停放两类多种典型温度（或吸湿量）的循环剖面组合，得到代表整个寿命期内的湿热环境条件。
对地面停放等某些长时间情况，应按一定的等效原则进行加速，以减少试验时间。
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第三篇 ,复合材料飞机结构设计
三、加速吸湿方法
由于复合材料吸湿是个极缓慢的过程，为缩短试验周期，必须按一定原则加速吸湿，目标是建立一种环境条件（温度和相对湿度），使之在较短的时间内使结构达到与实际情况相当的吸湿量。
加速试验用温度不宜太高。美欧以不高于 "为限、俄罗斯以 %为限。我国建议取 %&；相对湿度最高到 ’"(。
四、载荷谱与环境谱的叠加
复合材料结构在湿热环境条件下进行试验时，载荷谱和环境谱要同步施加。由于复合材料吸湿是一个缓慢过程，而载荷施加很快，为使两者协调，一般采用复合材料结构件预先加速吸湿，达到一定吸湿量值后，再进行试验。具体做法：
（)）分析预估复合材料结构在使用环境条件下的平衡吸湿量。（*）在加速吸湿条件下，试验件预吸湿达到平衡吸湿量（直接称量或随炉件称量确定）。（+）对载荷谱和湿热谱适当组合，相互对应。当有高温条件时，应适当补充吸湿量。由于复合材料结构成本高，环境条件模拟非常昂贵，因此，一般采用元件、结构件环境条件下试验，获得有关结构的结果，即“积木式”试验方案解决。
第四节 ,寿命分散系数与载荷放大系数法
一、寿命分散系数
材料和结构件的疲劳试验结果具有大的分散性。因此，根据实际结构谱载疲劳试验结果所得到的个体（单个试验件）疲劳寿命 -，按可靠性要求，必须除以一个大
.
于 )的分散系数，才能得出具有较高存活率和置信度（ /基准）的安全寿命 -0。这就是飞机结构服役使用寿命确定的寿命分散系数法，见图 + 1)* 1*。寿命分散系数 2，定义为
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-0式中： -6 ———单个结构试验件谱载疲劳寿命； -0 ———具有高存活率，高置信度（ /基准）的结构件的安全寿命。金属飞机结构基本上采用寿命分散系数法进行耐久性试验。按铝合金 7—-曲 •")’•
图 " "%载荷放大系数法原理图
线， &’ (&)寿命区间，获得 *基准疲劳寿命对应的寿命分散系数为 ’ ()。故，军机寿命分散系数取为 ’ ()，民机一般取 ，即可得金属飞机结构 *基准寿命。寿命分散系数民机小于军机是因为民机的使用寿命约为军机寿命的 &倍，若取相同寿命分散系数则试验工作量太大，难以实施。
而对复合材料飞机结构，由于复合材料层合板的 +—,曲线相当平坦，疲劳数据分散性大。根据复合材料不同应力比、载荷形式（常幅、谱载）、铺层方式、试样几何形状、环境等因素层合板疲劳试验数据，分析得出用一个结构试验件进行耐久性试验，欲得到 *基准寿命，至少要进行 -倍寿命的疲劳载荷试验。这实际上是难以实施的，必须采用新的技术途径来解决这一难题。
二、载荷放大系数法
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本文链接地址：飞机检测与维修实用手册 2(53)
