（）结构损伤修理
结构高能冲击穿透损伤、弹伤等切断纤维的损伤只能靠补片胶接或机械连接恢复损伤区纤维的连续承载能力。然而，补片修理时，机械连接制孔和加热胶接固化都会给复合材料结构造成新的损伤。因此，复合材料结构的修理设计必须与结构设计同步进行，以保证结构有足够的结构修理所需的强度储备。
（"）雷电防护
复合材料是电的不良导体。因此，复合材料结构设计必须考虑和完成雷电防护设计和试验验证，确保雷电防护安全可靠。通常采用表面喷涂铝、贴铝条、铜网等雷电防护措施。
（）电磁兼容性设计
复合材料结构电磁兼容性设计是一个新问题，眉的在于保证仪器设备舱内仪器正常工作。同时，减少搭铁电阻，保证静电安全释放，处理安排好故障电流回路、电源负线和满足地电势要求。
（%）电偶腐蚀防护碳纤维复合材料与铝合金接触部位有电偶腐蚀，必须采取铺放玻璃纤维复合材料或其他绝缘材料进行电偶腐蚀防护。复合材料结构设计 &材料 &工艺一体化方面应注意以下几点：
（）在初步设计阶段就应尽早取得制造成形工艺可行性的支持，这是进行复合材料结构设计的关键。同时，还应尽量采用成熟的低成本制造技术和可靠的检测与质量保证体系，以确保生产制造的成本效益。必要时，还需进行工艺试验件制备。
（’）充分开发利用复合材料可剪裁设计和新的成形工艺技术（如：预成形件 & ()*或 (+,工艺），创新设计出综合权衡各方面设计要求和约束条件的重量轻、经济效益好的复合材料结
（-）积木式验证试验安排时，应充分利用已有的试验结果和使用经验，以优化验证试验内容，降低验证试验成本和审定成本。（.）复合材料结构的可维护性和可修理性在设计方案验证阶段就应予以考虑，以降低使用维修费、减少备件更换（甚至全寿命期内不更换）。（/）重视解决复合材料结构涉及的环境保护问题。
第四节 0飞机结构设计规范对复合材料结构设计要求的补充
’%世纪 1%年代末美国开始将复合材料用于飞机承力部件。复合材料结构设计基本上套用了金属结构的设计规范，以保证所设计的复合材料结构的强度、刚度和安全性不低于同类金属结构。 %年代初首飞的 +—.、+—/、+—1尾翼安定面复合
•--•
材料翼盒结构均采用等代设计。设计原则为复合材料结构的强度、刚度和安全性不
低于原有的对应替代的金属结构。复合材料结构处于试用阶段，突出减重指标，付出
了高成本代价。 "年 月颁布 %&—’()*—+“聚合物基复合材料”用以指导
复合材料结构设计选材和材料性能许用值确定。
",年 -月颁布的 %&—./(—,01+（ 2.+3）飞机结构完整性大纲— ——飞机
要求，覆盖了复合材料结构。规范没有对复合材料结构规定具体要求，但规范所述各
项要求原则上对复合材料结构是适用的。树脂基复合材料层合结构性能可剪裁设计
以及材料形成与结构成形同时完成两大特点，及其对压缩载荷、湿 4热和冲击损伤的
敏感，使复合材料结构特性与金属材料结构有显著差异。因而金属结构的设计与验
证方法通常不能直接用于复合材料结构。为此，美国空军沃特航空试验室（ +35+&）
与航空系统分部（ +.(）联合制定了一个 "6 7 "8-复合材料结构完整性实施大纲（.9:;<9;:=>%?9@A:B9CDE=FG=H），以碳 4环氧层合结构为主，通过生产型飞机 3—8复合材料机翼、 +I—8)复合材料机翼和前机身等新设计复合材料部件研制生产，深入地研究了复合材料结构完整性。当时，复合材料结构应用风险评估关心的问题是性能的分散性、吸湿和高温引起的强度、刚度下降、与铝合金的电偶腐蚀、雷电防护和疲劳寿命等。空军 "8,年和海军 "8年的新规范第一次增加了有关复合材料结构的内
容。
"8-年 1月 7 "8年 0月美国空军执行了“复合材料飞机主结构损伤容限研
究”计划，确定给出了复合材料结构特殊的低能量冲击损伤及其耐久性要求和损伤容
限要求。
这样，美国在 "6—"8的 -年间完成了军机复合材料结构完整性研究的全过程，研究结果现已列入规范 %&—+—8--（ 2.+3）（"8,J -J -8）、+3K.—8--+（""1J 6J 8）和 %&—+—8861)（ +.）（"8J ,J -1），形成了对复合材料结构完整性的
要求和验证方法。
出于安全性和经济性方面的考虑，复合材料结构在民机上的应用比较慎重，比在
军机上的应用要迟一些。美国联邦航空管理局（ 3++）于 "8年颁布了第一个有关
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