复合材料结构强度② 设计要求及设计准则

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算得准，不如取得对。

强度分析里最容易被忽略的一句话：取什么载荷、用什么门槛、允许多大损伤，这些都由设计准则规定，不由此前算出来的应力和寿命决定。第2章把"分析之前"的规则讲清楚：三条载荷线（DLL / DUL / GHL）、湿热余量、冲击损伤门槛，以及符合性怎么证明。

一、基本原则：先立规矩，再谈分析

复合材料结构设计沿用了以往金属结构设计的一系列规定，结构完整性要满足飞机结构完整性大纲的要求，例如军用飞机有关标准与民用飞机的CCAR-25条款；同时还要覆盖复合材料在设计、分析、制造、使用和维修上的特殊性。

书中给出的基本原则有三条要点。

Step 1

第一步，遵守特定飞机指定的一系列标准、指南和分析方法，例如该型飞机的强度设计原则及附件。

Step 2

第二步，分析与试验并重：重要受力部位及构件、新的结构与工艺方法，要通过元件、构件乃至部分1∶1结构试验证实，并用理论分析保证使用安全。

Step 3

第三步，重要复合材料结构部件在发生产图前，要进行带验收性质的1∶1结构研制试验，检查设计、制造工艺与强度的可行性。

本章还明确了部件强度分析起码包含的三方面：保守的应变限制分析、无损结构承载能力分析（破坏分析）、破损安全分析。这三条也是后续章节反复出现的主线。

二、三条载荷线：DLL、DUL、GHL

载荷是一切分析的输入，设计准则给出的第一条约束就是载荷怎么取。


载荷	定义	用途与概率含义
设计限制载荷 DLL	飞机使用过程中可能出现的最大载荷，是使用的上限	用于疲劳耐久性与损伤容限设计；出现概率 10⁻⁵/fh
设计极限载荷 DUL	DUL = DLL × 安全系数 1.5	用于静强度设计；出现概率 10⁻⁹/fh，数值上接近 0
安全返航载荷 GHL	GHL = 0.7 × DLL	出现离散源损伤后，只要求飞机能安全返航

DLL的概率含义很实用：按概率理论与数理统计研究，军用飞机出现DLL的概率为10⁻⁵/fh，也就是10万飞行小时出现一次。若某型机寿命指标是5000 fh，那么相当于20倍使用寿命中才出现一次。

GHL的来源是载荷谱中最大载荷峰值的出现概率，最可能落在限制载荷的70%。它的适用场景很具体：飞行中出现离散源引起的最大损伤（含战伤）时，机组能明显感觉到，此时只要求安全返航，而不要求继续承受DUL。

一句话记住

DUL管静强度，DLL管疲劳与损伤容限，GHL管损伤后的安全返航。

三、材料选择：湿热余量是硬约束

设计准则在特定飞机设计开展前编制，涵盖静强度、动强度、颤振设计、疲劳、损伤容限与耐久性等要求。载荷要求基本同于金属结构，复合材料真正特殊的地方在材料选择。

由于复合材料的基体是树脂，湿热环境会使基体性能退化，但退化后的性能不应降到材料的使用极限以下；胶接结构中的胶同样要特别注意使用极限。因此准则要求：飞机的湿热包线与材料极限之间必须有足够的安全余量。

常见误区

许用值不是室温下的一个数，而是包线内最不利组合下的一个数。选材阶段没留够余量，后面所有分析都在补窟窿。

四、损伤容限条款：BVID与136J门槛

冲击损伤设了两个门槛值：

·目视可检门槛：冲击物在复合材料层压板结构上产生2.5 mm凹坑深度。

·能量截止值：冲击能量136 J。

具体做法是用直径25 mm（或16 mm）的钢球以136 J能量冲击，或取产生2.5 mm凹坑所需能量，两者取较小值作为冲击损伤门槛值，这就是通常说的BVID与136 J能量截止值。对BVID损伤，或很厚的板不容易产生冲击凹坑时，取截止能量136 J冲击，结构应能承受DUL。

设计理念上，因为常规检测方法难以发现损伤及其扩展、且扩展具有突发性，所以采用"损伤无扩展"原则来确定设计许用值。

带损伤结构有五条要求：未检出的损伤或缺陷，结构必须能承受DUL；维护检测时可检出的损伤，必须能承受1倍寿命出现1次的最大载荷；所有使强度降到低于DUL的损伤一旦发现必须立即修理；受到飞行中机组能明显可检的离散源损伤的结构，必须能承受GHL；任何修理过的损伤都必须能承受DUL载荷。

离散源包括质量为1.8 kg的鸟撞击、风扇叶片的非包容性撞击、发动机的非包容性破坏、高能旋转机械的非包容性破坏。按AC 25.571-1A，事故发生后在规定速度下，70%限制飞行机动载荷与40%限制突风速度（垂直或侧向）分别与相应的最大座舱压差（包括预期的外部气动压力）叠加。

五、符合性机理：各分区的含义怎么读

损伤容限符合性要求图同时表达三件事：不同板厚下冲击能量与损伤尺寸的关系、损伤容限的符合性方法、各区域对应的载荷要求。图中纵轴是损伤尺寸（凹坑深度），横轴是冲击能量。

区域	含义	载荷要求
OD₁A₁E₁	静强度要求区，实际可能出现冲击但损伤不可检	必须能承受 DUL；能量截止值 E₁ 对应 10⁻⁵/fh
D₁D₂A₂A₁	实际可能出现冲击，且损伤可检	必须能承受 kDLL（1.0 ≤ k ≤ 1.5）
A₁A₂CB	极不可能出现冲击，但损伤可检	必须能承受 kDLL
E₁A₁BE₂	极不可能出现冲击，且损伤不可检（厚板情况）	仅要求能承受 DLL

两个能量值容易混：E₁ 对应实际可能出现的冲击能量截止值（10⁻⁵/fh），也就是 136 J对应的是E₁ 而不是E₂；E₂ 对应极不可能出现的冲击能量（10⁻⁹/fh）。

E₁ 的概率为什么取10⁻⁵/fh已经不是理论问题，而是通过大量调查数据分析得到的，可以用可调参数x给出不同部位不同的E₁ 值。

六、符合性方法：确定性与概率

三个基本概念要先分清：

·结构完整性：关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构强度、刚度、损伤容限及耐久性等结构特性的总称。

·结构完整性条例：由政府（或军方参与）制订、满足结构完整性要求的规范性或准规范性文件，其中包含各种设计准则。

·符合性：满足结构完整性条例要求、或遵守这些条例的一致性特性；符合性方法即满足要求的结构验证方法，包括试验与分析。

损伤容限符合性方法一般分为确定性与概率方法。国外已部分采用概率或半概率方法。

以图示中D₁D₂A₂A₁ 区的m点为例：该处损伤本可检测但被漏检。概率方法要证明检测计划与下面这个组合是可接受的——载荷达到kDLL水平，同时存在被漏检的意外冲击损伤、使结构强度降到kDLL水平。对灾难性破坏，该组合概率必须小于10⁻⁹/fh。

PL(kDLL) · PD(kDLL) ≤ 10⁻⁹

也就是说：门槛不是随口定的，每选一个损伤门槛，就等于选定了一条载荷线的承载能力，并对应一条适航条款的分析要求。

七、小结

三条主线与三条载荷线构成了本章的骨架：保守的应变限制分析、无损结构承载能力分析、破损安全分析；DUL管静强度，DLL管疲劳与损伤容限，GHL管损伤后安全返航。材料选择的硬约束是湿热余量，冲击损伤的两个门槛是2.5 mm凹坑深度与136 J能量，而符合性的严谨程度最终落在10⁻⁹/fh这个概率指标上。

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#复合材料#设计准则#损伤容限#适航要求#BVID#结构强度

【免责声明】本文系对《飞机复合材料结构强度分析》（陈业标、汪海、陈秀华编著，上海交通大学出版社，大飞机出版工程，2011年12月第1版，ISBN 978-7-313-07882-7）相关章节的解读与重新组织，非原书转载，仅供技术交流与学习参考；文中观点、数据与公式以原书为准。版权归原作者与出版社所有，所述观点为笔者对资料的个人理解与归纳，不代表原作立场；若认为引用不当或涉版权问题，请及时告知，我们将在核实后第一时间处理。感谢理解与支持！

来源：兵哥讲力学

疲劳复合材料旋转机械理论材料试验

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首次发布时间：2026-10-15

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