正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定（2004年） 第23.573条

第23.573条 结构的损伤容限和疲劳评定

复合材料机体结构复合材料机体结构必须按本条要求进行评定，而不用第23.571和第23.572条。除非表明不可行，否则申请人必须用本条（a）（1）至（a）（4）规定的损伤容限准则对每个机翼（包括鸭式、串列式机翼和翼尖小翼）、尾翼及其贯穿结构和连接结构、可动操纵面及与其连接结构、机身和增压舱中失效后可能引起灾难性后果的复合材料机体结构进行评定。如果申请人确定损伤容限准则对某个结构不可行，则该结构必须按照本条（a）（1）和（a）（6）进行评定。如果使用了胶接连接，则必须按照本条（a）（5）进行评定。在本条要求的评定中，必须考虑材料偏差和环境条件对复合材料的强度和耐久性特性的影响。

必须用试验或有试验支持的分析表明，在所使用的检查程序规定的检查门槛值对应的损伤范围内，带损伤结构能够承受极限载荷。

必须用试验或有试验支持的分析确定，在服役中预期的重复载荷作用下，由疲劳、腐蚀、制造缺陷、或冲击损伤引起的损伤扩展率或不扩展。

必须用剩余强度试验或有剩余强度试验支持的分析表明，带有可检损伤的结构能够承受临界限制飞行载荷（作为极限载荷），该可检损伤范围与损伤容限评定结果相一致。

对于增压舱，必须承受下列载荷：

正常使用压力与预期的外部气动压力相组合，并与临界限制飞行载荷同时作用；

（ii）1g飞行时预期的外部气动压力与等于1.1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。

在初始可检性与剩余强度验证所选的值之间的损伤扩展量（除以一个系数就得到检查周期）必须能够允许制定一个适于操作和维护人员使用的检查大纲。

对于任何胶接连接件，如果其失效可能会造成灾难性后果，则必须用下列方法之一验证其限制载荷能力：

必须用分析、试验或两者兼用的方法确定每个胶接连接件能承受本条（a）（3）的载荷的最大脱胶范围。对于大于该值的情况必须从设计上加以预防；或

（ii）对每个将承受临界限制设计载荷的关键胶接连接件的批生产件都必须进行验证检测；或

（iii）必须确定可重复的、可靠的无损检测方法，以确保每个连接件的强度。

对于表明无法采用损伤容限方法的结构部件，必须用部件疲劳试验或有试验支持的分析表明其能够承受服役中预期的变幅重复载荷。必须完成足够多的部件、零组件、元件或试片试验以确定疲劳分散系数和环境影响。在验证中必须考虑直至可检性门槛值和极限载荷剩余强度的损伤范围。

金属机体结构如果申请人选择用第23.571条（c）或第23.572条（a）（3），则损伤容限评定必须包括确定由疲劳、腐蚀或意外损伤引起的损伤的可能位置和模式，必须用有试验依据支持的分析和服役经验（如果有服役经验）来确定。如果设计的结构有可能产生疲劳引起的多部位损伤，则必须考虑这类损伤。评定必须包括有试验依据支持的重复载荷和静力分析。

在飞机的使用寿命期内任一时刻的剩余强度所对应的损伤范围必须与初始可检性及随后在重复载荷下的扩展量相一致。剩余强度评定必须表明，剩余结构能够承受临界限制飞行载荷（作为极限载荷），并且此时的可检损伤范围与损伤容限评定结果一致。对于增压舱，必须承受下列载荷：

正常使用压差和预期的外部气动压力相结合，并与本规章规定的飞行载荷情况同时作用；和

1g飞行时预期的外部气动压力与等于1.1倍正常使用压差的座舱压差相组合，不考虑其他载荷。