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┃  鋁合金            ┃  拉伸破壞強度的一半                  ┃
┃  合金鋼            ┃  拉伸破壞強度的一半                  ┃
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2較高的應力水平需要用下列方法之一或其組合進行進一步的疲勞檢查：
a基于實際使用譜的疲勞試驗。
b使用由樣本或部件的疲勞試驗證明為足夠的強度值進行疲勞計算。
ACJⅥA 613(b)
材料的強度性能和設計值(解釋性資料)
·AN(：18是ANC公告“木質飛機結構設計”．1941年由陸軍一海軍一民用飛機設計準則委員會‘USA)公布。
    2—2
第二部分
JAR一ⅥA
見JAR一ⅥA 613(b)
材料標準應包含在，或是由適航當局專項認可，或是由適航當局承認的有必要能力的組織或
個人備有的文件中。在確定設計性能時這些材料標準的值應在必要時由制造人員予以修正
和／或擴充以考慮制造的影響(例如制造、成型、機械加工及以后的熱處理方法)。
AC．JⅥA 613(c)
材料的強度性能和設計值(符合性驗證的可接受方法)
見JAR一ⅥA 613(c)
試驗溫度
a對漆成白色的表面且垂直受陽光照射：54 C。若試驗不能在此溫度下完成，應采用附加系
數1．25。
b對其他色彩的表面，可用下面的曲線確定試驗溫度
O  O．2  O鼻  O．6  O．暑  lD  1．2
    太陽能吸收能力
曲線基于；NASA CP 2036
    NASA CR 3290
C(100F)
期間表面冷卻下來
ACjⅥA 615
設計性能(符合性能驗證的可接受方法)
見JAR一ⅥA 615
當制造人不能為A與B的值提供滿意的統計證明時，尤其在用復合材料制造的情況下，應
再乘一個附加的安全因子以保證滿足A和B值的要求。
    2—3
第二部分
JAR一ⅥA
ACJⅥA 619
特殊系數(符合性驗證的可接受方法)
見JAR一ⅥA 619
復合材料結構的驗證除非有適航當局同意的更合理的方法，可以使用下列方法之一：
a只要使用了很好地確定的制造程序和質量控制程序，在最大服役溫度下試驗的潮濕樣本
用附加系數1．2。
b溫度與濕度沒有專門認可時試驗的樣本其附加系數為1．5。
注：1  冷固化結構。可以假定整個的結構處于完全潮濕的情況下。
2  上述本條a中的系數可以隨著制造商有能力表明的這些產品的變異因子而變化。(見表1)。
    表    1
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┃    變異因子％  ┃    試驗系數  ┃
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┃    5           ┃    1．00     ┃
┃    6           ┃    1．03     ┃
┃    7           ┃    1．06     ┃
┃    8           ┃    1．10     ┃
┃    9           ┃    1．12     ┃
┃    lO          ┃    1．15     ┃
┃    12          ┃    1．22     ┃
┃    14          ┃    1．30     ┃
┃    15          ┃    1．33     ┃
┃    20          ┃    1．50     ┃
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定義：變異因子
一個總體其平均值為M，標準偏差為d，則變異因子Cv為
    G=d／M
通常變異因子以百分比表示，此時
    G(％)=1000／M
附加的咨詢資料：
當總體的變異因子是從臨界的結構特性的試驗中估計時，應當使用從至少6個樣本的試驗
中取得的結果。
采樣的變異因子應調整，以獲得在表1中使用的總體的變異因子有95％置信度。
在缺少更合理的方法時，可以將采樣變異因子乘以因子F。
2～4
第二部分
JAR一ⅥA
F一型一
    1一_
其中：
Up是標準化了的正常變異，相應于使用的置信度(置信度為95％時Up=1．6452)；
n是采樣中的樣本數；
f是統計的自由度數[=(n一1)]；
C是總體變異因子，因子F的值對使用的C值很不敏感——在缺少更合理的資料時，應使用
0．2。
ACJⅥA 773
駕駛艙視界(符合性驗證的可接受方法)
見JAR一ⅥA 773
符合JAR一ⅥA 773可由帶有適當開口的座艙蓋驗證。
　
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