國產(chǎn)大飛機的研制，關鍵之一是提高先進材料應用水平。復合材料用量是民用客機先進性的重要標志，國外飛機行業(yè)發(fā)展趨勢是大幅度提高復合材料的應用率以實現(xiàn)減重和提高飛機性能。而國產(chǎn)大飛機C919在復合材料應用上，面臨著國內(nèi)基礎能力薄弱和適航認證無經(jīng)驗等一系列巨大困難。研究團隊針對大型復合材料構件試驗需求，進行了大噸位大尺寸加載系統(tǒng)、承力系統(tǒng)和電測系統(tǒng)的建設，開展了材料級、結構級、部件級三級的大飛機復合材料結構破壞機理研究，并開發(fā)數(shù)值分析模型和軟件，指導、校正實際試驗，建立了飛機典型復合材料結構的破壞行為數(shù)據(jù)庫。

 

 

　　在解決C919尾翼、中央翼復合材料壁板承載強度和安全性能等關鍵問題時，為保證從復合材料壁板各環(huán)節(jié)處獲得翔實、完備、有效的實驗數(shù)據(jù)，研究團隊采取在飛機壁板上對危險考驗部位貼大量應變片的采集數(shù)據(jù)方法。為不忽略每一可靠數(shù)據(jù)的采集，一個大型壁板就需要采集300～400個通道數(shù)據(jù)，針對C919飛機，一共測試了60多塊壁板，也就是要貼1.8萬～2.4萬個應變片。

 

　　在飛機尾翼結構前緣承載能力試驗中，團隊創(chuàng)造性地設計了加載拉壓墊和分力杠桿系統(tǒng)，使實驗加載具有更高的精度。他們采用設計變形協(xié)調(diào)裝置，選取飛機垂尾和平尾的局部結構進行實驗，在國內(nèi)首次實現(xiàn)了變形協(xié)調(diào)、氣動載荷、可控環(huán)境溫度的多場耦合下大飛機承載能力試驗。