| 复合材料： | 由两种或两种以上组分相材料组成的材料，各组分相材料基本上仍保持其原来各自的
物理和化学性质，彼此间有明显的界面，综合性能优于组分相材料。 |
| 先进复合材料： | 专指可用于飞行器结构，其刚度和强度生能相当于或超过铝合金的复合材料。目前主
要指有较高强度和模量的硼纤维、碳纤维和芳纶纤维等增强的复合材料。 |
| 层压板： | 由两层或多层同种或多种材料压制而成的复合材料板。 |
| 玻璃化转变温度： | 复合材料的刚度和强度开始急剧下降时的温度，其值与材料最高使用温度密切相关。 |
| 脱胶： | 由各种因素引起的层压板层内、层间或胶接接头间产生粘接失效的现象。 |
| 分层： | 由层间应力或制造不当等引起的复合材料层压板铺层之间的脱胶。 |
| 缺陷： | 复合材料制件在铺贴、成形和固化的制造过程中产生的结构异常。 |
| 损伤： | 复合材料制件在加工和使用中产生的结构异常。 |
| 冲击损伤： | 由于外部物体冲击引起的结构异常。 |
| 工程干态试样： | 树脂基复合材料试样经 70℃烘干处理达到脱湿速率稳定在每天质量损失不大于 0.02％
时为工程干态试样。 |
| 吸湿量： | 复合材料曝露于大气环境或其它环境条件下吸进水分的度量，用质量百分数表示。 |
| 平衡吸湿量： | 树脂基复合材料工程干态试样在给定温度、湿度条件下，吸湿达到吸湿速率稳定在每
天质量增加不大于0.05%时，试样质量增加的百分数为给定温度、湿度条件下的平衡吸湿量。 |
| 饱和吸湿量： | 树脂基复合材料工程干态的吸湿试样，经 70℃浸泡吸湿达吸湿速率稳定在每天质量增
加不大于 0.02%时，试样质量增加的百分数。 |
| 环境： | 在使用中遇到的能影响结构性能的外部条件。对复合材料结构，主要指温度、湿度等。 |
| 退化： | 由于重复载荷和(或)环境条件引起的材料力学性能的下降。 |
| 湿热效应： | 由吸湿和温度变化引起复合材料构件结构尺寸和材料性能改变的现象。 |
| 环境因子： | 由于环境影响引起复合材料或其构件的力学性能降低的系数。 |
| 老化： | 材料在环境条件下随时间推移而产生的各种不可逆的物理、化学变化所引起的材料性
能退化。 |
| 试样： | 用于评定铺层、层压板性能和评定结构一般特征的小试验件，如层压板条、胶接或机
械连接的板条。 |
| 元件： | 从结构中抽取出来进行细致研究用的典型承力单元，如蒙皮、桁条、腹板、夹层板和
各种连接小接头。 |
| 细节件： | 结构件中典型部位的试验件，如专门设计的复杂机械连接接头、桁条端部连接、较大
的检查口盖等。 |
| 组合件： | 能提供一段完整结构全部特征的较大的相对独立结构，如盒段、框段、机翼壁板、机
身壁板、翼肋、舱段、框等。 |
| 部件： | 可以作为独立的机体结构进行检验，以验证结构完整性的飞机结构部分，如机翼、机
身、垂尾、平尾等。 |
| A 基准值： | 是力学性能的一个限定值，在 95%的置信度下，99%的性能数值群的最小值。 |
| B 基准值： | 是力学性能的一个限定值，在 95%的置信度下，90%的性能数值群的最小值。 |
| 典型值： | 从至少5个试样做出的有效试验结果中得出的算术平均值。 |
| 许用值： | 在一定的载荷与环境条件下，由试样、元件或细节件等试验数据，经统计分析后确定
的具有一定置信度和可靠度的性能表征值。 |
| 设计许用值： | 为保证整个结构的完整性具有高置信度，在许用值的基础上，由设计师规定的设计限
制值。 |
| 使用载荷： | 正常使用中可能出现的最大载荷。 |
| 设计载荷： | 使用载荷与安全系数的乘积，是结构能承受的最大载荷。 |
| 安全系数： | 可引起组件或结构破坏的载荷同服役中作用在结构上的载荷之比值。设计中，将该数
值乘以使用载荷得到设计载荷。 |
| 安全裕度： | 许用应力的剩余部分与计算或作用应力之比，其计算公式为：
式中，
F 为许用应力；f 为计算或作用应力；k 为具体部位的附加系数，如接头系数或挤压
系数。 |
| 飞机结构完整性： | 与飞机安全性、经济性和功能有关的机体结构强度、刚度、耐久性(或疲劳寿命)及损伤
容限等飞机所要求的结构特性总称。 |
| 耐久性： | 机体结构在设计使用寿命期内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、分层、磨损和
外来物冲击损伤的能力。 |
| 使用寿命： | 具有高可靠度的飞机的可使用寿命，并以飞行小时数、飞行次数(或起落数)、日历年限
等表示。使用寿命分为设计使用寿命和服役使用寿命，设计使用寿命是用户预期的飞机可
使用寿命，用于整个飞机设计研制阶段。服役使用寿命是根据飞行实测载荷/环境谱修正耐
久性分析和试验结果评估的飞机的实际可使用寿命。使用寿命的评估应考虑试验结果的分
散性和分析计算的不确定性。 |
| 耐久性使用寿命： | 过去曾称之为经济寿命(ecnomic life)。指按耐久性试验大纲所得试验结果进行数据处理
和评估而得到的寿命。当机体结构大范围出现损伤时，不修理会影响飞机的使用功能和战
备状态，若修理又是不经济时，则认为机体结构达到了耐久性使用寿命。 |
| 损伤容限： | 机体结构在给定的不做修理的使用期内，抵抗因结构存在缺陷、裂纹或其他损伤而引
起破坏的能力。 |
| 飞行安全结构： | 其破坏会直接导致飞行器毁坏，或破坏持续未被查出而会造成飞行器毁坏的结构。 |
| 缓慢裂纹扩展结构： | 指按下列设计概念设计的结构。这种设计概念要求在使用环境下不允许结构缺陷达到
失稳快速增长所规定的临界尺寸，并在按可检查度确定的使用期内，用损伤缓慢扩展保证
安全。在不修使用期内，带有亚临界损伤的结构强度，不会下降到规定水平以下。 |
| 初始质量： | 在制造和装配过程结束时，与基本材料或结构制造过程中出现的缺陷或其他偏差有关
的飞机结构状态的质量。 |