BR102015028088B1

BR102015028088B1 - METHOD TO SUPPRESS INTERFACIAL DELAMINATION

Info

Publication number: BR102015028088B1
Application number: BR102015028088-2A
Authority: BR
Inventors: Vladimir Balabanov; Olaf Weckner; Yuan-Jye Wu; Abdelhai Maysara Saadi; Mostafa Rassaian
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2015-01-02
Filing date: 2015-11-06
Publication date: 2023-06-20

Abstract

MEMBRO COMPÓSITO E MÉTODO PARA SUPRIMIR DESLAMINAÇÃO INTERFACIAL. Estrutura de longarina com película compósita que reduzem ou eliminam o risco de deslaminação na interface de longatina com película. Isto pode ser efetuado por meio do arranjo das direções de lona de pneu (isto, é, os ângulos dos trejetos de fibra da lona de pneu) em um assentamento de uma maneira de forma que, para carregamento dominante, e película e a longarina irão, cada uma, se deformar de uma maneira que reduz e abertura relativa (modo I de fratura) e/ou deslizante (Modo II de fratura) e/ou esmagamento (Modo III de fratura) ma interface de langarina com película. Isto é possível quando o acoplamento entre modos específicos de deformação é propositadamente ativado, em lugar de ser suprimido. As direções de lona de pneu na longarina são ajustadas de forma que a longarina se deforme de uma forma controlada para suprimir ou " fecha" trincas que estão prestes a se formarem - antes dos desejáveis modos de forma de falha - quando carga é aplicada.COMPOSITE MEMBERS AND METHOD TO SUPPRESS INTERFACIAL DELAMINATION. Composite skin spar structure that reduces or eliminates the risk of delamination at the skin spar interface. This can be accomplished by arranging the tire ply directions (i.e., the angles of the tire ply fiber strands) in a laying in such a way that, for dominant loading, both skin and spar will , each deform in a manner that reduces relative opening (Fracture Mode I) and/or sliding (Fracture Mode II) and/or crushing (Fracture Mode III) at the langarin-film interface. This is possible when the coupling between specific strain modes is purposely activated, rather than suppressed. The tire ply directions on the spar are adjusted so that the spar deforms in a controlled manner to suppress or "close" cracks that are about to form - prior to desirable failure-form modes - when load is applied.

Description

FUNDAMENTALS

[001] A presente descrição se refere geralmente a aeronave e, em particular, a estruturas de aeronave. Ainda mais particularmente, a presente descrição se refere a longarinas e outros projetos estruturais para uma aeronave.[001] This description refers generally to aircraft and, in particular, to aircraft structures. Even more particularly, the present disclosure relates to spars and other structural designs for an aircraft.

[002] Aeronaves estão sendo projetadas e fabricadas com crescentes percentagens de materiais compósitos. Algumas aeronaves podem ter mais do que 50 por cento de suas estruturas principais feitas de materiais compósitos. Materiais compósitos podem ser usados em aeronave para diminuir o peso da aeronave. Este peso diminuído pode melhorar as capacidades de carga útil e eficiências de combustível. Ainda, materiais compósitos podem prover vida útil de serviço mais longa para vários componentes em uma aeronave.[002] Aircraft are being designed and manufactured with increasing percentages of composite materials. Some aircraft may have more than 50 percent of their main structures made of composite materials. Composite materials can be used in aircraft to decrease the weight of the aircraft. This lowered weight can improve payload capabilities and fuel efficiencies. Furthermore, composite materials can provide longer service life for various components in an aircraft.

[003] Os materiais compósitos são tipicamente materiais fortes, leves, criados pela combinação de dois ou mais componentes dissimilares. Por exemplo, um material compósito pode incluir fibras e resinas. As fibras e resinas podem ser combinadas para formar um material compósito curado.[003] Composite materials are typically strong, lightweight materials created by combining two or more dissimilar components. For example, a composite material can include fibers and resins. The fibers and resins can be combined to form a cured composite material.

[004] Ainda, pelo uso de materiais compósitos, porções de uma aeronave podem ser criadas em maiores peças ou seções. Por exemplo, uma fuselagem em uma aeronave pode ser criada em seções cilíndricas que podem ser colocadas conjuntamente para formar a fuselagem da aeronave. Outros exemplos podem incluir, sem limitação, seções de asa unidas para formar uma asa ou seções de estabilizador unidas para formar um estabilizador.[004] Also, by using composite materials, portions of an aircraft can be created into larger pieces or sections. For example, a fuselage on an aircraft can be created in cylindrical sections that can be placed together to form the aircraft fuselage. Other examples may include, without limitation, wing sections joined together to form a wing or gimbal sections joined together to form a gimbal.

[005] Uma longarina é um exemplo de um componente que pode ser fabricado a partir de materiais compósitos. Uma longarina é um membro alongado e é configurada para a afixação a outra estrutura, tal como um painel. Por exemplo, uma longarina pode ser afixada a um painel de película para uma aeronave. Este painel de película pode ser usado em uma asa, fuselagem, ou outro componente na aeronave. A longarina também pode ajudar a suportar e/ou transferir cargas. Por exemplo, uma longarina pode transferir uma carga desde um painel de película para outra estrutura. Esta outra estrutura pode ser, por exemplo, uma armação ou uma nervura.[005] A spar is an example of a component that can be manufactured from composite materials. A stringer is an elongated member and is configured for attachment to another structure, such as a panel. For example, a spar can be attached to a skin panel for an aircraft. This film panel can be used on a wing, fuselage, or other component in the aircraft. The spar can also help support and/or transfer loads. For example, a stringer can transfer a load from a skin panel to another structure. This other structure can be, for example, a frame or a rib.

[006] Estruturas de longarina com película compósita de interação são suscetíveis à deslaminação, sob cargas dominantes. O problema de trincamento de interface (deslaminação) de interface de longarina com película é prejudicial à integridade de uma estrutura de aeronave, tal como uma asa. As regras de projeto tradicionais (equilíbrio ou simetria) nos assentamentos compostos são usadas para evitar os indesejados modos de falha e os efeitos de acoplamento, mas essas regras de projetam restringem as sequências de empilhamento.[006] Stringer structures with interacting composite film are susceptible to delamination under dominant loads. The skin spar interface interface cracking (delamination) problem is detrimental to the integrity of an aircraft structure, such as a wing. Traditional design rules (balance or symmetry) in composite settlements are used to avoid unwanted failure modes and coupling effects, but these design rules constrain the stacking sequences.

[007] As soluções existentes incluem o aumento da espessura da longarina e/ou da película em um ponto problemático; e o reprojeto da película e longarinas junto à área do problema para desviar a carga a partir do ponto problemático. Essas soluções levam ao aumento de peso, custo de fabricação, e tempo adicional despendido no reprojeto.[007] Existing solutions include increasing the thickness of the spar and/or skin at a problem point; and the redesign of the skin and stringers next to the problem area to divert the load away from the problem point. These solutions lead to increased weight, manufacturing cost, and additional time spent on redesign.

[008] Seria vantajoso prover estruturas de longarina com película que fossem menos suscetíveis à trincamento de interface.[008] It would be advantageous to provide skin spar structures that are less susceptible to interface cracking.

SUMMARY

[009] A matéria descrita em detalhe abaixo compreende estruturas de longarina com película compósita, que reduzem ou eliminam o risco de deslaminação na interface de longarina com película. Isto pode ser efetuado por meio do arranjo das direções de lona de pneu (isto é, os ângulos dos trajetos de fibra da lona de pneu) em um assentamento, de uma tal maneira que, para o carregamento dominante, a película e a longarina irão se deformar, cada um, de uma maneira que reduz a abertura relativa (Modo I de fratura) e/ou o deslizamento (Modo II de fratura) e/ou esmagamento (Modo III de fratura) na interface de longarina com película. Isto é possível quando o acoplamento entre modos de deformação específicos é propositadamente ativado, em lugar de ser suprimido. Técnicas são propostas aqui para arranjar as sequências de empilhamento dos laminados compósitos para tirar vantagem dos elementos diferentes de zero da matriz de rigidez de acoplamento.[009] The matter described in detail below comprises composite skin spar structures, which reduce or eliminate the risk of delamination at the skin spar interface. This can be accomplished by arranging the tire ply directions (i.e., the angles of the tire ply fiber paths) in a laying in such a way that, for the dominant load, the ply and spar will each deform in a manner that reduces relative opening (Mode I fracture) and/or sliding (Mode II fracture) and/or crushing (Mode III fracture) at the spar-to-film interface. This is possible when the coupling between specific strain modes is purposefully activated, rather than suppressed. Techniques are proposed here for arranging the stacking sequences of composite laminates to take advantage of the non-zero elements of the coupling stiffness matrix.

[0010] A solução proposta resolve o problema existente por ajustar as direções de lona de pneu na longarina de forma que a longarina se deforme de uma forma controlada para suprimir ou "fechar" trincas que estão prestes a se formarem — antes dos indesejáveis modos de forma de falha — quando carga é aplicada. Este projeto irá permitir uma redução no peso da estrutura de interface de longarina com película bem como eliminar a necessidade de re- projetar a estrutura circundante. As direções de lona de pneu ajustadas podem ser realizadas usando a tecnologia de fibra direcionada para fabricar a longarina. A implementação dos métodos de projeto e fabricação descritos aqui pode evitar as caras alterações de projeto sequenciais nas fases de produção futuras.[0010] The proposed solution solves the existing problem by adjusting the tire ply directions on the spar so that the spar deforms in a controlled way to suppress or "close" cracks that are about to form — before the undesirable modes of failure mode — when load is applied. This design will allow for a reduction in the weight of the skin spar interface structure as well as eliminate the need to re-engineer the surrounding structure. Tuned tire ply directions can be realized using directed fiber technology to manufacture the stringer. Implementing the design and manufacturing methods described here can avoid costly sequential design changes in future production phases.

[0011] Quando usados aqui, os termos "direção de lona de pneu" e "ângulo de lona de pneu" são usados sinonimamente e se referem ao ângulo de fibras paralelas em uma lona de pneu, medido em relação a um eixo ou direção de referência. Quando usado aqui, o termo "laminado simétrico" significa um laminado no qual, para cada lona de pneu acima do plano central de laminado, existe uma lona de pneu idêntica (material e ângulo de lona de pneu) a uma mesma distância embaixo do plano central. (Consequentemente, quando usado aqui, o termo "laminado assimétrico" significa um laminado que não é um laminado simétrico.) Quando usado aqui, o termo "laminado equilibrado" significa um laminado no qual, para cada lona de pneu tendo um ângulo de lona de pneu de +θ, existe outra lona de pneu tendo um ângulo de lona de pneu de -θ ângulo em algum lugar no laminado. Este par de lonas de pneu tendo ângulos de lona de pneu de ±θ nYO precisa ter as lonas de pneu adjacentes uma em relação à outra. Essas definições mais comuns de simetria e equilíbrio são geometricamente motivadas. Uma definição mais geral seria chamada de uma sequência de empilhamento, simétrica se o acoplamento resultante ou matriz B (descrita abaixo) desaparecer. Similarmente, uma sequência de empilhamento poderia ser chamada equilibrada se o acoplamento resultante no plano/de cisalhamento (os elementos A16, A26 de a matriz A descrita abaixo) desaparecer. As definições geometricamente inspiradas são suficientes, mas não necessárias para a matriz B ou os elementos A16, A26 da matriz de rigidez A desaparecerem.[0011] When used herein, the terms "tire ply direction" and "tire ply angle" are used interchangeably and refer to the angle of parallel fibers in a tire ply, measured relative to an axis or direction of reference. As used herein, the term "symmetrical laminate" means a laminate in which, for every tire ply above the central laminate plane, there is an identical tire ply (material and tire ply angle) the same distance below the plane. central. (Consequently, when used herein, the term "asymmetrical laminate" means a laminate that is not a symmetrical laminate.) When used herein, the term "balanced laminate" means a laminate in which, for each tire ply having a ply angle of +θ tire ply, there is another tire ply having a -θ tire ply angle somewhere in the laminate. This pair of tire plies having tire ply angles of ±θ nYO needs to have the tire plies adjacent to each other. These more common definitions of symmetry and balance are geometrically motivated. A more general definition would be called a stacking sequence, symmetric if the resulting coupling or matrix B (described below) disappears. Similarly, a stacking sequence could be called balanced if the resulting in-plane/shear coupling (elements A16, A26 of matrix A described below) disappears. The geometrically inspired definitions are sufficient but not necessary for matrix B or elements A16, A26 of stiffness matrix A to disappear.

[0012] Um aspecto da matéria descrita em detalhe abaixo é um membro compósito tendo pelo menos um flange, o pelo menos um flange compreendendo um laminado compósito, o laminado compósito compreendendo uma pilha de lonas de pneu de material compósito tendo uma borda livre, as lonas de pneu da pilha compreendendo fibras orientadas em respectivos ângulos de lona de pneu ou fibras direcionadas em ângulos variáveis dentro de uma lona de pneu, as ditas fibras sendo arranjadas para causar o acoplamento do primeiro e segundo modos de deformação de uma maneira que suprima uma tendência na direção para a deslaminação em uma interface de uma primeira lona de pneu da pilha e uma porção de uma película compósita, à qual o pelo menos um flange é ligado, enquanto esta porção da película compósito está sendo carregada em uma direção perpendicular à borda livre do pelo menos um flange. Em alguns casos, o primeiro modo de deformação é um modo de deformação axial e o segundo modo de deformação é um modo de deformação por dobramento. De acordo com algumas modalidades, o laminado compósito do pelo menos um flange é assimétrico e desiquilibrado ou equilibrado. Em algumas modalidades, pelo menos uma lona de pneu das lonas de pneu da pilha tem um ângulo de lona de pneu que não é igual a qualquer dos seguintes ângulos de lona de pneu: 0, ±45 e ±90 graus. Tais modalidades são chamadas assentamentos não tradicionais. Cada interface de lona de pneu do laminado compósito do pelo menos um flange tem um valor de critério de falha (combinação das taxas de liberação de energia de Modos I, II e III) menor do que um valor de critério de falha crítico, associado com um início da deslaminação de borda livre.[0012] One aspect of the matter described in detail below is a composite member having at least one flange, the at least one flange comprising a composite laminate, the composite laminate comprising a stack of tire plies of composite material having a free edge, the tire plies of the stack comprising fibers oriented at respective tire ply angles or fibers oriented at varying angles within a tire ply, said fibers being arranged to cause coupling of the first and second modes of deformation in a manner that suppresses a tendency toward delamination at an interface of a first tire ply of the stack and a portion of a composite film to which the at least one flange is attached while this portion of the composite film is being loaded in a direction perpendicular to the edge free of at least one flange. In some cases, the first strain mode is an axial strain mode and the second strain mode is a bending strain mode. According to some embodiments, the composite laminate of the at least one flange is asymmetrical and unbalanced or balanced. In some embodiments, at least one tire ply of the tire plies in the stack has a tire ply angle that is not equal to any of the following tire ply angles: 0, ±45, and ±90 degrees. Such modalities are called non-traditional settlements. Each tire ply interface of the composite laminate of the at least one flange has a failure criterion value (combination of Modes I, II and III energy release rates) less than a critical failure criterion value, associated with an onset of free-edge delamination.

[0013] Outro aspecto da matéria descrita abaixo é uma estrutura compósita compreendendo um primeiro laminado compósito compreendendo uma primeira pilha de lonas de pneu tendo uma borda livre e um segundo laminado compósito compreendendo uma segunda pilha de lonas de pneu, o primeiro e o segundos laminados compósitos sendo ligados em uma interface adjacente à borda livre, em que as lonas de pneu da primeira pilha compreendem fibras orientadas em respectivos ângulos de lona de pneu ou fibras direcionadas em ângulos variáveis dentro de uma lona de pneu, as ditas fibras sendo arranjadas para causar o acoplamento do primeiro e segundo modos de deformação de uma maneira que suprime uma tendência na direção para a deslaminação na interface quando o segundo laminado compósito é carregado em uma direção perpendicular à borda livre. De acordo com algumas modalidades, o primeiro laminado compósito forma um flange de uma longarina e o segundo laminado compósito forma uma película a qual a longarina é ligada. O primeiro laminado compósito é assimétrico e desequilibrado ou equilibrado. Em algumas modalidades, pelo menos uma lona de pneu das lonas de pneu da primeira pilha tem um ângulo de lona de pneu que não é igual a qualquer um dos seguintes ângulos de lona de pneu: 0, ±45 e ±90 graus. Cada interface de lona de pneu do primeiro laminado compósito tem um valor de critério de falha (combinação das taxas de liberação de energia de Modos I, II e III) menor do que um valor de critério de falha crítico, associado com um início da deslaminação de borda livre.[0013] Another aspect of the matter described below is a composite structure comprising a first composite laminate comprising a first stack of tire plies having a free edge and a second composite laminate comprising a second stack of tire plies, the first and second laminates composites being bonded at an interface adjacent to the free edge, wherein the tire plies of the first stack comprise fibers oriented at respective tire ply angles or fibers oriented at varying angles within a tire ply, said fibers being arranged to cause coupling the first and second strain modes in a manner that suppresses a tendency toward delamination at the interface when the second composite laminate is loaded in a direction perpendicular to the free edge. According to some embodiments, the first composite laminate forms a flange of a stringer and the second composite laminate forms a film to which the stringer is bonded. The first composite laminate is asymmetrical and unbalanced or balanced. In some embodiments, at least one tire ply of the first stack's tire plies has a tire ply angle that is not equal to any of the following tire ply angles: 0, ±45, and ±90 degrees. Each tire ply interface of the first composite laminate has a failure criterion value (combination of Modes I, II, and III energy release rates) less than a critical failure criterion value associated with an onset of delamination free edge.

[0014] Um outro aspecto é um método para suprimir a deslaminação interfacial em uma estrutura compósita compreendendo um primeiro laminado compósito compreendendo uma primeira pilha de lonas de pneu tendo uma borda livre e um segundo laminado compósito compreendendo uma segunda pilha de lonas de pneu, o primeiro e o segundos laminados compósitos sendo ligados em uma interface adjacente à borda livre, o método compreendendo: definir características do segundo laminado compósito; definir as características desejadas do primeiro laminado compósito; definir o local previsto de carregamento e deslaminação; selecionar uma estratégia probabilística ou de otimização; ajustar os ângulos de lona de pneu de um assentamento candidato do primeiro laminado compósito na direção para satisfazer as características desejadas usando a estratégia selecionada; e verificar que o assentamento candidato satisfaz as características desejadas, em que as características desejadas incluem supressão de deslaminação na interface do primeiro e do segundos laminados compósitos na vizinhança da borda livre do primeiro laminado compósito, e em que pelo menos as etapas de ajuste e verificação são realizadas por um sistema de computador.[0014] A further aspect is a method for suppressing interfacial delamination in a composite structure comprising a first composite laminate comprising a first stack of tire plies having a free edge and a second composite laminate comprising a second stack of tire plies, the first and second composite laminates being bonded at an interface adjacent to the free edge, the method comprising: defining characteristics of the second composite laminate; defining the desired characteristics of the first composite laminate; define the expected place of loading and delamination; select a probabilistic or optimization strategy; adjusting the tire ply angles of a candidate laying of the first composite laminate in the direction to satisfy the desired characteristics using the selected strategy; and verifying that the candidate lay meets the desired characteristics, wherein the desired characteristics include suppression of delamination at the interface of the first and second composite laminates in the vicinity of the free edge of the first composite laminate, and wherein at least the adjustment and verification steps are performed by a computer system.

[0015] O método pode compreender ainda produzir um primeiro laminado compósito que satisfaz as características desejadas. A etapa de verificação compreende calcular um valor de critério de falha (combinação das taxas de liberação de energia dos Modos I, II e III), associado com deslaminação na interface do primeiro e dos segundos laminados compósitos, e calcular um valor de critério de falha associado com a deslaminação de borda livre nas respectivas interfaces de lona de pneu do primeiro laminado compósito. Quando a estratégia probabilística é selecionada, a etapa de ajustar compreende gerar assentamentos aleatórios para o primeiro laminado compósito usando uma função de densidade de probabilidade, e a etapa de verificação compreende descartar assentamentos aleatoriamente gerados que não satisfazem uma ou mais das características desejadas. Quando a estratégia de otimização é selecionada, a etapa de ajustar compreende ajustar um problema de otimização para levar em conta as restrições violadas.[0015] The method may further comprise producing a first composite laminate that meets the desired characteristics. The verification step comprises calculating a failure criterion value (combination of Modes I, II and III energy release rates), associated with delamination at the interface of the first and second composite laminates, and calculating a failure criterion value associated with free edge delamination at the respective tire ply interfaces of the first composite laminate. When the probabilistic strategy is selected, the tuning step comprises generating random settlements for the first composite laminate using a probability density function, and the verification step comprises discarding randomly generated settlements that do not satisfy one or more of the desired characteristics. When the optimization strategy is selected, the tuning step comprises tuning an optimization problem to take into account the violated constraints.

[0016] Outros aspectos de estruturas de longarina com película compósita e métodos para seu projeto são descritos e reivindicados abaixo.[0016] Other aspects of composite skin spar structures and methods for their design are described and claimed below.

BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0017] A figura 1 é um diagrama representando uma vista de extremidade de uma interface típica entre uma longarina em forma de T e uma película feito de material compósito.[0017] Figure 1 is a diagram representing an end view of a typical interface between a T-shaped spar and a film made of composite material.

[0018] A figura 2 inclui um diagrama representando uma vista de extremidade de uma estrutura de longarina com película compósita que estão sendo sujeitos a cargas de pressão (indicadas pelas setas) e um gráfico representando tensões através da interface de longarina com película representada no diagrama.[0018] Figure 2 includes a diagram representing an end view of a composite skin spar structure being subjected to pressure loads (indicated by arrows) and a graph representing stresses across the skin spar interface represented in the diagram .

[0019] A figura 3 é um diagrama representando uma porção da interface de longarina com película compósita representada na figura 2. Um local de deslaminação previsto é indicado por uma região na qual a borda de um flange de longarina se separou da película.[0019] Figure 3 is a diagram depicting a portion of the composite skin spar interface depicted in Figure 2. A predicted delamination location is indicated by a region in which the edge of a spar flange has separated from the skin.

[0020] A figura 4 é um diagrama mostrando a construção de um laminado de quatro lonas de pneu (assimétricas, mas equilibradas) com ângulo de lona de pneu variável θ. Um local de deslaminação/defeito é indicado ao longo da interface entre duas lonas de pneu tendo ângulos de lona de pneu = 0°. A seta no lado direito representa uma carga de tensão; as setas no lado esquerdo representam cargas de reação.[0020] Figure 4 is a diagram showing the construction of a laminate of four tire plies (asymmetrical but balanced) with variable ply angle θ. A delamination/defect location is indicated along the interface between two tire plies having tire ply angles = 0°. The arrow on the right side represents a voltage load; arrows on the left side represent reaction charges.

[0021] A figura 5 é um gráfico de carga de ponta de trinca concentrada Nc versus ângulo de lona de pneu θ para o laminado de quatro lonas de pneu representado na figura 4.[0021] Figure 5 is a plot of concentrated crack tip load Nc versus tire ply angle θ for the laminate of four tire plies shown in Figure 4.

[0022] A figura 6 é um gráfico momento de ponta de trinca Mc concentrado versus ângulo de lona de pneu θ para o laminado de quatro lonas de pneu representado na figura 4.[0022] Figure 6 is a graph of concentrated crack tip moment Mc versus tire ply angle θ for the laminate of four tire plies shown in figure 4.

[0023] A figura 7 é um gráfico de taxas de liberação de energia versus ângulo de lona de pneu θ para o laminado de quatro lonas de pneu representado na figura 4.[0023] Figure 7 is a graph of energy release rates versus tire ply angle θ for the laminate of four tire plies shown in Figure 4.

[0024] A figura 8 é um gráfico do elemento B11 da matriz de rigidez de acoplamento versus ângulo de lona de pneu θ para uma longarina sozinha e para uma estrutura de longarina com película.[0024] Figure 8 is a graph of element B11 of the coupling stiffness matrix versus tire ply angle θ for a spar alone and for a spar structure with film.

[0025] A figura 9 é um gráfico do elemento D11 da matriz de rigidez à dobramento versus ângulo de lona de pneu θ para uma longarina sozinha e para uma estrutura de longarina com película.[0025] Figure 9 is a graph of element D11 of the bending stiffness matrix versus tire ply angle θ for a single spar and for a skin spar structure.

[0026] A figura 10 é um fluxograma mostrando um fluxo de processo para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação.[0026] Figure 10 is a flowchart showing a process flow for designing composite film stringer structures having improved resistance to delamination.

[0027] A figura 11 compreende respectivas folhas designadas nas figuras 11A e 11B, que formam um fluxograma de análise mostrando as etapas de um método para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação usando uma estratégia probabilística.[0027] Figure 11 comprises respective sheets designated in Figures 11A and 11B, which form an analysis flowchart showing the steps of a method for designing composite film stringer structures having improved resistance to delamination using a probabilistic strategy.

[0028] A figura 12 é um gráfico mostrando uma função de densidade de probabilidade para assentamentos duros como uma função de ângulo de lona de pneu θ.[0028] Figure 12 is a graph showing a probability density function for hard settlements as a function of tire ply angle θ.

[0029] A figura 13 é um diagrama representando uma vista isométrica de uma longarina compósita de lâmina, ligada a um painel de película compósita. As setas indicam carregamento de compressão que tendem a causar a deslaminação de borda livre.[0029] Figure 13 is a diagram representing an isometric view of a composite blade spar, connected to a composite film panel. Arrows indicate compressive loading that tends to cause free edge delamination.

[0030] A figura 14 é um fluxograma de análise mostrando etapas de um método para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação usando uma estratégia de otimização.[0030] Figure 14 is an analysis flowchart showing steps of a method for designing composite film stringer structures having improved resistance to delamination using an optimization strategy.

[0031] A figura 15 é um fluxograma de uma metodologia de produção e serviço de aeronave.[0031] Figure 15 is a flowchart of an aircraft production and service methodology.

[0032] A figura 16 é a diagrama de bloco mostrando sistemas de uma aeronave.[0032] Figure 16 is a block diagram showing systems of an aircraft.

[0033] Referência será feita daqui em diante ser aos desenhos, nos quais os elementos similares nos diferentes desenhos portam os mesmos números de referência.[0033] Reference will henceforth be made to the drawings, in which similar elements in the different drawings bear the same reference numerals.

DETAILED DESCRIPTION

[0034] Várias modalidades de métodos para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação serão descritas em detalhe abaixo. A seguinte descrição detalhada é de natureza ilustrativa e não é destinada a limitar a cobertura das reivindicações às modalidades descritas ou às aplicações e usos descritos das modalidades descritas.[0034] Various embodiments of methods for designing composite skin spar structures having improved resistance to delamination will be described in detail below. The following detailed description is illustrative in nature and is not intended to limit the coverage of the claims to the described embodiments or the described applications and uses of the described embodiments.

[0035] A figura 1 é um diagrama representando uma vista de extremidade de uma interface típica entre uma longarina de lâmina 2 e uma película 4, cada um feito de material compósito. Uma longarina de lâmina é mostrada somente para as finalidades de ilustração. A análise descrita aqui pode ser aplicada com a mesma eficácia a outros tipos de longarinas compósitas.[0035] Figure 1 is a diagram representing an end view of a typical interface between a blade spar 2 and a skin 4, each made of composite material. A blade spar is shown for illustration purposes only. The analysis described here can be applied just as effectively to other types of composite stringers.

[0036] Com referência à figura 1, a longarina de lâmina 2 compreende uma folha formada de lâminas 8a e 8b paralelas, adjacentes, geralmente alongadas. Cada lâmina 8a e 8b pode compreender uma respectiva multiplicidade de lonas de pneu compósitas entre respectivas camadas de tecido infundido com resina. A longarina de lâmina 2 compreende adicionalmente um par de flanges 10a e 10b que se estendem para fora a partir das respectivas lâminas 8a e 8b nas respectivas junções de lâmina/flange. O plano de cada flange 10a e 10b pode ser disposto em relação geralmente perpendicular com relação ao plano da correspondente lâmina 8a, 8b. A longarina de lâmina 2 compreende adicionalmente uma carga de base 6. Os flanges 10a e 10b são ligados à carga de base 6, que é, por sua vez, ligada ao painel de película 4. Um canal delimitado pelas junções de lâmina/flange e a carga de base 6 é cheio com uma massa 12 feita de material compósito.[0036] With reference to Figure 1, the blade spar 2 comprises a sheet formed of parallel, adjacent, generally elongated blades 8a and 8b. Each ply 8a and 8b may comprise a respective plurality of composite tire plies sandwiched between respective layers of resin-infused fabric. Blade spar 2 further comprises a pair of flanges 10a and 10b which extend outwardly from respective blades 8a and 8b at respective blade/flange junctions. The plane of each flange 10a and 10b may be disposed in generally perpendicular relation to the plane of the corresponding blade 8a, 8b. The blade spar 2 additionally comprises a base load 6. Flanges 10a and 10b are connected to the base load 6, which is in turn connected to the film panel 4. A channel delimited by the blade/flange joints and the base charge 6 is filled with a mass 12 made of composite material.

[0037] Para ilustrar em maior detalhe a estrutura da longarina de lâmina 2, uma modalidade de exemplo poderia ter um flange 10a consistindo de 16 lonas de pneu de material compósito, ensanduichadas entre a primeira e a segunda lonas de pneu de tecido, enquanto que a carga de base 6 poderia consistir de outras 16 lonas de pneu ensanduichadas entre a terceira e a quarta lonas de pneu de tecido, a segunda lona de pneu de tecido do flange 10a sendo ligada à terceira lona de pneu de tecido da carga de base 6. A primeira e a quarta lonas de pneu de tecido poderiam ter fios de trama e urdume orientados a ±45°. No caso de laminados tradicionais, as 32 lonas de pneu podem ter ângulos de lona de pneu de 0°, ±45°, e ±90°; no caso de laminados não tradicionais, as 32 lonas de pneu podem ter ângulos de lona de pneu de 0°, ±45°, ±90°, e outros ângulos.[0037] To illustrate in greater detail the structure of the blade spar 2, an example embodiment could have a flange 10a consisting of 16 plies of composite material tire, sandwiched between the first and second plies of fabric tire, while baseload 6 could consist of another 16 plies of tire sandwiched between the third and fourth plies of fabric tire, the second ply of fabric tire of flange 10a being bonded to the third ply of fabric tire of baseload 6 The first and fourth plies of fabric tire could have weft and warp yarns oriented at ±45°. In the case of traditional laminates, the 32 tire plies can have tire ply angles of 0°, ±45°, and ±90°; in the case of non-traditional laminates, the 32 tire plies can have tire ply angles of 0°, ±45°, ±90°, and other angles.

[0038] A figura 2 inclui um diagrama representando uma vista de extremidade de uma estrutura de longarina com película compósita que está sendo sujeita a cargas de pressão (indicadas pelas setas) e um gráfico representando tensões através da interface de longarina com película representada no diagrama. Neste exemplo, a estrutura de longarina com película compósita novamente compreende uma longarina de lâmina 2 tendo um formato de T invertido e um painel de película 4. A longarina de lâmina 2 é ligada ao painel de película 4. Sob certas circunstâncias, quando o painel de película 4 é sujeito a uma carga axial, o carregamento axial pode causar com que a longarina de lâmina 2 seja deslaminada a partir do painel de película 4, especialmente nas áreas nas quais a tensão de descascamento máxima ocorre (ver o gráfico na figura 2). Este fenômeno foi simulado por aplicação de uma carga axial ao assentamento de película enquanto a longarina estava descarregada.[0038] Figure 2 includes a diagram representing an end view of a composite skin spar structure being subjected to pressure loads (indicated by arrows) and a graph representing stresses across the skin spar interface represented in the diagram . In this example, the composite film stringer structure again comprises a sheet stringer 2 having an inverted T-shape and a film panel 4. The sheet stringer 2 is attached to the film panel 4. Under certain circumstances, when the panel of skin 4 is subjected to an axial load, axial loading can cause blade stringer 2 to delaminate from skin panel 4, especially in areas where maximum peel stress occurs (see graph in figure 2 ). This phenomenon was simulated by applying an axial load to the skin laying while the stringer was unloaded.

[0039] O local de deslaminação previsto, quando uma carga axial é aplicada ao assentamento de película, é indicado pelo interstício 14 na figura 3. A seta 16 na figura 3 indica uma carga axial de tração, aplicada aa película 4. Todavia, a carga axial poderia, na alternativa, ser de compressão. O problema de trincamento de interface de interface de longarina com película (isto é, deslaminação) é prejudicial à integridade da estrutura compósita. O processo de projeto descrito aqui diminui o problema de deslaminação por ajustar as direções de lona de pneu na longarina de forma que a longarina se deforma de uma forma controlada para suprimir ou "fechar" trincas que estão prestes a se formar (antes dos indesejáveis modos de forma de falha) quando carga é aplicada.[0039] The predicted delamination location, when an axial load is applied to the film laying, is indicated by the interstice 14 in figure 3. The arrow 16 in figure 3 indicates an axial tensile load, applied to the film 4. However, the axial load could alternatively be compressive. The skin spar interface cracking problem (i.e., delamination) is detrimental to the integrity of the composite structure. The design process described here alleviates the delamination problem by adjusting the tire ply directions on the spar so that the spar deforms in a controlled manner to suppress or "close" cracks that are about to form (before undesirable modes failure shape) when load is applied.

[0040] O conceito básico de ajustar as direções de lona de pneu para suprimir a deslaminação será agora descrito com referência às figuras 4 até 9 para um exemplo simples, no qual duas lonas de pneu adjacentes 20 e 22 na parte superior de um laminado equilibrado de quatro lonas de pneu têm ângulos de lona de pneu de -θ e +θ, respectivamente. Todavia, deve ser apreciado que este laminado genérico de 4 lonas de pneu é apenas um laminado de exemplo destinado simplesmente para ilustrar o conceito. Sua sequência de empilhamento é um exemplo de como os ângulos de lona de pneu podem ser selecionados para produzir assimetria. Não é necessário que as lonas de pneu 20 e 22 tenham ângulos de lona de pneu opostos, desde que o efeito global dos ângulos de lona de pneu selecionados seja para produzir assimetria que suprime a deslaminação.[0040] The basic concept of adjusting tire ply directions to suppress delamination will now be described with reference to Figures 4 through 9 for a simple example, in which two adjacent tire plies 20 and 22 on top of a balanced laminate of four tire plies have tire ply angles of -θ and +θ, respectively. However, it should be appreciated that this generic 4 ply tire laminate is only an example laminate intended simply to illustrate the concept. His stacking sequence is an example of how tire ply angles can be selected to produce asymmetry. It is not necessary for the tire plies 20 and 22 to have opposing tire ply angles, since the overall effect of the selected tire ply angles is to produce asymmetry that suppresses delamination.

[0041] A maioria dos laminados compósitos são altamente anisotrópicos. A anisotropia pode ser usada para controlar o comportamento mecânico dinâmico em um meio contínuo. Na prática, os laminados compósitos consistem de dezenas até centenas de camadas empilhadas ou lonas de pneu. É bem conhecido o fato de que o comportamento mecânico de camadas anisotrópicas individuais em um laminado compósito pode ser usado para modelar a resposta mecânica do laminado. Isto permite aos projetistas configurar propriedades elásticas e orientação de cada camada (isto é, lona de pneu) de forma que a resposta mecânica do laminado compósito irá ser otimizada.[0041] Most composite laminates are highly anisotropic. Anisotropy can be used to control dynamic mechanical behavior in a continuous medium. In practice, composite laminates consist of tens to hundreds of stacked plies or tire plies. It is well known that the mechanical behavior of individual anisotropic layers in a composite laminate can be used to model the mechanical response of the laminate. This allows designers to configure the elastic properties and orientation of each ply (ie tire ply) so that the mechanical response of the composite laminate will be optimized.

[0042] É bem conhecido o fato de que as relações entre resultantes (forças N e momentos M no plano) e deformações (deformações â0 e curvaturas K) em um laminado compósito podem ser caracterizadas por formação de matrizes de rigidez A, B e D e então substituindo essas matrizes de rigidez na equação que se refere às conhecidas deformações no plano â0 e curvaturas K para as desconhecidas cargas no plano N e os desconhecidos momentos M no plano. A equação resultante é: onde A é chamada a rigidez extensional, B é chamada a rigidez de acoplamento, e D é chamada a rigidez à dobramento do laminado. A formação de matrizes de rigidez A, B e D é uma etapa importante na análise dos laminados compósitos. As matrizes A, B e C para um laminado compósito podem ser usadas para controlar, e consequentemente projetar, o comportamento mecânico de um laminado.[0042] It is well known that the relationships between resultants (forces N and moments M in the plane) and strains (strains â0 and curvatures K) in a composite laminate can be characterized by forming stiffness matrices A, B and D and then substituting these stiffness matrices into the equation which refers to the known deformations in the â0 plane and K curvatures for the unknown loads in the N plane and the unknown moments M in the plane. The resulting equation is: where A is called the extensional stiffness, B is called the coupling stiffness, and D is called the bending stiffness of the laminate. The formation of stiffness matrices A, B and D is an important step in the analysis of composite laminates. Dies A, B and C for a composite laminate can be used to control, and hence design, the mechanical behavior of a laminate.

[0043] A figura 4 é um diagrama mostrando a construção de um laminado de quatro lonas de pneu (assimétricas, mas equilibradas) com ângulo de lona de pneu variável θ. Este laminado de quatro lonas de pneu representa um laminado genérico, no qual as três lonas de pneu superiores 20, 22 e 24 são uma representação de uma longarina inteira (composta de um total de três lonas de pneu) e a lona de pneu de base 26 é uma representação de uma película inteiro (composto de um total de uma lona de pneu). Cada valor do ângulo θ corresponde a um laminado separado com ângulos constantes dentro de cada lona de pneu. Por exemplo, se θ = 0°, então os ângulos de lona de pneu deste laminado serão [0°, 0°, 0°, 0°], enquanto que, se θ = 5°, então os ângulos de lona de pneu deste laminado serão [-5°, 5 °, 0 °, 0°]. O ângulo θ não varia dentro de uma única lona de pneu; todas as fibras dentro de uma única lona de pneu têm o mesmo ângulo de orientação θ. Quando o ângulo θ é variado, todas as fibras se movem para o novo valor de θ.[0043] Figure 4 is a diagram showing the construction of a laminate of four tire plies (asymmetrical but balanced) with variable ply angle θ. This laminate of four tire plies represents a generic laminate in which the top three tire plies 20, 22 and 24 are a representation of an entire spar (composed of a total of three tire plies) and the base tire ply 26 is a representation of an entire ply (composed of a total of one tire ply). Each angle value θ corresponds to a separate laminate with constant angles within each tire ply. For example, if θ = 0°, then the tire ply angles of this laminate will be [0°, 0°, 0°, 0°], whereas if θ = 5°, then the tire ply angles of this laminated will be [-5°, 5°, 0°, 0°]. The angle θ does not vary within a single tire ply; all fibers within a single tire ply have the same orientation angle θ. When the angle θ is varied, all fibers move to the new value of θ.

[0044] O laminado de quatro lonas de pneu representado na figura 4 ilustra como o mecanismo de fechamento de trinca, descrito aqui, funciona. Um local de deslaminação/defeito 14 é indicado ao longo da interface entre lonas de pneu 24 e 26 tendo ângulos de lona de pneu θ = 0°. A seta 16 no lado direito na figura 4 representa uma carga de tensão aplicada à lona de pneu 26 que representa uma película; as setas 18 e 28 no lado esquerdo representam cargas de reação. Os ângulos de lona de pneu podem ser selecionados de forma que deslaminação não irá ocorrer no local 14 quando a carga axial é aplicada à lona de pneu 26.[0044] The laminate of four tire plies shown in Figure 4 illustrates how the crack closure mechanism described here works. A delamination/defect location 14 is indicated along the interface between tire plies 24 and 26 having tire ply angles θ = 0°. Arrow 16 on the right hand side in Figure 4 represents a tension load applied to tire ply 26 representing a skin; arrows 18 and 28 on the left side represent reaction charges. Tire ply angles can be selected so that delamination will not occur at location 14 when axial load is applied to tire ply 26.

[0045] Os traçados mostrados nas figuras 5 até 9 apresentam valores de vários parâmetros que caracterizam as propriedades mecânicas do laminado de quatro lonas de pneu representado na figura 4 e que são uma função do ângulo de lona de pneu. A linha de base, com a qual tudo é comparado, é um assentamento simétrico (isto é, quando o ângulo de lona de pneu θ = 0°). Quando se começa a alterar o ângulo de lona de pneu θ, o assentamento se torna assimétrico. Isto causa alterações na carga de ponta de trinca, momento de ponta de trinca, e as taxas de liberação de energia dos Modos I e II, respectivamente, isto é, elas são reduzidas (em valor absoluto), como indicado pelas regiões circundadas nas figuras 5, 6 e 7. Reduções na carga de ponta de trinca, momento de ponta de trinca, e taxas de liberação de energia dos Modos I e II indicam projetos de longarina que são menos suscetíveis à deslaminação.[0045] The plots shown in figures 5 to 9 show values of several parameters that characterize the mechanical properties of the laminate of four tire plies represented in figure 4 and which are a function of the tire ply angle. The baseline, to which everything is compared, is a symmetrical settlement (ie when tire ply angle θ = 0°). When starting to change the tire ply angle θ, the seating becomes asymmetrical. This causes changes in the crack tip load, crack tip moment, and energy release rates of Modes I and II, respectively, i.e., they are reduced (in absolute value), as indicated by the circled regions in the figures. 5, 6, and 7. Reductions in crack tip load, crack tip moment, and Modes I and II energy release rates indicate spar designs that are less susceptible to delamination.

[0046] A força de ponta de trinca Nc e momento de ponta de trinca Mc são quantidades que são consideradas que existam na idealização do ponta de trinca na formulação de Davidson (descrita em mais detalhe abaixo). Nos traçados para Nc e Mc vistos nas figuras 5 e 6, respectivamente, os eixos horizontais representam o ângulo de lona de pneu θ em radianos. O ângulo de lona de pneu θ é uma medida do grau de assimetria no laminado. Quando θ é zero, o laminado é simétrico; e quando θ aumenta, o laminado se torna assimétrico. Esses traçados para Nc e Mc indicam que, quando θ aumenta, Nc e Mc são reduzidos em magnitude. Por conseguinte, as reduções mencionadas em Nc e Mc são com relação a seus valores em θ = 0°. A causa da redução em Nc e Mc é as alterações nas propriedades de rigidez do laminado, associadas com o laminado se tornando assimétrico.[0046] The crack tip force Nc and crack tip moment Mc are quantities that are assumed to exist in the idealization of the crack tip in Davidson's formulation (described in more detail below). In the tracings for Nc and Mc seen in figures 5 and 6, respectively, the horizontal axes represent the tire ply angle θ in radians. The tire ply angle θ is a measure of the degree of asymmetry in the laminate. When θ is zero, the laminate is symmetrical; and when θ increases, the laminate becomes asymmetrical. These plots for Nc and Mc indicate that as θ increases, Nc and Mc are reduced in magnitude. Therefore, the reductions mentioned in Nc and Mc are with respect to their values at θ = 0°. The cause of the reduction in Nc and Mc is changes in the laminate stiffness properties, associated with the laminate becoming asymmetrical.

[0047] O laminado mostrado na figura 4 representa uma porção tridimensional de uma região de ponta de trinca em um problema geral de fratura interfacial. A teoria clássica de placa pode ser usada para predizer as deformações e energias de deformação globais neste laminado. Foi mostrado que o carregamento sobre um elemento de ponta de trinca, que produz uma singularidade de deformação, pode ser completamente caracterizado em termos da força de ponta de trinca concentrada Nc e momento Mc. A taxa de liberação de energia G do elemento de ponta de trinca pode ser obtida através de um método de fechamento de trinca virtual, modificado. A taxa de liberação de energia total G = GI + GII + GIII, onde GIII = 0 para o caso bidimensional discutido, e GI e GII são as taxas de liberação de energia do Modo I e Modo II associadas, definidas por Davidson ET AL. em um artigo intitulado "An Analytical Crack-Tip Element for Layered Elastic Structures", ASME Journal of Applied Mechanics, Vol. 62, Junho (1995), páginas 294-305. Mais especificamente, GI é o componente do Modo I de fratura (modo de abertura), GII é o componente do Modo II de fratura (modo de deslizamento), e GIII é o componente do Modo III de fratura (modo de esmagamento).[0047] The laminate shown in Figure 4 represents a three-dimensional portion of a crack tip region in a general interfacial fracture problem. Classical plate theory can be used to predict the overall strains and strain energies in this laminate. It has been shown that the loading on a crack tip element, which produces a strain singularity, can be fully characterized in terms of the concentrated crack tip force Nc and moment Mc. The energy release rate G of the crack tip element can be obtained through a modified virtual crack closure method. The total energy release rate G = GI + GII + GIII, where GIII = 0 for the two-dimensional case discussed, and GI and GII are the associated Mode I and Mode II energy release rates, defined by Davidson ET AL. in an article entitled "An Analytical Crack-Tip Element for Layered Elastic Structures", ASME Journal of Applied Mechanics, Vol. 62, June (1995), pages 294-305. More specifically, GI is the component of Mode I fracture (opening mode), GII is the component of Mode II fracture (slip mode), and GIII is the component of Mode III fracture (crushing mode).

[0048] A figura 7 é um gráfico de taxas de liberação de energia G, GI e GII (GIII = 0) versus ângulo de lona de pneu θ para o laminado de quatro lonas de pneu representado na figura 4. Como visto na figura 7, essas taxas de liberação de energia diminuem quando o ângulo de lona de pneu θ aumenta. Também, outros parâmetros se alteram quando o ângulo de lona de pneu se altera. Por exemplo, a figura 8 é um gráfico do elemento B11 da matriz de rigidez de acoplamento versus ângulo de lona de pneu θ para uma longarina sozinha (curva sólida) e para uma estrutura de longarina com película (linha tracejada), enquanto que a figura 9 é um gráfico do elemento D11 da matriz de rigidez à dobramento versus ângulo de lona de pneu θ para uma longarina sozinha (curva sólida) e para uma estrutura de longarina com película (linha tracejada).[0048] Figure 7 is a graph of energy release rates G, GI and GII (GIII = 0) versus tire ply angle θ for the laminate of four tire plies depicted in figure 4. As seen in figure 7 , these energy release rates decrease as the tire ply angle θ increases. Also, other parameters change when the tire ply angle changes. For example, figure 8 is a graph of element B11 of the matrix of coupling stiffness versus tire ply angle θ for a spar alone (solid curve) and for a spar frame with skin (dashed line), while figure 9 is a graph of element D11 of the bending stiffness matrix versus tire ply angle θ for a spar alone (solid curve) and a spar frame with film (dashed line).

[0049] B11 e D11 são respectivos termos da matriz de rigidez de placa da teoria clássica de placa laminada. B11 é um dos indicadores da assimetria do laminado e D11 é um dos indicadores da rigidez à dobramento do laminado. A curva rotulada "LONGARINA" representa os valores de curva B11 calculados para um laminado composto das três lonas de pneu superiores 20, 22 e 24 mostrado na figura 4. A curva rotulada "PELÍCULA+LONGARINA" representa os valores calculados B11, calculados para o laminado completo, isto é, um laminado compreendendo todas as quatro lonas de pneu 20, 22, 24 e 26, mostradas na figura 4. As curvas para D11 são análogas.[0049] B11 and D11 are respective terms of the plate stiffness matrix of the classical laminated plate theory. B11 is one of the laminate asymmetry indicators and D11 is one of the laminate bending stiffness indicators. The curve labeled "STRIPER" represents the calculated B11 curve values for a laminate composed of the three upper tire plies 20, 22 and 24 shown in Figure 4. The curve labeled "FILM+STRIPER" represents the B11 calculated values calculated for the complete laminate, i.e. a laminate comprising all four tire plies 20, 22, 24 and 26 shown in Figure 4. The curves for D11 are analogous.

[0050] A figura 10 é um fluxograma mostrando um fluxo de processo para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação. O processo de projeto com uma definição do problema (processo 50). O processo de definição de problema 50 inclui as seguintes etapas: seleção das características desejadas da longarina para dada película, carregamento e local de defeito/trinca (etapa 52); seleção ou de uma estratégia probabilística ou uma estratégia de otimização (etapa 54); e seleção de critérios de filtro e ferramentas (etapa 56).[0050] Figure 10 is a flowchart showing a process flow for designing composite film stringer structures having improved resistance to delamination. The design process with a problem definition (process 50). The problem definition process 50 includes the following steps: selection of the desired spar characteristics for a given skin, loading and defect/crack location (step 52); selection of either a probabilistic strategy or an optimization strategy (step 54); and selection of filter criteria and tools (step 56).

[0051] As características de longarina selecionadas na etapa 52 podem incluir espessura, rigidez, simetria de assentamento, equilíbrio, e tipo de laminado. Em alguns casos, os tipos relevantes de laminado são um laminado tradicional tendo ângulos de lona de pneu 0°/±45°/90° somente ou um laminado não tradicional (NTL) que pode ter ângulos de lona de pneu diferentes dos, e em adição aos, ângulos de lona de pneu 0°/±45°/90°. Em outros casos, o tipo relevante de laminado é um laminado com fibra direcionada.[0051] The stringer characteristics selected in step 52 may include thickness, stiffness, laying symmetry, balance, and type of laminate. In some cases, the relevant types of laminate are a traditional laminate having tire ply angles 0°/±45°/90° only or a non-traditional laminate (NTL) which may have tire ply angles other than, and in addition to the 0°/±45°/90° tire ply angles. In other cases, the relevant type of laminate is a fiber-directed laminate.

[0052] Ainda com referência à figura 10, a etapa 56 pode incluir qualquer dos seguintes: o uso do critério de falha de Davidson K, que é um indicador de desempenho de fratura semelhante a uma margem de segurança MS (MS = K - 1); o uso da proposta de deslaminação de borda livre, descrita por Davidson em um artigo intitulado "Energy Release Rate Determination for Edge Delamination Under Combined In-Plane, Bending and Hygrothermal Loading. Part I—Delamination at a Single Interface", Journal of Composite Materials, Vol. 28, No. 11 (1994), páginas 1009-1031; o uso de uma implementação baseada na análise de elementos finitos da técnica de fechamento de trinca virtual; etc.[0052] Still referring to Figure 10, step 56 may include any of the following: the use of the Davidson K failure criterion, which is a fracture performance indicator similar to an MS safety margin (MS = K - 1 ); the use of proposed free edge delamination, described by Davidson in an article entitled "Energy Release Rate Determination for Edge Delamination Under Combined In-Plane, Bending and Hygrothermal Loading. Part I—Delamination at a Single Interface", Journal of Composite Materials , Vol. 28, No. 11 (1994), pages 1009-1031; the use of an implementation based on finite element analysis of the virtual crack closure technique; etc.

[0053] Depois da definição do problema, uma multiplicidade de assentamentos candidatos de longarina é criada e filtrada com base no critério de que a deslaminação da longarina a partir da película seja suprimida. Durante a geração dos assentamentos candidatos de longarina, os ângulos de lona de pneu e o empilhamento em cada assentamento compósito de longarina são ajustados para satisfazer os critérios de projeto usando a estratégia selecionada (etapa 58). Os ângulos de lona de pneu NTL de lona de pneu permitem que mais critérios de projeto sejam satisfeitos ao mesmo tempo. O acoplamento entre os modos de deformação específicos é propositadamente ativado para suprimir a deslaminação (elementos diferentes de zero da matriz de rigidez B). Depois que os ajustes foram feitos, a(s) solução(ões) de projeto resultante(s) é(são) testada(s) para verificar se todos os critérios de projeto exigidos foram satisfeitos, incluindo supressão de deslaminação (etapa 60).[0053] After defining the problem, a multiplicity of candidate stringer settlements is created and filtered based on the criterion that the delamination of the stringer from the skin is suppressed. During the generation of candidate stringer settlements, the tire ply angles and stacking in each composite stringer settlement are adjusted to meet the design criteria using the selected strategy (Step 58). Tire Ply NTL Tire Ply Angles allow more design criteria to be satisfied at the same time. Coupling between specific strain modes is purposely enabled to suppress delamination (non-zero elements of the B stiffness matrix). After adjustments have been made, the resulting design solution(s) is(are) tested to verify that all required design criteria are satisfied, including delamination suppression (Step 60).

[0054] Duas modalidades de um processo para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação serão descritas daqui em diante com referência às figuras 11 e 14, respectivamente. A figura 11 mostra etapas de um processo de projeto que emprega uma estratégia probabilística. A figura 14 mostra etapas de um processo de projeto que emprega a otimização e análise de elementos finitos.[0054] Two embodiments of a process for designing composite film stringer structures having improved resistance to delamination will be described hereinafter with reference to Figures 11 and 14, respectively. Figure 11 shows stages of a design process that employs a probabilistic strategy. Figure 14 shows stages of a design process that employs optimization and finite element analysis.

[0055] Respectivas porções do fluxograma de análise da figura 11 aparecem em folhas separadas (isto é, as figuras 11A e 11B). Uma primeira parte do fluxograma é apresentada na figura 11A; uma segunda parte do fluxograma é apresentada na figura 11B. O fluxograma mostra etapas de um método para projetar estruturas de longarina com película compósita tendo resistência melhorada à deslaminação usando uma estratégia probabilística. Como será explicado em mais detalhe abaixo, este método de projeto gera assentamentos por selecionar aleatoriamente os ângulos de lona de pneu (isto é, direções) para cada lona de pneu. O processo de projeto representado na figura 11 permite o projeto de uma longarina que é superior a um assentamento de linha de base em termos de rigidez axial, rigidez à dobramento e desempenho de laminação (isto é, critério de falha).[0055] Respective portions of the analysis flowchart of figure 11 appear on separate sheets (that is, figures 11A and 11B). A first part of the flowchart is shown in figure 11A; a second part of the flowchart is shown in figure 11B. The flowchart shows steps of a method to design composite skin spar structures having improved resistance to delamination using a probabilistic strategy. As will be explained in more detail below, this design method generates settlements by randomly selecting tire ply angles (ie, directions) for each tire ply. The design process depicted in Figure 11 allows for the design of a stringer that is superior to a baseline settlement in terms of axial stiffness, bending stiffness, and rolling performance (i.e., failure criteria).

[0056] Para muitas aplicações, é preferido que o laminado compósito seja projetado para prover um assim chamado assentamento "duro". "Duro" ou "macio" se refere à rigidez axial do laminado compósito. Uma longarina "dura" é uma com uma alta rigidez axial, ou alto módulo de elasticidade, por exemplo, na direção de amplitude de uma asa. Todavia, deve ser apreciado que estes processos de projeto e conceitos descritos aqui podem também ser empregados no projeto e fabricação dos outros assentamentos que não são laminados duros.[0056] For many applications, it is preferred that the composite laminate is designed to provide a so-called "hard" lay. "Hard" or "soft" refers to the axial stiffness of the composite laminate. A "hard" spar is one with a high axial stiffness, or high modulus of elasticity, for example in the sweep direction of a wing. However, it should be appreciated that these design processes and concepts described here can also be employed in the design and fabrication of other settlements which are not hard laminates.

[0057] O início do processo de projeto de assentamento duro usando a estratégia probabilística é mostrado na figura 11A. Na etapa inicial 100, a desejada configuração de longarina com película duro é definida em termos de pelo menos as seguintes especificações: assentamento de película, equilíbrio de longarina, local presumido de inicial falha/trinca, e carregamento.[0057] The start of the hardseat design process using the probabilistic strategy is shown in Figure 11A. In initial step 100, the desired hard skin stringer configuration is defined in terms of at least the following specifications: skin laying, stringer balance, presumed location of initial failure/crack, and loading.

[0058] Na próxima etapa 102, uma desejada dureza de longarina aproximada é selecionada. Um laminado "duro" é obtido por ter uma alta percentagem das lonas de pneu no laminado sendo orientadas mais perto de zero graus. (Por exemplo, zero grau representa a direção de amplitude de uma asa.) Assim, quando existem muitas lonas de pneu de 0° (ou lonas de pneu que estão perto de 0°), o assentamento é considerado "duro"; quando existem menos lonas de pneu próximas à direção de 0°, o assentamento é considerado "macio". Não existe limite precisamente definido entre os dois. Uma métrica possível de dureza pode ser definida como a relação entre rigidez axial nas, por exemplo, direções de amplitude e de corda de uma asa.[0058] In the next step 102, a desired approximate stringer hardness is selected. A "hard" laminate is achieved by having a high percentage of the tire plies in the laminate being oriented closer to zero degrees. (For example, zero degrees represents the direction of a wing's span.) Thus, when there are many 0° tire plies (or tire plies that are close to 0°), seating is considered "hard"; when there are fewer tire plies near the 0° direction, the seating is considered "soft". There is no precisely defined boundary between the two. One possible stiffness metric can be defined as the ratio of axial stiffness in, for example, the amplitude and chord directions of a wing.

[0059] Além disso, "0%/±45/90°" na etapa 102 se refere a uma métrica conhecida como as percentagens efetivas de 0, ±45, e fibras a 90 graus". Esta métrica se aplica a laminados tradicionais bem como laminados não tradicionais. Se pode calcular as percentagens efetivas de 0, ±45, e fibras a 90 graus mesmo se as fibras no laminado não forem orientadas nas direções de 0, ±45, e 90 graus.[0059] In addition, "0%/±45/90°" in step 102 refers to a metric known as the effective percentages of 0, ±45, and 90 degree fibers". This metric applies to traditional laminates as well as non-traditional laminates. You can calculate the effective percentages of 0, ±45, and 90 degree fibers even if the fibers in the laminate are not oriented in the 0, ±45, and 90 degree directions.

[0060] Como parte da etapa 102, uma função de densidade de probabilidade para assentamentos duros é selecionada ou criada. A figura 12 é um gráfico mostrando uma função de densidade de probabilidade (PDF) para assentamentos duros como uma função de ângulo de lona de pneu θ. A PDF é o que força os assentamentos aleatoriamente gerados a terem uma certa dureza. Por conseguinte, um projetista tipicamente cria e então armazena uma respectiva PDF para cada dureza. Na etapa 102, o projetista seleciona a PDF que irá produzir a dureza desejada. Em casos nos quais um assentamento quase isotrópico é desejado, uma diferente PDF (tendo pesos relativamente próximos a 1,0 sobre uma faixa muito mais ampla de ângulos de lona de pneu do que a faixa vista na figura 12) pode ser usada.[0060] As part of step 102, a probability density function for hard settlements is selected or created. Figure 12 is a graph showing a probability density function (PDF) for hard settlements as a function of tire ply angle θ. PDF is what forces randomly generated settlements to have a certain hardness. Therefore, a designer typically creates and then stores a respective PDF for each hardness. In step 102, the designer selects the PDF that will produce the desired hardness. In cases where near isotropic seating is desired, a different PDF (having weights relatively close to 1.0 over a much wider range of tire ply angles than the range seen in figure 12) can be used.

[0061] Com referência novamente à figura 11A, na próxima etapa 104, um tipo de assentamento de longarina é selecionado. O tipo de assentamento de longarina selecionado pode ser ou um laminado não tradicional, em que os ângulos de lona de pneu variam entre -90° e 90°, ou um laminado embaralhado tradicional, em que os ângulos de lona de pneu são restritos a 0°, ±45° e 90°. Todavia, se apropriado, o conceito de projeto descrito aqui pode ser aplicado a lonas de pneu de fibras direcionadas, como segue. A partir de um ponto de vista de deformação, a lona de pneu pode ser aproximada como uma coleção de diferentes seções, nas quais o ângulo de orientação de fibra varia de seção para seção, mas é constante em cada seção. A análise pode ser realizada para cada seção separadamente.[0061] With reference again to figure 11A, in the next step 104, a stringer laying type is selected. The type of stringer laying selected can be either a non-traditional laminate, where tire ply angles vary between -90° and 90°, or a traditional shuffled laminate, where tire ply angles are restricted to 0 °, ±45° and 90°. However, if appropriate, the design concept described here can be applied to directed fiber tire plies as follows. From a deformation point of view, the tire ply can be approximated as a collection of different sections, in which the fiber orientation angle varies from section to section, but is constant in each section. The analysis can be performed for each section separately.

[0062] Um computador apropriadamente programado é então usado para gerar uma multiplicidade de assentamentos aleatórios usando a selecionada função de densidade de probabilidade (etapa 106). Ângulos são influenciados na direção para 0° com a meta de produzir assimetria de supressão de deslaminação. Em adição, as lonas de pneu de um laminado tradicional são embaralhadas para criar assimetria.[0062] An appropriately programmed computer is then used to generate a multiplicity of random settlements using the selected probability density function (step 106). Angles are biased toward 0° with the goal of producing delamination suppression asymmetry. In addition, the tire plies of a traditional laminate are shuffled to create asymmetry.

[0063] O procedimento de geração de um assentamento é por selecionar aleatoriamente as direções de lona de pneu para cada lona de pneu. Todavia, se existir uma probabilidade igual de selecionar qualquer ângulo, então o assentamento resultante será quase isotrópico, pois ele terá as lonas de pneu uniformemente distribuídas em todas as direções. Para evitar esta situação, um projetista pode influenciar a seleção das direções de lona de pneu de uma tal maneira que existe uma probabilidade mais alta de seleção de lonas de pneu em 0°, ao invés de em outras direções. Uma PDF mostra a probabilidade de seleção das lonas de pneu de certas direções. Assim, quando existe uma “ondulação” em um traçado de PDF (como visto na figura 12), é mais provável que lonas de pneu de 0° (ou perto das lonas de pneu de 0°) serão selecionadas, ao invés de lonas de pneu que têm outras direções de fibra. Quando existem mais lonas de pneu de 0°, então um assentamento "mais duro" pode ser produzido.[0063] The procedure for generating a settlement is by randomly selecting the tire ply directions for each tire ply. However, if there is an equal probability of selecting any angle, then the resulting settlement will be nearly isotropic, as it will have the tire plies evenly distributed in all directions. To avoid this situation, a designer can influence the selection of tire ply directions in such a way that there is a higher probability of selecting tire plies at 0° rather than in other directions. A PDF shows the probability of selecting tire plies from certain directions. Thus, when there is a “ripple” in a PDF trace (as seen in Figure 12), it is more likely that 0° tire plies (or close to 0° tire plies) will be selected, rather than 0° tire plies. tire that have other fiber directions. When there are more 0° tire plies, then a "harder" seat can be produced.

[0064] Uma PDF do tipo mostrado na figura 12 permite a um projetista produzir assentamentos aleatoriamente gerados que têm durezas que correspondem à dureza desejada. A PDF aplica uns espectros de peso (isto é, fatores de desvio) aos ângulos de lona de pneu dentro de uma faixa. Para fibras de 0°, o fator de peso (ou "fator de desvio" ou probabilidade relativa) é 1,0. Para as fibras de ±90°, o fator de peso é cerca de 0,2. O fator de peso é maior para as fibras de 0°. Isto significa que, quando assentamentos são aleatoriamente gerados, existirá maior probabilidade da presença de uma direção de fibra de 0° (ou próxima a 0°) no assentamento resultante gerado. A mesma lógica se aplica a qualquer direção de fibra no interior entre 0° e 90°. Como um resultado, os "espectros de peso" impulsionam as durezas dos assentamentos gerados para ficarem próximos à dureza desejada.[0064] A PDF of the type shown in figure 12 allows a designer to produce randomly generated settlements that have hardnesses that match the desired hardness. PDF applies weight spectra (ie, deviation factors) to tire ply angles within a range. For 0° fibers, the weight factor (or "offset factor" or relative probability) is 1.0. For ±90° fibers, the weight factor is about 0.2. The weight factor is higher for 0° fibers. This means that when settlements are randomly generated, there will be a higher probability of a 0° (or close to 0°) fiber direction being present in the resulting generated settlement. The same logic applies to any interior fiber direction between 0° and 90°. As a result, the "weight spectra" boost the hardnesses of the generated settlements to be close to the desired hardness.

[0065] Se uma longarina equilibrada for desejada, os assentamentos candidatos, aleatoriamente gerados, são então filtrados (etapa 108), mantendo somente aqueles assentamentos que são equilibrados (isto é, o termo de rigidez A16 é aproximadamente igual a zero). O mesmo computador (ou um computador diferente) é programado para realizar as seguintes etapas de análise.[0065] If a balanced stringer is desired, the randomly generated candidate settlements are then filtered (step 108), keeping only those settlements that are balanced (ie, the stiffness term A16 is approximately equal to zero). The same computer (or a different computer) is programmed to perform the following analysis steps.

[0066] Para cada assentamento resultante, os componentes dos Modos I, II e III da taxa de liberação de energia para a deslaminação entre a longarina e a película são calculados (etapa 110 na figura 11A). A taxa de liberação de energia é a energia, dissipada durante a fratura, por unidade da nova área de superfície de fratura criada. As taxas de liberação de energia GI, GII, e GIII, que correspondem aos Modos de fratura I, II, III, respectivamente, podem ser calculadas usando a Proposta de Campo Singular de Davidson ou uma teoria alternativa apropriada. Os detalhes concernentes ao cálculo de uma taxa de liberação de energia usando a Proposta de Campo Singular de Davidson são descritos por Davidson ET AL. em um artigo intitulado "An Analytical Crack- Tip Element for Layered Elastic Structure", ASME Journal of Aplied Mechanics, Vol. 62, Junho (1995), páginas 294-305.[0066] For each resulting settlement, the components of Modes I, II and III of the energy release rate for delamination between the stringer and the skin are calculated (step 110 in figure 11A). The energy release rate is the energy dissipated during fracture per unit of new fracture surface area created. The GI, GII, and GIII energy release rates, which correspond to Fracture Modes I, II, III, respectively, can be calculated using Davidson's Singular Field Proposal or an appropriate alternative theory. Details concerning the calculation of an energy release rate using Davidson's Singular Field Proposal are described by Davidson ET AL. in an article entitled "An Analytical Crack-Tip Element for Layered Elastic Structure", ASME Journal of Applied Mechanics, Vol. 62, June (1995), pages 294-305.

[0067] Depois que as taxas de liberação de energia GI, GII, e GIII foram calculadas, um critério de falha K é calculado (etapa 112), em que: [0067] After the GI, GII, and GIII energy release rates have been calculated, a failure criterion K is calculated (step 112), in which:

[0068] O critério de falha K é um indicador de desempenho de fratura, similar à margem de segurança MS (isto é, MS = K - 1). O critério de falha afirma que uma trinca irá se iniciar e crescer quando o valor do critério de falha K está abaixo de um valor crítico, que é 1,0. As quantidades GIc, GIIc, e GIIIc são as forças de fratura interlaminar para os Modos de fratura I, II, III, respectivamente, e são consideradas serem propriedades de material que são independentes das cargas aplicadas e da geometria do corpo.[0068] The failure criterion K is an indicator of fracture performance, similar to the safety margin MS (ie, MS = K - 1). The failure criterion states that a crack will start and grow when the failure criterion value K is below a critical value, which is 1.0. The quantities GIc, GIIc, and GIIIc are the interlaminar fracture forces for Fracture Modes I, II, III, respectively, and are considered to be material properties that are independent of applied loads and body geometry.

[0069] Na próxima etapa 114 na figura 11A, os assentamentos candidatos são filtrados para os valores mais altos do critério de falha.[0069] In the next step 114 in Figure 11A, the candidate settlements are filtered for the highest values of the failure criterion.

[0070] Com referência agora à figura 11B (que é uma continuação da figura 11A), aqueles assentamentos que não se referem ao lote com os valores mais altos do critério de falha são filtrados (etapa 116), isto é, removidos de outra consideração. Os assentamentos candidatos restantes (tendo os mais altos valores de critério de falha) são então filtrados para os valores mais altos de rigidez axial e rigidez à dobramento (etapa 118). Aqueles assentamentos que não se referem ao lote com os valores mais altos de rigidez axial e rigidez à dobramento são filtrados (etapa 120), isto é, removidos de outra consideração.[0070] With reference now to figure 11B (which is a continuation of figure 11A), those settlements that do not refer to the lot with the highest values of the failure criterion are filtered (step 116), i.e. removed from further consideration . The remaining candidate settlements (having the highest failure criteria values) are then filtered for the highest axial stiffness and bending stiffness values (step 118). Those settlements that do not refer to the lot with the highest values of axial stiffness and bending stiffness are filtered out (step 120), i.e. removed from further consideration.

[0071] Laminados compósitos com bordas não reforçadas podem falhar por deslaminação da borda livre. A figura 13 é um diagrama representando uma vista isométrica de uma longarina compósita de lâmina 2. A longarina de lâmina 2 compreende uma folha formada de lâminas 8a e 8b paralelas, adjacentes, geralmente alongadas, um par de flanges 10a e 10b que se estendem para fora a partir das respectivas lâminas 8a e 8b em respectivas junções de lâmina/flange, e uma carga de base 6. Os flanges 10a e 10b são ligados à carga de base 6 e um ao outro, formando um par de bordas livres 30a e 30b. Um canal delimitado pelas junções de lâmina/flange e a carga de base 6 é cheio com uma massa 12 feito de material compósito. No exemplo representado na figura 13, as setas indicam carregamento de compressão, que tende a causar a deslaminação de borda livre.[0071] Composite laminates with non-reinforced edges may fail due to delamination of the free edge. Figure 13 is a diagram representing an isometric view of a composite blade spar 2. The blade spar 2 comprises a sheet formed of parallel, adjacent, generally elongated blades 8a and 8b, a pair of flanges 10a and 10b extending towards out from respective blades 8a and 8b at respective blade/flange junctions, and a base load 6. Flanges 10a and 10b are connected to the base load 6 and to each other, forming a pair of free edges 30a and 30b . A channel delimited by the blade/flange joints and the base load 6 is filled with a mass 12 made of composite material. In the example depicted in Figure 13, the arrows indicate compressive loading, which tends to cause free edge delamination.

[0072] O aparecimento e crescimento das deslaminações de borda livre podem ser preditos por uma comparação entre o respectivo valor de critério de falha K e seu valor crítico (1,0). Na próxima etapa 122 (ver a figura 11B), os assentamentos candidatos restantes são checados quanto à deslaminação de borda livre em cada interface de lona de pneu por meio do cálculo das taxas de liberação de energia GI, GII e GIII para a deslaminação da borda livre. As taxas de liberação de energia GI, GII e GIII para a deslaminação de borda livre podem ser calculadas usando a Proposta de Deslaminação de Borda Livre de Davidson ou uma teoria alternativa apropriada. A Proposta de Deslaminação de Borda Livre de Davidson é descrita por Davidson em um artigo intitulado "Energy Release Rate Determination for Edge Delamination under Combined In-Plane, Bending e Hygrothermal Loading. Part I— Delamination at a Single Interface", Journal of Composite Materials, Vol. 28, No. 11 (1994), páginas 1009-1031.[0072] The appearance and growth of free-edge delaminations can be predicted by a comparison between the respective failure criterion value K and its critical value (1.0). In the next step 122 (see figure 11B), the remaining candidate settlements are checked for free edge delamination at each tire ply interface by calculating the GI, GII and GIII energy release rates for edge delamination free. The GI, GII, and GIII energy release rates for free-edge delamination can be calculated using Davidson's Free-edge Delamination Proposal or an appropriate alternative theory. Davidson's Free Edge Delamination Proposal is described by Davidson in an article entitled "Energy Release Rate Determination for Edge Delamination under Combined In-Plane, Bending and Hygrothermal Loading. Part I— Delamination at a Single Interface", Journal of Composite Materials , Vol. 28, No. 11 (1994), pages 1009-1031.

[0073] A análise da deslaminação entre a longarina e a película na etapa 110 é uma análise separada a partir da análise de deslaminação de borda livre realizada na etapa 122. Por conseguinte, a técnica para calcular as taxas de liberação de energia GI, GII e GIII é diferente em cada análise. Por exemplo, na etapa 110, o computador calcula as taxas de liberação de energia para um assentamento superior representado por uma longarina e um assentamento inferior representado por uma película. Em contraste, na etapa 122, o computador realiza muitos de tais cálculos. Por exemplo, o computador pode primeiro calcular as taxas de liberação de energia para um assentamento superior representado por uma única lona de pneu superior de uma longarina e um assentamento inferior representado por todas as lonas de pneu, exceto a lona de pneu superior da longarina; então calcular as taxas de liberação de energia para um assentamento superior representado por duas lonas de pneu as mais superiores da longarina e um assentamento inferior representado por todas as lonas de pneu , exceto as duas lonas de pneu as mais superiores da longarina; e assim por diante.[0073] The delamination analysis between the stringer and skin in step 110 is a separate analysis from the free edge delamination analysis performed in step 122. Therefore, the technique for calculating GI, GII energy release rates and GIII is different in each analysis. For example, in step 110, the computer calculates the energy release rates for an upper settlement represented by a spar and a lower settlement represented by a skin. In contrast, at step 122, the computer performs many such calculations. For example, the computer might first calculate the energy release rates for a top-seat represented by a single top tire ply of a spar and a bottom-seat represented by all tire plies except the top tire ply of a spar; then calculate the energy release rates for a top settlement represented by the top two tire plies on the spar and a bottom settlement represented by all tire plies except the top two tire plies on the spar; and so on.

[0074] No caso de uma estrutura de longarina com película que faz parte de uma asa de uma aeronave, o fechamento da trinca, ou a redução da suscetibilidade à deslaminação, entre a longarina e a película, refere-se à deslaminação entre a longarina e a película sob a ação de uma carga aplicada na direção pela corda da asa. Em contraste, a análise de deslaminação de borda livre refere-se à deslaminação entre lonas de pneu dentro da longarina sob a ação de uma carga aplicada na direção de amplitude da asa.[0074] In the case of a skin spar structure that is part of an aircraft wing, the closure of the crack, or the reduction of susceptibility to delamination, between the spar and the skin, refers to the delamination between the spar and the skin under the action of a load applied in the direction by the wing chord. In contrast, freeboard delamination analysis refers to delamination between tire plies within the spar under the action of a load applied in the wing span direction.

[0075] Com referência novamente à figura 11B, aqueles assentamentos candidatos, para os quais a deslaminação de borda livre é prevista que ocorra na interface de lona de pneu, são filtrados (etapa 124), isto é, removidos de outra consideração.[0075] Referring again to Figure 11B, those candidate settlements, for which free-edge delamination is predicted to occur at the tire ply interface, are filtered out (step 124), i.e., removed from further consideration.

[0076] Então, análises adicionais são realizadas para ocultar ainda mais os assentamentos candidatos sobreviventes (etapa 126), incluindo, mas não são limitadas a uma ou mais das seguintes análises: resistência ao entalhe, estabilidade de sublaminado, tensões residuais térmicas, e interpenetração.[0076] Then, additional analyzes are performed to further hide the surviving candidate settlements (step 126), including, but not limited to, one or more of the following analyses: notch strength, sublaminate stability, thermal residual stresses, and interpenetration .

[0077] Na etapa 128, uma determinação é feita, se as análises da etapa 126 indicarem que um ou mais dos assentamentos candidatos sobreviventes de longarina são aceitáveis ou não. Se quaisquer dos assentamentos candidatos são aceitáveis, então o processo de análise é terminado. Os assentamentos candidatos aceitos podem ser armazenados na memória de computador para formar uma biblioteca de projetos de longarina. Subsequentemente, longarinas podem ser fabricadas usando qualquer um desses projetos de longarina, recuperado a partir da biblioteca.[0077] At step 128, a determination is made, whether the analyzes from step 126 indicate that one or more of the surviving candidate stringer settlements are acceptable or not. If any of the candidate settlements are acceptable, then the analysis process is terminated. Accepted candidate settlements can be stored in computer memory to form a stringer design library. Subsequently, stringers can be manufactured using any of these stringer designs retrieved from the library.

[0078] Se uma determinação é feita na etapa 128 que nenhum dos assentamentos candidatos de longarina é aceitável, então o projetista pode fazer ajustes ao processo de projeto por retornar para uma etapa prévia e ajustar os parâmetros de filtragem. Mais especificamente, a instrução "OU" na figura 11B significa que o processo de projeto pode retornar ou para o filtro 116 ou o filtro 120. O projetista pode escolher qual ramo tomar depois da instrução "OU" na figura 11B. Qualquer uma das escolhas especificadas será válida e não altera a proposta.[0078] If a determination is made at step 128 that none of the candidate spar settlements are acceptable, then the designer can make adjustments to the design process by going back to a previous step and adjusting the filtering parameters. More specifically, the "OR" instruction in Figure 11B means that the design process can return to either filter 116 or filter 120. The designer can choose which branch to take after the "OR" instruction in Figure 11B. Any of the specified choices will be valid and does not change the proposal.

[0079] Em alguns casos, o projetista pode escolher alterar os parâmetros de filtragem do filtro 116, de forma que um novo lote de assentamentos candidatos com valores menos ótimos (isto é, mais baixos) do critério de falha é passado através para outra análise. Em outras palavras, a etapa 114 é efetivamente alterada de forma que aqueles assentamentos candidatos originalmente produzidos pela etapa 112, que têm menos valores ótimos, não os valores mais altos, do critério de falha, serão filtrados. Isto significa que o filtro 116 ocultará os assentamentos candidatos tendo os valores mais altos e mais baixos, deixando passar aqueles com menos valores ótimos do critério de falha.[0079] In some cases, the designer may choose to change the filtering parameters of filter 116, so that a new batch of candidate settlements with less optimal (that is, lower) values of the failure criterion is passed through to another analysis . In other words, step 114 is effectively changed such that those candidate settlements originally produced by step 112 that have the least optimal values, not the highest values, of the failure criterion will be filtered out. This means that filter 116 will hide candidate settlements having the highest and lowest values, passing those with less optimal values of the failure criterion.

[0080] Em outros casos, o projetista pode escolher alterar os parâmetros de filtragem do filtro 120, de forma que a novo lote de assentamentos candidatos com menos valores ótimos (isto é, mais baixos) da rigidez axial e rigidez à dobramento são passados através para outra análise. Em outras palavras, a etapa 118 é efetivamente alterada de forma que aqueles assentamentos candidatos originalmente passados através do filtro 116, que têm menos valores ótimos, não os valores mais altos, da rigidez axial e rigidez à dobramento serão filtrados. Isto significa que o filtro 120 ocultará os assentamentos candidatos tendo os valores mais altos e mais baixos, deixando passar aqueles com menos valores ótimos da rigidez axial e rigidez à dobramento.[0080] In other cases, the designer may choose to change the filtering parameters of filter 120, so that a new batch of candidate settlements with less optimal (i.e., lower) values of axial stiffness and bending stiffness are passed through for another analysis. In other words, step 118 is effectively changed so that those candidate settlements originally passed through filter 116 that have the lowest, not the highest, optimal values of axial stiffness and bending stiffness will be filtered out. This means that the filter 120 will hide candidate settlements having the highest and lowest values, passing those with less optimal values of axial stiffness and bending stiffness.

[0081] Em qualquer caso, as etapas 122, 124, 126 e 128 são repetidas para este novo lote de assentamentos candidatos. O processo precedente pode ser repetido até uma determinação ser feita na etapa 128 que um ou mais assentamentos candidatos são aceitáveis, em cujo ponto o processo de projeto é terminado, como previamente descrito.[0081] In any case, steps 122, 124, 126 and 128 are repeated for this new batch of candidate settlements. The foregoing process may be repeated until a determination is made at step 128 that one or more candidate settlements are acceptable, at which point the design process is terminated, as previously described.

[0082] A figura 14 mostra etapas de um processo, para projetar estruturas de longarina com película compósita, que emprega a otimização e análise de elementos finitos. O processo de projeto com uma definição do problema (processo 70). O processo de definição do problema 70 inclui as seguintes etapas: seleção do tipo desejado de assentamento (isto é, laminado tradicional, laminado não tradicional ou fibra direcionada) e espessura da película (etapa 72); seleção de uma configuração inicial de longarina com película para dada película, carregamento, local de falha/trinca, condições limites, e ângulos de lona de pneu de longarina (etapa 74); seleção de apropriadas restrições do projeto (por exemplo, rigidez de longarina axial mínima/máxima, simetria de assentamento e equilíbrio) (etapa 76); e seleção do tipo desejado de assentamento (isto é, laminado tradicional, laminado não tradicional ou fibra direcionada) e espessura (isto é, fixa ou ajustável) da longarina (etapa 78).[0082] Figure 14 shows stages of a process to design stringer structures with composite film, which employs optimization and finite element analysis. The design process with a problem definition (process 70). The problem definition process 70 includes the following steps: selection of the desired type of laying (ie, traditional laminate, nontraditional laminate, or directed fiber) and film thickness (step 72); selecting an initial skin spar configuration for a given skin, loading, failure/crack location, boundary conditions, and spar tire ply angles (step 74); selection of appropriate design constraints (eg minimum/maximum axial spar stiffness, seating symmetry and balance) (step 76); and selecting the desired type of laying (ie traditional laminate, non-traditional laminate or directed fiber) and thickness (ie fixed or adjustable) of the stringer (step 78).

[0083] Depois da definição do problema, o projeto de longarina é otimizado para satisfazer o critério de que deslaminação da longarina a partir da película seja suprimida (etapa 80) e outras restrições. Depois que o projetista selecionou os ângulos-candidatos de lona de pneu de longarina (por exemplo, quantidades iguais de lonas de pneu de 0°/45°/90°), o algoritmo de otimização refina a suposição. O processo proposto pode utilizar ou otimização local ou otimização global ou ambas. Qualquer método de otimização pode ser aplicado aqui. Durante a otimização do assentamento candidato da longarina, os ângulos e espessuras de lona de pneu no assentamento de longarina são ajustados para satisfazer os critérios de projeto e melhorar o critério de falha.[0083] After defining the problem, the stringer design is optimized to satisfy the criterion that delamination of the stringer from the skin is suppressed (step 80) and other restrictions. Once the designer has selected candidate spar tire ply angles (eg equal amounts of 0°/45°/90° tire ply), the optimization algorithm refines the guess. The proposed process can use either local optimization or global optimization or both. Any optimization method can be applied here. During candidate spar seating optimization, the angles and tire ply thicknesses in the spar seating are adjusted to satisfy the design criteria and improve the failure criterion.

[0084] Depois que o algoritmo de otimização produziu um projeto ótimo de assentamento de longarina, o projetista pode ajustar manualmente os ângulos de lona de pneu e espessuras para satisfazer as exigências de fabricação (espessura discreta, etc.) não presentes no processo de otimização (etapa 82).[0084] After the optimization algorithm has produced an optimal design for laying the stringer, the designer can manually adjust the tire ply angles and thicknesses to satisfy manufacturing requirements (discrete thickness, etc.) not present in the optimization process (step 82).

[0085] Em seguida, o projeto de assentamento de longarina, otimizado e ajustado, é checado quanto à deslaminação de borda livre entre cada interface de lona de pneu por meio do cálculo das taxas de liberação de energia para a deslaminação de borda livre (etapa 84). As taxas de liberação de energia para a deslaminação de borda livre podem ser calculadas usando a Proposta de Deslaminação de Borda Livre de Davidson ou uma teoria alternativa apropriada, como previamente descrito.[0085] Then, the optimized and adjusted stringer laying design is checked for free-edge delamination between each tire ply interface by calculating the energy release rates for free-edge delamination (step 84). Energy release rates for free-edge delamination can be calculated using Davidson's Free-edge Delamination Proposal or an appropriate alternative theory, as previously described.

[0086] Em seguida à checagem de deslaminação de borda livre, a suscetibilidade à deslaminação do assentamento de película-longarina é verificada usando a técnica de fechamento de trinca virtual (etapa 86). A descrição detalhada da técnica de fechamento de trinca virtual foi apresentada por Krueger em um artigo intitulado "Virtual crack closure technique: History, approach, and applications", Appl. Mech. Rev. Vol. 57, No. 2, Março (2004), páginas 109-143. A técnica de fechamento de trinca virtual é usada para computar a taxa de liberação de energia de deformação com base em resultados obtidos a partir da análise de elementos finitos da estrutura de longarina com película. O método é baseado na assunção de que a energia liberada quando uma trinca na interface de longarina com película é estendida por uma distância incremental é idêntica à energia exigida para fechar a trinca entre os pontos de extremidade desta distância incremental.[0086] Following the free edge delamination check, the susceptibility to delamination of the skin-stringer settlement is checked using the virtual crack closure technique (step 86). A detailed description of the virtual crack closure technique was presented by Krueger in an article entitled "Virtual crack closure technique: History, approach, and applications", Appl. Mech. Rev. Vol. 57, No. 2, March (2004), pages 109-143. The virtual crack closure technique is used to compute the strain energy release rate based on results obtained from finite element analysis of the skinned stringer structure. The method is based on the assumption that the energy released when a crack at the skin-stringer interface is extended an incremental distance is identical to the energy required to close the crack between the endpoints of this incremental distance.

[0087] Com referência novamente à figura 14, se a análise de elementos finitos verificar que deslaminação de longarina com película será suprimida projeto candidato de assentamento de longarina, então outras análises são realizadas, tais como resistência ao entalhe, estabilidade de sublaminado, tensões residuais térmicas, e interpenetração. Com base nos resultados dessas análises, uma determinação é feita, se o projeto candidato de assentamento de longarina é aceitável (etapa 88).[0087] Referring again to figure 14, if the finite element analysis verifies that skin spar delamination will be suppressed as a candidate design for laying a spar, then other analyzes are performed, such as notch resistance, sublaminate stability, residual stresses thermal, and interpenetration. Based on the results of these reviews, a determination is made as to whether the candidate stringer laying design is acceptable (Step 88).

[0088] Se o assentamento candidato de longarina é aceitável, então o processo de análise é terminado. Subsequentemente, as longarinas podem ser fabricadas usando este projeto aceito do assentamento de longarina. Em contraste, se uma determinação for feita na etapa 88, que o assentamento candidato de longarina não é aceitável, então o projetista pode fazer ajustes no problema de otimização para levar em conta as restrições violadas, tais como limites de variáveis e restrições adicionais (etapa 90). Então, o processo de projeto retorna para a etapa 80. A otimização é iterativamente realizada até um projeto aceitável do assentamento de longarina ser realizado.[0088] If the candidate stringer settlement is acceptable, then the analysis process is terminated. Subsequently, stringers can be fabricated using this accepted design of stringer laying. In contrast, if a determination is made at step 88 that the candidate spar seating is not acceptable, then the designer can make adjustments to the optimization problem to account for violated constraints, such as variable limits and additional constraints (step 90). Then the design process returns to step 80. Optimization is iteratively performed until an acceptable design of the stringer lay is achieved.

[0089] O projeto de longarina com película e métodos de projeto de estruturas de longarina com película, descritos acima, podem ser empregados em um método de fabricação e serviço de aeronave 200, como mostrado na figura 15 para a fabricação de partes de uma aeronave 202, como mostrado na figura 16. Durante a pré-produção, o método de exemplo 200 pode incluir especificação e projeto 204 da aeronave 202 (incluindo, por exemplo, o projeto de longarinas para a incorporação nas asas e fuselagens feitas de material compósito) e aquisição de material 206. Durante a produção, a fabricação de componentes e subconjuntos 208 e a integração de sistemas 210 da aeronave 202 têm lugar. Depois disso, a aeronave 202 pode ir através de certificação e fornecimento 212 a fim de ser colocada no serviço 214. Enquanto no serviço por um cliente, a aeronave 202 é programada para manutenção e serviço de rotina 216 (que pode também incluir modificação, reconfiguração, remodelação e outros).[0089] The film spar design and film spar structure design methods described above can be employed in an aircraft manufacturing and service method 200, as shown in Figure 15 for manufacturing parts of an aircraft 202, as shown in Figure 16. During pre-production, the example method 200 may include specification and design 204 of the aircraft 202 (including, for example, the design of spars for incorporation into wings and fuselages made of composite material) and material procurement 206. During production, fabrication of components and subassemblies 208 and systems integration 210 of the aircraft 202 take place. Thereafter, aircraft 202 may go through certification and provisioning 212 in order to be placed into service 214. While in service by a customer, aircraft 202 is scheduled for maintenance and routine service 216 (which may also include modification, reconfiguration, , remodeling and others).

[0090] Cada um dos processos do método 200 pode ser realizado ou executado por um integrador dos sistemas, um terceirizado, e/ou uma operadora (por exemplo, um cliente). Para as finalidades desta descrição, um integrador dos sistemas pode incluir sem limitação qualquer número de fabricantes de aeronave e subcontratados dos sistemas principais; um terceirizado pode incluir sem limitação qualquer número de vendedores, subcontratados e fornecedores; e uma operadora pode ser uma empresa aérea, companhia de arrendamento a prazo fixo, organização militar, organização de serviço, e outros.[0090] Each of the processes of method 200 can be carried out or executed by a systems integrator, a third party, and/or an operator (for example, a customer). For purposes of this description, a systems integrator may include without limitation any number of aircraft manufacturers and major systems subcontractors; a third party may include without limitation any number of vendors, subcontractors and suppliers; and an operator can be an airline, fixed-term lease company, military organization, service organization, and so on.

[0091] Como mostrado na figura 16, a aeronave 202 produzida pelo método de exemplo 200 pode incluir uma estrutura aérea 218 (compreendendo, por exemplo, uma fuselagem, armações, longarinas, caixas de asa, etc.) com uma pluralidade de sistemas 220 e um interior 222. Exemplos dos sistemas de alto nível 220 incluem um ou mais dos seguintes: um sistema de propulsão 224, um sistema elétrico 226, um sistema hidráulico 228, e um sistema de controle ambiental 230. Qualquer número de outros sistemas pode ser incluído. Embora um exemplo aeroespacial seja mostrado, os princípios descritos aqui podem ser aplicados a outras indústrias, tais como a indústria automotiva.[0091] As shown in Figure 16, the aircraft 202 produced by the example method 200 may include an airframe 218 (comprising, for example, a fuselage, frames, spars, wing boxes, etc.) with a plurality of systems 220 and an interior 222. Examples of the high-level systems 220 include one or more of the following: a propulsion system 224, an electrical system 226, a hydraulic system 228, and an environmental control system 230. Any number of other systems can be included. Although an aerospace example is shown, the principles described here can be applied to other industries, such as the automotive industry.

[0092] Os aparelhos e métodos incorporados aqui podem ser empregados durante um ou mais dos estágios do método de exemplo 200 mostrado na figura 15. Por exemplo, durante a pré-produção, o método 200 pode incluir especificação e projeto 204 das estruturas de longarina com película usando a metodologia de projeto descrita acima. Em adição, as estruturas de longarina com película tendo as propriedades vantajosas descritas acima podem ser fabricadas durante o processo de fabricação de componentes e subconjuntos 208. Também, uma ou mais das modalidades de aparelho, das modalidades de método, ou uma combinação das mesmas, podem ser utilizadas durante os estágios de produção 208 e 210, por exemplo, por substancialmente acelerar a montagem de, ou reduzir o custo de uma aeronave 202.[0092] Apparatus and methods incorporated herein may be employed during one or more of the stages of the example method 200 shown in figure 15. For example, during pre-production, method 200 may include specification and design 204 of stringer structures with skin using the design methodology described above. In addition, film stringer structures having the advantageous properties described above can be manufactured during the component and subassembly manufacturing process 208. Also, one or more of the apparatus embodiments, method embodiments, or a combination thereof, may be used during production stages 208 and 210, for example, for substantially speeding up the assembly of, or reducing the cost of, an aircraft 202.

[0093] Ainda, a descrição compreende modalidades de acordo com as seguintes cláusulas: Cláusula 1. Um membro compósito tendo pelo menos um flange, o dito pelo menos um flange compreendendo um laminado compósito, o dito laminado compósito compreendendo uma pilha de lonas de pneu de material compósito tendo uma borda livre, as ditas lonas de pneu da dita pilha compreendendo fibras orientadas em respectivos ângulos de lona de pneu ou fibras direcionadas em ângulos variáveis dentro de uma lona de pneu, as ditas fibras sendo arranjadas para causar o acoplamento de primeiro e segundo modos de deformação de uma maneira que suprime uma tendência na direção para deslaminação em uma interface de uma primeira lona de pneu da dita pilha e uma porção de uma película compósita, à qual o dito pelo menos um flange é ligada, enquanto está porção da película compósito está sendo carregada em uma direção perpendicular à dita borda livre do dito pelo menos um flange. Cláusula 2. O membro compósito de acordo com a reivindicação 1, em que o dito primeiro modo de deformação é um modo de deformação axial e o dito segundo modo de deformação é um modo de deformação por dobramento. Cláusula 3. O membro compósito de acordo com a reivindicação 1, em que o dito laminado compósito do dito pelo menos um flange é assimétrico e desequilibrado ou equilibrado. Cláusula 4. O membro compósito de acordo com a reivindicação 3, em que o dito laminado compósito assimétrico e desequilibrado ou equilibrado produz, em particular, curvatura por dobramento em reposta ao carregamento de tração ou de compressão. Cláusula 5. O membro compósito de acordo com a reivindicação 1, em que pelo menos uma lona de pneu das ditas lonas de pneu da dita pilha tem um ângulo de lona de pneu que não é igual a qualquer um dos seguintes ângulos de lona de pneu: 0, ±45 e ±90 graus. Cláusula 6. O membro compósito de acordo com a reivindicação 1, em que cada interface de lona de pneu do dito laminado compósito do dito pelo menos um flange tem um valor de critério de falha que é uma combinação de taxas de liberação de energia dos Modos I, II e III e que é menor do que um valor de critério de falha crítico, associado com um início da deslaminação de borda livre. Cláusula 7. A estrutura compósita compreendendo um primeiro laminado compósito compreendendo uma primeira pilha de lonas de pneu tendo uma borda livre e a segundo laminado compósito compreendendo uma segunda pilha lonas de pneu, o dito primeiro e segundo laminados compósitos sendo ligados em uma interface adjacente à dita borda livre, em que as ditas lonas de pneu de dita primeira pilha compreendem fibras orientadas em respectivos ângulos de lona de pneu ou fibras direcionadas em ângulos variáveis dentro de uma lona de pneu, as ditas fibras sendo arranjadas para causar o acoplamento de primeiro e segundo modos de deformação de uma maneira que suprime uma tendência na direção para deslaminação na dita interface quando o dito segundo laminado compósito é carregado em uma direção perpendicular à dita borda livre. Cláusula 8. A estrutura compósita como mencionada na reivindicação 7, em que o dito primeiro modo de deformação é um modo de deformação axial e o dito segundo modo de deformação é um modo de deformação por dobramento. Cláusula 9. A estrutura compósita como mencionada na reivindicação 7, em que o dito primeiro laminado compósito forma um flange de uma longarina e o dito segundo laminado compósito forma uma película ao qual a dita longarina é ligada. Cláusula 10. A estrutura compósita como mencionada na reivindicação 7, em que o dito primeiro laminado compósito é assimétrico e desiquilibrado ou equilibrado. Cláusula 11. A estrutura compósita como mencionada na reivindicação 10, em que o dito laminado compósito assimétrico e desequilibrado ou equilibrado produz, em particular, curvatura por dobramento em reposta ao carregamento de tração ou de compressão. Cláusula 12. A estrutura compósita como mencionada na reivindicação 7, em que pelo menos uma lona de pneu das ditas lonas de pneu da dita primeira pilha tem um ângulo de lona de pneu que não é igual a qualquer um dos seguintes ângulos de lona de pneu: 0, ±45 e ±90 graus. Cláusula 13. A estrutura compósita como mencionada na reivindicação 7, em que cada interface de lona de pneu do dito primeiro laminado compósito tem um valor de critério de falha que é uma combinação de taxas de liberação de energia dos Modos I, II e III e que é menor do que um valor de critério de falha crítico, associado com um início da deslaminação de borda livre. Cláusula 14. Um método para suprimir a deslaminação interfacial em uma estrutura compósita compreendendo um primeiro laminado compósito compreendendo uma primeira pilha de lonas de pneu tendo uma borda livre e a segundo laminado compósito compreendendo uma segunda pilha lonas de pneu, o primeiro e o segundo laminados compósitos sendo ligados em uma interface adjacente à borda livre, o método compreendendo: definir características do segundo laminado compósito; definir as características desejadas do primeiro laminado compósito; definir o local previsto de carregamento e deslaminação; selecionar uma estratégia probabilística ou de otimização; ajustar os ângulos de lona de pneu de um assentamento candidato do primeiro laminado compósito na direção para satisfazer as características desejadas usando a estratégia selecionada; e verificar que o assentamento candidato satisfaz as características desejadas, em que as características desejadas incluem supressão de deslaminação na interface do primeiro e do segundo laminados compósitos na vizinhança da borda livre do primeiro laminado compósito, e em que ditas etapas de ajuste e verificação são realizadas por um sistema de computador. Cláusula 15. O método de acordo com a reivindicação 14, compreendendo ainda fabricar um primeiro laminado compósito que satisfaz as características desejadas. Cláusula 16. O método de acordo com a reivindicação 14, em que a dita etapa de verificação compreende calcular um valor de critério de falha que é uma combinação de taxas de liberação de energia dos Modos I, II e III, associado com deslaminação na interface do primeiro e do segundo laminados compósitos. Cláusula 17. O método de acordo com a reivindicação 14, em que a dita etapa de verificação compreende calcular um valor de critério de falha que é uma combinação de taxas de liberação de energia dos Modos I, II e III, associado com a deslaminação de borda livre nas respectivas interfaces de lona de pneu do primeiro laminado compósito. Cláusula 18. O método de acordo com a reivindicação 14, em que, quando a estratégia probabilística é selecionada, a dita etapa de ajustar compreende gerar assentamentos aleatórios para o primeiro laminado compósito usando uma função de densidade de probabilidade, e a dita etapa de verificação compreende descartar assentamentos aleatoriamente gerados que não satisfazem uma ou mais das características desejadas. Cláusula 19. O método de acordo com a reivindicação 14, em que, quando a estratégia de otimização é selecionada, a dita etapa de ajustar compreende ajustar um problema de otimização para levar em conta as restrições violadas. Cláusula 20. O método de acordo com a reivindicação 14, compreendendo ainda realizar análises adicionais para ocultar ainda mais os assentamentos candidatos sobreviventes, as ditas análises adicionais incluindo, mas não são limitadas a uma ou mais das seguintes análises: resistência ao entalhe, estabilidade de sublaminado, tensões residuais térmicas, e interpenetração. Embora estruturas de longarina com película compósita e métodos para seu projeto tenham sido descritos com referência a várias modalidades, será entendido por aqueles especializados na técnica que várias alterações podem ser feitas e equivalentes podem ser substituídos pelos elementos dos mesmos sem se afastar dos ensinamentos dados aqui. Em adição, muitas modificações podem ser feitas para adaptar os conceitos e reduções à prática descritos aqui para uma situação particular. Consequentemente, é pretendido que a matéria coberta pelas reivindicações não seja limitada às modalidades descritas.[0093] Furthermore, the description comprises embodiments according to the following clauses: Clause 1. A composite member having at least one flange, said at least one flange comprising a composite laminate, said composite laminate comprising a stack of tire plies of composite material having a free edge, said tire plies of said stack comprising fibers oriented at respective tire ply angles or fibers oriented at varying angles within a tire ply, said fibers being arranged to cause coupling of first and second modes of deformation in a manner that suppresses a tendency towards delamination at an interface of a first tire ply of said stack and a portion of a composite film to which said at least one flange is bonded, while said portion of the composite film is being loaded in a direction perpendicular to said free edge of said at least one flange. Clause 2. The composite member according to claim 1, wherein said first deformation mode is an axial deformation mode and said second deformation mode is a bending deformation mode. Clause 3. The composite member according to claim 1, wherein said composite laminate of said at least one flange is asymmetrical and unbalanced or balanced. Clause 4. The composite member according to claim 3, wherein said asymmetric and unbalanced or balanced composite laminate produces, in particular, bending by bending in response to tensile or compressive loading. Clause 5. The composite member according to claim 1, wherein at least one tire ply of said tire plies in said stack has a tire ply angle that is not equal to any one of the following tire ply angles : 0, ±45 and ±90 degrees. Clause 6. The composite member according to claim 1, wherein each tire ply interface of said composite laminate of said at least one flange has a failure criterion value that is a combination of Mode energy release rates I, II, and III and that is less than a critical failure criterion value associated with an onset of free-edge delamination. Clause 7. The composite structure comprising a first composite laminate comprising a first stack of tire plies having a free edge and a second composite laminate comprising a second stack of tire plies, said first and second composite laminates being bonded at an interface adjacent to the said free edge, wherein said tire plies of said first stack comprise fibers oriented at respective tire ply angles or fibers oriented at varying angles within a tire ply, said fibers being arranged to cause coupling of first and second modes of deformation in a manner that suppresses a tendency towards delamination at said interface when said second composite laminate is loaded in a direction perpendicular to said free edge. Clause 8. The composite structure as mentioned in claim 7, wherein said first mode of deformation is an axial deformation mode and said second mode of deformation is a bending deformation mode. Clause 9. The composite structure as mentioned in claim 7, wherein said first composite laminate forms a flange of a stringer and said second composite laminate forms a film to which said stringer is bonded. Clause 10. The composite structure as mentioned in claim 7, wherein said first composite laminate is asymmetrical and unbalanced or balanced. Clause 11. The composite structure as mentioned in claim 10, wherein said asymmetric and unbalanced or balanced composite laminate produces, in particular, bending curvature in response to tensile or compressive loading. Clause 12. The composite structure as recited in claim 7, wherein at least one tire ply of said tire plies of said first stack has a tire ply angle that is not equal to any one of the following tire ply angles : 0, ±45 and ±90 degrees. Clause 13. The composite structure as recited in claim 7, wherein each tire ply interface of said first composite laminate has a failure criterion value which is a combination of energy release rates of Modes I, II and III and that is less than a critical failure criterion value associated with an onset of free-edge delamination. Clause 14. A method for suppressing interfacial delamination in a composite structure comprising a first composite laminate comprising a first stack of tire plies having a free edge and a second composite laminate comprising a second stack of tire plies, the first and second laminates composites being bonded at an interface adjacent to the free edge, the method comprising: defining characteristics of the second composite laminate; defining the desired characteristics of the first composite laminate; define the expected place of loading and delamination; select a probabilistic or optimization strategy; adjusting the tire ply angles of a candidate laying of the first composite laminate in the direction to satisfy the desired characteristics using the selected strategy; and verifying that the candidate lay meets the desired characteristics, wherein the desired characteristics include suppression of delamination at the interface of the first and second composite laminates in the vicinity of the free edge of the first composite laminate, and wherein said adjustment and verification steps are performed by a computer system. Clause 15. The method according to claim 14, further comprising making a first composite laminate that meets the desired characteristics. Clause 16. The method according to claim 14, wherein said verification step comprises calculating a failure criterion value that is a combination of energy release rates of Modes I, II and III, associated with delamination at the interface of the first and second composite laminates. Clause 17. The method according to claim 14, wherein said verification step comprises calculating a failure criterion value that is a combination of Modes I, II and III energy release rates associated with the delamination of free edge at the respective tire ply interfaces of the first composite laminate. Clause 18. The method according to claim 14, wherein, when the probabilistic strategy is selected, said tuning step comprises generating random settlements for the first composite laminate using a probability density function, and said checking step comprises discarding randomly generated settlements that do not satisfy one or more of the desired characteristics. Clause 19. The method according to claim 14, wherein, when the optimization strategy is selected, said tuning step comprises tuning an optimization problem to take into account the violated constraints. Clause 20. The method according to claim 14, further comprising performing additional analyzes to further conceal surviving candidate settlements, said additional analyzes including, but not limited to, one or more of the following analyses: notch strength, stability of sublaminate, thermal residual stresses, and interpenetration. Although composite skin stringer structures and methods for their design have been described with reference to various embodiments, it will be understood by those skilled in the art that various alterations can be made and equivalents can be substituted for elements thereof without departing from the teachings given herein. . In addition, many modifications can be made to adapt the concepts and reductions to practice described here to a particular situation. Accordingly, the subject matter covered by the claims is not intended to be limited to the described embodiments.

[0094] Quando usado nas reivindicações, o termo "sistema de computador" deve ser interpretado amplamente para englobar um sistema que tem pelo menos um computador ou processador, e que pode ter múltiplos computadores ou processadores que se comunicam através de uma rede ou barra coletora. Quando usados na sentença precedente, os termos "computador" e "processador" se referem, ambos, a dispositivos que têm uma unidade de processamento (por exemplo, uma unidade de processamento central) e alguma forma de memória (isto é, meio legível por computador) para armazenar um programa que é legível pela unidade de processamento.[0094] When used in claims, the term "computer system" should be interpreted broadly to encompass a system that has at least one computer or processor, and which may have multiple computers or processors that communicate over a network or busbar . When used in the preceding sentence, the terms "computer" and "processor" both refer to devices that have a processing unit (e.g., a central processing unit) and some form of memory (i.e., human-readable medium). computer) to store a program that is readable by the processing unit.

[0095] Em adição, as reivindicações de método, expostas daqui em diante, não devem ser interpretadas como requerendo que as etapas mencionadas aqui sejam realizadas em ordem alfabética (qualquer ordenação alfabética nas reivindicações é usada somente para as finalidades de referenciar etapas previamente mencionadas) ou na ordem em que elas são mencionadas. Nem elas devem ser interpretadas para excluir quaisquer porções de duas ou mais etapas que são realizadas simultaneamente ou alternadamente.[0095] In addition, the method claims set out hereinafter are not to be construed as requiring that the steps mentioned herein be performed in alphabetical order (any alphabetical ordering in the claims is used only for the purposes of referencing previously mentioned steps) or in the order in which they are mentioned. Nor should they be construed to exclude any portions of two or more steps that are performed simultaneously or alternately.

Claims

1. Method for suppressing interfacial delamination in a composite structure comprising a first composite laminate comprising a first stack of tire plies having a free edge (30a, 30b) and a second composite laminate comprising a second stack of tire plies, the first and the second second composite laminates being bonded at an interface adjacent to the free edge (30a, 30b), the method characterized in that it comprises: defining characteristics of the second composite laminate, the characteristics including at least one of: thickness, stiffness, laying symmetry, balance, and type of laminate; defining desired characteristics of the first composite laminate, the characteristics including at least one of: thickness, stiffness, laying symmetry, balance, and type of laminate; define the expected load and location of delamination; select a probabilistic or optimization strategy; adjusting the tire ply angles of a candidate laying of the first composite laminate in the direction to satisfy the desired characteristics using the selected strategy; and verifying that the candidate lay meets the failure criterion, where the failure criterion includes suppression of delamination at the interface of the first and second composite laminates in the vicinity of the free edge (30a, 30b) of the first composite laminate, and where the said adjustment and verification steps are carried out by a computer system; wherein when the probabilistic strategy is selected the tuning step comprises generating random settlements for the first composite laminate using a probability density function, and said checking step comprises discarding randomly generated settlements that do not satisfy one or more of the desired characteristics; and wherein when the optimization strategy is selected, the tuning step comprises tuning an optimization problem to take into account the violated constraints.

2. Method according to claim 1, characterized in that it additionally comprises manufacturing a first composite laminate that meets the desired characteristics.

3. Method according to claim 1, characterized in that said verification step comprises calculating a failure criterion value that is a combination of energy release rates of Modes I, II and III, associated with delamination in the interface of the first and second composite laminates.

4. Method according to claim 1, characterized in that said verification step comprises calculating a failure criterion value that is a combination of energy release rates of Modes I, II and III, associated with delamination of the free edge (30a, 30b) at respective tire ply interfaces of the first composite laminate.

5. Method according to claim 1, characterized in that it additionally comprises performing additional analyzes to further hide the surviving candidate settlements, said additional analyzes including, but not limited to, one or more of the following analyses: notch resistance , sublaminate stability, thermal residual stresses, and interpenetration.