CN103201167A - 复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种复合材料构造体，在考虑孔的周缘部的应力集中的基础上，可实现轻量化。一种复合材料构造体即主翼（1），其设为向一方向延伸并且形成有检修孔（5）的强化纤维塑料制成的复合材料。在主翼（1）的下面外板（3）上向长度方向负载拉伸负荷。检修孔（5）的周缘区域（3a）的长度方向的拉伸刚性比包围该周缘区域（3a）的其它区域（3b）的拉伸刚性更小。

Description

复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身

技术领域

本发明涉及具有孔的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身。

背景技术

例如，在飞机、船舶、车辆等领域，作为高强度且轻量化的构造体广泛应用强化纤维塑料（FRP：Fiber Reinforced Plastics）制的复合材料。对于这种复合材料，为了用于检查及装配时的检修用，有时形成孔。在形成孔的情况下，在孔的周边部产生应力集中，因此，需要孔的周边部的强度强化。

在下述的专利文献1中，公示有为了强化飞机的外板的检修孔的周边部，附加强化层来增厚、提高强度的发明。该专利文献1所记载的强化层相对于基体材料通过销及接缝进行固定，防止承受负荷时的剥离。

专利文献1：（日本）特表2003－513821号公报

发明内容

发明要解决的问题

但是，上述专利文献1所记载的发明在附加强化层时增加实施销和接缝的工序，在生产性方面存在问题。

作为不使用这种销和接缝的方法，公知有图10所示的构造的飞机的主翼100的下面外板103。如图10（a）所示，在下面外板103的宽度方向中央部形成有多个检修孔102。检修孔102用于设于主翼100内的燃料箱的检查，或装配时使用。另外，同图所示的虚线表示含有襟翼（スラップslap）和缝翼（スラット）等的主翼100的外形线。

如图10（b）所示，为了检修孔102的周边部的强度强化，强化用层叠体104相对于基体材料层叠体106层叠（垫起来）。强化用层叠体104在图10（b）那样剖面看的情况下，随着从检修孔102离开成为厚度减少的形成锥体的形状。为了检修孔102的增强，用位于检修孔102的周边部并且制成一定厚度的恒定厚度部分104a就足够，但是，在假设制成恒定厚度部分104a时，在承受负荷时在与基体材料106的界面产生剥离。为了防止该剥离，不仅恒定厚度部分104a，进一步延长形成锥体部分104b，逐渐地增厚。另外，在图10（b）中为了容易理解，将锥体部分104b以阴影线显示，但是，锥体部分104b和恒定厚度部分104a连续，通过同一层叠板构成。

但是，如图10的构造尽管不需要实施上述专利文献1的销和接缝的工序，但是，从检修孔102的增强的观点考虑本来不需要锥体部分104b，而该锥体部分104b成为重量增加的原因。

本发明是鉴于以上的课题而创立的，其目的在于，提供在考虑孔的周边部的应力集中的基础上，可实现轻量化的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身。

解决问题的技术方案

为解决所述课题，本发明的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身采用以下装置。

即，本发明提供一种复合材料构造体，其设为向一方向延伸并且形成有孔的强化纤维塑料制成的复合材料，且向所述一方向负载拉伸负荷及／或压缩负荷，其特征在于，所述孔的周缘区域的所述一方向的拉伸刚性及／或压缩刚性比包围该周缘区域的其它区域的所述一方向的拉伸刚性及／或压缩刚性更小。

孔的周缘区域的一方向的拉伸刚性比包围孔的周缘区域的其它区域的一方向的拉伸刚性更小，因此，拉伸负荷主要由其它区域负担。因此，施加于孔的周缘区域的拉伸负荷相对的变小，因此，施加于孔的周缘区域的应力集中缓和。由此，将孔的周缘区域与其它区域同等的拉伸刚性的情况相比，能够减少孔的周缘区域增强。

另外，在孔的周缘区域的一方向的压缩刚性比包围孔的周缘区域的其它区域的一方向的压缩刚性更小的情况下，压缩负荷主要由其它区域负担。因此，施加于孔的周缘区域的压缩负荷相对变小，因此，施加于孔的周缘区域的应力集中缓和。由此，将孔的周缘区域与其它区域同等的压缩刚性的情况相比，能够减少孔的周缘区域增强。

另外，在对复合材料构造部件施加拉伸负荷及压缩负荷时（即施加弯曲负荷时），只要使孔的周缘区域的一方向的拉伸刚性及压缩刚性比其它区域的一方向的拉伸刚性及压缩刚性更小，由其它区域主要负担拉伸负荷及压缩负荷即可。

另外，在本发明的复合材料构造体中，其特征在于，在所述周缘区域设为在将所述一方向设为0°的情况下，将配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维作为主体的复合材料。

周缘区域将配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维作为主体，因此，0°方向（一方向）的拉伸刚性降低且能够实现允许拉伸方向（及／或压缩方向）的延伸的区域。另外，周缘区域主要在±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向设置纤维，因此，剪切方向（与一方向正交的方向，即±90°方向）的强度变大，能够提高扭转刚性。

另外，所谓“以配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维为主体”，意思是与一般使用的复合材料（即其它区域）相比其±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维的配合率更高。例如，用于飞机的主翼的通常的复合材料意思是±45°方向的纤维的配合率设为60％程度（（0°，＋45°，－45°，90°）＝（30％，30％，30％，10％）），但是，比其大的配合率例如70％以上、优选80％以上。

另外，为了使周缘区域的0°方向的刚性更低，优选将0°方向的纤维设为刚性比±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维更小的材料。例如，在±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向使用了碳纤维的情况下，在0°方向使用玻璃纤维和芳族聚酰胺纤维。

另外，在本发明的复合材料构造体中，其特征在于，成为所述周缘区域的周缘区域纤维片和成为所述其它区域的其它区域纤维片在规定的层叠位置具有经由接头位置与这些纤维片的延伸方向邻接配置的分割纤维片，一个所述分割纤维片的所述接头位置相对于另一个所述分割纤维片的所述接头位置，配置于在这些分割纤维片的延伸方向错开的位置。

在接头位置与层叠方向一致的状态下配置有各分割纤维片时，周缘区域纤维片和其它区域纤维片的分割位置与层叠方向重合，且在该位置的材料强度降低。于是，在本发明中，通过将接头位置配置于在纤维片的延伸方向错开的位置，能够避免在接头位置的材料强度的降低。另外，所谓“接头位置”的意思是纤维片的分割位置。

另外，本发明的复合材料构造体，其特征在于，所述孔作为形成于飞机的主翼的下面外板的检修孔。

下面外板构成负担施加于飞机的主翼的负荷的高形翼梁（トルクボックス）的下面部分。因此，在该下面外板上，在飞行时向主翼长度方向施加拉伸负荷。将检修孔的周边作为所述的周缘区域，将包围该周缘区域的区域作为所述的其它区域，因此，拉伸负荷主要由其它区域负担，向周缘区域仅施加比较小的拉伸负荷。因此，能够提供一种减少检修孔的周边部的增强，轻量化的主翼。

另外，本发明的复合材料构造体中，其特征在于，所述孔作为形成于飞机的机身的外板的窗用孔。

在飞机的机身上向长度方向施加拉伸负荷及压缩负荷（即弯曲负荷）。将窗用孔的周边作为所述的周缘区域，将包围该周缘区域的区域作为所述的其它区域，因此，拉伸负荷及压缩负荷主要由其它区域负担，向周缘区域仅施加比较小的拉伸负荷及压缩负荷。因此，能够提供一种能够减少窗用孔的周边部的增强，轻量化的飞机用机身。

发明效果

根据本发明的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身，使周缘区域的拉伸刚性及／或压缩刚性比其它区域的拉伸刚性及／或压缩刚性更小且减小施加于孔周边部的集中应力，因此，能够简化孔周边部的增强构造且能够使其轻量化。

附图说明

图1表示本发明的复合材料构造体的一实施方式的飞机的主翼的下面外板，（a）是俯视图，（b）是纵剖视图；

图2是表示构成设为箱构造的主翼的一部分的下面外板及纵梁的立体图；

图3是图2的A－A的横剖视图；

图4是表示纤维片的层叠方法的分解立体图；

图5是表示层叠板的层叠方法的剖视图；

图6是表示本发明的复合材料构造体的其它的适用例，是表示飞机的机身部分的侧视图；

图7是表示在本发明的实施例中使用的试样的俯视图；

图8是图7的切割线A－A的剖视图；

图9是表示拉伸试验结果的图表；

图10表示现有的飞机的主翼的下面外板，（a）是俯视图，（b）是纵剖视图。

具体实施方式

以下，使用图1～图3对本发明的一实施方式进行说明。

图1（a）表示飞机的主翼1的下面外板3。下面外板3由强化纤维塑料（FRP：Fiber Reinforced Plastics）制的复合材料构造体形成。同图所示的虚线表示含有襟翼和缝翼等的主翼1的外形线。

如图2及图3所示，下面外板3与从下面外板3的宽度方向两端立设的成为侧面外板的前翼梁20及后翼梁22、和连接这些前翼梁20及后翼梁22的上端彼此的上面外板24一起形成箱形的高形翼梁，负担主翼1的负荷。

在主翼1的长度方向设有多个纵梁26。纵梁26与下面外板3等同样设为FRP制的复合材料。各纵梁26对于下面外板3及上面外板24的内表面固定，主要负担主翼1的长度方向的负荷。

另外，在制成箱构造的主翼1的内部设有将其内部空间在长度方向分割为多个的肋28。肋28制成遍及主翼1的宽度方向（与长度方向正交的方向）延伸的板状，在长度方向具有规定间隔配置多个。如图3所示，各肋28的前后的端部分别相对于前翼梁20及后翼梁22通过螺栓·螺母等规定的紧固件30进行固定。

如图1所示，在下面外板3上沿着主翼1的延伸方向每隔规定间隔形成有多个设于主翼1内的用于燃料箱的检查时及装配时等使用的检修孔（孔）5。

下面外板3由位于各检修孔5的周围的周缘区域3a、和包围该周缘区域3a的其它区域3b构成，由一体的复合材料料形成。

周缘区域3a在检修孔5的整个周围遍及规定宽度设置。另外，在图1（a）中，用两根交叉的箭头表示周缘区域3a，但是，如后述，这是表示以±45°为主体的配合比率的强化复合纤维。

其它区域3b位于周缘区域3a的周围，并且，将除了周缘区域3a之外的大致全部区域作为存在范围。

构成下面外板3的周边部3a及其它区域3b成为加强碳纤维塑料（CFRP：Carbon Fiber Reinforced Plastics）为主体的复合材料。复合材料的层叠数根据负担的强度决定，例如，设为数十左右。

其它区域3b的碳素纤维的配向比率设为作为飞机的构造体使用的通常程度，例如，在将主翼1的延伸方向（长度方向）设为0°时，以（0°，＋45°，－45°，90°）=（30％，30％，30％，10％）的方式，层叠构成具有各纤维方向的多个板。

周缘区域3a的碳素纤维的配向的比率与其它区域3b不同，在将主翼1的延伸方向设为0°时，以±45°为主体。即，与其它区域3b相比增大±45°的配向比率，例如，以使±45°的配向比率为70％以上，优选80％以上的方式层叠构成具有各纤维方向的多个板。另外，为使0°方向的拉伸刚性降低，也可以将0°方向的纤维由碳素纤维变更为玻璃纤维（Glass fiber）及芳族聚酰胺纤维（AramId fiber）等。

图4是表示关于实现上述的配合比率的下面外板3的纤维片的层叠构造的一例。

例如图4所示，在同图中，在位于最上方的第一层41中配置有遍及周缘区域3a及其它区域3b延伸的＋45°纤维片。在该第一层41的下方的第二层42，在周缘区域3a配置－45°纤维片（周缘区域纤维片），在夹持该周缘区域3a的两侧的其它区域3b配置0°纤维片（其它区域纤维片）。在该第二层42的下方的第三层43遍及周缘区域3a及其它区域3b配置90°纤维片。在该第三层43的下方的第四层44与第二层42同样，在周缘区域3a配置一45°纤维片，在夹持该周缘区域3a的两侧的其它区域3b配置0°纤维片。在该第四层44的下方的第五层45与第一层41同样，配置有遍及周缘区域3a及其它区域3b延伸的+45°纤维片。

重复以上的第一层41～第五层45，或将这些层适当进行任意的组合（参照图5），由此，与其它区域3b相比，能够将周缘区域3a设定为以±45°的配向比率为主体。

图5中用虚线圆圈表示接头位置。接头位置表示周缘区域纤维片和其它区域纤维片的分割位置。在同图中，接头位置沿层叠方向看分散配置于与纤维片的延伸方向错开的位置。这是因为，在接头位置与层叠方向一致的状态下配置时，纤维片的分割位置与层叠方向重合，能够避免在该位置的材料强度降低。

周缘区域3a为比接头位置更向内侧（检修孔5侧），因此，如同图所示，从距检修孔5最远的接头位置的内侧成为周缘区域3a。

下面，对使用上述构成的主翼1时的作用效果进行说明。

飞行时，在主翼1上以其前端向上位移的方式施加负荷。因此，在主翼1的下面外板3上向其延伸方向（0°方向）施加拉伸负荷。0°方向的拉伸负荷不是在周缘区域3a，主要是由下面外板3的其它区域3b负担。这是因为，周缘区域3a与其它区域3b相比，±45°配向的纤维为主体，相对于0°方向的拉伸负荷设为刚性低的区域。因此，在周缘区域3a仅施加比其它区域3b小的拉伸负荷，因此，周缘区域3a的必要强度降低。即，不必设置图10所示的用于增厚的强化用层叠体104。为了容易理解，在图1（b）中一并表示图10的强化用层叠体104。这样，不需要强化用层叠体104，因此，能够实现该部分的轻量化。

另外，周缘区域3a以±45°为主体，因此，对于剪切方向的刚性即扭转刚性进行强化。因此，周缘区域3a不负担轴向力（拉伸负荷），而负担扭转负荷。另外，在向主翼1施加的负荷中，扭转负荷相对于拉伸负荷例如小到约30％左右，因此，不需要增厚周缘区域3a，能够设定为与其它区域3b同等的厚度。

另外，周缘区域3a及其它区域3b设为一体的复合材料，因此，不产生如图10说明的那样的剥离。

另外，本实施方式对于向主翼1的下面外板3的适用进行了说明，但是，本发明不限于此，只要是具有孔的复合材料构造体则均可以广泛地适用。

例如，在与下面外板3同时构成高形翼梁的上面外板上也可以使用与下面外板3同样的构成。该情况下，在上面外板上施加压缩负荷，但是，通过使周缘区域3a的压缩刚性比其它区域3b更小，能够缓和施加于周边部3a的集中应力。

另外，如图6所示，也可以适用于形成有窗用孔11的飞机机身10。该情况下，在窗用孔11的周缘区域12应用与上述实施方式的周缘区域3a同样的材料，在其它区域13应用与上述实施方式的其它区域3b同样的材料。向机身10施加弯曲负荷（即拉伸负荷及压缩负荷），但是，通过使周缘区域12的拉伸强度及压缩刚性比其它区域更小，能够缓和向窗用孔11的周缘区域施加的集中应力。

另外，本发明的复合材料构造体不限于飞机，也可以适用于例如船舶及汽车等。

另外，在上述实施方式中，主要以加强碳纤维塑料（CFRP）为主使用，但是，本发明不限于此，例如，也可以使用加强玻璃纤维塑料（GFRP：GlassFiber Reinforced Plastic）及加强芳族聚酰胺纤维塑料（AFRP：A r a m I d FiberReinforced Plastic）。

实施例

为了确认本发明的效果，使用CFRP制作设为复合材料构造体的试样，进行拉伸试验。

图7表示试样的俯视图。试样的长度方向的纵尺寸为800mm，宽度尺寸为200mm。厚度为6.1mm，成为32片纤维片层叠的构造。

在试样的中央部形成与本发明的检修孔（孔）对应的孔部5’。孔部5’制成在长度方向具有长轴的椭圆形状，短轴（横轴）为60mm，长轴（纵轴）为108mm。试样的两端部制成通过试验机把持的把持部20。通过拉伸试验机把持该把持部20，通过长度方向的位移控制对试样负载负荷进行破坏试验。拉伸试验机的负荷速度设为1mm／min。

在试样的各位置设置了应变仪。应变仪使用了A1～A12及B2、B5、B6共15片。A1～A12的应变仪设置于图7的表面侧，B2、B5及B6的应变仪设置于图7的背面侧。另外，A6、B6及A8的应变仪以距孔部5’的边缘计测1.5mm的位置的方式进行设置。

这样，通过将应变仪设置于各位置，破坏时的总体应变（未受应力集中的位置的应变）使用A1～A3的应变仪的平均值，破坏时的峰值应变使用A6、A8、B6的应变仪的平均值。

图8表示图7所示的试样的A－A剖面。区域A与本发明的周缘区域相当，区域B与本发明的其它区域相当。同图所示的虚线圆圈与图5相同表示接头位置。从同图可看出，在距短轴宽度设为60mm的孔部（Hole）边缘部7mm的位置和20mm的位置设置有接头位置。

试样的层叠构造如下表。

表1

在表1中，条件1为具备本发明的周缘区域（区域A）的试样，条件2为不具备周缘区域（区域A）的设为区域B的比较对象的试样。区域A为45°的层叠比例为75％，区域B的45°的层叠比例比50％更大。

下表表示使用上述的试样的破断试验的结果。

在表2中，条件1－1意思的条件1的第一个试样。因此，条件1及条件2分别是使用2个试样进行了破坏试验。表2的板厚t及板宽度w表示孔部5’附近的值。另外，mcs意思是「微mm／mm」。

从表2可看出，通过应用了具有区域A的层叠构造的条件1（本发明），破坏时的总体应变比条件2（比较对象）提高两成左右。认为这是因为，相对于采用了区域A的本发明而产生的应力集中降低，破坏时的孔边缘峰值应变无论层叠变更与否均为大致同等的值的原因。

图9表示相对于距孔部5’中心的位置描绘表2的破坏时的应变的图。同图的曲线表示FEM（Finite Element Method）的分析结果。

从同图可看出，本发明的条件1相对于比较对象即条件2在孔边缘附近（30mm附近）应变的增大缓慢，可知应力集中比条件2更缓和。

标记说明

1主翼

3下面外板（复合材料构造体）

3a周缘区域

3b其它区域

5检修孔（孔）

Claims (7)

1.一种复合材料构造体，其作为向一方向延伸并且形成有孔的强化纤维塑料制成的复合材料，且向所述一方向负载拉伸负荷及／或压缩负荷，其特征在于，

所述孔的周缘区域的所述一方向的拉伸刚性及／或压缩刚性比包围该周缘区域的其它区域的所述一方向的拉伸刚性及／或压缩刚性更小。

2.如权利要求1所述的复合材料构造体，其特征在于，所述周缘区域设为在将所述一方向设为0°的情况下，将配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维作为主体的复合材料。

3.如权利要求1或2所述的复合材料构造体，其特征在于，成为所述周缘区域的周缘区域纤维片和成为所述其它区域的其它区域纤维片在规定的层叠位置具有经由接头位置与这些纤维片的延伸方向邻接配置的分割纤维片，

一个所述分割纤维片的所述接头位置相对于另一个所述分割纤维片的所述接头位置配置于在这些分割纤维片的延伸方向错开的位置。

4.如权利要求1～3中任一项所述的复合材料构造体，其特征在于，所述孔作为形成于飞机的主翼的下面外板的检修孔。

5.如权利要求1～3中任一项所述的复合材料构造体，其特征在于，所述孔作为形成于飞机的机身的外板的窗用孔。

6.一种飞机主翼，其特征在于，具备权利要求4所述的复合材料构造体。

7.一种飞机机身，其特征在于，具备权利要求5所述的复合材料构造体。

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