CN103481603A - 复合层压件中优化的交叉层定向 - Google Patents

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Abstract

本发明的名称是复合层压件中优化的交叉层定向。复合层压件具有主负荷轴并且包括多个树脂层，每个树脂层用单向纤维增强。所述层压件包括交叉层，其纤维定向被优化以沿着主负荷轴抵抗弯曲负荷和扭转负荷。

Description

复合层压件中优化的交叉层定向
技术领域
本公开一般涉及复合层压件，比如飞行器中使用的那些，并且更具体地涉及纤维增强的树脂层压件，其具有优化的纤维定向的交叉层。
背景技术
因为它们良好的强度与重量比，纤维增强的树脂层压件，比如碳纤维增强的塑料(CFRP)，广泛地用于航空和其他应用。可通过铺设通常称为预浸料的支撑在树脂基体中的多层单向增强纤维制造这些复合层压件。铺设件中的层可具有不同的纤维定向，其布置顺序为产生具体应用需要的层压件强度和劲度。例如，在飞行器蒙皮中，复合层压件可包括分别相对于参考轴具有定向为0、+45、-45和90度的增强纤维的层组，大多数层为+/-45度层。尽管层压件中层的数量可在沿着机翼的不同位置变化，但是在机翼的长度上层的角度定向可基本上不变，并因此未充分优化以匹配机翼上各个位置的性能要求。这些不同层定向的使用使得复合层压件结构对于给定的应用更好地抵抗弯曲、剪切、扭转和承载负荷，但是使用恒定定向的层对于具体应用可导致比期望的更重的蒙皮。
降低飞行器应用中使用的复合层压件结构的重量可提高飞行器的操作效率。这种结构的重量可至少部分取决于层压件中层的数量，该数量又可通过具体应用的强度和劲度要求确定。
因此，需要使用减少总层数同时保持需要的层压件强度、刚度和对开裂和裂纹延长抗性的复合层压件。也需要复合层压件飞行器蒙皮，其通过使用具有优化的纤维定向的交叉层使蒙皮的弯曲和扭转强度以及劲度之间的平衡优化。进一步，需要复合层压件蒙皮，其通过沿着机翼长度改变层定向而展现减轻的重量。
发明内容
公开的实施方式提供复合层压件结构，比如飞行器蒙皮，其具有减轻的重量并且可提高层压件的结构强度、劲度和对开裂和裂纹延长的抗性。通过在复合层压件中使用较少的0度层减轻结构的重量。复合层压件中0度层数量的减少也可减少劳力和材料成本。通过优化交叉层的定向，实现0度层数量的减少，而基本上不降低复合层压件的剪切性质，包括扭转强度和劲度。通过以复合层压件结构上的主纵向负荷更紧密调整交叉层的纤维定向，优化交叉层的定向。优化公开的交叉层的好处可在飞行器蒙皮设计中实施，而在机翼设计上没有显著的结构改变。使用公开的层优化技术可实现翼箱(wingbox)重量3%至5%的减轻。
在一些应用中，交叉层的纤维定向可在约33和43度的范围内，而在其他应用中，约23和45度范围内的交叉层定向可提供优化的复合层压件性能，同时实现重量减轻。公开的复合层压件可用作机翼上的蒙皮、安定面、控制装置(control service)或飞行器中使用的其他结构。在公开的复合层压件的机翼蒙皮应用中，例如且没有限制地，其可能实现飞行器机翼翼箱重量3%至5%的减轻，同时增加机翼翼箱的弯曲性能。优化的交叉层定向角度在复合层压件的区域上可以不变或可以变化。例如且没有限制地，优化的交叉层定向角度可沿着机翼蒙皮的长度在翼展方向上变化。
根据一种公开的实施方式，复合层压件包括用相对于参考轴具有基本上0度的纤维定向的单向纤维增强的至少一个树脂层，和用相对于参考轴具有基本上90度的纤维定向的单向纤维增强的至少一个树脂层。该复合层压件进一步包括用相对于参考轴各自具有±θ度的纤维定向的单向纤维增强的树脂交叉层，其中θ在约25度和43度的范围内。在一些应用中，θ可在约35度和40度的范围内，并且角度定向可沿着长度或在层压件区域内变化。
根据另一公开的实施方式，提供了具有主负荷轴的复合层压件飞行器蒙皮。该飞行器蒙皮包括第一组纤维增强的树脂层，其具有基本上平行于负荷轴的纤维定向；第二组纤维增强的树脂层，其具有基本上垂直于负荷轴的纤维定向；和第三组纤维增强的树脂层，其相对于负荷轴具有±θ度的纤维定向，其中θ在约33和43度的范围内。在一些应用中，θ可在约35和40度的范围内。
根据仍另一实施方式，具有主负荷轴的复合层压件飞行器蒙皮包括至少一组纤维增强的树脂交叉层，其纤维定向沿着主负荷轴变化。交叉层的纤维定向的变化范围可在约25和45度之内，并且在一些应用中，蒙皮可进一步包括相对于主负荷轴纤维定向为约45度的交叉层。
根据进一步实施方式，提供制造具有主负荷轴的复合层压件的方法。该方法包括组装多层铺设件，其包括铺设第一组的树脂层，每个树脂层用相对于负荷轴具有±θ度纤维定向的单向纤维增强，其中θ在约25度和43度的范围内；铺设第二组的树脂层，每个树脂层用相对于主负荷轴具有基本上0度纤维定向的单向纤维增强；和铺设第三组的树脂层，每个树脂层用相对于主负荷轴具有基本上90度纤维定向的单向纤维增强。该方法进一步包括将第一、第二和第三组的层层压在一起。θ在约35度和45度的范围内。铺设第一组的树脂层包括沿着主负荷轴改变纤维定向θ。铺设第一组的树脂层和改变纤维定向可使用计算机控制的自动纤维布置机进行。该方法可进一步包括穿过层压的层钻至少一个孔，和/或切开层压的层的至少一个边缘。
根据仍另一实施方式，提供制造具有主负荷轴的复合飞行器机翼蒙皮的方法。该方法包括铺设用单向纤维增强的多个树脂层，其包括大致平行于主负荷轴定向第一组的层，和相对于主负荷轴以±θ度纤维定向，定向第二组的层，其中θ在约25度和43度的范围内。在一些应用中，θ可在约35度和45度的范围内。定向第二组的层包括沿着主负荷轴的长度改变第二层的角度定向。改变第二组的层的角度定向包括沿着第一展宽(stretch)在第一角度定向上将层放置在其第二组中，和沿着第二展宽在不同于第一角度定向的第二角度定向上将层放置在第二组中。第一角度定向沿着第一展宽可基本上不变，并且第二角度定向沿着第二展宽可变化。
根据进一步实施方式，本公开提供了具有主负荷轴的复合层压件，其包括多个树脂层，每个树脂层用单向纤维增强，并且包括具有优化为沿着主负荷轴抵抗弯曲负荷和扭转负荷的纤维定向的交叉层。有利地，多个树脂层包括用相对于主负荷轴具有基本上0度纤维定向的单向纤维增强的至少一个树脂层；用相对于主负荷轴具有基本上90度纤维定向的单向纤维增强的至少一个树脂层；和交叉层，其每个相对于主负荷轴具有±θ度纤维定向，其中θ在约10度和43度的范围内。优选地θ在约33度和43度的范围内。优选地θ在约35度和40度的范围内。优选地交叉层的θ度纤维定向沿着主负荷轴变化。优选地交叉层的θ度纤维定向在复合层压件区域内变化。优选地选择交叉层的θ度纤维定向以匹配沿着主轴的复合层压件的负荷。优选地层压件形成飞行器蒙皮的一部分。
根据进一步实施方式，本公开提供了具有主负荷轴的复合层压件飞行器蒙皮，其包括具有基本上平行于主负荷轴的纤维定向的第一组纤维增强的树脂层；具有基本上垂直于主负荷轴的纤维定向的第二组纤维增强的树脂层，和第三组纤维增强的树脂交叉层，其横穿其第一和第二组中的层延伸并且相对于主负荷轴具有±θ度纤维定向，其中θ被优化以抵抗施加至蒙皮的弯曲负荷和扭转负荷。有利地θ在约33和43度的范围内。有利地θ在约35和40度的范围内。有利地θ在整个蒙皮上沿着主负荷轴变化。有利地蒙皮是具有翼根和翼尖的机翼蒙皮，θ在翼根区域为约43度，并且θ在翼尖为约10度。
根据进一步实施方式，本公开提供了具有主负荷轴的复合层压件飞行器蒙皮，其包括具有沿着主负荷轴变化的纤维定向的至少一组纤维增强的树脂交叉层。有利地交叉层的纤维定向在约10和43度的范围内变化。有利地层相对于主负荷轴具有约90度的纤维定向，和层相对于主负荷轴具有约0度的纤维定向。
根据进一步实施方式，本公开提供了铺设具有主负荷轴的复合飞行器蒙皮的方法，其包括铺设用单向纤维增强的树脂的交叉层，包括以沿着主负荷轴变化的角度定向交叉层。有利地角度在相对于主负荷轴约+10和+43度和-10和-43度的范围内。有利地定向交叉层包括选择交叉层的定向角度，所述定向角度基本上匹配在沿着主负荷轴的多个位置施加至机翼蒙皮上的负荷。
根据进一步实施方式，本公开提供了制造具有主负荷轴的复合飞行器机翼蒙皮的方法，包括铺设多个树脂层，每个层用具有基本上平行于主负荷轴的纤维定向的单向纤维增强；铺设多个树脂层，每个层用具有基本上与主负荷轴成直角的纤维定向的单向纤维增强；和铺设多个树脂交叉层，每个交叉层用单向纤维增强并且具有角度纤维定向±θ，其包括优化角度纤维定向±θ以基本上匹配机翼蒙皮上的负荷。有利地在沿着主负荷轴的多个位置的每个位置上进行优化角度定向±θ。有利地优化角度定向±θ包括选择在约10和43度范围内的纤维定向角度。
根据进一步实施方式，本公开提供了减轻由纤维增强的层形成的复合机翼蒙皮重量的方法，所述纤维增强的层包括被交叉层横穿的0度和90度层，所述方法包括通过优化交叉层的角度定向减少抵抗机翼蒙皮上负荷需要的0度层的数量。有利地优化交叉层的角度定向包括选择交叉层的角度定向±θ，其中±θ在约10和43度的范围内。有利地90度层基本上平行于机翼蒙皮的主负荷轴延伸，并且沿着主负荷轴在机翼蒙皮的翼展(span-wise)方向的不止一个位置上进行优化交叉层的角度定向。
特征、功能和优势可独立在本公开的各种实施方式中实现或可在其他实施方式中结合，其中参考下列说明和附图可理解进一步的细节。
附图说明
在所附的权利要求中提出了被认为是有利实施方式的特性的新特征。但是，当结合附图阅读时，通过参考下列详细说明，将更好理解有利的实施方式以及其优选使用模式、进一步的目标和优势，其中：
图1是飞行器生产和使用方法的流程图图解。
图2是飞行器的方框图图解。
图3是具有优化的纤维定向的交叉层的复合层压件的横截面视图图解。
图4是采用图3复合层压件的复合夹芯板的横截面视图图解。
图5是图3复合层压件的若干单个层的分解透视图图解。
图6是显示强度/劲度和交叉层角度之间关系的图表的图解。
图7是公开的复合层压件的制造方法的流程图图解。
图8是采用公开的复合层压件的机翼蒙皮的等距视图图解。
图9是显示交叉层角度沿着机翼蒙皮的长度变化的图表的图解。
图10是与图8类似的图解，但是显示机翼蒙皮交叉层的定向沿着机翼的长度可如何变化。
具体实施方式
公开的实施方式涉及复合层压件和相关的制造方法，该方法可用于制造各种复合层压件结构的任何一种。实施方式可用于许多领域，尤其用于运输工业，包括例如航空、船舶、汽车应用和采用轻质复合层压件的其他应用。因此，现参考图1和2，本公开的实施方式可用于如图1中所示的飞行器制造和使用方法20的情形以及如图2中所示的飞行器22。公开的实施方式的飞行器应用可包括，例如且不限制地，形成机翼38一部分的蒙皮(图2中未显示，但稍后讨论)、垂直安定面40和水平安定面42，其全部形成机体44的一部分。在生产前期间，示例性方法20可包括飞行器22的规格和设计24和材料获得26。在生产期间，进行飞行器22的部件和子组件制造28和系统整合30。其后，飞行器22可经历发照和交付32以投入使用34。在客户使用时，飞行器22可定期进行日常维护和保养36，其也可以包括改进、重新配置、整修等。
可以由系统整合者、第三方和/或操作者(例如用户)进行或执行方法20的每个过程。为了本说明书的目的，系统整合者可以非限制性地包括诸多飞行器制造商和主要系统转包商；第三方可以非限制性地包括诸多销售商、转包商和供应商；以及操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图2中所显示，通过示例性方法20生产的飞行器22除了机体44之外可包括多个高水平的系统45和内部46。高水平的系统45包括一个或多个的推进系统48、电力系统50、液压系统52和环境系统54。可包括任何数量的其他系统。每个机翼38可包括一个或多个机翼翼箱56。机翼38、垂直的安定面40和水平安定面42可每个包括一个或多个操纵面58。
本文具体化的系统和方法可在生产和使用方法20的任何一个或多个阶段期间使用。例如，对应生产工艺28的部件和子组件可以以与飞行器22在使用时生产的部件和子组件类似的方式制造或加工。而且，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可在生产阶段28和30期间使用，例如，通过显著加速飞行器22的组装或降低其成本。根据公开的实施方式加工的复合层压件结构可增加飞行器22组件的强度和劲度，同时降低飞行器重量。类似地，一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合可在飞行器22使用时使用，例如但不限于维护和保养36。
图3图解公开的纤维增强的复合树脂层压件60的一种实施方式，其可用于制造复合结构或部件62，其在图3显示的应用中大体上是平的。但是，复合层压件60可具有通过熟知的复合铺设技术和工具实现的一个或多个曲线、轮廓线或其他形状(未显示)。复合层压件60包括多个层压的层64。每个层64包括支撑在聚合物树脂基体68上的单向增强纤维66。基体68中的增强纤维66不限于任何具体的组成，并且可包括但不限于碳、纤维玻璃、Kevlar、硼、钛或陶瓷，仅举几例。基体68可包括宽范围的聚合物树脂的任一种，包括例如但不限于环氧树脂。如下将讨论，层64的单向纤维66的角度定向可根据选择来实现部件62期望性能规格的预定层方案(未显示)而改变。
公开的层压件60可结合其他结构以形成部件62，比如图4中显示的复合夹芯板76。在该实例中，层压件60用作76内面板和外面板78、80，其之间夹有合适的核心82。
现转向关注图5，其图解若干层64a-64d的部分铺设件84，用于制造公开的复合层压件60。每个层64a-64d包括单向增强纤维66a-66d，其相对于负荷轴或参考轴具有预定角度定向，在图解的实施方式中负荷轴或参考轴表示为正交坐标系85的X轴。层64a-64d可每个包括单向预浸料带或丝束，其可使用自动化的设备——比如但不限于通过能够控制层64a-64d的纤维定向的计算机控制的自动化纤维布置机(未显示)——进行铺设。可选地，层64a-64d可手动铺设。层64a包括具有相对于X轴约90度角度定向的增强纤维66a，而层64d包括具有相对于X轴约0度的角度定向的增强纤维66d。因此，层64a的增强纤维66a大致垂直或正交于X轴，而层64d的增强纤维66d大致平行于X轴。如本文所使用，“90度”旨在包括约90+/-5度的纤维定向，和“0度”旨在包括0+/-5度的纤维定向。
层64b包括相对于X轴具有角度纤维定向+θ的单向增强纤维66b，而层64c包括相对于X轴具有角度纤维定向–θ的单向增强纤维66c。分别具有+θ和–θ纤维定向的层64b和64c在本文有时也可称为“交叉层”，其具有±θ的角度定向，并且±θ在本文有时也可称为“交叉层角度”。如下将讨论，具体的交叉层角度±θ被优化以保持或改善复合层压件60的性能，同时减轻其重量。在一些应用中，交叉层角度±θ可在约10和43度范围内，而在其他应用中，交叉层角度±θ在约33和43度的范围内时可获得期望的结果。在仍其他应用中，在约35和40度范围内的交叉层角度±θ的使用可提供有益的或有用的结果。
交叉层角度±θ可在部件62的一个或多个区域有大小变化(图3)，以实现弯曲强度和劲度、拉伸负荷、扭转强度和劲度以及层压件重量之间的局部优化平衡。例如，在下面讨论的实施方式中，在整个层压件结构上，交叉层角度±θ可从约10度至约43度线性或非线性变化。也可能改变层压件60的相同区域中叠加的交叉层64b、64c的交叉层角度±θ。换句话说，在给定区域的层压件60中的不同交叉层64b、64c可分别具有不同的交叉层角度±θ。交叉层64b、64c中使用的具体角度±θ将取决于具体应用的规格和性能要求，以及层压件结构的局部特征。在一些实施方式中，除了具有±θ角度定向的交叉层，在一些区域中，层压件60还可采用+45度层(未显示)和-45度层(未显示)。
为了简化图解，在图5的实施例中仅仅显示了4层64a-64d，但是，在具体的实施方式中，部分铺设件84可包括许多散布的层64a-64d的集或组，其分别具有0度、90度、+θ度和–θ度的纤维定向，其根据预定层方案铺设以实现期望的部件特征和性能。例如，在复合层压件60用作飞行器机翼蒙皮的应用中，层64总数的约30%可具有大致0度的角度纤维定向，层64总数的约60%可具有±θ度的纤维定向，层64总数的约10%可具有约90度的纤维定向。
通过采用分别具有优化的+θ、-θ纤维定向的交叉层64b、64c，对于具体的应用，比如机翼蒙皮，可需要较少的0度层64d。可需要较少的0度层，是因为相比常规使用的±45度层，交叉层64b、64c的纤维定向更紧密与主负荷轴即X轴对齐，从而有助于层压件60的弯曲强度和劲度，同时保持需要水平的扭转强度和劲度。公开的交叉层优化技术导致的扭转强度和劲度的少量损失可能不会特别损害大部分机翼蒙皮应用，因为蒙皮设计为具有相对大范围的扭转强度和劲度。
典型的机翼蒙皮层压件可分别包括30%/60%/10%的0、45和90度层。因为大多数层可为45度层，可认识到优化交叉层的角度可导致需要较少的0度层64d。由于使用较少的0度层64d，在大部分复合负荷抵抗力在90度方向上的那些应用中可降低复合层压件60的重量，在图解的实施例中该90度方向基本上平行于Y轴。另外，使用具有角度纤维定向±θ的交叉层可提高0度层64d的承载强度，同时有助于抑制或延迟0度层64d和90度层64a中可能的开裂和/或裂纹延长，因为交叉层64b、64c的纤维66b、66c分别与0度层64d和90度层64a的纤维66a、66d交叉并且系在一起。交叉层64b、64c抑制或延迟层开裂和裂纹延长的能力在层压件60中钻孔70(图3)以接收紧固件72的情况或在当部件62修整至最终尺寸时切割层压件60的边缘74并因此纤维66的情况是特别重要的。在公开的实施方式一种典型的机翼蒙皮应用中，取决于用于形成部分铺设件84的部件和层方案需要的性能规格，复合层压件60中使用的0度层64的数量可减少1%和5%之间。
现转向关注图6，其以图说明之前讨论的层压件60的强度/劲度86和交叉层纤维定向角度±θ之间的关系。层压件60的弯曲强度/劲度由图线88表示，而层压件60的扭转强度/劲度由图线90表示。可见，扭转强度/劲度90随着交叉层角度±θ的增加逐渐增加至在92处的峰值，其对应±45度交叉层角度，并且然后随着交叉层角度增加超过±45度逐渐降低。但是，如图线88所显示，随着交叉层角度±θ降低至小于45度，复合层压件60的弯曲强度/劲度相对快速地增加。
图7宽泛图解制造通过优化交叉层64b、64c的角度定向±θ以基本上匹配施加至层压件60的负荷而展示提高的弯曲强度/劲度的纤维增强树脂层压件60的方法的一种实施方式的总体步骤。在98，铺设纤维增强的树脂层64d，其具有基本上平行于层压件60的主负荷轴X的纤维定向。在步骤100，铺设纤维增强的树脂层64a，其具有基本上正交于主负荷轴X的纤维定向。在步骤102，铺设树脂交叉层64b、64c，其具有角度纤维定向±θ，包括优化角度纤维定向±θ，以基本上匹配层压件60上的负荷。在步骤102铺设件的层64b可具有在约10和43度范围内的角度定向+θ，并且可包括具有在约33和43度和/或35和40度范围内的纤维定向的层。在步骤102铺设件的层64c可具有约-10和-43度范围内的角度纤维定向-θ，并且可包括具有约-33和-43度和/或-35和-40度范围内的纤维定向的层。
在100，铺设第二组的纤维增强的树脂层64d，其中每个层64d相对于主负荷轴具有大致0度的纤维定向。在102，铺设第三组的纤维增强的树脂层64a，其中每个层64a相对于主负荷轴具有大致90度的纤维定向。在104，铺设件的层通过使铺设件固结和固化而层压在一起。在106，任选地，通过切割部件62的一个或多个边缘74(图3)，固化的部件可被修整至最终尺寸。在108，可任选地在固化的部件62中钻出一个或多个孔70(图3)并且将紧固件72安装在孔70中。
图8图解公开的复合层压件62用作飞行器机翼38上的蒙皮110。机翼38可包括机翼翼箱112和附着的发动机122，二者以虚线表示。机翼38在大略对应坐标系85的X轴的翼展方向上从根部114延伸至尖部116。机翼38从前到后的方向对应Y轴，机翼38的垂直方向对应Z轴。X轴形成机翼38的主负荷轴，包括蒙皮110。当使用时，机翼38遭受弯曲力118，其沿着基本上平行于Y轴的轴施加至机翼38，并且也遭受扭转力120，其围绕基本上平行于X轴的轴施加至机翼38。施加至机翼38的弯曲力118和扭转力120沿着机翼的长度可不恒定。例如，在翼根114抵抗扭转力120要求可以显著大于在翼尖116的抵抗扭转力114要求。结果，机翼38可设计为在沿着其长度的不同点具有不同量的扭转和弯曲刚性。
通过优化形成蒙皮110的层压件60中交叉层的定向角度±θ，可增加机翼38和蒙皮110的弯曲强度和劲度。由于弯曲强度和劲度的这种增加，在层压件60中可使用较少的0度层，导致蒙皮110并且因此机翼38重量的相应降低。换句话说，因为一些层较好定向为抵抗主要负荷途径，所以需要较少的与主负荷途径横向方向上定向的层。该交叉层定向角度±θ的优化导致蒙皮110的重量减少。而且，交叉层定向角度±θ的优化允许机翼蒙皮38在不同的点或展宽进行调整以更好匹配抵抗弯曲力118和扭转力120的局部需要。尽管在图8中显示机翼38以举例说明公开的复合层压件60的一种应用，但层压件60可用作飞行器22(图2)其他部件——包括但不限于垂直安定面40、水平安定面42和操纵面58——上的蒙皮110。
如之前提到，在一些应用中，可能在层压件60的一个或多个局部区域改变交叉层角度±θ以优化层压件的局部或总体性能和/或减轻其重量。例如，图9图解可如何设计交叉层角度±θ以作为与翼根114的距离D的函数沿着图8中显示的机翼蒙皮110的长度变化。在该实例中，机翼蒙皮110的交叉层角度±θ在沿着从翼根114至发动机122的第一展宽的一个定向可基本上是线性的和不变的126，但是在沿着从发动机122至翼尖116的第二展宽的定向可线性降低128。例如，在一种实际的机翼蒙皮应用中，机翼蒙皮110的交叉层角度±θ从翼根114至发动机122可基本上保持恒定在约±43度，并且在从发动机122的方向线性降低至翼尖116处的约±10度。在其他实施方式中，交叉层角度±θ可沿着机翼38的所有或部分长度非线性降低。该交叉层角度优化技术可因此用于“调整(tailor)”机翼蒙皮110以符合在沿着机翼38长度的不同区域抵抗弯曲负荷和扭转负荷的不同要求。
图10图解沿着其长度(翼展方向)机翼蒙皮110交叉层优化的又一实例，其可减轻机翼38的重量同时满足或超过期望的系列性能要求。为了简化，在沿着机翼38长度的不同点130、132、134、136仅仅显示单个层64b的一部分。在该实例中，在可能最需要扭转强度和劲度的翼根114，交叉层定向角度+θ为43度，同时仅在发动机122的外侧，交叉层定向角度+θ降低至40度。大概在发动机122和翼尖116的翼展中间跨度，交叉层定向角度+θ进一步降低至25度。在扭转强度和劲度的要求可能最低的翼尖116，交叉层定向角度+θ进一步降低至10度。交叉层定向角度+θ可从翼根114至翼尖116以恒定的或非恒定的速率连续变化，或以步进方式从点130到点136变化。图10中显示的具体的交叉层定向角度+θ仅仅是一种实际应用的说明并且不意欲是限制性的。机翼38翼展方向上交叉层角度-θ的优化变型可与上述交叉层定向角度+θ的优化类似。交叉层±θ角度的最大和最小值可随着应用变化，包括具体的机翼设计和性能要求。
为了图解和说明的目的，已经呈现了各种实施方式的描述，并且不意欲是穷举的或将其限制在公开的形式。许多改型和变型对本领域技术人员而言是清楚的。进一步，与其他实施方式相比，不同的实施方式可提供不同的优势。挑选和描述所选择的一种或多种实施方式是为了最佳阐释实施方式、实际应用的原理，并且使得本领域其他技术人员能够理解适合于所考虑具体应用的具有各种改进的各种实施方式的公开内容。

Claims (11)

1.具有主负荷轴的复合层压件，其包括：
多个树脂层64，其每个用单向纤维66增强并且包括交叉层64，所述交叉层具有优化为沿着所述主负荷轴抵抗弯曲负荷和扭转负荷的纤维定向。
2.权利要求1所述的复合层压件，其中所述多个树脂层包括：
用相对于所述主负荷轴具有基本上0度的纤维定向的单向纤维增强的至少一个树脂层，
用相对于所述主负荷轴具有基本上90度的纤维定向的单向纤维增强的至少一个树脂层，和
所述交叉层，其每层相对于所述主负荷轴具有±θ度的纤维定向，其中θ在约10度和43度的范围内。
3.权利要求2所述的复合层压件，其中θ在约33度和43度的范围内。
4.权利要求2或权利要求3所述的复合层压件，其中θ在约35度和40度的范围内。
5.权利要求2至4任一项所述的复合层压件，其中所述交叉层的所述θ度的纤维定向沿着所述主负荷轴变化。
6.权利要求2至5任一项所述的复合层压件，其中所述交叉层的所述θ度的纤维定向在所述复合层压件的区域内变化。
7.权利要求2至6任一项所述的复合层压件，其中所述交叉层的所述θ度的纤维定向被选择以匹配所述复合层压件沿着所述主轴的负荷。
8.权利要求2至7任一项所述的复合层压件，其中所述层压件形成飞行器蒙皮的一部分。
9.铺设具有主负荷轴的复合飞行器蒙皮的方法，包括：
铺设用单向纤维增强的树脂的交叉层，其包括以沿着所述主负荷轴变化的角度定向所述交叉层。
10.权利要求9所述的方法，其中所述角度相对于所述主负荷轴在约+10和+43度以及-10和-43度的范围内。
11.权利要求9或权利要求10所述的方法，其中定向所述交叉层包括选择交叉层的定向角度，所述定向角度基本上匹配在沿着所述主负荷轴的多个位置处施加至所述机翼蒙皮的负荷。
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