JP2013256119A

JP2013256119A - 複合積層板内の最適化されたクロスプライ配向

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Publication number: JP2013256119A
Application number: JP2013119004A
Authority: JP
Inventors: Max U Kismarton; マックスユー．キスマートン，
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2012-06-08
Filing date: 2013-06-05
Publication date: 2013-12-26
Anticipated expiration: 2033-06-05
Also published as: US10000025B2; KR20130138095A; EP2671707A1; EP2671707B1; RU2644203C2; US20160200054A1; CA2814894C; CN103481603A; AU2013202891B2; US9289949B2; KR102084793B1; CA2814894A1; AU2013202891A1; US20130330503A1; RU2013126217A; JP6207241B2; CN103481603B

Abstract

【課題】航空機で使用される複合積層板内の繊維方向が最適化されたクロスプライ配向を提供する。
【解決手段】複合積層板６０は荷重主軸を有し、単方向繊維でそれぞれ強化された複数の樹脂プライ６４を備える。積層板は、荷重主軸に沿って曲げおよびねじり荷重に耐えるように繊維配向が最適化されたクロスプライ６４を含む。前記複数の樹脂プライが、前記荷重主軸に対して実質的に０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライと、前記荷重主軸に対して実質的に９０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライとを含み、前記クロスプライがそれぞれ、前記荷重主軸に対して±θ度の繊維配向を有し、ここでθが約１０度〜４３度の範囲内である複合積層板。
【選択図】図３

Description

本開示は、一般に、航空機内で使用されるものなどの複合積層板に関し、より詳細には、繊維配向が最適化されたクロスプライを有する繊維強化樹脂積層板に関する。

炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）などの繊維強化樹脂積層板は、強度対重量比が好ましいものなので、航空宇宙その他の適用分野で広く使用されている。これらの複合積層板は、樹脂マトリックス内で保持される単方向の強化用繊維の複数のプライをレイアップすることによって製作することができる。このような繊維は、一般にプリプレグとして知られている。レイアップ内のプライは、特定の適用分野で必要な積層板強度および剛性が得られる順序で構成された異なる繊維配向を有することができる。たとえば、航空機外板では、複合積層板は、それぞれ基準軸に対して０、＋４５、−４５、および９０度で配向された強化用繊維を有する複数の群のプライを含むことができ、プライの大部分は±４５度のプライである。積層板内のプライの数は、主翼沿いの異なる位置で変わることができるが、プライの角度配向は、主翼の長さにわたって実質的に一定であり、したがって、主翼上の個々の位置における性能要件を満たすように完全には最適化することができない。これらの異なるプライ配向を使用することで、複合積層板構造は、所与の適用分野に対する曲げ、せん断、ねじり、および支え荷重によりよく耐えることができるが、プライの一定の配向を使用する結果、特定の適用分野に対して望ましい重さより外板が重くなることがある。

航空機の適用分野で使用される複合積層板構造の重量を低減させることで、航空機の動作効率を改善することができる。そのような構造の重量は、少なくとも部分的に積層板内のプライの数に依存することがあり、プライの数は、特定の適用分野に対する強度および剛性要件によって決定することができる。

したがって、割れおよび亀裂の伝播に対して必要な積層板強度、硬度、および耐性を保持しながら全体的なプライの数が低減された複合積層板が必要とされている。最適化された繊維配向を有するクロスプライを使用することによって、外板の曲げおよびねじり強度および剛性間のバランスを最適化する複合積層航空機外板も必要とされている。さらに、主翼の長さにわたってプライ配向を変えることを通じて低減された重量を呈する複合積層板の外板が必要とされている。

本開示の実施形態は、低減された重量を有し、割れおよび亀裂の伝播に対する積層板の構造強度、剛性、および耐性を改善できる、航空機外板などの複合積層板構造を提供する。構造の重量は、複合積層板内で使用される０度のプライをより少なくすることによって低減される。複合積層板内の０度のプライの数を低減させることで、人件費および材料コストも低減させることができる。０度のプライの数の低減は、クロスプライの配向を最適化することによって、ねじり強度および剛性を含む複合積層板のせん断特性を実質的に低減させることなく実現される。クロスプライ配向は、クロスプライの繊維配向と複合積層板構造にかかる長手配向の主荷重とをより密接に一致させることによって最適化される。本開示のクロスプライの最適化から得られる利益は、航空機外板の設計において、主翼の設計を実質的に構造上変更することなく実施することができる。主翼ボックスの重量の３〜５パーセントの低減は、本開示のプライ最適化技法を使用して実現することができる。

いくつかの適用分野では、クロスプライは、約３３〜４３度の範囲内の繊維配向を有することができ、他の適用分野では、約２３〜４５度の範囲内のクロスプライ配向で、最適の複合積層板性能を提供しながら、重量の低減を実現することができる。本開示の複合積層板は、主翼、安定板、制御サービス、または航空機内で使用される他の構造上で外板として用いることができる。本開示の複合積層板を主翼外板として用いる適用分野では、たとえば、それだけに限定されるものではないが、航空機の主翼ボックスの重量の３〜５パーセントの低減を実現しながら、主翼ボックスの曲げ性能を増大させることが可能である。クロスプライの最適化された配向角度は、複合積層板の領域にわたって一定または可変とすることができる。たとえば、それだけに限定されるものではないが、クロスプライの最適化された配向角度は、主翼外板の長さに沿って翼幅方向に可変とすることができる。

本開示の一実施形態によれば、複合積層板は、基準軸に対して実質的に０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライと、基準軸に対して実質的に９０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライとを備える。複合積層板は、基準軸に対してそれぞれ±θ度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された樹脂のクロスプライをさらに備え、ここでθは約２５度〜４３度の範囲内である。いくつかの適用分野では、θは、約３５度〜４０度の範囲内とすることができ、長さにわたって、または積層板の領域内において、角度配向で変わってもよい。

本開示の別の実施形態によれば、荷重主軸を有する複合積層航空機外板が提供される。航空機外板は、荷重軸に対して実質的に平行な繊維配向を有する第１の群の繊維強化樹脂プライと、荷重軸に対して実質的に垂直な繊維配向を有する第２の群の繊維強化樹脂プライと、荷重軸に対して±θ度の繊維配向を有する第３の群の繊維強化樹脂プライとを備え、ここでθは約３３〜４３度の範囲内である。いくつかの適用分野では、θは約３５〜４０度の範囲内とすることができる。

さらに別の実施形態によれば、荷重主軸を有する複合積層航空機外板は、荷重主軸に沿って変わる繊維配向を有する少なくとも１群の繊維強化樹脂クロスプライを備える。クロスプライの繊維配向は、約２５〜４５度の範囲内で変わることができ、いくつかの適用分野では、外板は、主荷重軸に対して約４５度の繊維配向を有するクロスプライをさらに含むことができる。

さらなる実施形態によれば、荷重主軸を有する複合積層板を製造する方法が提供される。この方法は、θを約２５度〜４３度の範囲内として、荷重軸に対して±θ度の繊維配向を有する単方向繊維でそれぞれ強化された第１の組の樹脂プライをレイアップすることと、荷重主軸に対して実質的に０度の繊維配向を有する単方向繊維でそれぞれ強化された第２の組の樹脂プライをレイアップすることと、荷重主軸に対して実質的に９０度の繊維配向を有する単方向繊維でそれぞれ強化された第３の組の樹脂プライをレイアップすることとを含めて、多層のレイアップを組み立てることを含む。この方法は、第１、第２、および第３の組のプライをともに積層することをさらに含む。θは、約３５度〜４５度の範囲内である。第１の組の樹脂プライをレイアップすることは、荷重主軸に沿って繊維配向θを変えることを含む。第１の組の樹脂プライをレイアップして繊維配向を変えることは、コンピュータ制御式の自動繊維配置機械を使用して実行することができる。この方法は、積層プライ内へ少なくとも１つの孔をあけること、および／または積層プライの少なくとも１つの縁部を切断することをさらに含むことができる。

さらに別の実施形態によれば、荷重主軸を有する複合航空機主翼外板を製作する方法が提供される。この方法は、第１の組のプライを荷重主軸に対して概ね平行に配向することと、第２の組のプライを荷重主軸に対して±θ度の繊維配向で配向することとを含めて、単方向繊維で強化された複数の樹脂プライをレイアップすることを含み、ここでθは約２５度〜４３度の範囲内である。いくつかの適用分野では、θは約３５度〜４５度の範囲内とすることができる。第２の組のプライを配向することは、荷重主軸の長さに沿って第２の組のプライの角度配向を変えることを含む。第２の組のプライの角度配向を変えることは、第１の区間に沿って第１の角度配向に第２の組のプライを配置することと、第２の区間に沿って、第１の角度配向とは異なる第２の角度配向に、第２の組のプライを配置することとを含む。第１の角度配向は、第１の区間に沿って実質的に一定とすることができ、第２の角度配向は、第２の区間に沿って変わることができる。

本開示のさらなる実施形態によれば、荷重主軸を有する複合積層板が提供され、この複合積層板は、単方向繊維でそれぞれ強化された複数の樹脂プライを備え、荷重主軸に沿って曲げおよびねじり荷重に耐えるように最適化された繊維配向を有するクロスプライを含む。複数の樹脂プライは、荷重主軸に対して実質的に０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライと、荷重主軸に対して実質的に９０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライと、荷重主軸に対してそれぞれ±θ度の繊維配向を有するクロスプライとを含むことが有利であり、ここでθは約１０度〜４３度の範囲内である。θは、約３３度〜４３度の範囲内であることが好ましい。θは、約３５度〜４０度の範囲内であることが好ましい。クロスプライのθ度の繊維配向は、荷重主軸に沿って変わることが好ましい。クロスプライのθ度の繊維配向は、複合積層板の領域内で変わることが好ましい。クロスプライのθ度の繊維配向は、主軸に沿って複合積層板の荷重に合致するように選択されることが好ましい。積層板は、航空機外板の一部分を形成することが好ましい。

本開示のさらなる実施形態によれば、荷重主軸を有する複合積層航空機外板が提供され、この複合積層航空機外板は、荷重主軸に対して実質的に平行な繊維配向を有する第１の群の繊維強化樹脂プライと、荷重主軸に対して実質的に垂直な繊維配向を有する第２の群の繊維強化樹脂プライと、第１および第２の群のプライを横断する方向に延び、荷重主軸に対して±θ度の繊維配向を有する第３の群の繊維強化樹脂クロスプライとを備え、ここでθは、外板に加えられる曲げ荷重およびねじり荷重に耐えるように最適化される。θは、約３３〜４３度の範囲内であることが有利である。θは、約３５〜４０度の範囲内であることが有利である。θは、荷重主軸に沿って外板全体で変わることが有利である。外板は翼付け根および翼端を有する主翼外板であり、θは翼付け根の領域で約４３度であり、θは翼端で約１０度であることが有利である。

本開示のさらなる実施形態によれば、荷重主軸を有する複合積層航空機外板が提供され、この複合積層航空機外板は、荷重主軸に沿って変わる繊維配向を有する少なくとも１群の繊維強化樹脂クロスプライを備える。クロスプライの繊維配向は、約１０〜４３度の範囲内で変わることが有利である。プライは荷重主軸に対して約９０度の繊維配向を有し、また荷重主軸に対して約０度の繊維配向を有することが有利である。

本開示のさらなる実施形態によれば、荷重主軸を有する複合航空機外板をレイアップする方法が提供され、この方法は、荷重主軸に沿って変わる角度でクロスプライを配向することを含めて、単方向繊維で強化された樹脂のクロスプライをレイアップすることを含む。これらの角度は、荷重主軸に対して約＋１０〜＋４３度および−１０〜−４３度の範囲内であることが有利である。クロスプライを配向することは、荷重主軸に沿って複数の位置で主翼外板にかかる荷重に実質的に合致されたクロスプライに対する配向角度を選択することを含むことが有利である。

本開示のさらなる実施形態によれば、荷重主軸を有する複合航空機主翼外板を製作する方法が提供され、この方法は、荷重主軸に対して実質的に平行な繊維配向を有する単方向繊維でそれぞれ強化された複数の樹脂プライをレイアップすることと、荷重主軸に実質的に直交する繊維配向を有する単方向繊維でそれぞれ強化された複数の樹脂プライをレイアップすることと、主翼外板にかかる荷重に実質的に合致するように角度繊維配向±θを最適化することを含めて、角度繊維配向±θを有する単方向繊維でそれぞれ強化された複数の樹脂クロスプライをレイアップすることとを含む。角度配向±θを最適化することは、荷重主軸に沿って複数の位置のそれぞれで実行されることが有利である。角度配向±θを最適化することは、約１０〜４３度の範囲内で繊維配向角度を選択することを含むことが有利である。

本開示のさらなる実施形態によれば、クロスプライによって横断される０度および９０度のプライを含む繊維強化プライから形成される複合主翼外板の重量を低減させる方法が提供され、この方法は、クロスプライの角度配向を最適化することによって、主翼外板にかかる荷重に耐えるのに必要な０度のプライの数を低減させることを含む。クロスプライの角度配向を最適化することは、クロスプライに対する角度配向±θを選択することを含むことが有利であり、ここで±θは約１０〜４３度の範囲内である。９０度のプライは、主翼外板の荷重主軸に対して実質的に平行に延び、クロスプライの角度配向を最適化することは、荷重主軸に沿って主翼外板の翼幅方向に１つ以上の位置で実行されることが有利である。

これらの特徴、機能、および利点は、本開示の様々な実施形態で独立して実現することができ、または他の実施形態でさらに組み合わせることができ、以下の説明および図面を参照すればさらなる詳細がわかる。

有利な実施形態の新規な特徴と考えられる特性について、添付の特許請求の範囲に記載する。しかし、有利な実施形態、ならびにそれらの好ましい使用形態、さらなる目的、および利点は、本開示の有利な実施形態の以下の詳細な説明を添付の図面とともに参照することによって、最もよく理解されよう。

航空機の製造および整備の方法の流れ図である。航空機のブロック図である。繊維配向が最適化されたクロスプライを有する複合積層板の横断面図である。図３の複合積層板を用いる複合サンドイッチパネルの横断面図である。図３の複合積層板のいくつかの個々のプライの分解斜視図である。強度／剛性とクロスプライ角度の関係を示すグラフである。本開示の複合積層板を製作する方法の流れ図である。本開示の複合積層板を用いる主翼外板の等角図である。主翼外板の長さに沿ったクロスプライ角度の変化を示すグラフである。図８に類似しているが、主翼外板クロスプライの配向が主翼の長さに沿ってどのように変わり得るかを示す図である。

本開示の実施形態は、様々な複合積層板構造のいずれかを製作するために用いることができる複合積層板および関連する製作方法に関する。これらの実施形態は、多数の分野で、特に、たとえば航空宇宙、海運、自動車の適用分野、および軽量の複合積層板が用いられる他の適用分野を含む輸送業界で、用途を見出すことができる。したがって、図１および図２を次に参照すると、本開示の実施形態は、図１に示す航空機の製造および整備方法２０ならびに図２に示す航空機２２で使用することができる。本開示の実施形態の航空機の適用分野は、たとえば、それだけに限定されるものではないが、主翼３８、垂直安定板４０、および水平安定板４２の一部を形成する外板（図２には示さないが、後に論じる）を含むことができ、これらはすべて、機体４４の一部を形成する。製造準備中、例示的な方法２０は、航空機２２の仕様および設計２４ならびに材料調達２６を含むことができる。製造中、航空機２２の構成要素およびサブアセンブリ製造２８ならびにシステムインテグレーション３０が行われる。その後、航空機２２は検証および納入３２を経て、運用３４することができる。顧客による運用中、航空機２２には定期的な保守および整備３６が予定される。これには、改修、再構成、リハービッシュなどを含むこともできる。

方法２０の処理はそれぞれ、システムインテグレータ、第３者、および／またはオペレータ（たとえば、顧客）によって実行または実施することができる。この説明の目的で、システムインテグレータは、それだけに限定されるものではないが、任意の数の航空機製造業者および主要システムの下請け業者を含むことができ、第３者は、それだけに限定されるものではないが、任意の数の販売業者、下請け業者、および供給業者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍隊、整備組織などとすることができる。

図２に示すように、例示的な方法２０によって製造される航空機２２は、機体４４に加えて、複数の高位システム４５およびインテリア４６を含むことができる。高位システム４５は、推進システム４８、電気システム５０、油圧システム５２、および環境システム５４の１つまたは複数を含む。任意の数の他のシステムを含むこともできる。主翼３８はそれぞれ、１つまたは複数の主翼ボックス５６を含むことができる。主翼３８、垂直安定板４０、および水平安定板４２はそれぞれ、１つまたは複数の制御表面５８を含むことができる。

本明細書で実施されるシステムおよび方法は、製造および整備方法２０のいずれか１つまたは複数の段階中に用いることができる。たとえば、製造処理２８に対応する構成要素またはサブアセンブリは、航空機２２が運用されている間に製造される構成要素またはサブアセンブリと同様に製作または製造することができる。また、１つもしくは複数の装置の実施形態、方法の実施形態、またはこれらの組合せは、たとえば航空機２２の組立てを実質的に速めること、または航空機２２のコストを低減させることによって、製造段階２８および３０中に利用することもできる。本開示の実施形態によって製造される複合積層板構造は、航空機２２の構成要素の強度および剛性を増大させながら、航空機の重量を低減させることができる。同様に、１つもしくは複数の装置の実施形態、方法の実施形態、またはこれらの組合せは、航空機２２が、たとえばそれだけに限定されるものではないが、保守および整備３６に運用されている間に、利用することができる。

図３は、複合構造または部品６２を製作するために使用できる本開示の繊維強化複合樹脂積層板６０の一実施形態を示し、図３で示す適用分野では、部品６２は実質的に平坦である。しかし、複合積層板６０は、周知の複合レイアップ技法および工具類（図示せず）によって実現される１つまたは複数の曲線、輪郭、または他の形状を有することができる。複合積層板６０は、積層された複数のプライ６４を含む。プライ６４はそれぞれ、ポリマー樹脂マトリックス６８内に保持された単方向の強化用繊維６６を含む。マトリックス６８内の強化用繊維６６は、いかなる特定の組成にも限定されるものではなく、いくつか例を挙げると、それだけに限定されるものではないが、炭素、繊維ガラス、ケブラー、ホウ素、チタン、またはセラミックを含むことができる。マトリックス６８は、たとえばそれだけに限定されるものではないが、エポキシを含む、広い範囲のポリマー樹脂のいずれかを含むことができる。以下に論じるように、プライ６４の単方向繊維６６の角度配向は、部品６２に対する所望の性能仕様を実現するように選択された所定のプライ予定（図示せず）に従って変わることができる。

本開示の積層板６０は、他の構造と組み合わせて、図４に示す複合サンドイッチパネル７６などの部品６２を形成することができる。この例では、積層板６０は、内側表面シート７８および外側表面シート８０として用いられ、内側表面シート７８と外側表面シート８０の間に、適した芯８２を挟むことができる。

次に、図５に注目されたい。図５は、本開示の複合積層板６０を製作するために使用される部品レイアップ８４のいくつかのプライ６４ａ〜６４ｄを示す。プライ６４ａ〜６４ｄはそれぞれ、荷重軸または基準軸に対して所定の角度配向を有する単方向の強化用繊維６６ａ〜６６ｄを含み、図示の実施形態では、基準軸を直交座標系８５内のＸ軸として示す。プライ６４ａ〜６４ｄはそれぞれ、それだけに限定されるものではないが、プライ６４ａ〜６４ｄの繊維配向を制御することが可能なコンピュータ制御式の自動化された繊維配置機械（図示せず）など、自動化された機器を使用してレイアップすることができる単方向のプリプレグテープまたはトウを含むことができる。別法として、プライ６４ａ〜６４ｄは、手でレイアップすることもできる。プライ６４ａは、Ｘ軸に対して約９０度の角度配向を有する強化用繊維６６ａを含み、プライ６４ｄは、Ｘ軸に対して約０度の角度配向を有する強化用繊維６６ｄを含む。したがって、プライ６４ａの強化用繊維６６ａは、Ｘ軸に対して概ね垂直であり、またはＸ軸に直交しているが、プライ６４ｄの強化用繊維６６ｄは、Ｘ軸に対して概ね平行である。本明細書では、「９０度」は、約９０±５度の繊維配向を含むものとし、「０度」は、０±５度の繊維配向を含むものとする。

プライ６４ｂは、Ｘ軸に対して角度繊維配向＋θを有する単方向の強化用繊維６６ｂを含み、プライ６４ｃは、Ｘ軸に対して角度繊維配向−θを有する単方向の強化用繊維６６ｃを含む。本明細書では、それぞれ＋θおよび−θの繊維配向を有するプライ６４ｂおよび６４ｃを、±θの角度配向を有する「クロスプライ」と呼ぶこともあり、±θを「クロスプライ角度」と呼ぶこともある。以下に論じるように、特定のクロスプライ角度±θは、複合積層板６０の性能を維持または改善しながら、その重量を低減させるように最適化される。いくつかの適用分野では、クロスプライ角度±θは、約１０〜４３度の範囲内とすることができ、他の適用分野では、クロスプライ角度±θが約３３〜４３度の範囲内である場合、所望の結果を得ることができる。さらに他の適用分野では、約３５〜４０度の範囲内のクロスプライ角度±θを使用することで、有益または有用な結果を提供することができる。

クロスプライ角度±θの大きさは、曲げ強度および剛性、引っ張り荷重、ねじり強度および剛性と積層板の重量との間で局所化された最適のバランスを実現するために、部品６２（図３）の１つまたは複数の領域にわたって変わることができる。たとえば、以下で論じる一実施形態では、クロスプライ角度±θは、約１０度から約４３度まで、積層板構造全体で線形または非線形に変わることができる。積層板６０の同じ領域内で、上にあるクロスプライ６４ｂ、６４ｃのクロスプライ角度±θを変えることも可能である。言い換えれば、積層板６０の所与の領域内の異なるクロスプライ６４ｂ、６４ｃは、それぞれ異なるクロスプライ角度±θを有することができる。クロスプライ６４ｂ、６４ｃ内で使用される特定の角度±θは、特定の適用分野の仕様および性能要件、ならびに積層板構造の局所化された特性に依存する。いくつかの実施形態では、積層板６０は、±θの角度配向を有するクロスプライに加えて、いくつかの領域内で＋４５度のプライ（図示せず）および−４５度のプライ（図示せず）を用いることができる。

説明を簡単にするために、図５の例には４つのプライ６４ａ〜６４ｄのみを示すが、実用的な実施形態では、部品レイアップ８４は、それぞれ０度、９０度、＋θ度、および−θ度の繊維配向を有する複数の組または群の点在するプライ６４ａ〜６４ｄを含むことができ、このプライ６４ａ〜６４ｄは、所望の部品特性および性能を実現するための所定のプライ予定に従ってレイアップされる。たとえば、複合積層板６０が航空機の主翼外板として用いられる適用分野では、プライ６４の総数の約３０％が、概ね０度の角度繊維配向を有することができ、プライ６４の総数の約６０％が、±θ度の繊維配向を有することができ、プライ６４の総数の約１０％が、約９０度の繊維配向を有することができる。

それぞれ＋θ、−θの最適化された繊維配向を有するクロスプライ６４ｂ、６４ｃを用いることによって、主翼外板などの特定の適用分野で必要な０度のプライ６４ｄをより少なくすることができる。クロスプライ６４ｂ、６４ｃの繊維配向は、従来使用される±４５度のプライに比べて、荷重主軸、すなわちＸ軸とより密接に一致するため、必要な０度のプライをより少なくすることができ、それによって積層板６０の曲げ強度および剛性に寄与しながら、ねじり強度および剛性の必要なレベルを維持することができる。外板は、ねじり強度および剛性のために比較的大きな余裕をもって設計されるため、本開示のクロスプライ最適化技法に起因するねじり強度および剛性のわずかな損失は、大部分の主翼外板の適用分野では特に害にならないであろう。

典型的な主翼外板積層板は、０、４５、および９０度のプライのそれぞれ３０／６０／１０パーセントを構成することができる。プライの大部分は４５度のプライであるため、クロスプライの角度を最適化する結果、必要な０度のプライ６４ｄをより少なくすることができることが理解されよう。複合荷重耐性の大部分が９０度の方向であるそれらの適用分野では、使用する０度のプライ６４ｄがより少ない結果、複合積層板６０の重量を低減させることができる。図示の例では、９０度の方向はＹ軸に対して実質的に平行である。さらに、角度繊維配向±θを有するクロスプライを使用することで、クロスプライ６４ｂ、６４ｃの繊維６６ｂ、６６ｃは、それぞれ０度のプライ６４ｄおよび９０度のプライ６４ａの繊維６６ａ、６６ｄと交差してともに結びつけられるため、０度のプライ６４ｄの支え強度を高めながら、０度のプライ６４ｄおよび９０度のプライ６４ａにおける潜在的な割れおよび／または亀裂の伝播の抑制または遅延を助けることができる。プライの割れおよび亀裂の伝播を抑制または遅延させるクロスプライ６４ｂ、６４ｃの能力は、留め具７２を受け取るために積層板６０内に孔７０（図３）があけられる場合、または部品６２を切って最終の寸法にしたときに積層板６０の縁部７４、したがって繊維６６が切断される場合、特に重要であろう。本開示の実施形態の１つの典型的な主翼外板の適用分野では、複合積層板６０で使用される０度のプライ６４の数は、その部分の必要な性能仕様および部品レイアップ８４を形成するために使用されるプライ予定に応じて、１〜５パーセント低減させることができる。

次に、図６に注目されたい。図６は、上記で論じた積層板６０の強度／剛性８６と、クロスプライ繊維配向角度±θとの関係を図示する。積層板６０の曲げ強度／剛性をグラフ線８８によって示し、積層板６０のねじり強度／剛性をグラフ線９０によって示す。ねじり強度／剛性９０は、クロスプライ角度±θが±４５度のクロスプライ角度に対応する９２のピーク値まで増大するにつれて徐々に増大し、次いで、クロスプライ角度が±４５度を上回って増大するにつれて徐々に減少することがわかる。しかし、グラフ線８８で示すように、複合積層板６０の曲げ強度／剛性は、クロスプライ角度±θが４５度を下回って減少するにつれて比較的急速に増大する。

図７は、積層板６０にかかる荷重に実質的に合致するようにクロスプライ６４ｂ、６４ｃの角度配向±θを最適化することによって、改善された曲げ強度／剛性を呈する繊維強化樹脂積層板６０を製作する方法の一実施形態の全体的なステップを概略的に示す。９８で、積層板６０の荷重主軸Ｘに対して実質的に平行な繊維配向を有する繊維強化樹脂プライ６４ｄがレイアップされる。ステップ１００で、荷重主軸Ｘに実質的に直交する繊維配向を有する繊維強化樹脂プライ６４ａがレイアップされる。ステップ１０２で、積層板６０にかかる荷重に実質的に合致するように角度繊維配向±θを最適化することを含めて、角度繊維配向±θを有する樹脂クロスプライ６４ｂ、６４ｃがレイアップされる。ステップ１０２でレイアップされたプライ６４ｂは、約１０〜４３度の範囲内の角度配向＋θを有することができ、約３３〜４３度および／または３５〜４０度の範囲内の繊維配向を有するプライを含むことができる。ステップ１０２でレイアップされたプライ６４ｃは、約−１０〜−４３度の範囲内の角度繊維配向−θを有することができ、約−３３〜−４３度および／または−３５〜−４０度の範囲内の繊維配向を有するプライを含むことができる。

１００で、第２の組の繊維強化樹脂プライ６４ｄがレイアップされ、プライ６４ｄはそれぞれ、荷重主軸に対して概ね０度の繊維配向を有する。１０２で、第３の組の繊維強化樹脂プライ６４ａがレイアップされ、プライ６４ａはそれぞれ、荷重主軸に対して概ね９０度の繊維配向を有する。１０４で、レイアップのプライは、レイアップを凝固および硬化させることによってともに積層される。１０６で、任意選択で、部品６２の１つまたは複数の縁部７４（図３）を切断することによって、硬化部品を切って最終のサイズにすることができる。１０８で、任意選択で、硬化部品６２内に１つまたは複数の孔７０（図３）をあけ、孔７０内に留め具７２を設置することができる。

図８は、本開示の複合積層板６２を航空機の主翼３８上の外板１１０として使用することを示す。主翼３８は、どちらも破線で示した主翼ボックス１１２および付属のエンジン１２２を含むことができる。主翼３８は、翼付け根１１４から翼端１１６へ、座標系８５のＸ軸に概ね対応する翼幅方向に延びる。主翼３８の前後方向はＹ軸に対応し、主翼３８の垂直配向はＺ軸に対応する。Ｘ軸は、外板１１０を含む主翼３８の荷重主軸を形成する。運用されているとき、主翼３８は、Ｙ軸に対して実質的に平行な軸に沿って主翼３８にかかる曲げ力１１８を受け、また、Ｘ軸に対して実質的に平行な軸の周りで主翼３８にかかるねじり力１２０も受ける。主翼３８にかかる曲げ力１１８およびねじり力１２０は、主翼の長さに沿って一定でないことがある。たとえば、翼付け根１１４でねじり力１２０に耐えるための要件は、翼端１１６でねじり力１１４に耐えるための要件より実質的に大きいことがある。したがって、主翼３８は、その長さに沿って異なる点で異なる量のねじりおよび曲げ硬度を有するように設計することができる。

外板１１０を形成する積層板６０内のクロスプライの配向角度±θを最適化することによって、主翼３８および外板１１０の曲げ強度および剛性を増大させることができる。この曲げ強度および剛性の増大のため、積層板６０内で使用される０度のプライをより少なくすることができ、それに対応して、外板１１０、したがって主翼３８の重量を減少させることができる。言い換えれば、プライの一部が主な荷重経路に耐えるようによりよく配向されるため、主な荷重経路に交差する方向に配向する必要のあるプライがより少なくなる。このクロスプライ配向角度±θの最適化の結果、外板１１０の重量が低減される。また、クロスプライ配向角度±θの最適化により、主翼外板１１０を異なる点で調整することができ、または曲げ力１１８およびねじり力１２０に耐えるための局所的要件によりよく合致するように伸長する。図８では、本開示の複合積層板６０の１つの使用について例示するために主翼３８を示すが、積層板６０は、それだけに限定されるものではないが、垂直安定板４０、水平安定板４２、および制御表面５８を含めて、航空機２２（図２）の他の部品上の外板１１０として用いることもできる。

前述のように、いくつかの適用分野では、積層板の局所的もしくは全体的な性能を最適化するため、および／または積層板の重量を低減させるために、積層板６０の１つまたは複数の局所的領域にわたってクロスプライ角度±θを変えることが可能である。たとえば、図９は、図８に示す主翼外板１１０の長さにわたって、翼付け根１１４からの距離Ｄに応じて変わるように、クロスプライ角度±θをどのように設計できるかを示す。この例では、主翼外板１１０のクロスプライ角度±θは、翼付け根１１４からエンジン１２２までの第１の区間に沿って１つの配向で実質的に線形および一定１２６とすることができるが、エンジン１２２から翼端１１６までの第２の区間に沿って配向を線形１２８に減少させることができる。たとえば、１つの実用的な主翼外板の適用分野では、主翼外板１１０のクロスプライ角度±θは、翼付け根１１４からエンジン１２２までは約±４３度で実質的に一定のままとすることができ、エンジン１２２から翼端１１６で約±１０度までは配向を線形に減少させることができる。他の実施形態では、クロスプライ角度±θは、主翼３８の長さのすべてまたは一部分に沿って非線形に減少させることができる。したがって、このクロスプライ角度最適化技法を用いて、主翼３８の長さに沿って異なる領域内で曲げ荷重およびねじり荷重に耐えるための異なる要件を満たすように、主翼外板１１０を「調整」することができる。

図１０は、主翼３８の重量を低減させながら所望の１組の性能要件を満足または超過できるように、長さ（翼幅方向）に沿って主翼外板１１０のクロスプライを最適化するさらに別の例を示す。話を簡単にするために、単一のプライ６４ｂの一部分のみを、主翼３８の長さに沿って様々な点１３０、１３２、１３４、１３６で示す。この例で、ねじり強度および剛性に対する必要が最も高くなりうる翼付け根１１４では、クロスプライ配向角度＋θは４３度であり、エンジン１２２からすぐ外側では、クロスプライ配向角度＋θは４０度まで減少する。エンジン１２２と翼端１１６との間のほぼ中間では、クロスプライ配向角度＋θは２５度までさらに減少する。ねじり強度および剛性に対する要件が最も低くなりうる翼端１１６では、クロスプライ配向角度＋θは１０度までさらに減少する。クロスプライ配向角度＋θは、翼付け根１１４から翼端１１６まで、一定もしくは一定でない割合で連続して、または点１３０から点１３６まで段階的に、変化することができる。図１０に示す特有のクロスプライ配向角度＋θは、１つの実用的な適用分野の単なる例示であり、限定しようとするものではない。主翼３８の翼幅方向におけるクロスプライ角度−θの最適な変化は、上記のクロスプライ配向角度＋θの最適化と同様のものとすることができる。クロスプライ±θ角度の最大値および最小値は、特定の主翼設計および性能要件を含む適用分野とともに変わることができる。

様々な実施形態の説明は、図示および説明の目的で提示するものであり、包括的であることを意図するものでも開示された形態の実施形態に限定するものでもない。多くの修正形態および変形形態が、当業者には明らかになるであろう。さらに、異なる実施形態では、他の実施形態に比べて異なる利点を提供することもできる。選択された１つまたは複数の実施形態は、実施形態の原理、実用的な適用分野について最もよく説明し、企図される特定の使用に適した様々な修正を伴う様々な実施形態に対する開示を当業者であれば理解できるように、選択および記載されている。

２０方法
２２航空機
２４仕様および設計
２６材料調達
２８構成要素およびサブアセンブリ製造
３０システムインテグレーション
３２検証および納入
３４運用
３６保守および整備
３８主翼
４０垂直安定板
４２水平安定板
４４機体
４５高位システム
４６インテリア
４８推進システム
５０電気システム
５２油圧システム
５４環境システム
５６主翼ボックス
５８制御表面
６０複合積層板
６２部品
６４プライ
６４ａプライ
６４ｂプライ
６４ｃプライ
６４ｄプライ
６６単方向の強化用繊維
６６ａ単方向の強化用繊維
６６ｂ単方向の強化用繊維
６６ｃ単方向の強化用繊維
６６ｄ単方向の強化用繊維
６８ポリマー樹脂マトリックス
７０孔
７２留め具
７４縁部
７６複合サンドイッチパネル
７８内側表面シート
８０外側表面シート
８２芯
８４部品レイアップ
８５座標系
８８曲げ強度／剛性
９０ねじり強度／剛性
９２ピーク値
１１０外板
１１２主翼ボックス
１１４翼付け根
１１６翼端
１１８曲げ力
１２０ねじり力
１２２エンジン
１３０点
１３２点
１３４点
１３６点

Claims

荷重主軸を有する複合積層板であって、
単方向繊維（６６）でそれぞれ強化された複数の樹脂プライ（６４）を備え、前記荷重主軸に沿って曲げおよびねじり荷重に耐えるように最適化された繊維配向を有するクロスプライ（６４）を含む、複合積層板。
前記複数の樹脂プライが、
前記荷重主軸に対して実質的に０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライと、
前記荷重主軸に対して実質的に９０度の繊維配向を有する単方向繊維で強化された少なくとも１つの樹脂プライとを含み、
前記クロスプライがそれぞれ、前記荷重主軸に対して±θ度の繊維配向を有し、ここでθが約１０度〜４３度の範囲内である、請求項１に記載の複合積層板。
θが約３３度〜４３度の範囲内である、請求項２に記載の複合積層板。
θが約３５度〜４０度の範囲内である、請求項２または請求項３に記載の複合積層板。
前記クロスプライの前記θ度の繊維配向が、前記荷重主軸に沿って変わる、請求項２ないし４のいずれか一項に記載の複合積層板。
前記クロスプライの前記θ度の繊維配向が、前記複合積層板の領域内で変わる、請求項２ないし５のいずれか一項に記載の複合積層板。
前記クロスプライの前記θ度の繊維配向が、前記主軸に沿って複合積層板の荷重に合致するように選択される、請求項２ないし６のいずれか一項に記載の複合積層板。
前記積層板が、航空機外板の一部分を形成する、請求項２ないし７のいずれか一項に記載の複合積層板。
荷重主軸を有する複合航空機外板をレイアップする方法であって、
前記荷重主軸に沿って変わる角度でクロスプライを配向することを含めて、単方向繊維で強化された樹脂のクロスプライをレイアップすることを含む、方法。
前記角度が、前記荷重主軸に対して約＋１０〜＋４３度および−１０〜−４３度の範囲内である、請求項９に記載の方法。
前記クロスプライを配向することが、前記荷重主軸に沿って複数の位置で前記主翼外板にかかる荷重に実質的に合致した前記クロスプライに対する配向角度を選択することを含む、請求項９または請求項１０に記載の方法。