JP2017213900A - 準等方性ラミネート材を用いた複合構造 - Google Patents

準等方性ラミネート材を用いた複合構造 Download PDF

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Abstract

【課題】機体を構築するために軽量で強度の高い複合コンポーネントを使用する傾向により、複数の新たな問題が生じている。これらの問題の一つは、一方向性のファイバによって補強された複合ラミネート材の異方性の性質に起因している。ファイバの引張り強さにより、これらのラミネート材は、ファイバを横切る方向よりファイバの方向に強い。したがって、異方性の複合ラミネート材は、金属のような等方性材料とは異なる方式で負荷を伝達させうる。【解決手段】複合ラミネート材は、ラミネート材に準等方性の性質を付与するファイバ配向シーケンスに構成された、一方向性のファイバ補強複合プライのスタックを含んでいる。【選択図】図１

Description

本発明は、概して複合構造に関するものであり、具体的には、特にユニット化された複合機体において、亀裂の伝播を止めるために有用な準等方性の特性を示すファイバ補強複合ラミネート材を扱っている。
航空機の機体は、一般に、アルミニウム又はチタンといった種々の金属、又は金属と複合材料との組み合わせから作製されている。金属製の機体の利点は、金属が実質的に等方性であり、そのために全方向でほぼ同じ引張り応力といった特性を示すことである。
機体を構築するために軽量で強度の高い複合コンポーネントを使用する傾向により、複数の新たな問題が生じている。これらの問題の一つは、一方向性のファイバによって補強された複合ラミネート材の異方性の性質に起因している。ファイバの引張り強さにより、これらのラミネート材は、ファイバを横切る方向よりファイバの方向に強い。したがって、異方性の複合ラミネート材は、金属のような等方性材料とは異なる方式で負荷を伝達させうる。
ファイバ補強ラミネート材の異方性の性質により、このようなラミネート材の亀裂及び／又は剥離は、ファイバ方向に伝播する傾向がある。胴体外板の場合、限定しないが、例えば、ラミネート材の亀裂及び／又は剥離は、止まらない限り、又は止まるまで、縦方向に伝播する。ユニット化されて、すべての複合材料が接着された機体では、フレーム及び補強材のような複合補強部材に複合外板を結合するためにメカニカルファスナーに頼っておらず、亀裂及び／又は剥離を止めることが特に重要である。
したがって、少なくとも準等方性の特性を示す複合ラミネート材が必要とされている。このようなラミネート材は、ラミネート材に生じた亀裂及び／又は剥離の伝播を止める及び／又は伝播の方向を変えるために、機体に有利に採用されうる。
開示される実施形態は、一方向性のファイバによって補強されており、且つ準等方性の特性を示す複合ラミネート材を提供する。開示されるラミネート材の準等方性の性質は、成層の間にプライの配向を積み重ねるシーケンスにより獲得される。隣接し合うプライ又はプライの組の配向は、隣接するプライのポアソン比に所望の量の不一致をもたらすように選択される。例えば、一実施形態では、隣接し合うプライ間のポアソン比の差異又は不一致は、約１５〜４０％である。隣接し合うプライのポアソン比の不一致によりラミネート材に準等方性の性質が生じる結果として、亀裂及び／又は剥離の方向を変えること、又は曲げることにより、亀裂／剥離を止めることができる。亀裂／剥離の伝播経路の方向を変えることにより、機体の接着継手まで亀裂／剥離が進行することを回避できる。
開示される一実施形態によれば、複合ラミネート材が提供される。このラミネート材は、一方向性のファイバ補強複合プライを含んでいる。これらのプライは、ラミネート材に準等方性の特性を付与するファイバ配向シーケンスに構成される。スタック中で隣接し合うプライは、異なるファイバ配向と、約１５〜４０％だけ互いに異なるポアソン比とを有している。
開示される別の実施形態によれば、亀裂を止めることができる複合構造が提供される。この複合構造は、第１の複合部材と、第１の複合部材に結合されて第１の複合部材により補強された第２の複合部材とを含んでいる。第２の複合部材は、それぞれが一方向性の補強ファイバと一のファイバ配向を有する複数の複合プライを重ねたスタックを含んでいる。スタック中の少なくとも一部の隣接し合うプライのポアソン比は、第２の複合部材の亀裂の伝播を止めるのに十分な量だけ異なっている。
更なる実施形態によれば、複合材料からなる機体が提供される。この機体は、少なくとも一つの補強材と、補強材に結合される外板とを含んでいる。外板は、一方向性のファイバ補強複合材料からなるプライのスタックを含んでおり、これらのプライの各々は一のファイバ配向を有している。プライは、補強材に接近する外板内の亀裂の伝播を変える一のファイバ配向シーケンスに積み重ねられている。補強材は複合ラミネート材とすることができ、外板は接着により補強材に結合することができる。
開示される一の方法の実施形態によれば、亀裂を止めることができる、複合材料からなる機体が構築される。複合材料からなるフレーム部材及び複合外板が作製される。外板は、一方向性のファイバ補強プライのスタックを、外板に準等方性の特性を付与するプライ配向シーケンスに積み上げることにより作製される。この方法は、更に、フレーム部材を外板に結合することを含む。
開示される実施形態は、特に利用されるすべての複合機体において、亀裂の伝播を止めるのに有用な準等方性の特性を有する複合ラミネート材に対する需要を満たす。
１．ラミネート材に準等方性の特性を付与するファイバ配向シーケンスに配置された一方向性のファイバ補強複合プライからなるスタック
を備える複合ラミネート材。
２．スタック中において隣接し合うプライが、異なるファイバ配向と、通常互いに約１５〜４０％だけ異なるポアソン比とを有している、請求項１に記載の複合ラミネート材。
３．隣接し合うプライが、互いに少なくとも約４５°異なるファイバ配向を有する第１組及び第２組のプラを含んでいる、請求項１に記載の複合ラミネート材。
４．亀裂を止めることができる複合構造であって、
第１の複合部材、及び
第１の複合部材に結合されて、第１の複合部材により補強された第２の複合部材であって、各々が一方向性の補強ファイバと一のファイバ配向とを有する複数の複合プライが積み重なったスタックを含んでいる第２の複合部材
を備え、
スタック中の少なくとも一部の隣接し合うプライが、第２の複合部材中の亀裂の伝播を止めるのに十分な量だけ異なるポアソン比をそれぞれ有している、
複合構造。
５．ポアソン比の差異が通常約１５〜４０％である、請求項４に記載の複合構造。
６．少なくとも一部の隣接し合うプライのファイバ配向が約４５°である、請求項４に記載の複合構造。
７．第１の複合部材が航空機のフレームであり、且つ
第２の複合部材が、フレームを覆う胴体外板である、
請求項４に記載の複合構造。
８．複合材料からなる機体であって、
少なくとも一の補強材、及び
補強材に結合された外板であって、各々が一のファイバ配向を有し、一方向性のファイバ補強複合材料からなる複数のプライのスタックを含む外板
を備え、
複数のプライが、補強材に接近する外板中の亀裂の伝播経路を変更するファイバ配向シーケンスに積み重ねられている、
複合材料からなる機体。
９．補強材が複合ラミネート材であり、
外板が接着により補強材に結合されている、
請求項８に記載の複合材料からなる機体。
１０．スタック中の少なくとも一部の隣接し合うプライのファイバ配向が、互いに少なくとも約４５°異なっている、請求項８に記載の複合材料からなる機体。
１１．スタック中の少なくとも一部の隣接し合うプライが、通常約１５〜４０％だけ互いに異なるポアソン比を有している、請求項８に記載の複合材料からなる機体。
１２．亀裂を止めることができる、複合材料からなる機体を構築する方法であって、
複合材料からなるフレーム部材を作製すること、
複合外板を作製することであって、一方向性のファイバ強化複合プライのスタックを、外板に準等方性の特性を付与するプライ配向シーケンスに積み上げることを含むこと、及び
フレーム部材を外板に結合すること
を含む方法。
１３．プライのスタックを積み上げることが、隣接し合うプライのファイバ配向が少なくとも約４５°異なるように隣接し合うプライの向きを合わせることを含む、請求項１２に記載の方法。
１４．外板が準等方性の特性を示すようになる、スタック中において隣接し合うプライ間のポアソン比の不一致レベルを決定すること
を更に含む、請求項１２に記載の方法。
１５．決定されたポアソン比の不一致レベルを達成するようなプライ配向シーケンスを選択すること
を更に含む、請求項１４に記載の方法。
１６．外板にフレーム部材を結合することが、外板にフレーム部材を接着することを含む、請求項１２に記載の方法。
１７．航空機の、ユニット化された複合材料からなる機体であって、
各々がファイバ強化複合ラミネート材から形成された、複合材料からなる複数のバレル状フレーム部材、及び
フレーム部材に接着される複合外板であって、一方向性のファイバ補強ポリマーからなる重ね合わせた複数のプライを含み、これらのプライが、各々が一の共通するファイバ配向を有する複数の組に構成されており、隣接し合う組のファイバ配向が少なくとも約４５°異なっており、隣接し合うプライの組のポアソン比の不一致が通常約１５〜４０％である、複合外板
を備える機体。
１８．亀裂を止めることができる、複合材料からなる機体の構築方法であって、
複数の複合材料からなるフレーム部材を作製すること、
複合外板を作製することであって、
外板中の亀裂を止める助けとなるのに必要な、隣接し合うプライ間のポアソン比の不一致レベルを決定することと、
一方向性のファイバ補強複合プライからなるプライのスタックを、決定されたポアソン比の不一致レベルを達成する配向に積み上げることと
を含むこと、並びに
外板にフレーム部材を接着すること
を含む方法。
図１は、準等方性のラミネート材を使用した、すべて複合材料からなるユニット化された機体の斜視図である。 図２は、図１の「Ａ」で示す領域を示す。 図３は、図１の線３−３に沿った断面図である。 図４は、図３の「Ｂ」で示す領域を示す。 図５は、図２の線５−５に沿った透過断面図である。 図６は、亀裂の方向を変更したことにより外板のフラッピングが生じている様子を示す。 図７は、四組の複合プライの斜視図であり、結果として得られるラミネート材に準等方性の特性を付与する典型的な成層積み重ねシーケンスを示している。 図８は、隣接し合うプライのファイバ配向角度の差異の変化に伴う、隣接し合うプライ間のポアソン比の差異を示すグラフである。 図９は、準等方性の特性を示すラミネート材を用いた複合構造の作製方法の工程を示すフロー図である。 図１０は、航空機の製造及び整備方法のフロー図である。 図１１は、航空機のブロック図である。
図１及び図２に示すように、開示された実施形態は、概して、限定しないが、例えば航空機（図示しない）の機体２０のコンポーネントを作製するために使用できる準等方性の複合ラミネート材１８に関している。機体２０は、限定しないが、概ね円形のフレーム部材２４に結合されて、縦方向の補強材２６により補強される外側の複合外板２２を含むことができる。フレーム部材２４は、機体２０の縦軸３０に沿って間隔を空けて配置され、円周方向に外板２２を補強する。補強材２６は、時に縦通材と呼ばれ、機体２０の円周上に間隔を空けて配置され、縦方向の外板２２を含む機体２０を強化する機能を有する。機体２０の内部２５は加圧されて、外板２２に対し、矢印２８に示されるような外側に向かう放射方向の力を生じさせる。
図３に示すように、図示される実施例では、各フレーム部材２４は、一の部品、即ち、炭素繊維エポキシのような複合ラミネート材から作製される単体構造である。フレーム部材２４は、それぞれウェブ４０に接続する内側及び外側のフランジ４２、４４を含んでいる。図示のフレーム部材２４は複合材料から形成されているが、フレーム部材２４は、限定しないが、アルミニウムのような金属を含む他の材料から形成されてもよい。更に、図示しないが、フレーム部材２４は、限定しないが、例えば、フレームコンポーネント（図示しない）、せん断クリップ（図示しない）、及び破断ストラップ（図示しない）を含む複数の部品を含んでもよい。複合フレーム２４の外側のフランジ４４は、外板２２に接着することができる。同様に、縦通材２６も外板２２に接着することができ、この結果、ほぼすべての複合材料が接着された、強靭且つ軽量の、ユニット化された機体２０が得られる。
図３及び図４に示すように、準等方性の複合ラミネート材１８によって形成された外板２２は、炭素繊維エポキシのような一方向性のファイバ補強ポリマーを含むプライ４６の組４８、５０、５２を含むことができる。プライの組４８、５０、５２の各々において、プライ４６はすべて同じファイバ配向を有している。例示的な一実施形態では、プライの組４８は、機体２０の縦軸３０（図１）にほぼ沿った０°の配向を有する４４個のプライ４６を含み、プライの組５０は、＋４５°の配向を有する４４個のプライ４６を含み、プライの組５２は、９０°の配向を有する１６個のプライ４６を含んでいる。
ラミネート材１８を形成するプライ４６の数と、それらの配向とは、限定しないが、特定の用途を含む種々の要因に応じて変化する。しかしながら、後述で更に詳細に説明するように、プライ配向の積み上げシーケンスは、ラミネート材１８が準等方性の特性を示すように選択される。「等方性」という用語は、材料の特性が全方向にほぼ同じであることを意味する。対照的に、「異方性」とは、材料特性（例えば強度）が、印加される荷重の方向に依存していることを意味する。一方向性のファイバによって補強された個々のプライ４６は、ファイバの長さに沿ったプライの引張り応力が、ファイバの方向を横切る方向の引張応力より大きいという意味で、ほぼ等方性である。個々のプライ４６の等方性の性質とは対照的に、ラミネート材１８の縦方向の引張り応力と横方向の引張り応力との差異は、特定のプライ配向での積み重ねシーケンスを用いて大きく低減される。選択された積み重ねシーケンスにより、ラミネート材１８の異方性は減少して等方性に近づき、本明細書で「準等方性」と呼ばれる状態となる。
複合ラミネート材１８の準等方性の性質は、ラミネート材１８の亀裂の取扱いにおいて有利である。説明を簡単にするために、本明細書において使用される「亀裂」という用語は、設計許容度を超えた、大きさの点で成長又は伝播しうるラミネート材１８の様々な不整合性を含み、それには、限定されないが、プライ４６の分離、及び複数のプライ４６にまたがる亀裂が含まれる。
亀裂の取扱いには、亀裂を止めてその伝播が連続することを防止すること、及び／又は亀裂の伝播を誘導又は方向転換することを含む複数の技術のうちのいずれかが含まれる。亀裂は、外板２２の構造的整合性を実質的に維持する応力エネルギーの解放が最終的に停止又は制御される方向へ方向転換することができる。例えば、図１、２、及び５に示すように、ラミネート材１８の亀裂３２は、様々な理由のいずれかにより外板２２の特定の地点３６において開始し、矢印３５の方向に沿って、フレーム部材２４の一つに向かって縦方向に伝播する。個々のプライ４６が概ね等方性の性質を有することにより、亀裂３２は、概ね縦方向に、フレーム部材２４に向かって、且つフレーム部材２４の上に、伝播し続ける傾向を有している。しかしながら、複合ラミネート材１８の準等方性の性質により、亀裂３２は、フレーム部材２４に接近すると、矢印３５によって示されるように、方向転換又は偏向し、円周方向に沿って伝播して最終的に３４の地点で止まる。
亀裂３２の伝播を生じさせる応力の強度は、亀裂３２の先端（図示しない）がフレーム部材２４に接近するにつれて減少する。このような応力強さの減少は、荷重の一部が外板２２からフレーム部材２４に移ったことによるものである。概ね破断である応力強さのこのような減少と、フレーム部材２４の存在による円周方向における応力の低下とが組み合わさることにより、亀裂は曲がって縦方向から円周方向へとその方向を変える。
亀裂の伝播が更に重大である場合、亀裂３２が方向転換して３５によって示されるように円周方向に進行した後では、亀裂３２に作用する応力は、破断モード４９（図５）というよりは実質的に開モード又は引っ張りモード（図５）であり、最終的に、図６に示されるような「フラッピング」と呼ばれる現象を生じる。フラッピングは、亀裂３２が複数のプライ４６を上方に貫通して外板２２の外側表面３８に達したものであり、外板２２からプライを部分的に引き剥がし、一又は複数のフラップ３４を形成する。外板２２のフラッピングは、亀裂３２を伝播させる残余応力を無くすことにより、亀裂３２がそれ以上進展することを止める。場合によって、亀裂３２を伝播させる応力が特に高いところでは、外側表面３８と内側表面３８ａの両方（図３及び５）にフラッピングが生じ、その結果外板２２に開口（図示しない）が生じて機体２０内部の加圧スペースの徐圧を制御下で行うことが可能になる。
上述のような様々な亀裂停止技術の使用を容易にするラミネート材１８の準等方性の性質は、一のプライ配向による積み重ねシーケンスを使用することにより可能となり、これに関してここで図７を参照する。ラミネート材１８は、同様の配向を有する一又は複数のプライ４６を含むプライの各組６０、６２、６４、６６に典型的に構成されたプライのスタック５８を積み上げることにより形成される。図７では、参照番号６８で示されるプライの配向は、プライ４６中の一方向性の補強ファイバの配向と一致している。図示される実施例では、プライの組６６は、機体２０の二次元座標系９４において９０°の配向を有しており、この座標系のｘ軸は機体２０の縦軸３０（図１）と一致している。プライの組６４は０°の配向６８を有している。プライの組６０及び６２は、それぞれ＋４５°及び−４５°の配向６８を有している。プライの組６０、６２、６４、６６のプライの配向及び積み重ねシーケンスは、プライの組６０、６２、６４、６６の隣接し合う組のポアソン比に、選択された不一致レベルが得られるように選択されている。例えば、限定しないが、プライの組６０のポアソン比は、プライの組６２のポアソン比と、少なくとも、二つの比の不一致に相当する事前に選択された値だけ異なっていてよい。
ポアソン比は、相対的な引張りによる歪み、又は印加される荷重の方向である軸方向の歪みに対する、相対的な収縮による歪み、又は印加される荷重に対して垂直な横方向の歪みの比である。ポアソン比は、
υ＝−εｔ／εｌ
と表わすことができ、ここで
υ＝ポアソン比
εｔ＝横方向の歪み
εｌ＝縦方向又は軸方向の歪み
であり、歪みは
ε＝ｄｌ／Ｌと表わすことができ、ここで
ｄｌ＝長さの変化
Ｌ＝最初の長さ
である。
図示の用途では、縦方向又は軸方向の歪みは、図７に示されるｘ軸に平行な方向において測定され、横方向の歪みはｙ軸に相当する方向において測定される。
複合ラミネート材１８に準等方性の特性を付与するために必要なポアソン比の不一致の度合いは、限定しないが、プライ４６に使用される材料、スタック５８に含まれるプライ４６の数、及びラミネート材１８が使用される特定の用途に大きく左右される。通常、異なる配向を有する隣接し合うプライ間のポアソン比の不一致の量は、亀裂の方向転換のような、亀裂の伝播を止めるために選ばれた機構を援用するのに有効な最小値より大きくなってはならない。このような最小値を超えるポアソン比の不一致は、亀裂の停止を更に助けることはできず、及び／又はプライ４６間の層内強度を、最小仕様要件を下回るまで低下させうる。上述の機体２０の複合外板２２の場合、隣接し合うプライ４６又はプライの組６０、６２、６４、６６のポアソン比の不一致が概ね約１５〜４０％である場合に、適切な亀裂の方向転換／停止が達成される。
次に図８を参照する。図８は、二つの隣接し合うプライ４６又は二つのプライ４６の組の配向の角度差θとポアソン比Ｖｘｙとの関係を表わす典型的な炭素繊維ラミネート材の曲線７０を示しており、この場合、一の組に含まれるすべてのプライ４６の配向は同一である。ポアソン比Ｖｘｙは、図５及び図７に示されるｘ−ｙ座標系５４において測定された比である。図８に示される曲線７０は、典型的な一の炭素繊維複合材料について作成されたものである。
図９は、上述の種類の準等方性複合ラミネート材１８を使用した複合構造の作製方法の工程を示している。ステップ７４に示すように、隣接し合うプライ又は隣接し合うプライの組間のポアソン比の不一致のレベルを決定することから開始される一連のステップ７２によって、ラミネート加工された外板２２のような第１の複合部材が形成される。ステップ７６において、成層に使用される特定のプライ配向が、ステップ７４で決定された不一致レベルに部分的に基づいて選択される。次に、ステップ７８において、ステップ７４で決定された所望の不一致量を達成するプライ配向積み重ねシーケンスが選択される。次にステップ８０では、選択された積み重ねシーケンスでプライ４６が積み上げられた後、ステップ８２において成層が圧密化及び硬化される。作製された第１の複合部材は、ステップ８４において、接着により第２の複合部材に結合される。
本発明の実施形態は、例えば、航空宇宙、船舶、及び自動車の分野を含む特に輸送産業において、種々の潜在的な分野に用途を見出すことができる。したがって、次に図１０及び１１に示すように、本発明の実施形態を、図１０に示される航空機の製造及び整備方法９０、及び図１１に示される航空機９２に関して使用することが可能である。製造前の段階では、例示的な方法９０は、航空機９２の仕様及び設計９４と、材料調達９６とを含みうる。開示された準等方性ラミネート材は、航空機９２の仕様及び設計９４の一部として仕様決定及び設計され、調達プロセス９６の一部として調達されうる。製造段階では、航空機９２のコンポーネント及びサブアセンブリの製造９８と、システムインテグレーション１００とが行われる。本明細書に開示される準等方性のラミネート材は、ステップ９８の間に種々のコンポーネント及びサブアセンブリを製造するために使用することができ、次いでシステムインテグレーションステップ１００の間に統合することができる。その後、航空機９２は認可及び納品１０２を経て就航１０４される。準等方性ラミネート材は、航空機１０２の認可を得るため、及び／又は納品要件を満たすために使用されうる。顧客により就航される間に、航空機９２は定期的なメンテナンス及び整備１０６（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。準等方性ラミネート材は、航空機９２が就航１０４されている間に、航空機９２の領域を補修するために使用することができる。
方法９０の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行されうる。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要なシステム下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。
図１１に示されるように、例示的方法９０によって製造された航空機９２は、複数のシステム１１０及び内装１１２を有する機体１０８を含むことができる。準等方性ラミネート材は、機体１０８の種々のコンポーネントに使用することができる。高レベルのシステム１１０の例には、推進システム１１４、電気システム１１６、油圧システム１１８、及び環境システム１２０のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の原理は、船舶及び自動車産業のような他の産業にも適用可能である。
本明細書に具現化されたシステム及び方法は、製造及び整備方法９０の一又は複数の任意の段階で採用することができる。例えば、製造プロセス９０に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機９２が就航中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと同様の方法で作製又は製造することができる。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせは、例えば、航空機９２の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機９２のコストを削減することにより、製造段階９８及び１００の間に利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機９２の就航中に、限定しないが、例えばメンテナンス及び整備１０６に利用することができる。
本発明の実施形態を、特定の例示的な実施形態に関連させて説明したが、これらの特定の実施形態は説明を目的としているのであって、限定を目的としているのではなく、当業者であれば他の変形例が想起可能であろう。
図１は、準等方性のラミネート材を使用した、すべて複合材料からなるユニット化された機体の斜視図である。 図２は、図１の「Ａ」で示す領域を示す。 図３は、図１の線３−３に沿った断面図である。 図４は、図３の「Ｂ」で示す領域を示す。 図５は、図２の線３−３に沿った透過断面図である。 図６は、亀裂の方向を変更したことにより外板のフラッピングが生じている様子を示す。 図７は、四組の複合プライの斜視図であり、結果として得られるラミネート材に準等方性の特性を付与する典型的な成層積み重ねシーケンスを示している。 図８は、隣接し合うプライのファイバ配向角度の差異の変化に伴う、隣接し合うプライ間のポアソン比の差異を示すグラフである。 図９は、準等方性の特性を示すラミネート材を用いた複合構造の作製方法の工程を示すフロー図である。 図１０は、航空機の製造及び整備方法のフロー図である。 図１１は、航空機のブロック図である。
本発明の実施形態を、特定の例示的な実施形態に関連させて説明したが、これらの特定の実施形態は説明を目的としているのであって、限定を目的としているのではなく、当業者であれば他の変形例が想起可能であろう。
また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
亀裂を止める機能を有する複合構造であって、
第１の複合部材、及び
前記第１の複合部材に結合されて前記第１の複合部材により補強される第２の複合部材であって、各々が一方向性の補強ファイバと一のファイバ配向とを有する複数の複合プライを重ね合わせたスタックを含む第２の複合部材
を備えており、
前記スタック中の少なくとも一部の隣接し合うプライが、前記第２の複合部材の亀裂の伝播を止めるのに十分に異なるポアソン比をそれぞれ有している、複合構造。
（態様２）
前記ポアソン比の差異が通常約１５〜４０％である、態様１に記載の複合構造。
（態様３）
前記少なくとも一部の隣接し合うプライのファイバ配向が約４５°である、態様１に記載の複合構造。
（態様４）
前記第１の複合部材が航空機のフレームであり、且つ
前記第２の複合部材が前記フレームを覆う胴体外板である、
態様１に記載の複合構造。
（態様５）
亀裂を止める機能を有する複合材料からなる機体を構築する方法であって、
複合材料からなるフレーム部材を作製すること、
複合外板を作製することであって、一方向性のファイバ補強複合プライのスタックを、
外板に準等方性の特性を付与するプライ配向シーケンスで積み上げることを含むこと、及び
前記外板に前記フレーム部材を結合すること
を含む方法。
（態様６）
前記プライのスタックを積み上げることが、隣接し合うプライのファイバ配向が少なくとも約４５°相違するように、隣接し合うプライの向きを合わせることを含む、態様５に記載の方法。
（態様７）
外板が準等方性の特性を示すように、前記スタック中における隣接し合うプライ間のポアソン比の不一致レベルを決定すること
を更に含む、態様５に記載の方法。
（態様８）
前記決定されたポアソン比の不一致レベルを達成するプライ配向シーケンスを選択する
こと
を更に含む、態様７に記載の方法。
（態様９）
前記外板に前記フレーム部材を結合することが、前記外板に前記フレーム部材を接着することを含む、態様５に記載の方法。

Claims (9)

  1. 亀裂を止める機能を有する複合構造であって、
    第１の複合部材、及び
    前記第１の複合部材に結合されて前記第１の複合部材により補強される第２の複合部材であって、各々が一方向性の補強ファイバと一のファイバ配向とを有する複数の複合プライを重ね合わせたスタックを含む第２の複合部材
    を備えており、
    前記スタック中の少なくとも一部の隣接し合うプライが、前記第２の複合部材の亀裂の伝播を止めるのに十分に異なるポアソン比をそれぞれ有している、複合構造。
  2. 前記ポアソン比の差異が通常約１５〜４０％である、請求項１に記載の複合構造。
  3. 前記少なくとも一部の隣接し合うプライのファイバ配向が約４５°である、請求項１に記載の複合構造。
  4. 前記第１の複合部材が航空機のフレームであり、且つ
    前記第２の複合部材が前記フレームを覆う胴体外板である、
    請求項１に記載の複合構造。
  5. 亀裂を止める機能を有する複合材料からなる機体を構築する方法であって、
    複合材料からなるフレーム部材を作製すること、
    複合外板を作製することであって、一方向性のファイバ補強複合プライのスタックを、外板に準等方性の特性を付与するプライ配向シーケンスで積み上げることを含むこと、及び
    前記外板に前記フレーム部材を結合すること
    を含む方法。
  6. 前記プライのスタックを積み上げることが、隣接し合うプライのファイバ配向が少なくとも約４５°相違するように、隣接し合うプライの向きを合わせることを含む、請求項５に記載の方法。
  7. 外板が準等方性の特性を示すように、前記スタック中における隣接し合うプライ間のポアソン比の不一致レベルを決定すること
    を更に含む、請求項５に記載の方法。
  8. 前記決定されたポアソン比の不一致レベルを達成するプライ配向シーケンスを選択すること
    を更に含む、請求項７に記載の方法。
  9. 前記外板に前記フレーム部材を結合することが、前記外板に前記フレーム部材を接着することを含む、請求項５に記載の方法。
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