JP2022150610A - 異方性複合材積層構造の設計方法 - Google Patents

異方性複合材積層構造の設計方法 Download PDF

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Abstract

Figure 2022150610000001
【課題】異方性材料の特性を活かしながら、異方性複合材積層構造の積層順を最適化する。
【解決手段】航空機の機体構造の所定部位を構成し、強化繊維の配向方向が相互に異なる複数種類の複合材層を積層して構成される異方性複合材積層構造の設計方法は、所定部位における異方性複合材積層構造を、厚さ方向に複数の領域に区分する領域設定工程（Ｓ４１０）と、所定部位に作用する応力方向に応じて、複数種類の複合材層の少なくとも積層順を、領域ごとに決定する積層構造決定工程（Ｓ４２０）と、を含む。
【選択図】図１１

Description

本発明は、異方性複合材積層構造の設計方法に関する。
近年、航空機の機体構造には、軽量化のために炭素繊維複合材（ＣＦＲＰ：Carbon Fiber Reinforced Plastics）等の複合材が使用されている。例えば、特許文献１には、強化繊維の配向方向が相互に異なる複数種類の複合材層を積層した異方性複合材積層構造を、航空機の翼の桁に適用した例が開示されている。
特開２０１４－１４４７７０号公報
航空機の機体構造のさらなる軽量化のため、異方性複合材積層構造の積層配向比および積層順の最適化が必要であるが、該積層配向比および該積層順の最適化には改善の余地があり、異方性材料の特性を活かしきれていない部分があった。
そこで、本発明は、異方性材料の特性を活かしながら、異方性複合材積層構造の積層順を最適化する設計方法を提供することを目的とする。
上記課題を解決するために、本発明の異方性複合材積層構造の設計方法は、航空機の機体構造の所定部位を構成し、強化繊維の配向方向が相互に異なる複数種類の複合材層を積層して構成される異方性複合材積層構造の設計方法であって、所定部位における異方性複合材積層構造を、厚さ方向に複数の領域に区分する領域設定工程と、所定部位に作用する応力方向に応じて、複数種類の複合材層の少なくとも積層順を、領域ごとに決定する積層構造決定工程と、を含む。
所定部位は、航空機の翼の下面のスキンであり、領域は、スキンの外側領域と内側領域を含み、スキンに作用する応力は、翼の長手方向の引張応力と、翼をねじる方向のねじり応力を含み、積層構造決定工程において、スキンの外側領域では、複数種類の複合材層のうち、ねじり応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層し、スキンの内側領域では、複数種類の複合材層のうち、引張応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層してもよい。
所定部位は、航空機の翼の下面のスキンであり、領域は、スキンの外側領域と内側領域を含み、スキンに作用する応力は、翼の長手方向の引張応力と、翼をねじる方向のねじり応力を含み、積層構造決定工程において、スキンの外側領域では、複数種類の複合材層のうち、引張応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層し、スキンの内側領域では、複数種類の複合材層のうち、ねじり応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層してもよい。
所定部位は、航空機の翼の桁のウェブであり、ウェブに作用する応力は、ウェブの長手方向に対して交差する第１方向に作用する第１圧縮応力と、第１方向に対して直交する第２方向に作用する第２圧縮応力とを含み、第２圧縮応力は第１圧縮応力よりも大きく、積層構造決定工程において、複数種類の複合材層のうち、第２方向の第２圧縮応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層してもよい。
積層構造決定工程において、第２方向の第２圧縮応力と、第１方向の第１圧縮応力との比に応じて、第２方向の第２圧縮応力に対して剛性を有する複合材層の積層数と、第１方向の第１圧縮応力に対して剛性を有する複合材層の積層数との積層配向比を決定してもよい。
積層構造決定工程において、厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差が４５°以下となるように、複数種類の複合材層の積層順を決定してもよい。
本発明によれば、異方性材料の特性を活かしながら、異方性複合材積層構造の積層順を最適化することができる。
本発明の一実施形態に係る航空機の概略斜視図である。 同実施形態に係る主翼の構造部材の一部を示す概略斜視図である。 同実施形態に係る下面スキンの異方性複合材積層構造を示す概略断面図である。 同実施形態に係る下面スキンの詳細な積層構成を示す積層構成図である。 変形例に係る下面スキンの異方性複合材積層構造を示す概略断面図である。 同変形例に係る下面スキンの詳細な積層構成を示す積層構成図である。 同実施形態に係る桁の異方性複合材積層構造を示す概略断面図である。 同実施形態に係るウェブの詳細な積層構成を示す積層構成図である。 同実施形態に係るウェブにかかるせん断荷重と積層配向比との関係を説明するための概略構成図である。 同実施形態に係る航空機の異方性複合材積層構造の設計方法を示すフローチャートである。 同実施形態に係る複合材積層構成最適化ステップのフローチャートである。
以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。
[１．航空機の全体構成]
まず、図１を参照して、本発明の一実施形態に係る航空機１の全体構成について説明する。図１は、本発明の一実施形態に係る航空機１の概略斜視図である。
図１に示すように、航空機１は、胴体３と、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９とを備える。以下では、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９を単に翼ともいう。
胴体３は、航空機１の機体の中心構造部材であり、前後方向（ロール軸方向）の長さが左右方向（ピッチ軸方向）および上下方向（ヨー軸方向）の長さよりも長い。胴体３の内部には、搭乗者が搭乗可能な搭乗スペースが形成されるとともに、エンジン等の駆動源、燃料タンク、運転装置、計測器等の各種装置が搭載される。
胴体３の中央部の左右両側に、一対の主翼５、５が設けられる。一対の主翼５、５は、胴体３の中央部から左右方向に張り出すように配置される。主翼５は、航空機１に上向きの揚力を発生させる。
胴体３の後部の左右両側に、一対の水平尾翼７、７が設けられる。一対の水平尾翼７、７は、胴体３の後部から左右方向に張り出すように配置される。水平尾翼７は、航空機１のピッチ軸回りの安定性を保つ機能を有する。
胴体３の後部の上側に、垂直尾翼９が設けられる。垂直尾翼９は、胴体３の後部から上方向に張り出すように配置される。垂直尾翼９は、航空機１のヨー軸回りの安定性を保つ機能を有する。
本実施形態に係る航空機１の機体構造の所定部位を構成する異方性複合材積層構造は、例えば、主翼５の構造部材に好適に適用されるため、以下では主翼５の構造部材の例ついて詳述する。しかし、本発明の航空機１の異方性複合材積層構造は、主翼５以外にも、胴体３、水平尾翼７、垂直尾翼９などに適用されてもよい。
［２．主翼の構成］
図２は、本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造の一例として、主翼５の構造部材の一部を示す概略斜視図である。図２に示すように、主翼５は、スキン（外板）１１と、複数の桁１３とを含む。
スキン１１は、翼型形状である。スキン１１は、主翼５の外皮を形成する。スキン１１の外面は、主翼５の外部空間に露出し、内面は、主翼５の内部空間を形成する。また、スキン１１は、主翼５の上面を形成する上面スキン１１ａと、主翼５の下面を形成する下面スキン１１ｂとを含む。
複数の桁１３は、上面スキン１１ａおよび下面スキン１１ｂの間で、主翼５の長手方向（ピッチ軸方向）に延びるように配置される。複数の桁１３は、主翼５の前後方向（ロール軸方向）に離隔して配置される。桁１３の一端は、上面スキン１１ａに接続され、桁１３の他端は、下面スキン１１ｂに接続される。
主翼５のスキン１１および桁１３は、強化繊維および樹脂を含む複合材、例えば、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：Carbon Fiber Reinforced Plastics）により構成される。母材となる樹脂としては、例えば、エポキシ樹脂、ポリアミド樹脂、フェノール樹脂、ベンゾオキサジン樹脂、ビスマレイミド樹脂または不飽和ポリエステルなどの熱硬化性樹脂などを用いることができる。なお、本発明の繊維強化複合材の材料は、ＣＦＲＰの例に限定されず、例えば、強化材としてガラス繊維を用いたガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ：Ｇｌａｓｓ ＦＲＰ）、ボロン繊維強化プラスチック（ＢＦＲＰ：Ｂｏｒｏｎ ＦＲＰ）、アラミド、ケブラー、ダイニーマ、ザイロンなどの樹脂繊維を強化材として用いた樹脂繊維強化複合材（ＡＦＲＰ：Ａｒａｍｉｄ ＦＲＰ、ＫＦＲＰ：Ｋｅｖｌａｒ ＦＲＰ、ＤＦＲＰ：Ｄｙｎｅｅｍａ ＦＲＰ、ＺＦＲＰ：Ｚｙｌｏｎ ＦＲＰなど）、炭素とケイ素の化合物を繊維化した炭化ケイ素繊維強化複合材（ＳｉＣＦＲＰ：Ｓｉｌｉｃｏｎ Ｃａｒｂｉｄｅ ＦＲＰ）など、各種の繊維強化プラスチック（ＦＲＰ：Ｆｉｂｅｒ Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ Ｐｌａｓｔｉｃ）を使用することもできる。これにより、スキン１１および桁１３が金属材料で構成される場合よりも、比強度を大きくすることができ、また軽量化が可能となる。
主翼５のスキン１１および桁１３は、厚さ方向に複数種類の複合材層を積層した積層構造体である。各複合材層に含まれる強化繊維は、単一方向（同一方向）に延びるように配置される。複数種類の複合材層は、強化繊維の配向方向が相互に異なる複合材層である。したがって、主翼５のスキン１１および桁１３は、強化繊維の配向方向が相互に異なる異方性を有する複数種類の複合材層を積層して構成される異方性複合材積層構造である。本実施形態では、強化繊維の配向方向は、主翼５の長手方向を０°とした場合、０°、＋４５°、－４５°、９０°の４種類の配向方向である。ただし、これに限定されず、強化繊維の配向方向は、０°、＋４５°、－４５°、９０°のそれぞれと異なる方向であってもよい。また、配向方向の種類は、複数種類あればよく、４種類より多くてもよいし、４種類より少なくてもよい。
本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造は、航空機１の機体構造の所定部位としてスキン１１および桁１３に適用される。ただし、これに限定されず、本実施形態に係る異方性複合材積層構造は、所定部位としてリブやストリンガなどに適用されてもよい。
かかる航空機１の機体構造は、近年、燃費改善の要求によって、軽量化が求められている。その解決手段として、機体構造の所定部位を構成する異方性複合材積層構造の積層配向比および積層順の最適化が必要であるが、該積層配向比および該積層順の最適化には改善の余地があり、異方性材料の特性を活かしきれていない部分があった。
本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造では、機体構造の各部位に作用する応力方向に応じて、複数種類の複合材層の少なくとも積層順を決定する。本実施形態では、機体構造の各部位に作用する応力方向に応じて、複数種類の複合材層の積層順に加え、積層配向比を決定している。これにより、異方性材料の特性を活かして異方性複合材積層構造の積層配向比および積層順を最適化することにより、積層数を最少にすることができ、軽量化を達成することができる。以下に本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造とその設計方法について詳述する。
［３．下面スキンの異方性複合材積層構造］
図３は、本実施形態に係る下面スキン１１ｂの異方性複合材積層構造を示す概略断面図である。図３に示すように、下面スキン１１ｂは、スキン外側領域１５と、スキン内側領域１７とを含む。スキン外側領域１５は、下面スキン１１ｂの外面側に位置し、スキン内側領域１７は、下面スキン１１ｂの内面側に位置する。
本実施形態の下面スキン１１ｂは、強化繊維の配向方向が０°方向、±４５°方向、９０°方向となる４種類の複合材層を含んでいる。ここで、０°方向は、例えば、主翼５の長手方向であり、＋４５°方向は、下面スキン１１ｂの面内方向において０°方向に対し一方側に４５°傾斜した方向であり、－４５°方向は、下面スキン１１ｂの面内方向において０°方向に対し他方側に４５°傾斜した方向であり、９０°方向は、下面スキン１１ｂの面内方向において０°方向に対し直交する方向である。以下、強化繊維の配向方向が０°方向となる複合材層を０°層と呼び、配向方向が＋４５°方向となる複合材層を＋４５°層と呼び、配向方向が－４５°方向となる複合材層を－４５°層と呼び、配向方向が９０°方向となる複合材層を９０°層と呼ぶ。また、＋４５°層および－４５°層をまとめて±４５°層と呼ぶ場合がある。
スキン外側領域１５は、±４５°層を、０°層および９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。また、スキン内側領域１７は、０°層を、＋４５°層、－４５°層、および、９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。
図４は、本実施形態に係る下面スキン１１ｂの詳細な積層構成を示す積層構成図である。図４に示すように、本実施形態の下面スキン１１ｂは、厚さ方向に積層された計４０層の複合材層により構成される。本実施形態では、各複合材層の厚さは、互いに等しい。ただし、これに限定されず、各複合材層の厚さは、互いに異なっていてもよい。図４では、下面スキン１１ｂの外面側から内面側に向かって複合材層の層数（図４中、Ｐｌｙ数）が示されている。Ｐｌｙ数が小さい層ほど、下面スキン１１ｂの外面側に位置する層であり、Ｐｌｙ数が大きい層ほど、下面スキン１１ｂの内面側に位置する層である。
下面スキン１１ｂは、厚さ方向（積層方向）において、複数の領域（ここでは、領域１、領域２、領域３、領域４）に区分される。領域１は、Ｐｌｙ数３１～４０の領域であり、領域２、３、４よりも内面側に位置する。領域２は、Ｐｌｙ数２１～３０の領域であり、領域１よりも外面側に位置し、領域３、４よりも内面側に位置する。領域３は、Ｐｌｙ数１１～２０の領域であり、領域１、２よりも外面側に位置し、領域４よりも内面側に位置する。領域４は、Ｐｌｙ数１～１０の領域であり、領域１、２、３よりも外面側に位置する。領域１および領域２は、図３に示されるスキン内側領域１７に相当し、領域３および領域４は、スキン外側領域１５に相当する。
各領域内の各複合材層は、下記積層条件１～４に基づいて積層される。積層条件１は、各領域１～４内に、複数種類の複合材層（ここでは、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層）のそれぞれを少なくとも１つ配置することである。これは、同一配向方向の複合材層が偏って積層されると、異方性複合材積層構造に荷重が加わった際に、偏って積層された複合材層と他の複合材層との間で剥離が生じ易くなるためである。積層条件１を満たすことで、同一配向方向の複合材積層が偏って積層され難くなり、荷重が加わった際に複数の複合材層の間の剥離、および、異方性複合材積層構造の破損を抑制することができる。
積層条件２は、同一配向方向の複合材層の厚さ方向における連続積層数を所定数（ここでは、３つ）以下とすることである。積層条件２を満たすことで、同一配向方向の複合材積層が偏って積層され難くなり、荷重が加わった際に複数の複合材層の間の剥離、および、異方性複合材積層構造の破損を抑制することができる。
積層条件３は、厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差を４５°以下とすることである。これは、異方性複合材積層構造に荷重が加わった際に、隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差が４５°より大きいと、該２つの複合材層の間で剥離が生じ易くなるためである。積層条件３を満たすことで、荷重が加わった際に該２つの複合材層の間の剥離を抑制することができ、異方性複合材積層構造の破損を抑制することができる。
積層条件４は、異方性複合材積層構造の積層配向比を同一とすることである。積層配向比は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層の各厚さの比率である。本実施形態では、各複合材層の厚さは同一であるため、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層の各層数の比率であってもよい。積層条件４を満たすことで、異方性複合材積層構造の最適化シミュレーションにかかる時間を短縮することができる。
図４に示すように、領域１は、０°層を４つ、＋４５°層を１つ、－４５°層を２つ、９０°層を３つ有している。したがって、領域１は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域１の０°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数３３～３５において３つであり、積層条件２を満たしている。また、領域１の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域２は、０°層を３つ、＋４５°層を１つ、－４５°層を３つ、９０°層を３つ有している。したがって、領域２は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域２の０°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数２３～２４において２つであり、９０°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数２６～２７において２つであり、積層条件２を満たしている。また、領域２の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域３は、０°層を２つ、＋４５°層を２つ、－４５°層を４つ、９０°層を２つ有している。したがって、領域３は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域３の－４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数１４～１５およびＰｌｙ数１７～１８において２つであり、積層条件２を満たしている。また、領域３の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域４は、０°層を１つ、＋４５°層を６つ、－４５°層を１つ、９０°層を２つ有している。したがって、領域４は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域４の＋４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数２～４およびＰｌｙ数８～１０において３つであり、積層条件２を満たしている。また、領域４の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
また、領域１～４の全域において、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層は、それぞれ１０層あり、各複合材層の厚さは同一であることから、積層配向比は同一である。したがって、本実施形態の下面スキン１１ｂの異方性複合材積層構造は、積層条件４を満たしている。
なお、上記積層条件１～４は、必須条件ではなく、例えば、積層条件１～４のうち少なくとも１つの条件が満たされていてもよい。また、積層条件１～４のすべてが満たされなくてもよい。
航空機１の飛行中、主翼５には鉛直上向きの揚力が働く。また、航空機１が所定速度以上で飛行した際に、主翼５の振動が増幅されるフラッターと呼ばれる現象が発生する場合がある。フラッターが発生すると、主翼５には、胴体３に対し主翼５をねじる方向の荷重が作用する。
下面スキン１１ｂに荷重が加わると、下面スキン１１ｂ内部に応力および歪みが生じる。主翼５に揚力が働くと、下面スキン１１ｂには、主翼５の長手方向の引張応力が作用する。また、フラッターが発生すると、下面スキン１１ｂには、主翼５をねじる方向のねじり応力が作用する。
そのため、本実施形態の下面スキン１１ｂのスキン外側領域１５では、ねじり応力に対して剛性を有する±４５°層を、他の複合材層（０°層、９０°層）よりも多く積層している。ここで、ねじり応力に対して剛性を有する±４５°層がスキン内側領域１７に多く配置されるよりも、スキン外側領域１５に多く配置される方が、ねじり応力に対し剛性を高めることができる。これにより、±４５°層をスキン内側領域１７に多く配置する場合よりも、ねじり応力に対し剛性を高めて±４５°層の積層数を少なくすることができ、軽量化を達成することができる。
また、下面スキン１１ｂのスキン内側領域１７では、引張応力に対して剛性を有する０°層を、他の複合材層（＋４５°層、－４５°層、９０°層）よりも多く積層している。これにより、ねじり応力に対し剛性を高めつつも、引張応力に対する剛性を維持することができる。
図５は、変形例に係る下面スキン１１１ｂの異方性複合材積層構造を示す概略断面図である。図５に示すように、下面スキン１１１ｂのスキン外側領域１５は、０°層を、＋４５°層、－４５°層、および、９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。また、スキン内側領域１７は、±４５°層を、０°層および９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。
図６は、変形例に係る下面スキン１１１ｂの詳細な積層構成を示す積層構成図である。図６に示すように、本変形例の下面スキン１１１ｂは、上記実施形態と同様に、厚さ方向に積層された計４０層の複合材層により構成される。本変形例では、各複合材層の厚さは、互いに等しい。
本変形例でも、下面スキン１１１ｂは、厚さ方向（積層方向）において、複数の領域（ここでは、領域１、領域２、領域３、領域４）に区分される。領域１は、Ｐｌｙ数３１～４０の領域であり、領域２は、Ｐｌｙ数２１～３０の領域であり、領域３は、Ｐｌｙ数１１～２０の領域であり、領域４は、Ｐｌｙ数１～１０の領域である。領域１および領域２は、図５に示されるスキン内側領域１７に相当し、領域３および領域４は、スキン外側領域１５に相当する。各領域内の各複合材層は、上記積層条件１～４に基づいて積層される。
図６に示すように、領域１は、０°層を１つ、＋４５°層を２つ、－４５°層を２つ、９０°層を５つ有している。したがって、領域１は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域１の９０°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数３５～３６において２つであり、積層条件２を満たしている。また、領域１の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域２は、０°層を１つ、＋４５°層を３つ、－４５°層を３つ、９０°層を３つ有している。したがって、領域２は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域２の＋４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数２６～２７において２つであり、－４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数２３～２４において２つであり、積層条件２を満たしている。また、領域２の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域３は、０°層を２つ、＋４５°層を３つ、－４５°層を４つ、９０°層を１つ有している。したがって、領域３は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域３の－４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数１１～１２およびＰｌｙ数１７～１８において２つであり、積層条件２を満たしている。また、領域３の＋４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数１４～１５において２つであり、積層条件２を満たしている。また、領域３の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域４は、０°層を６つ、＋４５°層を２つ、－４５°層を１つ、９０°層を１つ有している。したがって、領域４は、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層のそれぞれを少なくとも１つ備え、積層条件１を満たしている。また、領域４の０°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数２～４およびＰｌｙ数８～１０において３つであり、積層条件２を満たしている。また、領域４の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
また、領域１～４の全域において、０°層、＋４５°層、－４５°層、９０°層は、それぞれ１０層あり、各複合材層の厚さは同一であることから、積層配向比は同一である。したがって、本変形例の下面スキン１１１ｂの異方性複合材積層構造は、積層条件４を満たしている。
本変形例の下面スキン１１１ｂのスキン外側領域１５では、引張応力に対して剛性を有する０°層を、他の複合材層（＋４５°層、－４５°層、９０°層）よりも多く積層している。引張応力に対して剛性を有する０°層がスキン内側領域１７に多く配置されるよりも、スキン外側領域１５に多く配置される方が、引張応力に対し剛性を高めることができる。これにより、０°層をスキン内側領域１７に多く配置する場合よりも、引張応力に対し剛性を高めて０°層の積層数を少なくすることができ、軽量化を達成することができる。
また、下面スキン１１ｂのスキン内側領域１７では、ねじり応力に対して剛性を有する±４５°層を、他の複合材層（０°層、９０°層）よりも多く積層している。これにより、引張応力に対し剛性を高めつつも、ねじり応力に対する剛性を維持することができる。
［４．桁の異方性複合材積層構造］
図７は、本実施形態に係る桁１３の異方性複合材積層構造を示す概略断面図である。図７に示すように、桁１３は、ウェブ２１を含み、ウェブ２１は、ウェブ外側領域２３、２３と、ウェブ内側領域２５とを含む。ウェブ外側領域２３、２３は、ウェブ２１の両側端（外面側）に位置し、ウェブ内側領域２５は、ウェブ２１の内部に位置し、ウェブ外側領域２３、２３の間に位置する。
本実施形態のウェブ２１は、強化繊維の配向方向が０°方向、±４５°方向、９０°方向となる４種類の複合材層を含んでいる。ここで、０°方向は、例えば、主翼５の長手方向であり、＋４５°方向は、ウェブ２１の面内方向において０°方向に対し一方側（翼端側に向かって上側）に４５°傾斜した方向であり、－４５°方向は、ウェブ２１の面内方向において０°方向に対し他方側（翼端に向かって下側）に４５°傾斜した方向であり、９０°方向は、ウェブ２１の面内方向において０°方向に対し直交する方向である。
ウェブ外側領域２３、２３は、－４５°層を、０°層、＋４５°層、および、９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。また、ウェブ内側領域２５は、０°層および＋４５°層を、－４５°層および９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。
図８は、本実施形態に係るウェブ２１の詳細な積層構成を示す積層構成図である。図８に示すように、本実施形態のウェブ２１は、厚さ方向に積層された計１１層の複合材層により構成される。本実施形態では、各複合材層の厚さは、互いに等しい。ただし、これに限定されず、各複合材層の厚さは、互いに異なっていてもよい。図８では、ウェブ２１の左側面側（図７中、左側）から右側面側（図７中、右側）に向かって複合材層の層数（図８中、Ｐｌｙ数）が示されている。Ｐｌｙ数が小さい層ほど、ウェブ２１の左側面側に位置する層であり、Ｐｌｙ数が大きい層ほど、ウェブ２１の右側面側に位置する層である。
ウェブ２１は、厚さ方向（積層方向）において、複数の領域（ここでは、領域１、領域２、領域３）に区分される。領域１は、Ｐｌｙ数９～１１の領域であり、領域２、３よりもウェブ２１の右側面側に位置する。領域２は、Ｐｌｙ数４～８の領域であり、領域１、３よりもウェブ２１の内側に位置する。領域３は、Ｐｌｙ数１～３の領域であり、領域１、２よりもウェブ２１の左側面側に位置する。領域１および領域３は、図７に示されるウェブ外側領域２３、２３に相当し、領域２は、ウェブ内側領域２５に相当する。
各領域内の各複合材層は、上記積層条件２～３に基づいて積層される。図８に示すように、領域１の－４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数９～１１において３つであり、積層条件２を満たしている。また、領域１の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域２の０°層、＋４５°層、９０°層の厚さ方向における連続積層数は、いずれも１つであり、積層条件２を満たしている。また、領域２の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域３の－４５°層の厚さ方向における連続積層数は、Ｐｌｙ数１～３において３つであり、積層条件２を満たしている。また、領域３の厚さ方向に隣接する２つの複合材層の配向方向の角度差は、４５°以下であり、積層条件３を満たしている。
領域１～４において、－４５°層の層数は、６層であり、＋４５°層の層数は、２層であり、０°層の層数は２層であり、９０°層の層数は１層である。各複合材層の厚さは同一であることから、＋４５°層と－４５°層とで積層配向比は異なっている。したがって、本実施形態のウェブ２１の異方性複合材積層構造は、積層条件４を満たしていない。
航空機１の飛行中、主翼５には鉛直上向きの揚力が働き、桁１３のウェブ２１には鉛直上向きの荷重がかかる。また、航空機１の着陸中、主翼５には鉛直下向きの自重が働き、桁１３のウェブ２１には鉛直下向きの荷重がかかる。
図９は、本実施形態に係るウェブ２１にかかるせん断荷重と積層配向比との関係を説明するための概略構成図である。なお、図９中、左下から右上に延びる「＋４５°」と記された線は、＋４５°層の積層数をイメージ化した線（３本）であり、左上から右下に延びる「－４５°」と記された線は、－４５°層の積層数をイメージ化した線（９本）である。
図９に示すように、航空機１の飛行中、ウェブ２１には、揚力により鉛直上向きの荷重（図中、＋３Ｇ）がかかる。また、航空機１の着陸中、ウェブ２１には、自重により鉛直下向きの荷重（図中、－１Ｇ）がかかる。
ウェブ２１に荷重が加わると、ウェブ２１内部に応力および歪みが生じる。航空機１の飛行中、ウェブ２１には、揚力により＋４５°方向（ウェブ２１の長手方向に対して交差する第１方向）に引張応力が作用する。また、航空機１の着陸中、ウェブ２１には、自重により＋４５°方向に圧縮応力が作用する。
また、航空機１の飛行中、ウェブ２１には、揚力により－４５°方向（第１方向に対して直交する第２方向）に圧縮応力が作用する。また、航空機１の着陸中、ウェブ２１には、自重により－４５°方向に引張応力が作用する。
ここで、一般的に、航空機１の飛行中に揚力によりウェブ２１にかかる鉛直上向きの荷重（＋３Ｇ）は、航空機１の着陸中に自重によりウェブ２１にかかる鉛直下向きの荷重（－１Ｇ）より大きい。ここでは、ウェブ２１にかかる鉛直上向きの荷重は、ウェブ２１にかかる鉛直下向きの荷重より３倍大きい。そのため、航空機１の飛行中にウェブ２１の－４５°方向（第２方向）に作用する圧縮応力（第２圧縮応力）は、航空機１の着陸中にウェブ２１の＋４５°方向（第１方向）に作用する圧縮応力（第１圧縮応力）よりも大きくなる。
したがって、本実施形態のウェブ２１は、－４５°方向の圧縮応力に対して剛性を有する－４５°層を、他の複合材層（０°層、＋４５°層、９０°層）よりも多く積層している。これにより、航空機１の飛行中に生じる圧縮応力に対し、ウェブ２１の剛性を高めることができ、ウェブ２１の座屈を抑制することができる。
また、本実施形態のウェブ２１のうち、－４５°層の積層数と＋４５°層の積層数との比は、－４５°方向の圧縮応力と＋４５°方向の圧縮応力との比に応じて決定される。ここでは、－４５°方向の圧縮応力と＋４５°方向の圧縮応力との比が３：１であるとして、－４５°層の積層数と＋４５°層の積層数との比（積層配向比）を３：１としている。これにより、－４５°層の積層数と＋４５°層の積層数との比（積層配向比）が同じである場合より、ウェブ２１の座屈を抑制しつつも、＋４５°層の積層数を少なくすることができ、軽量化を達成することができる。
また、ウェブ２１のウェブ外側領域２３、２３は、－４５°層を、０°層、＋４５°層、および、９０°層のいずれの層よりも多く含んでいる。つまり、－４５°方向の圧縮応力に対して剛性を有する－４５°層は、ウェブ２１のうち両側端側（外面側）に多く配置される。ここで、－４５°層がウェブ内側領域２５に多く配置されるよりも、ウェブ外側領域２３、２３に多く配置される方が、－４５°方向の圧縮応力に対し剛性を高めることができる。これにより、－４５°方向の圧縮応力に対し剛性を高めつつ、－４５°層の積層数を少なくすることができ、軽量化を達成することができる。
［５．異方性複合材積層構造の設計方法］
次に、図１０を参照して、本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造の設計方法について説明する。図１０は、本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造の設計方法を示すフローチャートである。
図１０に示すように、本実施形態に係る航空機１の異方性複合材積層構造の設計方法は、主翼５の設計ステップ（Ｓ１００）、トポロジー最適化ステップ（Ｓ２００）、複合材の間引きステップ（Ｓ３００）、複合材積層構成最適化ステップ（Ｓ４００）、複合材の積層ステップ（Ｓ５００）を含む。以下に各ステップについて詳述する。
（Ｓ１００）主翼の設計ステップ
まず、航空機１の機体構造である主翼５の構成が設計される。ここでは、航空機１の主翼５のスキン１１および桁１３を設計する例について説明する。航空機１の主翼５に求められる形状、強度、機能等の特性に応じて、スキン１１および桁１３の形状、大きさ、材質等が設計される。
トポロジー最適化（Ｓ２００）および複合材積層構成最適化（Ｓ４００）を含む構造最適化シミュレーションにより、スキン１１および桁１３の異方性複合材積層構造の骨組みモデルと積層構成が設計される。この設計では、以下の３つのステップ（Ｓ２００、Ｓ３００、Ｓ４００）を含むことが好ましい。
（Ｓ２００）トポロジー最適化ステップ
本ステップ（Ｓ２００）では、トポロジー最適化シミュレーションにより、異方性複合材積層構造の骨組みモデルの最適解が解析、設計されて、異方性複合材積層構造の基本配置が決定される。
異方性複合材積層構造の形状を設計する際に利用される構造最適化としては、寸法最適化、形状最適化、トポロジー最適化などの解析方法がある。このうち、トポロジー最適化の基本的な考え方は、「異方性複合材積層構造の利用時に想定される構造的な制約、荷重・拘束条件の下で、設定した設計空間において、最も効率のよい材料の分布を見つけること」にある。トポロジー最適化は、当該条件下で不要な材料を削って最適な設計案を見出していく解析方法であり、トポロジー最適化の実行過程では、シミュレーションの繰り返しと、効率的な解探索とが行われる。
本実施形態では、上記トポロジー最適化を実行する解析ツールを用いて、異方性複合材積層構造の最適な骨組みモデルが設計される。
（Ｓ３００）複合材の間引きステップ
本ステップ（Ｓ３００）では、航空機１の主翼５の成立性の観点に基づいて、上記ステップ（Ｓ２００）で設計された骨組みモデル３２から、一部の異方性複合材積層構造が間引かれる。ここで、主翼５の成立性とは、例えば、（１）乗り物としての成立性、（２）空力学としての成立性、（３）製造成立性などを含む。
（Ｓ４００）複合材積層構成最適化ステップ
次いで、本ステップ（Ｓ４００）では、複合材積層構成最適化シミュレーションにより、上記ステップ（Ｓ２００、Ｓ３００）で設計された異方性複合材積層構造の骨組みモデルに基づいて、異方性複合材積層構造の各部位における積層構成（板厚、配向方向等）が最適化される。具体的には、異方性複合材積層構造の骨組みモデルにおいて、複合材層の厚さや幅、当該複合材層を構成する炭素繊維シート（プリプレグ）の積層枚数や炭素繊維の配向方向などといった積層構成が決定される。この解析処理には、複合材積層構成最適化を実行する解析ツールが用いられる。なお、上記ステップ（Ｓ３００）にて一部の異方性複合材積層構造が間引かれた場合には、当該間引かれた後の骨組みモデルに対して、複合材積層構成最適化が行われる。
図１１は、本実施形態に係る複合材積層構成最適化ステップＳ４００のフローチャートである。図１１に示すように、複合材積層構成最適化ステップＳ４００は、領域設定工程Ｓ４１０と、積層構造決定工程Ｓ４２０とを含む。
（Ｓ４１０）領域設定工程
領域設定工程Ｓ４１０では、異方性複合材積層構造を厚さ方向に複数の領域に区分する。具体的に、領域設定工程Ｓ４１０は、図３および図５に示すように、下面スキン１１ｂをスキン外側領域１５と、スキン内側領域１７とに区分したり、図７に示すように、ウェブ２１をウェブ外側領域２３、２３と、ウェブ内側領域２５とに区分する。なお、領域設定工程Ｓ４１０は、図４および図６に示すように、異方性複合材積層構造を所定の厚さ（所定積層数）毎に、複数の領域に区分してもよい。
（Ｓ４２０）積層構造決定工程
積層構造決定工程Ｓ４２０は、航空機１の機体構造の所定部位に作用する応力方向に応じて、複数種類の複合材層の少なくとも積層順を、領域設定工程Ｓ４１０により区分された領域ごとに決定する。本実施形態では、航空機１の機体構造の所定部位に作用する応力方向に応じて、複数種類の複合材層の積層順に加えて積層配向比を、領域設定工程Ｓ４１０により区分された領域ごとに決定している。ここでは、機体構造の所定部位に作用する荷重（応力）の方向、大きさ、また上述した積層条件１～４に基づいて、複合材層の積層順や積層配向比が図３～図８に示すように決定される。
以上のステップ（Ｓ２００～Ｓ４００）により、異方性複合材積層構造の骨組みモデルと積層構成が完成する。その後、上記設計した積層構成に基づいて、複数枚のプリプレグを積層することで、主翼５のスキン１１や桁１３の各部位における異方性複合材積層構造の厚みや幅が調整される。かかるプリプレグの積層処理は、ロボット等を用いた自動積層技術を適用することが好ましい。
このように、本実施形態に係る異方性複合材積層構造の設計方法は、（Ｓ４１０）領域設定工程、（Ｓ４２０）積層構造決定工程を含む。これにより、機体構造の各部位に作用する応力方向に応じて、厚さ方向に区分された領域（例えば、外側領域、内側領域）ごとに、異方性材料の特性を活かした適切な積層配向比および積層順を決定することができる。その結果、異方性複合材積層構造の積層数を最少にすることができ、軽量化を達成することができる。
以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。
１ 航空機
５ 主翼
１１ スキン
１１ａ 上面スキン
１１ｂ 下面スキン
１３ 桁
１５ スキン外側領域（外側領域）
１７ スキン内側領域（内側領域）
２１ ウェブ
２３ ウェブ外側領域（外側領域）
２５ ウェブ内側領域（内側領域）
１１１ｂ 下面スキン

Claims (6)

  1. 航空機の機体構造の所定部位を構成し、強化繊維の配向方向が相互に異なる複数種類の複合材層を積層して構成される異方性複合材積層構造の設計方法であって、
    前記所定部位における前記異方性複合材積層構造を、厚さ方向に複数の領域に区分する領域設定工程と、
    前記所定部位に作用する応力方向に応じて、前記複数種類の複合材層の少なくとも積層順を、前記領域ごとに決定する積層構造決定工程と、
    を含む、異方性複合材積層構造の設計方法。
  2. 前記所定部位は、前記航空機の翼の下面のスキンであり、
    前記領域は、前記スキンの外側領域と内側領域を含み、
    前記スキンに作用する応力は、前記翼の長手方向の引張応力と、前記翼をねじる方向のねじり応力を含み、
    前記積層構造決定工程において、
    前記スキンの外側領域では、前記複数種類の複合材層のうち、前記ねじり応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層し、
    前記スキンの内側領域では、前記複数種類の複合材層のうち、前記引張応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層する、
    請求項１に記載の異方性複合材積層構造の設計方法。
  3. 前記所定部位は、前記航空機の翼の下面のスキンであり、
    前記領域は、前記スキンの外側領域と内側領域を含み、
    前記スキンに作用する応力は、前記翼の長手方向の引張応力と、前記翼をねじる方向のねじり応力を含み、
    前記積層構造決定工程において、
    前記スキンの外側領域では、前記複数種類の複合材層のうち、前記引張応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層し、
    前記スキンの内側領域では、前記複数種類の複合材層のうち、前記ねじり応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層する、
    請求項１に記載の異方性複合材積層構造の設計方法。
  4. 前記所定部位は、前記航空機の翼の桁のウェブであり、
    前記ウェブに作用する応力は、前記ウェブの長手方向に対して交差する第１方向に作用する第１圧縮応力と、前記第１方向に対して直交する第２方向に作用する第２圧縮応力とを含み、
    前記第２圧縮応力は前記第１圧縮応力よりも大きく、
    前記積層構造決定工程において、
    前記複数種類の複合材層のうち、前記第２方向の前記第２圧縮応力に対して剛性を有する複合材層を他の複合材層よりも多く積層する、
    請求項１に記載の異方性複合材積層構造の設計方法。
  5. 前記積層構造決定工程において、
    前記第２方向の前記第２圧縮応力と、前記第１方向の前記第１圧縮応力との比に応じて、前記第２方向の前記第２圧縮応力に対して剛性を有する複合材層の積層数と、前記第１方向の前記第１圧縮応力に対して剛性を有する複合材層の積層数との積層配向比を決定する、
    請求項４に記載の異方性複合材積層構造の設計方法。
  6. 前記積層構造決定工程において、
    前記厚さ方向に隣接する２つの複合材層の前記配向方向の角度差が４５°以下となるように、前記複数種類の複合材層の積層順を決定する、
    請求項１～５のいずれか１項に記載の異方性複合材積層構造の設計方法。
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