JP4238311B2

JP4238311B2 - 3D composite joint

Info

Publication number: JP4238311B2
Application number: JP2002368307A
Authority: JP
Inventors: 真伊藤; 司朗三宅; 元美月ヶ瀬; 豊己田中; 西山　　茂
Original assignee: 防衛省技術研究本部長
Priority date: 2002-12-19
Filing date: 2002-12-19
Publication date: 2009-03-18
Anticipated expiration: 2022-12-19
Also published as: JP2004196157A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、３次元複合材継ぎ手に関し、特に、航空機の主翼のような接合対象に対する結合の強度を強化する３次元複合材継ぎ手に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の構造に複合材が適用されて久しい。複合材として、ＦＲＰがしばしば用いられる。炭素繊維、アラミド繊維、ガラス繊維のような繊維で強化された複合材は、航空機の主翼のような高強度が要求される構造体に広く用いられている。その優れた物性は、航空機の翼胴結合構造のようなフィッティングに利用されることが期待される。
【０００３】
航空機の主翼と胴体は、フィッティングにより結合される。３次元複合材フィッティングは、特開平７−４０８９５号、特開平７−１５６８８８号で知られているように、面内強化遷移が複数層に積層されて構造化された多層構造を有し、テンションボルト荷重をラウンド形状により分散して局所的に集中しない応力分散性とを持ち、且つ、軽量である構造を有している。
【０００４】
図８と図９は、そのような３次元複合材フィッティングの継ぎ手部の製造方法を示している。継ぎ手部１０１は、面内強化繊維１０２が多層に形成されて多層構造化されている。このように多層化された多層形成体１０３は、断面上で、実線と１点鎖線で囲まれる長方形に現れる。次に、翼端側に向かってその厚みが薄くなって、切断面１０４が基底面１０５に対して傾斜する斜面になるように加工される。この結果、継ぎ手部１０１は、胴側の結合付け根部位の厚みａが翼端側部位の厚みｂより大きくなる。テーパ加工により、面内強化繊維が継ぎ手部の途中で削り落とされ、その繊維にかかる負荷は層間せん断に切り替わって、より下層に伝達される。
【０００５】
切断面１０４の側に、ボルト座ぐり穴１０６が加工され、更に、ボルト座繰り穴１０６の座ぐり面から底面１０５に届くボルト穴１０７が加工される。ボルト穴１０７にボルトが通され、ボルトの先端側部位は主翼と結合され、ボルト頭はボルト座ぐり穴１０６の座ぐり面に圧着する。ボルト座ぐり穴１０６の座ぐり面は、面内強化繊維積層面と平行であるため、負荷を伝達するせん断面積を狭めている。更に、座ぐり面が断面上で直角に現れる座ぐり穴形状は、座ぐり穴の周囲に対する応力の集中を誘発する。
【０００６】
このように、公知の３次元複合材継ぎ手構造は、強度が低い層間せん断強度依存率が高く、強度を向上させる点で障害を含んでいる。繊維の３次元構造配置のみによらずに、３次元目の補強が重要である。
【０００７】
局所的応力集中を効果的に抑制することが求められ、特に、層間せん断応力集中部を持たないことが求められる。機械加工工程数の削減が次に求められる。材料費の低減化が更に求められる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、局所的応力集中をより効果的に抑制することができ繊維の３次元構造配置のみによらずに３次元目の強力な補強が可能である３次元複合材継ぎ手を提供することにある。
本発明の他の課題は、次に、層間せん断応力集中をより抑制することができる３次元複合材継ぎ手を提供することにある。
本発明の他の課題は、更に次に、機械加工工程数を削減することができる３次元複合材継ぎ手を提供することにある。
本発明の更に他の課題は、更に次に、材料費を低減化することができる３次元複合材継ぎ手を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
その課題を解決するための手段が、下記のように表現される。その表現中に現れる技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現されている技術的事項に付せられている参照番号、参照記号等に一致している。このような参照番号、参照記号は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このような対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されることを意味しない。
【００１０】
本発明による３次元複合材継ぎ手は、面内強化繊維（２４）が配された層（５）が重なり合う多層構造が形成されている。その多層構造は、第１層（５−ｔ）と、第１層（５−ｔ）の上面側で第１層（５−ｔ）に対して積層される第２層（５−ｕ）と、第２層（５−ｕ）の上面側で第２層（５−ｕ）に対して積層される第３層（５−ｖ）とから形成されている。第３層（５−ｖ）は第２層（５−ｕ）の先端まで届き、第２層（５−ｕ）は第１層（５−ｔ）の先端まで届いていることが好ましい。第３層（５−ｖ）は接合対象（４）の接合面（６）に対して傾斜している。
【００１１】
第３層（５−ｖ）の下側面である斜面により押さえつけられる第２層の中で、その押さえ付け力が応力として広域に伝達され、第２層（５−ｕ）は更に下層の第１層（５−ｔ）を広域的に押さえつけ、第３層と第２層の間の剥離作用が低く抑えられる。このように面外方向（接合面に対する法線方向又は法線方向成分を持つ方向）に剥離作用が抑えられ、面内と面外に３次元的に強度が強化される。多層構造は、接合対象（４）に締付軸（１３）で締め付けられて結合され、多層構造には重なり方向に穴（１１）が開けられる。締付軸（１３）は、穴（１１）に通る軸部分（１４）と、接合対象（４）に結合する結合部分と、第３層（５−ｖ，ｖ＝１）の上面であるテーパ面（９−１）に接合する接合斜面（１６）を持つ頭部分（１５）とを備えている。頭部分（１５）を嵌めこむ座ぐり穴がないので、層間せん断面積がより広く、継ぎ手構造の内的充実性が更に一層に高い。締付軸（１３）は、３次元目の強度を強力に補充し、且つ、継ぎ手構造の内的充実性を損なうことを効果的に抑制する。
【００１２】
層の数は、実際には、図に示される数よりもはるかに多い。上下に重なって隣り合う任意の２層のうちの上層はが必ず下層を被覆しているとは限らない。既述の第１層と第２層と第３層の組合せが少なくとも１つ存在している。面内繊維は、面内の応力集中を有効に抑制し、且つ、曲げ応力の分散を効果的にし、且つ、接合面（６）に対する斜面で層間が面外方向に接合することにより、面内の応力分散と面外の応力分散との相乗作用により、３次元的応力分散を実現して応力集中を緩和することができ、結果的に３次元強度を有効に強化する。
【００１３】
面外強化繊維が更に配されることが重要である。面外強化繊維は、積極的に面外応力集中を緩和する。面外強化繊維は、第１層（５−ｔ）から第３層（５−ｖ）まで延びていて、層間強度を拡充する。面外強化繊維は、３次元的強度を更に強化する。多層構造は、接合対象（４）に締付軸（１４）で締め付けられて結合される。締付軸（１４）に加わるせん断荷重を強度の高い面内強化繊維の引張又は圧縮荷重に変換する。締付軸（１４）と面外強化繊維との相乗作用は、３次元的強度を更に強化する。
【００１４】
第３層（５−ｖ）は第２層（５−ｕ）を全面的に被覆し、第２層（５−ｕ）は第１層（５−ｔ）を全面的に被覆している。面外強化繊維はモノフィラメントであることが特に好ましい。モノフィラメントは、面内応力を広域に効果的に且つ確実に伝播させ、面内応力を広域に均等化し応力集中をより効果的に緩和する。
【００１５】
多層構造は、接合面（６）に対して傾斜する基準対称面（ＣＬ１）に対して対称である部分構造を有する。このような対称性は、応力の分散効果を更に高めることができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
図に対応して、本発明による３次元複合材継ぎ手１０の実施の形態は、板のような接合対象に対して結合される。本発明による３次元複合材継ぎ手を航空機の翼胴結合フィッティングに適用される場合、その主翼（片側主翼）１は、図１に示されるように、胴体２に結合している。３次元複合材継ぎ手１０は、胴体２の胴体側バルクヘッド３と接合対象である主翼１の主翼外板４（図３参照）に対して結合している。
【００１７】
図２は、胴体２の中心軸線Ｌに直交する断面上で上側の３次元複合材継ぎ手１０を示している。３次元複合材継ぎ手１０は、図３に示されるように、多層化された面内強化繊維層５の集合として形成されている。主翼１の上面が、基準接合対象面として設定される。その基準接合対象面は、仮想的基準平面６として設定される。面内強化繊維層５は、仮想的基準平面６に平行である胴体側平行面形成部位７と、仮想的基準平面６に平行ではなく翼端側で仮想的基準平面６に向かって傾斜する翼端側斜面形成部位８とから構成されている。胴体側平行面形成部位７と翼端側斜面形成部位８は、一体構造面体である。
【００１８】
最上層の面内強化繊維層５−１は、翼端側に最も長く延びて形成されている。中心面ＣＬ１，ＣＬ２より上半分の領域では、中位層の１層である面内強化繊維層５−（ｊ−１）は、これより１層だけ下層側に配置される面内強化繊維層５−ｊよりも、翼端側により長く延びている。中心面ＣＬ１，ＣＬ２より上層側の領域の積層構造は、中心面ＣＬ１，ＣＬ２より下層側の領域の積層構造と中心面ＣＬ１，ＣＬ２に対して対称なパターンに形成されている。このような対称性は、積層構造の全範囲で成立する必要は必ずしもなく、その対称構造は全構造の内の部分構造であり得る。より上層側に配置される面内強化繊維層５−ｊは、より下層側に配置される面内強化繊維層５−ｋに対して上側から被さり面内強化繊維層５−ｋを被覆している。翼端側斜面形成部位８の集合である３次元複合材継ぎ手１０の翼端側継ぎ手部分の面内強化繊維層５−１の上面側は、最上斜面９−１として形成されている。任意の面内強化繊維層５−ｊの翼端側末端は、最上斜面９−１としては現れない。任意の面内強化繊維層５−ｋの翼端側末端は、これより上層側にある任意の面内強化繊維層５−ｊの中位斜面９−ｊに現れない。
【００１９】
このような被覆関係は、全ての面内強化繊維層５で成立する必要は必ずしもなく、２層の面内強化繊維層５−ｊ，ｋについて、下層側の面内強化繊維層５−ｋの翼端側末端は、上層側の面内強化繊維層５−ｊに被覆されている。表現が替えられれば、２層の面内強化繊維層５−ｊ，ｋについて、上層側の面内強化繊維層５−ｊは、下層側の面内強化繊維層５−ｋよりも翼端側により長く延びていて、上層側の面内強化繊維層５−ｊの翼端側末端線は、下層側図の面内強化繊維層５−ｋの翼端側末端線よりもより翼端側に位置している。更に、表現が替えられれば、上層側の面内強化繊維層５−ｊは、下層側の面内強化繊維層５−ｋを被覆している。上層側３層５−１，２，３の翼端側末端と下層側３層５−１６，１７，１８の翼端側末端は、平面視で、最上層５−１の最上斜面９−１の末端に現れている。
【００２０】
３次元複合材継ぎ手１０は、既述の通り、胴体側平行面形成部位７の集合である胴体側多層部位１０−１と、翼端側斜面形成部位８の集合である翼端側多層部位１０−２とから形成されている。翼端側多層部位１０−２には、図３に示されるように、複数箇所で、仮想的基準平面６に直交する方向に締付けボルト穴１１が貫通的に開けられている。複数の締付けボルト穴１１は、図４に示されるように、翼端方向１２に並んで配置されている。締付けボルト穴１１の穴径は、通されるボルトの軸部分の軸径に対して適正である直径を有し、概ねその軸径に等しい。
【００２１】
翼端方向１２に通されるボルト１３は、図５に示されるように、その軸部分１４とボルト頭１５とから形成されている。軸部分１４の先頭部位にはねじが切られ、その先頭部位は主翼外板４に強固に螺合する。ボルト頭１５は、翼端側多層部位１０−２に接合する接合斜面１６を有している。接合斜面１６は、最上斜面９−１に面接合している。重なり合う面内強化繊維層５は、樹脂と共に一体複合材化されている。
【００２２】
図６（ａ），（ｂ）は、公知の多層体と本発明による３次元複合材継ぎ手１０の多層体との比較を示している。主翼外板４に強固に締め付けられる図６（ａ）に示される本発明によるボルト１３は、接合斜面１６で確実に最上層の面内強化繊維層５−１の表面９−１に接合し、ボルト１３が主翼外板４から受けるせん断力Ｓは、そのときのボルト１３面内当たり面及び接合斜面１６を介して、面内強化繊維層５−１，２に確実に伝達される。その面内応力は、面内強化繊維層５−１，２の面内で翼端側方向に広く伝達される。
【００２３】
図６（ｂ）に示される公知の上層の面内強化繊維層１０５−１は、下層の面内強化繊維層１０５−２に被さっていないので、公知のせん断力Ｓ’は上層の面内強化繊維層１０５−１に有効に伝達されず、又は、公知の先断力Ｓ’が面内強化繊維層１０５−１と面内強化繊維層１０５−２の層間に伝達される応力成分は局所的であり、応力集中を発生させる。本発明による翼端側多層部位１０−２は、公知のものに比べて、内部的に一様な応力発生分布を示し、全体的に一体性を高く保持することができる。
【００２４】
公知技術では、低いせん断力の負荷によって図６（ｂ）に示されるように、上層の面内強化繊維層１０５−１と下層の面内強化繊維層１０５−２の面との間の端部で層間剥離が生じる。このような層間剥離が、複数の層間ごとに発生する。このように、３次元複合材継ぎ手１０１に作用する負荷が層間せん断に切り替わって下層に伝達される公知の多層体に対し、本発明による多層体は面が湾曲する方向の曲げに強く層間せん断特性に優れている。
【００２５】
本発明の翼端側多層部位１０−２に開けられる穴の断面積は、ボルト１３の断面積の程度であり、図８，９に示される座ぐり面積が大きいボルト座ぐり穴１０６がなく、せん断面積が広い点でも構造上層間せん断特性に優れている。
【００２６】
３次元複合材継ぎ手１０は、図２に示されるように、胴体側多層部位１０−１と翼端側多層部位１０−２とが、中心軸線Ｌに直交する対称基準面に対して対称に形成されて主翼１に接合していて、フォーク形状又は馬蹄形状に形成されている。両側の胴体側多層部位１０−１は、中央のラウンド部１０−３で連続的に連結して一体化されている。ラウンド部１０−３の軸端側面は、半円筒面に形成され、その半円筒面にバレルナット２１が接合する。バレルナット２１の軸端側面からテンションボルト（図示されず）が通される。そのテンションボルトの内側部位は、胴体側バルクヘッド３に結合される。そのテンションボルトの軸心線２２は、中心軸線Ｌに直交して点２３で交叉している。
【００２７】
多数の面内強化繊維層５−ｊには、それぞれに異なる方向に延びる長繊維（１本の連続して延びる長い繊維：モノフィラメント）が埋め込まれている。少なくとも１層の面内強化繊維層５−ｓには、テンションボルトの軸心線２２の方向である胴向き方向に４５度で交叉する第１方向に向く繊維が埋め込まれ、少なくとも他の１層の面内強化繊維層５−ｔには、胴向き方向に逆４５度で交叉する第２方向に向く繊維が埋め込まれている。少なくとも１層好ましくは多くの面内強化繊維層５−ｕ，ｖには、ラウンド繊維２４が、図７に示されるように、埋め込まれている。
【００２８】
図７には、テンション方向２２に平行にＸ軸が主翼１の表面（仮想的平面）に設定され、その表面上でＸ軸に直交する軸が設定されている。Ｘ軸とＹ軸の交点を通り仮想的基準平面６（ＸＹ平面）に直交する向きにＺ軸が設定されている。ラウンド繊維２４は、Ｘ軸上にある翼端側前方点ＡからＺＸ平面上でＸ軸方向とＺ軸方向に点Ｂまで傾斜して延び、点ＢからＺＸ平面上でＸ軸方向に点Ｃまで真っ直ぐに延び、点Ｃから既述の対称面に対して対称である点Ｄまで半円弧上で回転的に延び、点ＤからＺＸ平面に平行である面上でＸ軸負方向に点Ｅまで真っ直ぐに後退的に延び、更に、点Ｅから既述の斜面上でＺ軸負方向に点Ａの対称点である点Ｆまで傾斜して延びている。このようなラウンド繊維２４の多数本が、層の面内強化繊維層５−ｕ，ｖに配されている。
【００２９】
積層である立体の中で、図３に示されるように、面外強化繊維５１が面内強化繊維に交叉して配されることは特に重要である。面外強化繊維５１は、接合面６に対して交叉し特に直交し、３次元的に応力が伝播する立体中で、２次元的面内強化繊維と２次元的面外強化繊維が３次元的に配されて、３次元的に強度が強化された３次元複合材継ぎ手１０を形成する。
【００３０】
翼１に捻れを含む揚力変化ΔＦが生じて、翼１に機体の中心線まわりの回転モーメントが生じる。３次元複合材継ぎ手１０は、揚力変化ΔＦに伴って内部に発生する内部応力を３次元的に拡散させ、その応力は広域に伝播して内部応力が均等化されて分散する。３次元複合材継ぎ手１０の多数の層はより上層（又は下層）の層から押さえつけられ、ΔＦに対向して効果的に翼を復元する。その復元は、層の斜面の押さえつけと面内繊維と面外繊維による力学的フィードバックにより効果的に実現する。ボルト穴は従来通りに開いているが座ぐり面積が少なく、層間せん断力の増大は抑制されている。
【００３１】
【発明の効果】
本発明による３次元複合材継ぎ手は、より高強度な継ぎ手構造を実現している。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による３次元複合材継ぎ手の実施の形態を示す斜軸投影図である。
【図２】図２は、図１の一部を拡大した斜軸投影図図である。
【図３】図３は、図２の−線断面図である。
【図４】図４は、図２の部分を示す断面図である。
【図５】図５は、図３の一部のを示す断面図である。
【図６】図６（ａ），（ｂ）は、比較のためにそれぞれに多層部位を示す断面図である。
【図７】図７は、繊維の配向を示す斜軸投影図である。
【図８】図８は、公知の複合材継ぎ手を示す断面図である。
【図９】図９は、図８の平面図である。
【符号の説明】
１…主翼
２…胴体
５…層
５−ｔ…第１層
５−ｕ…第２層
５−ｖ…第３層
６…基準接合対象面
９−１…斜面
１０−２…多層構造
１０−３…ラウンド部
１１…ボルト穴
１３…ボルト
１４…軸部分
１５…頭部分
１６…テーパ面
２４…ラウンド繊維[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a three-dimensional composite joint, and more particularly to a three-dimensional composite joint that enhances the strength of a bond to an object to be joined, such as an aircraft main wing.
[0002]
[Prior art]
It has been a long time since composites were applied to aircraft structures. FRP is often used as a composite material. BACKGROUND ART Composite materials reinforced with fibers such as carbon fiber, aramid fiber, and glass fiber are widely used for structures that require high strength, such as aircraft main wings. The excellent physical properties are expected to be used for fittings such as aircraft wing-body coupling structures.
[0003]
The main wing and fuselage of the aircraft are joined by fitting. The three-dimensional composite fitting has a multi-layer structure in which in-plane strengthening transitions are laminated in a plurality of layers, as known in Japanese Patent Application Laid-Open Nos. 7-40895 and 7-156888. The bolt load is distributed by a round shape, has a stress dispersibility that does not concentrate locally, and has a lightweight structure.
[0004]
8 and 9 show a method for manufacturing the joint portion of such a three-dimensional composite fitting. The joint portion 101 has a multilayer structure in which in-plane reinforcing fibers 102 are formed in multiple layers. The multilayer formed body 103 thus multilayered appears on a cross section in a rectangle surrounded by a solid line and a one-dot chain line. Next, it is processed so that its thickness decreases toward the blade tip side, and the cut surface 104 becomes a slope inclined with respect to the base surface 105. As a result, in the joint portion 101, the thickness a of the joint root portion on the trunk side is larger than the thickness b of the blade tip side portion. By the taper process, the in-plane reinforcing fiber is scraped off in the middle of the joint portion, and the load applied to the fiber is switched to the interlaminar shear and transmitted to the lower layer.
[0005]
A bolt counterbore hole 106 is processed on the cut surface 104 side, and a bolt hole 107 reaching the bottom surface 105 from the counterbore surface of the bolt counterbore hole 106 is further processed. Bolts are passed through the bolt holes 107, the front end portions of the bolts are coupled to the main wings, and the bolt heads are pressed against the counterbore surfaces of the bolt counterbore holes 106. Since the counterbore surface of the bolt counterbore hole 106 is parallel to the in-plane reinforcing fiber lamination surface, the shear area for transmitting a load is narrowed. Furthermore, the counterbore shape in which the counterbore surface appears at a right angle on the cross section induces stress concentration on the periphery of the counterbore hole.
[0006]
As described above, the known three-dimensional composite joint structure has a high dependency on the interlaminar shear strength, which is low in strength, and has an obstacle in improving the strength. The reinforcement in the third dimension is important regardless of the arrangement of the three-dimensional structure of the fibers.
[0007]
It is required to effectively suppress local stress concentration, and in particular, it is required to have no interlaminar shear stress concentration portion. Next, a reduction in the number of machining steps is required. Further reduction in material costs is required.
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide a three-dimensional composite joint that can suppress local stress concentration more effectively and enables strong reinforcement in the third dimension without depending only on the three-dimensional structure arrangement of fibers. There is.
Another object of the present invention is to provide a three-dimensional composite joint that can further suppress interlayer shear stress concentration.
Another object of the present invention is to provide a three-dimensional composite joint that can reduce the number of machining steps.
Still another object of the present invention is to provide a three-dimensional composite joint that can reduce the material cost.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
Means for solving the problem is expressed as follows. Technical matters appearing in the expression are appended with numbers, symbols, etc. in parentheses. The numbers, symbols, and the like are technical matters constituting at least one embodiment or a plurality of embodiments of the present invention or a plurality of embodiments, in particular, the embodiments or examples. This corresponds to the reference numbers, reference symbols, and the like attached to the technical matters expressed in the drawings corresponding to. Such reference numbers and reference symbols clarify the correspondence and bridging between the technical matters described in the claims and the technical matters of the embodiments or examples. Such correspondence or bridging does not mean that the technical matters described in the claims are interpreted as being limited to the technical matters of the embodiments or examples.
[0010]
The three-dimensional composite joint according to the present invention has a multilayer structure in which layers (5) provided with in-plane reinforcing fibers (24) are overlapped. The multilayer structure includes a first layer (5-t), a second layer (5-u) stacked on the first layer (5-t) on the upper surface side of the first layer (5-t), and And a third layer (5-v) laminated on the second layer (5-u) on the upper surface side of the second layer (5-u). Preferably, the third layer (5- v ) reaches the tip of the second layer (5-u), and the second layer (5-u) reaches the tip of the first layer (5-t). The third layer (5-v) is inclined with respect to the bonding surface (6) of the bonding target (4).
[0011]
In the second layer pressed by the slope which is the lower surface of the third layer (5-v), the pressing force is transmitted as a stress over a wide area, and the second layer (5-u) The layer (5-t) is pressed over a wide area, and the peeling action between the third layer and the second layer is suppressed to a low level. In this way, the peeling action is suppressed in the out-of-plane direction (the normal direction with respect to the joint surface or the direction having the normal direction component), and the strength is enhanced three-dimensionally in and out of the plane. The multilayer structure is fastened to the object to be joined (4) by being fastened by the fastening shaft (13), and a hole (11) is formed in the multilayer structure in the overlapping direction. The tightening shaft (13) includes a shaft portion (14) passing through the hole (11), a coupling portion coupled to the joining target (4), and a taper that is an upper surface of the third layer (5-v, v = 1). And a head portion (15) having a joint slope (16) joined to the surface (9-1). Since there is no counterbore for fitting the head portion (15), the interlaminar shear area is larger and the internal integrity of the joint structure is even higher. The tightening shaft (13) strongly replenishes the strength of the third dimension and effectively suppresses the deterioration of the internal integrity of the joint structure.
[0012]
The number of layers is actually much higher than the number shown in the figure. The upper layer of any two adjacent layers that overlap in the vertical direction does not necessarily cover the lower layer. There is at least one combination of the first layer, the second layer, and the third layer described above. The in-plane fiber effectively suppresses in-plane stress concentration, effectively distributes bending stress, and bonds the layers in the out-of-plane direction on the inclined surface with respect to the bonding surface (6). By the synergistic action of the stress dispersion and the out-of-plane stress dispersion, the three-dimensional stress dispersion can be realized and the stress concentration can be relaxed. As a result, the three-dimensional strength is effectively strengthened.
[0013]
It is important that the out-of-plane reinforcing fibers are further arranged. Out-of-plane reinforcing fibers actively relieve out-of-plane stress concentration. The out-of-plane reinforcing fibers extend from the first layer (5-t) to the third layer (5-v), and expand the interlayer strength. Out-of-plane reinforcing fibers further enhance the three-dimensional strength. The multilayer structure is fastened to the object to be joined (4) by being fastened by the fastening shaft (14). The shear load applied to the fastening shaft (14) is converted into a tensile or compressive load of a high-strength in-plane reinforcing fiber. The synergistic action of the fastening shaft (14) and the out-of-plane reinforcing fibers further strengthens the three-dimensional strength.
[0014]
The third layer (5-v) covers the entire surface of the second layer (5-u), and the second layer (5-u) covers the entire surface of the first layer (5-t). The out-of-plane reinforcing fiber is particularly preferably a monofilament. The monofilament effectively and reliably propagates in-plane stress over a wide area, equalizes the in-plane stress over a wide area, and more effectively relieves stress concentration.
[0015]
The multilayer structure has a partial structure that is symmetric with respect to a reference symmetry plane (CL1) that is inclined with respect to the joint plane (6). Such symmetry can further enhance the stress dispersion effect.
[0016]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Corresponding to the figure, an embodiment of a three-dimensional composite joint 10 according to the present invention is coupled to an object to be joined, such as a plate. When the three-dimensional composite joint according to the present invention is applied to an aircraft wing-body coupling fitting, its main wing (one-side wing) 1 is coupled to the fuselage 2 as shown in FIG. The three-dimensional composite material joint 10 is coupled to the body-side bulkhead 3 of the body 2 and the main wing skin 4 (see FIG. 3) of the main wing 1 to be joined.
[0017]
FIG. 2 shows the upper three-dimensional composite joint 10 on a cross section perpendicular to the central axis L of the body 2. As shown in FIG. 3, the three-dimensional composite material joint 10 is formed as a set of multilayered in-plane reinforcing fiber layers 5. The upper surface of the main wing 1 is set as the reference joining target surface. The reference joining target surface is set as a virtual reference plane 6. The in-plane reinforcing fiber layer 5 includes a fuselage-side parallel surface forming portion 7 that is parallel to the virtual reference plane 6, and a blade that is inclined not toward the virtual reference plane 6 but toward the virtual reference plane 6 on the blade tip side. It is comprised from the end side slope formation site | part 8. FIG. The fuselage side parallel surface forming portion 7 and the blade tip side inclined surface forming portion 8 are integrally structured surface bodies.
[0018]
The uppermost in-plane reinforcing fiber layer 5-1 is formed to extend the longest on the blade tip side. In the region in the upper half of the center planes CL1 and CL2, the in-plane reinforcing fiber layer 5- (j-1), which is one of the middle layers, is disposed on the lower layer side by one layer. It extends longer on the blade tip side than 5-j. The laminated structure in the region on the upper layer side from the central planes CL1 and CL2 is formed in a pattern symmetrical to the laminated structure of the region on the lower layer side from the central planes CL1 and CL2 and the central planes CL1 and CL2. Such symmetry does not necessarily have to be established in the entire range of the laminated structure, and the symmetrical structure may be a partial structure of the entire structure. The in-plane reinforcing fiber layer 5-j arranged on the upper layer side covers the in-plane reinforcing fiber layer 5-k from the upper side with respect to the in-plane reinforcing fiber layer 5-k arranged on the lower layer side. Yes. The upper surface side of the in-plane reinforcing fiber layer 5-1 of the blade tip side joint portion of the three-dimensional composite joint 10, which is a set of blade tip side slope forming portions 8, is formed as the uppermost slope 9-1. The blade end side end of any in-plane reinforcing fiber layer 5-j does not appear as the uppermost slope 9-1. The wing tip side end of any in-plane reinforcing fiber layer 5-k does not appear on the middle slope 9-j of any in-plane reinforcing fiber layer 5-j on the upper layer side.
[0019]
Such a covering relationship does not necessarily need to be established in all the in-plane reinforcing fiber layers 5, and the in-plane reinforcing fiber layers 5-k on the lower layer side of the two in-plane reinforcing fiber layers 5-j, k. The blade end side end is covered with the in-plane reinforcing fiber layer 5-j on the upper layer side. If the expression is changed, for the two in-plane reinforcing fiber layers 5-j and k, the in-plane reinforcing fiber layer 5-j on the upper layer side is at the blade tip side than the in-plane reinforcing fiber layer 5-k on the lower layer side. The blade end side end line of the in-plane reinforcing fiber layer 5-j on the upper layer side is closer to the blade end side than the blade end side end line of the in-plane reinforcing fiber layer 5-k in the lower layer side view. positioned. Furthermore, if the expression is changed, the in-plane reinforcing fiber layer 5-j on the upper layer side covers the in-plane reinforcing fiber layer 5-k on the lower layer side. The blade tip end of the upper three layers 5-1, 2, 3 and the blade tip end of the lower three layers 5-16, 17, 18 are the uppermost slope 9-1 of the uppermost layer 5-1, in plan view. Appears at the end of.
[0020]
As described above, the three-dimensional composite material joint 10 includes the fuselage-side multilayer portion 10-1 that is a set of the fuselage-side parallel surface forming portion 7 and the wing tip-side multilayer portion 10 that is a set of the wing tip-side slope forming portion 8. -2. As shown in FIG. 3, tightening bolt holes 11 are penetratingly formed in the blade tip side multilayer portion 10-2 at a plurality of locations in a direction perpendicular to the virtual reference plane 6. As shown in FIG. 4, the plurality of tightening bolt holes 11 are arranged side by side in the blade tip direction 12. The hole diameter of the tightening bolt hole 11 has a diameter appropriate to the shaft diameter of the shaft portion of the bolt to be passed, and is approximately equal to the shaft diameter.
[0021]
As shown in FIG. 5, the bolt 13 passed in the blade tip direction 12 is formed of its shaft portion 14 and a bolt head 15. The head portion of the shaft portion 14 is threaded, and the head portion is firmly screwed into the main wing outer plate 4. The bolt head 15 has a joining slope 16 that joins to the blade tip side multilayer part 10-2. The joining slope 16 is surface joined to the uppermost slope 9-1. The overlapping in-plane reinforcing fiber layers 5 are made into an integral composite material together with the resin.
[0022]
6A and 6B show a comparison between a known multilayer body and the multilayer body of the three-dimensional composite joint 10 according to the present invention. The bolt 13 according to the present invention shown in FIG. 6A firmly tightened to the main wing outer plate 4 is securely joined to the surface 9-1 of the uppermost in-plane reinforcing fiber layer 5-1 at the joining slope 16; The shearing force S that the bolt 13 receives from the main wing outer plate 4 is reliably transmitted to the in-plane reinforcing fiber layers 5-1 and 2 through the inner surface of the bolt 13 and the joining slope 16. The in-plane stress is widely transmitted in the direction of the blade tip in the plane of the in-plane reinforcing fiber layers 5-1 and 2.
[0023]
Since the known upper in-plane reinforcing fiber layer 105-1 shown in FIG. 6 (b) does not cover the lower in-plane reinforcing fiber layer 105-2, the known shear force S ′ is increased in the in-plane reinforcement of the upper layer. The stress component that is not effectively transmitted to the fiber layer 105-1 or that the known leading edge force S ′ is transmitted between the in-plane reinforcing fiber layer 105-1 and the in-plane reinforcing fiber layer 105-2 is localized. And stress concentration occurs. The blade tip side multi-layer part 10-2 according to the present invention exhibits a uniform internal stress generation distribution as compared with known ones, and can maintain a high unity as a whole.
[0024]
In the known technique, as shown in FIG. 6B due to a low shear force load, an end portion between the upper in-plane reinforcing fiber layer 105-1 and the lower in-plane reinforcing fiber layer 105-2 is provided. Delamination occurs. Such delamination occurs for each of a plurality of layers. Thus, in contrast to the known multilayer body in which the load acting on the three-dimensional composite joint 101 is switched to the interlayer shear and transmitted to the lower layer, the multilayer body according to the present invention is resistant to bending in the direction in which the surface is curved and has interlayer shear characteristics. Is excellent.
[0025]
The cross-sectional area of the hole opened in the blade tip side multi-layer part 10-2 of the present invention is about the cross-sectional area of the bolt 13, and there is no bolt counterbore hole 106 having a large counterbore area shown in FIGS. In terms of the structure, it has excellent interlaminar shear properties in terms of its large shear area.
[0026]
As shown in FIG. 2, the three-dimensional composite joint 10 includes a fuselage-side multilayer portion 10-1 and a wing tip-side multilayer portion 10-2 that are symmetrically formed with respect to a symmetry reference plane that is orthogonal to the central axis L. It is joined to the main wing 1 and is formed in a fork shape or a horseshoe shape. The trunk-side multilayer portions 10-1 on both sides are continuously connected and integrated at the center round portion 10-3. The shaft end side surface of the round part 10-3 is formed in a semi-cylindrical surface, and the barrel nut 21 is joined to the semi-cylindrical surface. A tension bolt (not shown) is passed from the shaft end side surface of the barrel nut 21. An inner portion of the tension bolt is coupled to the trunk side bulkhead 3. The axis 22 of the tension bolt intersects at a point 23 perpendicular to the central axis L.
[0027]
In each of the in-plane reinforcing fiber layers 5-j, long fibers (one continuous long fiber: monofilament) extending in different directions are embedded. In at least one in-plane reinforcing fiber layer 5-s, fibers oriented in the first direction intersecting at 45 degrees in the body direction that is the direction of the axial center line 22 of the tension bolt are embedded, and at least another one layer is embedded. In the in-plane reinforcing fiber layer 5-t, fibers facing in the second direction intersecting at 45 degrees in the trunk direction are embedded. Round fibers 24 are embedded in at least one layer, preferably many in-plane reinforcing fiber layers 5-u, v, as shown in FIG.
[0028]
In FIG. 7, the X axis is set on the surface (virtual plane) of the main wing 1 in parallel with the tension direction 22, and an axis orthogonal to the X axis is set on the surface. The Z axis is set in a direction that passes through the intersection of the X axis and the Y axis and is orthogonal to the virtual reference plane 6 (XY plane). The round fiber 24 extends from the blade tip side forward point A on the X axis to the point B in the X axis direction and the Z axis direction on the ZX plane, and extends from the point B to the point C in the X axis direction on the ZX plane. Extends from the point C to the point D that is symmetric with respect to the above-described symmetry plane, and rotates in a semicircular arc, and from the point D to the point E in the negative direction of the X axis on a plane parallel to the ZX plane. Further, it extends from the point E to the point F that is the point of symmetry of the point A in the negative Z-axis direction on the slope. A large number of such round fibers 24 are arranged in the in-plane reinforcing fiber layers 5-u, v of the layer.
[0029]
It is particularly important that the out-of-plane reinforcing fibers 51 are arranged so as to cross the in-plane reinforcing fibers as shown in FIG. The out-of-plane reinforcing fiber 51 crosses the joint surface 6 and is particularly orthogonal, and in a three-dimensional stress propagation, the two-dimensional in-plane reinforcing fiber and the two-dimensional out-of-plane reinforcing fiber are three-dimensional. To form a three-dimensional composite joint 10 having a three-dimensionally enhanced strength.
[0030]
A lift change ΔF including twist is generated in the wing 1, and a rotational moment around the center line of the fuselage is generated in the wing 1. The three-dimensional composite material joint 10 three-dimensionally diffuses internal stress generated inside along with the lift change ΔF, and the stress propagates in a wide area and the internal stress is equalized and dispersed. The multiple layers of the three-dimensional composite joint 10 are pressed down from the upper (or lower) layers, effectively restoring the wings against ΔF. The restoration is effectively realized by pressing down the slope of the layer and mechanical feedback by in-plane and out-of-plane fibers. The bolt holes are opened as usual, but the counterbore area is small, and the increase in interlaminar shear force is suppressed.
[0031]
【The invention's effect】
The three-dimensional composite joint according to the present invention achieves a joint structure with higher strength.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an oblique projection showing an embodiment of a three-dimensional composite joint according to the present invention.
FIG. 2 is an oblique projection view in which a part of FIG. 1 is enlarged.
FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line − in FIG. 2;
FIG. 4 is a cross-sectional view showing a portion of FIG. 2;
FIG. 5 is a cross-sectional view showing a part of FIG. 3;
6 (a) and 6 (b) are cross-sectional views each showing a multilayer portion for comparison.
FIG. 7 is an oblique projection showing fiber orientation.
FIG. 8 is a cross-sectional view of a known composite joint.
FIG. 9 is a plan view of FIG. 8;
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Main wing 2 ... Body 5 ... Layer 5-t ... 1st layer 5-u ... 2nd layer 5-v ... 3rd layer 6 ... Standard joining object surface 9-1 ... Slope 10-2 ... Multilayer structure 10-3 ... Round part 11 ... Bolt hole 13 ... Bolt 14 ... Shaft part 15 ... Head part 16 ... Tapered surface 24 ... Round fiber

Claims

It has a multilayer structure in which layers with in-plane reinforcing fibers are placed on top of each other,
The multilayer structure is
The first layer;
A second layer laminated to the first layer on an upper surface side of the first layer;
A third layer stacked on the second layer on the upper surface side of the second layer,
The third layer is inclined with respect to the bonding surface to be bonded;
The multilayer structure is joined to the joining object by being fastened with a fastening shaft,
The multilayer structure is perforated in the direction of overlap,
The fastening shaft is
A shaft portion passing through the hole;
A coupling portion coupled to the joining target;
A head portion having a joining slope to be joined to the tapered surface that is the upper surface of the third layer,
A three-dimensional composite joint in which the third layer reaches the tip of the second layer, and the second layer reaches the tip of the first layer .

Plane reinforcing fibers is further provided, the out-of-plane reinforcing fibers 3 dimensional composite joint according to claim 1, wherein extending from the first layer to the third layer.

The three-dimensional composite joint according to claim 2 , wherein the out-of-plane reinforcing fibers are monofilaments.

The three-dimensional composite joint according to claim 3 , wherein the in-plane reinforcing fiber is a monofilament.

The multilayer structure 3 dimensional composite joint 1 according to claim wherein is selected from claims 1-4 which are coupled tightened tightening shaft to the bonding target.

Said third layer totally covering said second layer, three-dimensional composite of the second layer 1 claim, wherein is selected from claims 1-5 which are entirely covered with the first layer Timber joint.

The three-dimensional composite joint according to claim 6 , further comprising an out-of-plane reinforcing fiber, wherein the out-of-plane reinforcing fiber extends from the first layer to the third layer.

Wherein the multilayer structure is three-dimensional composite joint 1 according to claim wherein is selected from claims 1 to 7 having a partial structure is symmetrical with respect to the reference symmetry plane inclined with respect to the joint surface.

The bonding target three-dimensional composite joint 1 according to claim wherein is selected from claims 1-8 which is a main wing of an aircraft.