JP6012607B2 - 航空宇宙ビークルの複合材スチフナ - Google Patents

Description

ストリンガは航空機内で幾つかの機能を果たす。これらの機能は、外板パネルの曲げ荷重を分散させる機能、及び外板パネルを補強して、これらのパネルが荷重を受けても座屈しないようにする機能を含む。

ストリンガ及び外板パネルは、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）のような繊維複合材から形成することができる。ＣＦＲＰは、特に比較的軽い重量、及び高い機械強度が望ましい用途において、金属の代わりに使用されている。ＣＦＲＰは、従来の金属合金よりも特定の強度及び剛性について著しい向上を図ることができる。特定の強度及び剛性が向上すると、重量を節約することができることになり、これにより、燃料を節約することができ、かつ運転コストを下げることができることになる。

複合材ストリンガは、複数枚の強化繊維プライから製造される。複合材積層板の製造の設計を明確にする規定があり、この規定によって、個々のプライ配向角を、従来の４つの軸：０／＋４５／−４５／９０度の軸を用いて指定し、この場合、０度は通常、主荷重方向に一致する。この規定は更に、試験片に、そして結果として得られる複合材積層板許容強度、及び産業用強度最適化分析法に取り入れられる。

数枚のプライは、ストリンガの主荷重軸に対して０度の角度で配向する強化繊維を有する。これらの繊維は、一軸方向の荷重を分散させる。他のプライは、±４５度及び９０度の角度で配向する強化繊維を有することにより、せん断荷重、横荷重、及び面圧荷重を分散させる。各プライによって重量がストリンガに加わる。また、全プライのうちの高い割合のプライの繊維配向方向が単一の主荷重方向であると、ストリンガの強度が主荷重方向以外の方向に低下してしまい、このような強度低下によって、例えばストリンガによる主荷重伝達方向に早期のクラックまたは分断が生じる。当該影響によって、プライを追加しないでストリンガ剛性を高める能力が低く抑えられてしまう。

複合材ストリンガの特定の強度及び剛性を高めることが望ましい。

本明細書における１つの実施形態によれば、航空宇宙ビークルは、複数の複合材スチフナを含む。前記複数のスチフナの各スチフナは、強化繊維からなるプライの積層板を有する。前記積層板の前記プライのうちの少なくとも数枚のプライは、αを２〜１２度とした場合に、主荷重軸に対して従来とは異なる±αの角度で配向する強化繊維を有する。前記積層板の前記プライのうちの少なくとも数枚のプライは更に、βを５０〜８５度とした場合に、前記主荷重軸に対して従来とは異なる別の±βの角度で配向する強化繊維を有する。

本明細書における別の実施形態によれば、物品は、航空宇宙ビークルスチフナを含む。前記スチフナは、ベースと、ウェブとを含む。前記ベース及び前記ウェブのうちの少なくとも一方は、強化繊維からなるプライの積層板を含み、前記強化繊維の少なくとも５０％が、αを２〜１２度とした場合に、主荷重軸に対して±αの角度で配向する。

本明細書における別の実施形態によれば、物品は、航空宇宙ビークルスチフナを含む。前記スチフナは、ベースと、ウェブとを含む。前記ウェブは、強化繊維からなるプライを含むことにより、引張強度及び圧縮強度を主荷重軸に沿って付与する。前記ウェブは更に、βを５０〜８５度とした場合に、前記主荷重軸に対して±βの角度で配向された強化繊維からなるプライを含む。±βの角度で配向された前記繊維は、前記ウェブの外側表面に向かって偏らせられて、座屈剛性及び横方向荷重剛性を向上させる。

図１は、民間航空機の図である。 図２は、ストリンガを含む主要航空機アセンブリの図である。 図３は、外板パネル及びストリンガの図である。 図４は、異なる種類の航空機ストリンガ構造の図である。 図５ａは、±α度の角度、及び±β度の角度で配向された強化繊維からなるプライの積層板の図である。 図５ｂは、±α度の角度でのみ配向された強化繊維からなるプライの積層板の図である。 図６は、ウェブの外側表面に向かって偏らせられたβ配向繊維を有するストリンガウェブの図である。 図７ａは、孔を中央にドリルで開けた状態のストリンガの主荷重軸に対して０度の角度で配向された強化繊維の図である。 図７ｂは、孔を中央にドリルで開けた状態のストリンガの主荷重軸に対して±α度の角度で配向された強化繊維の図である。

図１及び２を参照するに、図１及び２は、民間航空機１００を示している。航空機１００の主要アセンブリは、胴体１１０と、翼アセンブリ１２０と、そして尾部１３０とを含む。１つ以上の推進ユニット１４０を航空機１００の翼アセンブリ１２０、または胴体１１０、或いは他の部分に接続する。

主要航空機アセンブリ１１０，１２０，及び１３０は、外板パネル２１０と、そしてスチフナとを含む。これらのスチフナは、主要アセンブリ１１０，１２０，及び１３０が、座屈するのを防止して、外板パネル２１０の曲げ荷重を分散させ、そして外板パネル２１０を補強して、これらのパネル２１０が荷重を受けて座屈することがないように機能する。これらのスチフナは、図２に示す主要航空機アセンブリ１１０，１２０，及び１３０に限定されない。これらのスチフナは、補強を必要とする全ての航空機構造物に使用することができる。

本明細書において記載されるように、ストリンガ２２０とは、或る種類のスチフナである。

胴体１１０のストリンガ２２０は、一軸引張荷重及び圧縮荷重、及び面外座屈荷重を主として受ける。胴体ストリンガ２２０は更に、せん断荷重及び面圧荷重を含む従荷重を受ける。

各翼アセンブリ１２０は、上部ストリンガ及び下部ストリンガ２２０を含む。上部ストリンガ２２０が、一軸圧縮荷重を主として受けるのに対し、下部ストリンガ２２０は、一軸引張荷重を主として受ける（主として受ける荷重は、上部ストリンガ及び下部ストリンガで逆になる場合がある）。上部ストリンガ及び下部ストリンガ２２０は更に、せん断荷重、面圧荷重、及び横荷重を含む従荷重を受ける。

尾部１３０は、水平尾翼及び垂直尾翼を含む。これらの尾翼のストリンガ２２０は、翼アセンブリ１２０と同じ主荷重及び従荷重を受ける。

圧縮荷重を受けるストリンガ２２０は、捻れ易く、破損し易く、そして座屈し易い。ストリンガ２２０は、圧縮及び引張に対する強度、及び捻れ、破損、及び座屈に対する安定性を付与する。

次に、図３を参照するに、図３は、外板パネル２１０に締結されるストリンガ２２０の１つの実施形態を示している。図３のストリンガ２２０はＩ字梁構造を有する。このようなストリンガ２２０は、ウェブ１４を第１フランジ１６と第２フランジ１８との間に含む。ウェブ１４は、印加荷重に対する所望の耐性を発現する深さＤを有する。

第１フランジ１６及び第２フランジ１８は略平板状の部材である。キャップ１６と表記される第１フランジ１６は幅Ｗ_１を有する。ベース１８と表記される第２フランジ１８は幅Ｗ_２を有する。

ウェブ１４、キャップ１６、及びベース１８は、Ｘ方向に、Ｘ軸（Ｘ軸は、図面の用紙に垂直である）に沿って延在する。Ｘ軸は、主荷重軸である。ウェブ、キャップ１６、及びベース１８は、Ｘ方向に沿って一定幅を有することができる、またはウェブ、キャップ１６、及びベース１８は、Ｘ方向に沿って連続的に変化することができる、または非連続的に変化することもできる。

図３は更に、ウェブ１４（Ｘ−Ｙ_Ｗ−Ｚ_Ｗ）、キャップ１６（Ｘ−Ｙ_Ｃ−Ｚ_Ｃ）、及びベース１８（Ｘ−Ｙ_ｂ−Ｚ_ｂ）の各々に対応する座標系を示している。これらの座標系は、背中合わせのＣ字溝により形成されるＩ字形梁に対応させることができる。以下に説明するように、全ての強化繊維の配向角は、Ｘ方向を基準にして測定される。

ストリンガ２２０は本明細書においては、図３に示すＩ字梁構造に限定されない。他の使用可能な構造として、これらには限定されないが、Ｚ字形梁、ブレード（ｂｌａｄｅｓ）、Ｃ字溝、及びハット型梁を挙げることができる。これらの構造を有するストリンガは全て、少なくとも１つのウェブ及びベースを含む。ハット型梁構造４１０、Ｚ字梁構造４２０、及びＣ字溝構造４３０の例を図４に示す。

厚さＴ_１を有する外板パネル２１０はベース１８に接続される。幾つかの実施形態では、ベース１８は、外板パネル２１０に接着接合することができる。他の実施形態では、ベース１８は外板パネル２１０と同時硬化させることができる。

図３に示す実施形態では、ベース１８は外板パネル２１０にファスナー２２で締め付けることができる。これらのファスナー２２は、外板パネル２１０及びベース１８の開口を貫通して延在する。これらのファスナー２２には、ナット２４が螺合して、所定の圧縮力を外板パネル２１０及びベース１８に加える。これらのファスナー２２は、接着接合手段の代わりに、または接着接合手段に加えて用いることができる。

これらのストリンガ２２０を外板パネル２１０に締め付けるファスナーは、ボルト２２及びナット２４に限定されない。他のファスナーとして、これらには限定されないが、ステープル（ｓｔａｐｌｅｓ）、ｚ−ピン、リベット、カシメファスナー、及びヒゲ状突起（ｂａｒｂｓ）を挙げることができる。ボルト２２のようなファスナーは、ストリンガベース及び外板パネル２１０を厚さ方向全体に亘って貫通して延在するのに対し、ステープル、ｚ−ピン、及びヒゲ状突起のようなファスナーは、外板パネルの内部に部分的に入り込んで延在することができる。ステープル、ｚ−ピン、及びヒゲ状突起のようなファスナーは、ストリンガベースと一体的に形成することができる。

ファスナーの別の例が縫合である。複数枚の繊維プライを縫合して合体させることができる。縫合糸を、乾燥複合材プライの積層板の孔に通すことができる。次に、樹脂を構造物内で溶融させ、そして当該構造物を硬化させる。

外板パネル２１０は、マトリクス中に分散させた強化繊維からなるプライの積層板を含む。異なるプライは、０，＋４５，−４５，及び９０度の配向角を有することができる。幾つかの実施形態は、擬似等方性積層板を有することにより、０，＋４５，−４５，及び９０度の配向角を有するプライを等しい枚数かつ割合で用いる。他の実施形態では、異なるプライは、０，−５５，＋１００，及び−３５度の角度で配向する、または他の或る角度、或いはこれらの角度を組み合わせた角度で配向する強化繊維を含むことができる。外板パネル２１０のこれらの強化繊維は、４０ＭＳＩの中間弾性率を有する炭素繊維とすることができる。プライ剛性（すなわち、炭素繊維に樹脂を加えた場合の剛性）が高い外板パネル２１０は、２２〜２５ＭＳＩの弾性率を有することができる。０度の角度に沿った積層板剛性は、１０〜１２ＭＳＩとすることができる。

ストリンガ２２０は、マトリクス中に分散させた強化繊維からなる複数枚のプライを含む。強化繊維及びマトリクスは、何れの特定の組成物にも限定されない。繊維の例として、これらには限定されないが、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維、ホウ素繊維、及びチタン繊維を挙げることができる。当該マトリクスの例として、これらには限定されないが、プラスチックマトリクス及び金属マトリクスを挙げることができる。第１の例として、炭素繊維をプラスチックマトリクス中に分散させる。第２の例として、炭素繊維をチタンマトリクス中に分散させる。幾つかの実施形態では、炭素繊維は、４０ＭＳＩの中間弾性率を有することができ、そしてプライ剛性は、２２〜２５ＭＳＩとすることができる。

次に、図５ａを参照するに、図５ａは、ストリンガ２２０のウェブ１４、ベース１８、またはキャップを構成するプライ５００ａ〜５００ｄの積層板５００を示している。図５ａに示す積層板５００は、Ｘ軸に対して＋α度の角度で配向する繊維を有する第１プライ５００ａと、−α度の角度で配向する繊維を有する第２プライ５００ｂとを含む。±α度の角度で配向するこれらの繊維は、Ｘ軸に沿った引張強度及び圧縮強度を付与することができる。

プライ構造は更に、βを５０〜８５度（例えば、±５０、±６０、±７０、±８０）とした場合に、＋βの角度で配向する繊維を有する第３プライ５００ｃと、そして−βの角度で配向する繊維を有する第４プライ５００ｄとを含む。幾つかの実施形態では、βの範囲を狭くして、５０〜７５度の範囲とする。繊維を±βの角度で配向させると、せん断強度、横方向強度、及び面圧強度が上昇する。例えば、±β度の角度で配向する繊維を加えることにより、ファスナーを用いて締結ジョイントを形成する、またはジョイントを補修する領域における面圧強度を上昇させることができる。同じ横方向強度及び面圧強度（すなわち、９０度、＋４５度、及び−４５度の角度で配向する繊維を基準にして）を実現するためには、±βの配向角を有するプライが、より少ない枚数しか必要にならないので、結果として得られる構造は更に、可用性が高く、調整可能性が高く、より効率的であり、より軽量である。

繊維配向を選択することができるので、せん断強度、せん断剛性、横方向強度、横方向剛性、面圧強度、及び面圧剛性という６つの特性のうち任意の特性を調整することができる。せん断強度を大きくすることが望ましい場合、５０度に近いβが選択される。横方向強度を大きくすることが望ましい場合、８５度に近いβが選択される。面圧強度を大きくすることが望ましい場合、６５〜７０度に近いβが選択される。

従来の０／＋４５／−４５／９０度の角度で配向する硬質ラミネートと同様の面圧強度レベルを実現するためには、±α及び±βの角度で配向する全繊維の中で、±βの角度で配向する全繊維の２０〜３０％のみが必要となる。硬質ラミネートでは、ゼロ度の配向角を有するプライの割合は４０〜１００％である。

幾つかの実施形態では、±β度の角度で配向された繊維からなるプライと、±α度の角度で配向された繊維からなるプライを混在させることができる。混在させる一方向プライの例について考察する。これらのプライは、＋α／−α／＋β／＋α／−α／−β／＋α／−α／．．．の順番で配置することができる。プライを混在させる構成は、ウェブ１４、キャップ１６、及びベース１８に用いることができる。但し、他の実施形態では、ウェブ１４においては、β配向繊維からなるプライは、ウェブの外側表面に向かって偏らせられる。

次に、図６を参照するに、図６は、中央平面１４ａから離れる方向に偏らせられ、かつ外側表面１４ｂに向かって偏らせられたβ配向繊維からなるプライを有するウェブ１４を示している。すなわち、β配向繊維からなるプライの密度は、方向Ｚ _Ｗ において外側表面１４ｂに向かって増大する。例えば、α配向繊維からなるプライは、ウェブ１４のコアを形成し、β配向繊維からなるプライは、ウェブ１４の外側表面１４ｂを形成する。β配向繊維からなるプライを外側表面１４ｂに向かって偏らせると、座屈及び横方向曲げに対する剛性が高くなる。

図５ａは、４枚の強化繊維プライ５００ａ〜５００ｄしか示していないが、ストリンガ２２０は、この枚数に限定されない。±α度の角度で配向する強化繊維からなる追加のプライを設けて、軸Ｌに沿った引張強度及び圧縮強度を高めることができる。他の角度（以後、±βと表記する）で配向する強化繊維からなる追加のプライを設けて、せん断強度、横方向強度、及び面圧強度、及び／又は剛性のうちの少なくとも１つを高めることができる。

異なる構造は、グループにまとめることができる。例えば、ストリンガは、複数の繊維グループを含むことができる。各グループのプライは、異なる角度で配向する繊維からなる１つの構造に対応する。これらのグループは、任意の所望の組み合わせとして適用することができ、そして任意の所望の角度になるように繰り返すことができる。

好適には、積層板のプライの少なくとも５０％は、±αの角度で配向する繊維を有する。しかしながら、ストリンガの幾つかの実施形態では、繊維の１００％を±αの角度で配向させる。

図５ｂは、Ｘ軸に対して±αの角度でのみ配向する繊維からなるプライを有するストリンガの１つの実施形態を示している。図５ｂでは、４枚のプライ５５０ａ〜５５０ｄを有する積層板５００を示している。

積層板５００及び５５０では、±α度の角度で配向する強化繊維は、引張強度及び圧縮強度をＸ軸に沿って付与することができる。Ｘ軸に対して０度の角度で配向する強化繊維は、最大強度をＸ軸に沿って付与することができる。Ｘ軸に対して２〜１２度の角度αで配向する強化繊維は、最大強度を付与しないが、これらの強化繊維は、ストリンガ２２０に、Ｘ軸に沿った一軸方向の荷重が加わる場合（例えば、ストリンガが、一軸方向に圧縮されて配置される場合）に、プライの分断を抑制する、または遅らせる。

ファスナー孔はプライに直交し、かつベース１８を構成するプライを貫通して延在している。繊維が２〜１２度の角度αで配向すると、２〜１２度の角度αで配向しない場合に、ベース１８を貫通して延在するこれらの孔によって引き起こされるプライの分断を抑制する、または遅らせることができる。プライの分断は、繊維の大部分がα＝ゼロ度の角度で配向する構成のラミネートに対して１０〜１００倍抑制される、または遅れる。耐分断性が１〜３桁大きくなることにより、このようなラミネートの実用性を著しく高めることができる。

次に、図７ａ及び７ｂを参照するに、図７ａ及び７ｂは、プライの分断を抑制する、または遅らせる様子を示している。図７ａは、マトリクス７２０中に分散させた６本の繊維７１２〜７１７を有する１枚のプライ７１０を示している。繊維７１２〜７１７は、Ｘ軸に対して０度の角度で配向している。繊維７１４及び７１５を、孔７３０をドリルで開けることにより切断する。引張荷重ＴをＸ軸に沿って加えると、切断されていない繊維７１２，７１３，７１６，及び７１７が荷重を受けて伸びる。切断された繊維７１４及び７１５は荷重を受けないので伸びず、そしてマトリクス７２０からせん断分離される。これによって今度は、切断された繊維７１４と切断されていない繊維７１３との間の樹脂が脆くなる。細長いクラック７４０（破線で表わされる）が、切断された繊維７１４と切断されていない繊維７１３との間のマトリクス７２０に形成される。このクラック７４０は、プライ７１０の長さ全体に沿って進行してしまう。クラック７４０は、構造物が１枚のプライ、５枚のプライ、数十枚のプライ、またはそれ以上の枚数のプライを有しているかどうかに関係なく生じ得る。クラック７４０によって、ストリンガの強度が著しく低下する。

図７ｂは、αを２〜１２度とした場合のＸ軸に対して−α度の角度で配向する繊維７５２ａ〜７５６ａ、及びＸ軸に対して＋α度の角度で配向する繊維７５２ｂ〜７５６ｂからなる層７５０を示している。層７５０は、繊維７５２ａ〜７５６ａ、及び７５２ｂ〜７５６ｂを有する１枚のプライ、または２枚の一方向プライ（繊維７５２ａ〜７５６ａを有する一方の一方向プライ、及び繊維７５２ｂ〜７５６ｂを有する他方の一方向プライ）を含むことができる。繊維７５４ａ、７５６ａ、７５４ｂ、及び７５６ｂが孔７７０で切断される場合、微小クラック７８０が層７５０に形成されることになる。しかしながら、クラック７８０は、制御不能に広がることはない。そうではなく、クラック７８０の広がりは遅く、かつ直ちに停止することにより、ストリンガの強度は保持される。更に、繊維が２〜１２度の角度αで配向しているので、クラック７８０が進行するために必要な荷重は、極めて大きくなる（斜めに配向させたアングル繊維は、エネルギーをクラック先端に拡散させることが分かっている）。プライの分断は従って、抑制される、または遅くなる。

角度αを２〜８度の範囲にすると、強度及び分断抑制の良好な組み合わせが得られる。角度が２度未満の場合、プライの分断が急速に進む。角度が８度を超える場合、軸方向強度が急激に低下する。しかしながら、幾つかの用途では、最大角度１２度までであれば、許容可能な強度が得られる。

幾つかの実施形態では、角度αを３〜５度の範囲にすると、強度及び分断抑制／遅れの更に良好な組み合わせが得られ、そして更に、α＝２度未満で、そしてα＝８度超の場合に発生し得る強度低下を防止するための誤差マージンを確保することができる（繊維制御が製造中に不十分である場合、かなりの本数の繊維が２度未満の角度で、または８度超の角度で配向する可能性がある）。角度αが３度の場合に圧縮強度を１〜２％大きくするので、角度αが３度の場合、ずっと良好な組み合わせが得られることが判明している。

これらの繊維をバランス良くすることができる、またはこれらの繊維を僅かにアンバランスにすることができる。バランス良くする繊維の一例として、１つのストリンガは、＋αの角度で配向する繊維からなるＮ枚のプライと、−αの角度で配向する繊維からなるＮ枚のプライを混在させる構成を有する。繊維を僅かにアンバランスにする一例として、１つのストリンガは、＋αの角度で配向する繊維からなるＮ枚のプライと、−α度の角度で配向する繊維からなる（Ｎ−１）枚のプライを混在させる構成を有することができる。

幾つかの実施形態では、全てのプライが、同じ＋α値、及び同じ−α値を有することができる。他の実施形態では、これらのプライは、異なるα値を有することができる。例えば、α＝３度及びα＝５度の配向角を有する強化繊維からなるプライを積層させることができる。

幾つかの実施形態では、１枚のプライは、異なる角度で配向する繊維を有することができる。例えば、１枚のプライは、−３度、＋７度、−７度、及び＋２度の角度で配向する繊維を含むことができる。幾つかの実施形態では、１枚のプライは、＋α度の角度で配向する繊維、及び−α度の角度で配向する繊維の両方の繊維を有することができる。

αの最適値は普通、幾つかの要素の関数となる。これらの要素として、これらには限定されないが、繊維、マトリクス、繊維とマトリクスとの間の境界接合強度、繊維密度、繊維長などを挙げることができる。これらの要素として更に、繊維配向を制御する能力を挙げることができる。

この最適化は従来、主荷重方向の一軸方向プライの最大割合に制限を課して当該最大割合を通常、５０〜６０％として、プライの分断を防止することにより行なわれてきた。

ゼロ度から外れたプライ配向を用いるこの新規の方法によって、最大剛性を僅かに低下させるだけで、かつ軸方向強度に対するせん断強度の余裕率を更に狭くすることなく、本質的なプライ分断抑制が可能になる。これにより、せん断荷重を低減する構成のプライを、１００％を最大として有効に一軸方向に積み重ねることができる。固有の許容可能な限界値を定義して、任意の特定の最適化分析に適用するためには試験を行なう必要がある。

複合材スチフナについて、航空機に関連して上に説明してきた。しかしながら、本明細書における複合材スチフナは、上記説明に限定されない。本明細書における複合材スチフナは、ヘリコプター、宇宙船、及び他の航空宇宙ビークルの構造物に剛性を付与することができる。本明細書における複合材スチフナは、航空宇宙ビークルにさえも限定されない。これらの複合材スチフナは、剛性を必要とする任意の軽量構造物に用いることができる。

記載される方法を用いて定義することができる他の実施形態は、これに限定されないが、

引張強度及び圧縮強度を付与する強化繊維は、αを２〜１２度、または２〜８度、或いは３〜５度とした場合に、主荷重軸に対して±αの角度で配向する構成を含む。

Claims (8)

1. 複数の複合材スチフナと、前記スチフナにより補強される複数の外板パネル（２１０）とを備える航空宇宙ビークルであって、
   前記複数のスチフナの各スチフナは、少なくとも１つのウェブとベースを有しており、
   前記ベースは、前記外板パネル（２１０）にファスナーにより締結されており、
   前記ウェブと前記ベースの各々は、強化繊維からなるプライの積層板を有し、前記積層板の前記プライのうちの少なくとも一部は、αを２〜１２度とした場合に、主荷重軸に対して±αの角度で配向された強化繊維を有し、前記プライのうちの少なくとも一部は、βを５０〜８５度とした場合に、前記主荷重軸に対して±βの角度で配向された強化繊維を有しており、
   前記ウェブにおいて±βの角度で配向された前記強化繊維は、前記ウェブの外側表面に向かって偏らせられて、座屈剛性及び横方向曲げ剛性を向上させ、
   前記ベースにおいて±αの角度で配向された前記強化繊維が、前記ベースでのプライの分断を抑制するか遅らせる、
   航空宇宙ビークル。
2. αは２〜８度である、請求項１に記載のビークル。
3. αは３〜５度である、請求項１または２に記載のビークル。
4. ±αの角度で配向された前記強化繊維は、各スチフナの強化繊維の合計本数の少なくとも５０％を構成する、請求項１から３のいずれか１項に記載のビークル。
5. 前記外板パネル（２１０）及び前記スチフナは、ポリマーマトリクス中の炭素繊維を含む、請求項１に記載のビークル。
6. 前記ビークルは、胴体（１１０）と、翼アセンブリ（１２０）と、尾部（１３０）とを含み、前記複数のスチフナは、前記胴体、前記翼アセンブリ、及び前記尾部のうちの少なくとも１つに含まれる、請求項１から５のいずれか１項に記載のビークル。
7. 前記積層板の全繊維は、±α及び±βの角度で配向された前記強化繊維からなり、前記全繊維の２０〜３０％が、±βの角度で配向して、０／＋４５／−４５／９０度の角度で配向した硬質ラミネートと同様の面圧強度レベルを実現する、請求項１から６のいずれか１項に記載のビークル。
8. 航空宇宙ビークルスチフナと、前記スチフナにより補強される外板パネル（２１０）とを備える物品であって、
   前記スチフナは、ベースと、少なくとも１つのウェブとを含み、前記ベースは、前記外板パネル（２１０）にファスナーにより締結されており、前記ウェブと前記ベースの各々は、強化繊維からなるプライを含むことにより、引張強度及び圧縮強度を主荷重軸に沿って付与し、
   前記ウェブと前記ベースの各々は、αを２〜１２度とした場合に、前記主荷重軸に対して±αの角度で配向された強化繊維からなるプライと、βを５０〜８５度とした場合に、前記主荷重軸に対して±βの角度で配向された強化繊維からなるプライを含み、
   前記ウェブにおいて±βの角度で配向された前記強化繊維は、前記ウェブの外側表面に向かって偏らせられて、座屈剛性及び横方向荷重剛性を向上させ、
   前記ベースにおいて±αの角度で配向された前記強化繊維が、前記ベースでのプライの分断を抑制するか遅らせる、
   物品。

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