KR20160083812A - 복합재 날개용 스킨―스트링거 설계 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 스킨-스트링거 인터페이스에서 박리의 우려를 감소 또는 제거하는 복합재 스킨-스트링거 구조물들에 관한 것이다. 이는 우세 하중에 대해서, 스킨 및 스트링거가 스킨-스트링거 인터페이스에서의 상대적 개방(파괴 모드 I) 및/또는 슬라이딩(sliding)(파괴 모드 II) 및/또는 시저링(scissoring)(파괴 모드 III)을 감소시키도록 각각 변형될 수 있는 방식으로 레이업에 플라이 방향들(즉, 플라이의 섬유 경로들의 각도들)을 배열함으로써 달성될 수 있다. 이는, 특정 변형 모드들 간의 커플링이 억제되는 것 대신에 의도적으로 활성화(purposefully activated)될 때 가능하다. 제안된 해법은 스트링거가 하중이 적용됨에 따라 (바람직하지 않은 고장 형태의 모드들 이전에) 형성될 예정인 균열들을 억제 또는 "폐쇄(close)"하기 위해서 제어된 방식으로 변형하도록, 스트링거의 플라이 방향들을 조절함으로써 기존 문제를 해결한다.

Description

복합재 날개용 스킨―스트링거 설계 {SKIN―STRINGER DESIGN FOR COMPOSITE WINGS}
본 개시물은 일반적으로 항공기, 그리고 특히 항공기 구조물들에 관한 것이다. 또한 보다 특히, 본 개시물은 항공기용 스트링거(stringer)들 및 다른 구조적 설계들에 관한 것이다.
복합재 재료(composite material)들의 비율(percentage)들이 증가하는 상태에서 항공기가 설계 및 제조된다. 일부 항공기에 있어서, 항공기의 주요 구조물들은, 50 %를 초과할 수 있는 복합재 재료들로 만들어질 수 있다. 복합재 재료들은 항공기의 중량을 감소시키기 위해서, 항공기에서 사용될 수 있다. 이러한 중량 감소는 탑재 용량(payload capacity)들 및 연비(fuel efficiency)들을 개선할 수 있다. 게다가, 복합재 재료들은 항공기의 다양한 컴포넌트들에 대해 더 긴 사용 기간(service life)을 제공할 수 있다.
복합재 재료들은, 통상적으로, 2 개 또는 그 초과의 이종의 컴포넌트(dissimilar component)들을 조합함으로써 생성되는 인성이 있는(tough) 경량 재료들이다. 예컨대, 복합재 재료는 섬유들 및 수지들을 포함할 수 있다. 섬유들 및 수지들은 경화된(cured) 복합재 재료를 형성하도록 조합될 수 있다.
게다가, 복합재 재료들을 사용함으로써, 항공기의 부분들이 더 큰 부품들 또는 섹션들로 형성될 수 있다. 예컨대, 항공기의 동체(fuselage)는 항공기의 동체를 형성하도록 함께 놓여질 수 있는 원통형 섹션들로 형성될 수 있다. 다른 예들은, 제한 없이, 날개를 형성하기 위해서 결합되는 날개 섹션(wing section)들 또는 스테빌라이저(stabilizer)를 형성하기 위해서 결합되는 스테빌라이저 섹션들을 포함할 수 있다.
스트링거는 복합재 재료들로 제조될 수 있는 컴포넌트(component)의 일예이다. 스트링거는 세장형(elongate) 부재이며, 다른 구조물, 예컨대 패널(panel)에 부착하기 위해 구성된다. 예컨대, 스트링거는 항공기를 위한 스킨 패널(skin panel)에 부착될 수 있다. 이러한 스킨 패널은 항공기의 날개, 동체, 또는 다른 컴포넌트에 사용될 수 있다. 또한, 스트링거는 하중들을 지탱 및/또는 전달하는 것을 도울 수 있다. 예컨대, 스트링거는 스킨 패널로부터의 하중을 다른 구조물로 전달할 수 있다. 이러한 다른 구조물은 예컨대, 프레임 또는 리브(rib)일 수 있다.
복합재 스킨-스트링거 상호작용 구조물들은 우세 하중(dominant load)들 하에서 박리(delamination)에 대해 민감하다. 스킨-스트링거 인터페이스 균열 발생(cracking)(즉, 박리)의 문제점은, 날개와 같은 항공기 구조물의 무결성을 손상시킨다. 복합재 레이업(layup)들에서의 전통적인 설계 법칙(평형 또는 대칭)들이, 원치않는 고장 모드들 및 커플링 효과들을 회피하기 위해서 사용되지만, 이러한 설계 법칙들은 적층 시퀀스(stacking sequence)들을 제한한다.
기존 해법들은, 문제가 있는 지점(trouble spot)에서 스트링거 및/또는 스킨의 두께를 증가시키는 것; 및 문제가 있는 지점으로부터 하중을 분기시키기 위해서 문제 영역 바로 옆에 있는 스킨 및 스트링거들을 재설계하는 것을 포함한다. 이러한 해법들은, 재설계시 소비된 추가 시간, 제조 비용들 및 중량의 불이익(weight penalty)을 유발한다.
인터페이스 균열 발생에 덜 민감한 스킨-스트링거 구조물들을 제공하는 것이 유리할 것이다.
하기에 상세히 개시된 요지는, 스킨-스트링거 인터페이스에서의 박리의 우려를 감소 또는 제거하는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 포함한다. 이는, 우세 하중에 대해서, 스킨 및 스트링거가 스킨-스트링거 인터페이스에서의 상대적 개방(relative opening)(파괴 모드 I) 및/또는 슬라이딩(sliding)(파괴 모드 II) 및/또는 시저링(scissoring)(파괴 모드 III)을 감소시키는 방식으로 각각 변형될 수 있는 방식으로 레이업에 플라이(ply) 방향들(즉, 플라이의 섬유 경로들의 각도들)을 배열함으로써 달성될 수 있다. 이는, 특정 변형 모드들 간의 커플링이 억제되는 것 대신에 의도적으로 활성화(purposefully activated)될 때 가능하다. 결합 강성 매트릭스(coupling stiffness matrix)의 0이 아닌 요소들을 이용하기 위해서 복합재 라미네이트들의 적층 시퀀스들을 배열하기 위한 기술들이 본원에 제안된다.
제안된 해법은, 스트링거가, 하중이 가해짐에 따라(바람직하지 않은 고장 형태의 모드들 이전에) 형성되기 시작하는 균열들을 억제 또는 "폐쇄(close)"하기 위해서 제어된 방식으로 변형하도록, 스트링거의 플라이 방향들을 조절함으로써 기존 문제를 해결한다. 이러한 설계는, 주위 구조물들을 재설계할 필요를 제거할 뿐만 아니라 스킨-스트링거 인터페이스 구조물의 중량을 감소시키는 것이 가능할 것이다. 조절된 플라이 방향들은, 스트링거를 제작하기 위해 조향된 섬유(steered fiber) 기술을 사용하여 실현될 수 있다. 본원에 개시된 설계 및 제조 방법들의 구현은, 마지막 생산 단계들에서 비용이 많이 드는 순차적 설계 변화(sequential design change)들을 회피할 수 있다.
본원에서 사용되는 바와 같이, 용어 "플라이 방향" 및 "플라이 각도"는 동의어로 사용되며 기준 방향 또는 축에 대해 측정되는, 플라이에서의 평행한 섬유들의 각도를 지칭한다. 본원에 사용되는 바와 같이, 용어 "대칭 라미네이트"는, 라미네이트 중간평면(midplane) 위의 플라이마다, 중간평면 아래에서 등간격(equal distance)으로 동일한 플라이(재료 및 플라이 각도)가 존재하는 라미네이트를 의미한다(이에 따라, 본원에 사용되는 바와 같이, 용어 "비대칭 라미네이트"는, 대칭 라미네이트가 아닌 라미네이트를 의미한다). 본원에 사용되는 바와 같이, 용어 "평형식(balanced) 라미네이트"는, +θ의 플라이 각도를 갖는 플라이마다, 라미네이트의 어딘가에(somewhere) -θ의 플라이 각도를 갖는 다른 플라이가 존재하는 라미네이트를 의미한다. ±θ의 플라이 각도들을 갖는 플라이들의 이러한 쌍은, 서로 인접하지 않아도 된다. 대칭 및 평형의 이러한 가장 보편적인 정의들은 기하학적으로 동기부여된다. 보다 일반적인 정의는, 결과로 발생하는 커플링 또는 B 매트릭스(하기에 설명됨)가 없어진다면, 적층 시퀀스 대칭(stacking sequence symmetric)이라 부를 수 있다. 유사하게, 적층 시퀀스는 결과로 발생하는 평면내(in-plane)/전단(shear) 커플링(하기 설명된 A 매트릭스의 A16, A26 요소들)이 없어진다면, 평형이라 부를 수 있다. 이러한 기하학적으로 영감을 받은 정의(geometrically inspired definition)들은 B 매트릭스 또는 A 강성 매트릭스의 A16, A26 요소들을 없애는데 충분하지만 필수는 아니다.
하기에 상세히 개시된 요지의 일 양태는, 하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재이며, 상기 하나 이상의 플랜지는 복합재 라미네이트를 포함하며, 상기 복합재 라미네이트는 자유 에지(free edge)를 갖는 복합재 재료의 플라이들의 적층물(stack)을 포함하며, 상기 적층물의 플라이들은 각각의 플라이 각도들로 배향된 섬유들 또는 플라이 내에서 여러 각도들로 조향되는 섬유들을 포함하며, 상기 섬유들은 상기 적층물의 제 1 플라이 및 복합재 스킨의 일부분의 인터페이스에서 박리하려는 경향을 억제하는 방식으로 제 1 및 제 2 변형 모드들의 커플링을 유발하도록 배열되고, 상기 복합재 스킨의 일부분에 상기 하나 이상의 플랜지가 접합되는 한편, 상기 복합재 스킨의 그 부분은 상기 하나 이상의 플랜지의 상기 자유 에지에 수직한 방향으로 하중을 받는다. 일부 경우들에서, 상기 제 1 변형 모드는 축방향 변형 모드이며, 상기 제 2 변형 모드는 휨 변형 모드이다. 일부 실시예들에 따라, 상기 하나 이상의 플랜지의 상기 복합재 라미네이트는 비대칭이며, 비평형이거나 평형이다. 일부 실시예들에서, 상기 적층물의 플라이들 중 하나 이상의 플라이는, 0°, ±45° 및 ±90°의 플라이 각도들 중 어느 하나와 같지 않은 플라이 각도를 갖는다. 이러한 실시예들은, 전통적이지 않은 레이업들이라 부른다. 상기 하나 이상의 플랜지의 상기 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스는, 자유 에지 박리의 개시와 연관된 고장 판정 기준 임계값(critical failure criterion value) 미만인 고장 판정 기준 값(모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합)을 갖는다.
이하에 개시된 요지의 다른 양태는, 자유 에지를 갖는 플라이들의 제 1 적층물을 포함하는 제 1 복합재 라미네이트 및 플라이들의 제 2 적층물을 포함하는 제 2 복합재 라미네이트를 포함하는 복합재 구조물이며, 상기 제 1 및 제 2 복합재 라미네이트들은 상기 자유 에지에 인접한 인터페이스에서 접합되고, 상기 제 1 적층물의 상기 플라이들은 각각의 플라이 각도들로 배향된 섬유들 또는 플라이 내에서 변하는 각도들에서 조향되는 섬유들을 포함하며, 상기 섬유들은 상기 제 2 복합재 라미네이트가 상기 자유 에지에 수직한 방향으로 하중을 받을 때 상기 인터페이스에서 박리하려는 경향을 억제하는 방식으로 제 1 및 제 2 변형 모드들의 커플링을 유발하도록 배열된다. 일부 실시예들에 따라, 상기 제 1 복합재 라미네이트는 스트링거의 플랜지를 형성하며, 상기 제 2 복합재 라미네이트는 상기 스트링거가 접합되는 스킨을 형성한다. 상기 제 1 복합재 라미네이트는 비대칭이며, 비평형이거나 평형이다. 일부 실시예들에서, 상기 제 1 적층물의 상기 플라이들 중 하나 이상의 플라이는, 0°, ±45° 및 ±90°의 플라이 각도들 중 어느 하나와 같지 않은 플라이 각도를 갖는다. 상기 제 1 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스는, 자유 에지 박리의 개시와 연관된 고장 판정 기준 임계값(critical failure criterion value) 미만인 고장 판정 기준 값(모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합)을 갖는다.
추가 양태는, 복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법이며, 상기 복합재 구조물은, 자유 에지를 갖는 플라이들의 제 1 적층물을 포함하는 제 1 복합재 라미네이트 및 플라이들의 제 2 적층물을 포함하는 제 2 복합재 라미네이트를 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 복합재 라미네이트들은 상기 자유 에지에 인접한 인터페이스에서 접합되며, 상기 방법은 제 2 복합재 라미네이트의 특성들을 규정하는 단계; 제 1 복합재 라미네이트의 요망하는 특성들을 규정하는 단계; 예측되는 하중을 받는(loading) 및 박리 위치를 규정하는 단계; 방출율적 또는 최적화 전략을 선택하는 단계; 선택된 전략을 사용하여 요망하는 특성들을 만족시키기 위해서 제 1 복합재 라미네이트의 후보 레이업의 플라이 각도들을 조절하는 단계; 및 상기 후보 레이업이 요망하는 특성들을 만족시키는지를 입증하는 단계를 포함하며, 상기 요망하는 특성들은 제 1 복합재 라미네이트의 자유 에지 근처의 제 1 복합재 라미네이트 및 제 2 복합재 라미네이트의 인터페이스에서의 박리의 억제를 포함하고, 적어도 상기 조절하는 단계 및 입증하는 단계는 컴퓨터 시스템에 의해 실행된다.
상기 방법은 상기 요망하는 특성들을 만족하는 제 1 복합재 라미네이트를 제조하는 단계를 더 포함할 수 있다. 상기 입증하는 단계는 제 1 복합재 라미네이트 및 제 2 복합재 라미네이트의 인터페이스에서의 박리와 연관된 고장 판정 기준 값(모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합)을 계산하는 단계 및 제 1 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스들에서의 자유 에지 박리와 연관된 고장 판정 기준 값을 계산하는 단계를 포함한다. 상기 확률적 전략이 선택될 때, 상기 조절하는 단계는 확률 밀도 함수(probability density function)를 사용하여 제 1 복합재 라미네이트를 위한 무작위 레이업들을 생성하는 단계를 포함하고, 상기 입증하는 단계는 요망하는 특성들 중 하나 또는 그 초과의 특성을 만족하지 않는 무작위로 생성된 레이업들을 폐기(discarding)하는 단계를 포함한다. 상기 최적화 전략이 선택될 때, 상기 조절하는 단계는 위반된 제약들을 고려하여 최적화 문제를 조절하는 단계를 포함한다.
복합재 스킨-스트링거 구조물들 및 이들의 설계를 위한 방법들의 다른 양태들이 하기에 개시 및 청구된다.
도 1은 복합재 재료로 만들어진 T자 형상 스트링거와 스킨 사이의 전형적인 인터페이스의 단부도를 표현하는 도면이다.
도 2는 가압 하중(pressure load)들을 받는(화살표들로 나타냄) 복합재 스킨 스트링거 구조물의 단부도를 표현하는 도면 및 이 도면에 도시된 스킨 스트링거 인터페이스를 가로질러 응력(stress)들을 표현하는 그래프를 포함한다.
도 3은 도 2에 도시된 복합재 스킨 스트링거 인터페이스의 부분을 표현하는 도면이다. 예상되는 박리 위치는, 스트링거 플랜지의 에지가 스킨으로부터 분리되는 구역에 의해 나타낸다.
도 4는 가변 플라이 각도(θ)를 갖는 4-플라이 라미네이트(대칭은 아니지만, 평형임)의 구조물을 도시하는 도면이다. 박리/결함(flaw) 위치가 0°인 플라이 각도들을 갖는 2 개의 플라이들 사이의 인터페이스를 따라 표시된다. 우측 화살표는, 인장 하중을 나타내며; 좌측 화살표는 반작용 하중을 나타낸다.
도 5는 도 4에 도시된 4-플라이 라미네이트에 대한 플라이 각도(θ) 대 집중된 균열 팁 하중 Nc의 그래프이다.
도 6은 도 4에 도시된 4-플라이 라미네이트에 대한 플라이 각도(θ) 대 집중된 균열 팁 모멘트 Mc의 그래프이다.
도 7은 도 4에 도시된 4-플라이 라미네이트들에 대한 플라이 각도(θ) 대 에너지 방출율의 그래프이다.
도 8은 오직 스트링거인 경우와 스킨-스트링거 구조물인 경우에 있어서, 플라이 각도(θ) 대 결합 강성 매트릭스(coupling stiffness matrix)의 요소(B11)의 그래프이다.
도 9는 오직 스트링거인 경우와 스킨-스트링거 구조물인 경우에 있어서, 플라이 각도(θ) 대 휨 강성 매트릭스(ending stiffness matrix)의 요소(D11)의 그래프이다.
도 10은 개선된 박리 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 프로세스 플로우를 도시하는 플로우차트이다.
도 11은, 도 11a 및 도 11b에 나타낸 개별 시트들을 포함하며, 이 시트들은 확률적 전략을 사용하여 박리에 대한 개선된 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 방법의 단계들을 도시하는 분석 플로우차트를 형성한다.
도 12는 플라이 각도(θ)의 함수로서 하드 레이업들에 대한 확률 밀도 함수(probability density function)를 도시하는 그래프이다.
도 13은 복합재 스킨 패널에 접합된 복합재 블레이드 스트링거의 등각투상도를 표시하는 도면이다. 화살표들은 자유 에지 박리를 유발하는 경향이 있는 압축 하중을 나타낸다.
도 14는 최적화 전략을 사용하여 박리에 대한 개선된 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 방법의 단계들을 도시하는 분석 플로우차트이다.
도 15는 항공기 제조 및 운항의 방법론의 흐름도이다.
도 16은 항공기의 시스템들을 도시하는 블록도이다.
이하, 상이한 도면들의 유사한 요소들은 동일한 도면 부호들을 갖는 도면들에서 참조될 것이다.
박리(delamination)에 대한 개선된 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 방법들의 다양한 실시예들이 하기에 상세히 설명될 것이다. 하기 상세한 설명은, 본질적으로 예시적이며, 개시된 실시예들 또는 개시된 적용예들 및 개시된 실시예들의 용도들로 청구범위 보호범위를 제한하는 것으로 의도되지 않는다.
도 1은 블레이드 스트링거(2)와 스킨(4)(각각, 복합재 재료로 만들어짐) 사이의 전형적인 인터페이스의 단부도를 표현하는 도면이다. 블레이드 스트링거는 단지 예시적 목적을 위해 도시된다. 본원에 개시된 분석은, 동일한 효력으로 다른 유형들의 복합재 스트링거들에 적용될 수 있다.
도 1을 참조하면, 블레이드 스트링거(2)는 일반적으로 세장형(elongated)의 인접한 평행 블레이드(8a, 8b)들의 성형 시트(formed sheet)를 포함한다. 각각의 블레이드(8a, 8b)는 수지 주입된 직물(resin-infused fabric)의 각각의 층들 사이에서 각각 다수의 복합재 플라이(ply)들을 포함할 수 있다. 블레이드 스트링거(2)는 각각 블레이드/플랜지 접합부들에서 각각의 블레이드(8a, 8b)들로부터 외측방향으로 연장하는 한 쌍의 플랜지(10a, 10b)들을 더 포함한다. 각각의 플랜지(10a, 10b)의 평면은, 대응하는 블레이드(8a, 8b)의 평면에 대해 일반적으로 수직한 관계로 배치될 수 있다. 블레이드 스트링거(2)는 기초 충전물(base charge)(6)을 더 포함한다. 플랜지(10a, 10b)들은 기초 충전물(6)에 접합되며, 이는 결국 스킨 패널(4)에 접합된다. 블레이드/플랜지 접합부들 및 기초 충전물(6)에 의해 경계설정되는 채널에는 복합재 재료로 만들어진 누들(noodle)(12)이 채워진다.
블레이드 스트링거(2)의 구조물을 더 예시하기 위해서, 하나의 예시적 실시예는, 직물의 제 1 플라이와 제 2 플라이 사이에 개재된(sandwiched) 복합재 재료의 16 개의 플라이들을 구성하는 플랜지(10a)를 가질 수 있는 반면, 기초 충전물(6)은 직물의 제 3 플라이와 제 4 플라이 사이에 개재된 16 개의 다른 플라이들을 구성할 수 있는데, 플랜지(10a)의 직물의 제 2 플라이는 기초 충전물(6)의 직물의 제 3 플라이에 접합된다. 직물의 제 1 플라이와 제 4 플라이는 ±45°로 배향된 위사(warp yarn)와 경사(weft yarn)를 가질 수 있다. 전통적인 라미네이트들의 경우에, 32 개의 플라이들이 0°, ±45°, 및 ±90°의 플라이 각도들을 가질 수 있으며; 전통적이지 않은 라미네이트들의 경우에, 32 개의 플라이들은 0°, ±45°, 및 ±90°및 다른 각도들의 플라이 각도들을 가질 수 있다.
도 2는 가압 하중(pressure load)을 받는(화살표들로 나타냄) 복합재 스킨 스트링거 구조물의 단부도를 표현하는 도면 및 이 도면에 도시된 스킨 스트링거 인터페이스를 가로질러 응력(stress)들을 표현하는 그래프를 포함한다. 이 예에서, 복합재 스킨 스트링거 구조물은, 다시 역전된 T자 형상을 갖는 블레이드 스트링거(2) 및 스킨 패널(4)을 포함한다. 블레이드 스트링거(2)는 스킨 패널(4)에 접합된다. 특정 환경들 하에서, 스킨 패널(4)이 축방향 하중을 받게 될 때, 축방향 하중은 스킨 패널(4)로부터, 특히 최대 박리(peel) 응력이 발생하는 영역들(도 2의 그래프 참조)에서 블레이드 스트링거(2) 박리를 유발할 수 있다. 이러한 현상은 스트링거가 하중을 받지 않는 동안 스킨 레이업에 축방향 하중을 가함으로써 시뮬레이트되었다.
축방향 하중이 스킨 레이업에 가해질 때, 예상되는 박리 위치는 도 3에서 갭(14)으로 표시된다. 도 3의 화살표(16)는 스킨(4)에 가해진 축방향 인장 하중을 나타낸다. 그러나, 축방향 하중은 대안으로 압축 하중일 수 있다. 스킨 스트링거 인터페이스 균열 발생의 문제(즉, 박리)는 복합재 구조물의 무결성을 손상시킨다. 본원에 개시된 설계 프로세스는, 하중이 가해짐에 따라 (바람직하지 않은 고장 형태의 모드들 이전에) 형성되기 시작하는 균열들을 억제 또는 "폐쇄(close)"하기 위해서 스트링거가 제어된 방식으로 변형하도록, 스트링거의 플라이 방향들을 조절함으로써 박리의 문제를 완화시킨다.
이제, 평형식 4-플라이 라미네이트의 상부에 있는 2 개의 인접한 플라이(20, 22)들이 제각기 -θ 및 +θ의 플라이 각도들을 갖는 단순예를 위한 도 4 내지 도 9를 참조하여, 박리를 억제시키기 위해 플라이 방향들을 조절하는 기본 개념이 설명될 것이다. 그러나, 이러한 포괄적인 4-플라이 라미네이트는 단지 개념을 예시하기 위해서 단순히 의도된 예시적 라미네이트임이 이해되어야 한다. 그의 적층 시퀀스는, 플라이 각도들이 비대칭을 발생시키도록 선택될 수 있는 방법의 일 예이다. 플라이(20, 22)들은, 선택된 플라이 각도들의 전체적인 효과가 박리를 억제하는 비대칭을 발생시킬 수 있는 한, 반드시 반대 플라이 각도들을 가질 필요는 없다.
대부분의 복합재 적층물들은 고도의 이방성을 갖는다. 이방성은 연속체(continuum)에서 동적 기계 거동(dynamic mechanical behavior)을 제어하기 위해 사용될 수 있다. 실제로, 복합재 라미네이트들은 수십 내지 수백 개의 적층된 층들 또는 플라이들로 구성된다. 복합재 라미네이트에서의 개별 이방성 층들의 기계 거동이 라미네이트의 기계적 응답을 모델링하기 위해서 사용될 수 있음은 주지되어 있다. 이는, 설계자들이, 각 층(즉, 플라이)의 탄성 속성들 및 배향을 맞춤화하도록 허용하여, 복합재 라미네이트의 기계적 응답이 최적화되게 할 것이다.
복합재 라미네이트에서 합력(resultant)들(평면내 힘들(N) 및 모멘트들(M))과 변형율(strain)들(변형율들(ε0) 및 곡률들(k)) 사이의 관계들은, 강성 매트릭스(stiffness matrix)들(A, B, 및 D)을 형성하고, 그 다음, 공지된 평면내 변형율들(ε0) 및 곡률들(k)을 미지의 평면내 하중들(N) 및 모멘트들(M)에 관련시키는 식에 이들 강성 매트릭스들을 대입함으로써 특징지어질 수 있음이 주지되어 있다. 결과로 발생하는 식은 다음과 같다.
Figure pat00001
여기서, A는 라미네이트의 신장 강성(extensional stiffness)으로 불리고, B는 라미네이트의 결합 강성(coupling stiffness)으로 불리고, 그리고 D는 라미네이트의 휨 강성 (bending stiffness)으로 불린다. 강성 매트릭스들(A, B, 및 D)을 형성하는 것은, 복합재 라미네이트들의 분석에서 중요한 단계이다. 복합재 라미네이트를 위한 A, B 및 D 매트릭스는, 라미네이트의 기계 거동을 제어하고 따라서 설계하도록 사용될 수 있다.
도 4는 가변 플라이 각도(θ)를 갖는 4-플라이 라미네이트(대칭은 아니지만, 평형임)의 구조물을 도시하는 도면이다. 이러한 4-플라이 라미네이트는, 포괄적인 라미네이트를 나타내며, 여기서 3 개의 상부 플라이(20, 22, 24)들은 전체 스트링거(총 3 개의 플라이들로 구성됨)의 표시이며, 저부 플라이(26)는 전체 스킨(총 1 개의 플라이로 구성됨)의 표시이다. 각각의 각도(θ)의 값은 각각의 플라이 내에서 일정한 각도를 갖는 개개의 라미네이트에 대응한다. 예컨대, θ = 0°이면, 이 라미네이트의 플라이 각도들은 [0°, 0°, 0°, 0°]이 될 것이며, 반면에 θ = 5°이면, 이 라미네이트의 플라이 각도들은 [-5°, 5°, 0°, 0°]이 될 것이다. 각도(θ)는 단일 플라이 내에서 바뀌지 않으며; 단일 플라이 내의 모든 섬유들은 동일한 배향 각도(θ)를 갖는다. 각도(θ)가 바뀔 때, 모든 섬유들은 새로운 θ값으로 이동한다.
도 4에 도시된 4-플라이 라미네이트는 본원에 개시된 균열 폐쇄 기구가 작동하는 방법을 예시한다. 박리/결함(flaw) 위치(14)가 θ= 0°의 플라이 각도를 갖는 플라이(24, 26)들 사이의 인터페이스를 따라 도시된다. 도 4의 우측의 화살표(16)는, 스킨을 표현하는 플라이(26)에 가해진 인장 하중을 표현하고; 좌측의 화살표(18, 28)들은 반작용 하중(reaction load)들을 나타낸다. 플라이 각도들은, 축방향 하중이 플라이(26)에 가해질 때 위치(14)에서 박리가 발생하지 않도록 선택될 수 있다.
도 5 내지 도 9에 도시된 플롯들은, 다양한 파라미터들의 값들을 나타내며, 이 파라미터들은 도 4에 묘사된 4-플라이 라미네이트의 기계적 속성들을 특징지우며 플라이 각도의 함수이다. 모든 것이 비교되는 베이스라인은, 대칭 레이업이다(즉, 플라이 각도(θ) = 0°일 때). 플라이 각도(θ)가 변화하기 시작할 때, 레이업은 비대칭이 되게 된다. 이는, 도 5, 도 6 및 도 7에서 원형의 구역들에 의해 지시되는 바와 같이, 각각 균열 팁 하중, 균열 팁 모멘트 및 모드 I, II 에너지 방출율들의 변화를 유발하는데, 즉 이들은 (절대값들이) 감소된다. 균열 팁 하중, 균열 팁 모멘트 및 모드 I, II 에너지 방출율들의 감소는, 박리에 덜 민감한 스트링거 설계들은 나타낸다.
균열 팁 힘(Nc) 및 균열 팁 모멘트(Mc)는 데이비슨 공식(Davidson formulation)(이하에 보다 상세히 설명됨)에서 균열 팁의 이상화(idealization)에서 존재하도록 가정되는 양들이다. 도 5 및 도 6에서 제각기 도시되는 Nc 및 Mc에 대한 플롯들에서, 수평 축들은 라디안(radian) 단위로 플라이 각도(θ)를 나타낸다. 플라이 각도(θ)는 라미네이트의 비대칭 정도의 척도(measure)이다. θ가 0일 때, 라미네이트는 대칭이며; θ가 증가할 때, 라미네이트는 비대칭해진다. Nc 및 Mc에 대한 이들 플롯들은, θ가 증가할 때 Nc 및 Mc가 규모가 감소되는 것을 나타낸다. 이에 따라, Nc 및 Mc의 언급된 감소들은, θ = 0°에서의 이들의 값들에 대한 것이다. Nc 및 Mc의 감소의 원인(cause)은, 라미네이트가 비대칭이 되는 것과 관련된 라미네이트 강성 속성들의 변화들이다.
도 4에 도시된 라미네이트는 일반적인 계면 파괴(interfacial fracture) 문제시 균열 팁 구역의 3차원 부분을 나타낸다. 고전적인 플레이트 이론이 이 라미네이트의 전체적인 변형들 및 변형율 에너지들을 예측하기 위해서 사용될 수 있다. 응력 특이성(stress singularity)을 발생시키는 균열 팁 요소 상의 하중은, 집중된 균열 팁 힘(Nc) 및 모멘트(Mc)의 관점에서 완전히 특징지어질 수 있는 것으로 도시되었다. 균열 팁 요소의 에너지 방출율(G)은, 수정된 가상 균열 닫힘법(virtual crack closure method)을 통해 얻어질 수 있다. 전체 에너지 방출율(G) = GI + GII + GIII이며, 여기서 논의된 2차원 경우 GIII=0이며, GI 및 GII는 명칭이 "An Analytical Crack-Tip Element for Layered Elastic Structures"인 논문(ASME Journal of Applied Mechanics, Vol. 62, June (1995), pp. 294-305)에서 데이비슨(Davidson) 등에 의해서 정의된 관련된 모드 I 및 모드 II의 에너지 방출율들이다. 보다 자세하게는, GI는 파괴 모드 I 컴포넌트(개방 모드)이며, GII는 파괴 모드 II 컴포넌트(슬라이딩 모드)이며, GIII은 파괴 모드 III 컴포넌트(시저링 모드)이다.
도 7은 도 4에 도시된 4-플라이 라미네이트들에 대한 플라이 각도(θ) 대 에너지 방출율(G, GI 및 GII(GIII = 0))의 그래프이다. 도 7에 도시된 바와 같이, 이러한 에너지 방출율들은 플라이 각도(θ)가 증가함에 따라 감소한다. 또한, 플라이 각도가 변함에 따라 다른 파라미터들이 변한다. 예컨대, 도 8은 오직 스트링인 경우(실선 곡선)와 스킨-스트링거 구조물인 경우(파선 곡선)에 있어서, 플라이 각도(θ) 대 결합 강성 매트릭스(coupling stiffness matrix)의 요소(B11)의 그래프인 반면, 도 9는 오직 스트링거인 경우(실선 곡선)와 스킨-스트링거 구조물인 경우(파선 곡선)에 있어서, 플라이 각도(θ) 대 휨 강성 매트릭스(bending stiffness matrix)의 요소(D11)의 그래프이다.
B11 및 D11은 고전적인 적층판 이론(laminated plate theory)의 판 강성 매트릭스의 각각의 항(term)들이다. B11은 라미네이트의 비대칭의 지표(indicator)들 중 하나이고, D11은 라미네이트의 휨 강성의 지표들 중 하나이다. "스트링거"로 라벨링된 곡선은, 도 4에 도시된 3 개의 상부 플라이(20, 22, 24)들로 구성된 라미네이트에 대해 계산된 B11 값들을 나타낸다. "스킨+스트링거"로 라벨링된 곡선은, 전체 라미네이트, 즉, 도 4에 도시된 4 개의 모든 플라이(20, 22, 24 및 26)들을 포함하는 라미네이트에 대해 계산된 B11 값들을 나타낸다. D11에 대한 곡선들은 유사하다.
도 10은 개선된 박리 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 프로세스 플로우를 도시하는 플로우차트이다. 설계 프로세스는 문제의 정의로 시작한다(프로세스 50). 문제의 정의 프로세스(50)는, 다음의 단계들을 포함한다: 부여된 스킨, 하중 및 결함/균열 위치에 대한 요망하는 스트링거 특성들의 선택(단계 52); 확률적(probabilistic) 또는 최적화(optimization) 전략의 선택(단계 54); 및 필터 기준 및 툴들의 선택(단계 56).
단계(52)에서 선택된 스트링거 특성들은, 두께, 강성, 레이업 대칭, 평형 및 라미네이트 유형을 포함할 수 있다. 일부 경우들에서, 관련 있는 라미네이트 유형들은, 단지 0°/±45°/90°의 플라이 각도들을 갖는 전통적인 라미네이트이거나 0°/±45°/90°의 플라이 각도 이외에 그리고 이와 상이한 플라이 각도들을 가질 수 있는 전통적이지 않은 라미네이트(non-traditional laminate, NTL)이다. 다른 경우들에서, 관련있는 라미네이트 유형은 섬유-조향된 라미네이트(fiber-steered laminate)이다.
계속, 도 10을 참조하면, 단계(56)는 다음 중 어느 하나를 포함할 수 있다: 안전 MS(MS = K - 1)의 마진(margin)에 가까운 파괴 성능 지표인 데이비슨 고장 판정 기준(failure criterion)(K)을 사용하는 것; 명칭이 "Energy Release Rate Determination for Edge Delamination Under Combined In-Plane, Bending and Hygrothermal Loading. Part I-Delamination at a Single Interface"인 논문(Journal of Composite Materials, Vol. 28, No. 11 (1994), pp. 1009-1031)에서 데이비슨에 의해 개시된 자유 에지 박리 접근법을 사용하는 것; 가상 균열 닫힘 기술(virtual crack closure technique)의 유한 요소 분석에 기초한 구현을 사용하는 것 등.
문제의 정의 이후에, 다수의 후보 스트링거 레이업들이 스킨으로부터의 스트링거의 박리가 억제되는 기준에 기초하여 생성되고 필터링된다. 후보 스트링거 레이업들의 생성 중에, 스트링거 복합재 레이업 각각의 적층 및 플라이 각도들은 선택된 전략을 사용하여 설계 기준들에 들어맞도록 조절된다(단계 58). NTL 플라이 각도들은 더 많은 설계 기준들을 동시에 만족하게 한다. 특정 변형 모드들 사이의 커플링은, 박리를 억제하기 위해서 의도적으로 활성화된다(B 강성 매트릭스의 0이 아닌 요소들). 조절들이 이루어진 후에, 결과로 발생하는 설계 해법(들)은 박리 억제를 비롯하여, 필요한 설계 기준들 모두가 만족되었음을 입증하도록 테스트된다(단계 60).
박리에 대한 개선된 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 프로세스의 2 개의 실시예들이 이하 도 11 및 도 14를 제각기 참조하여 설명될 것이다. 도 11은 확률적 전략을 채용하는 설계 프로세스의 단계들을 도시한다. 도 14는 최적화 및 유한 요소 분석을 채용하는 설계 프로세스의 단계들을 도시한다.
도 11의 분석 플로우차트의 각각의 부분들은 개별 시트(즉, 도 11a 및 도 11b)들 상에 나타난다. 플로우차트의 제 1 부분은, 도 11a에 제공되며; 플로우차트의 제 2 부분은 도 11b에 제공된다. 플로우차트는, 확률적 전략을 사용하여 박리에 대해 개선된 내성을 갖는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하는 방법의 단계들을 도시한다. 하기에 보다 상세히 설명되는 바와 같이, 이러한 설계 방법은, 각각의 플라이에 대한 플라이 각도들(즉, 방향들)을 무작위로 선택함으로써 레이업을 생성한다. 도 11에 도시된 설계 프로세스는, 축방향 강성, 휨 강성 및 박리 성능(즉, 고장 판정 기준)의 관점에서 베이스라인 레이업보다 우세한 스트링거의 설계를 가능케 한다.
많은 적용분야들에 대해, 이른바 "하드" 레이업을 제공하도록 복합재 라미네이트가 설계되는 것이 바람직하다. "하드" 또는 "소프트"는 복합재 라미네이트의 축방향 강성을 지칭한다. "하드" 스트링거는, 예를 들어 날개(wing)의 날개 길이 방향(spanwise direction)으로 높은 축방향 강성, 또는 높은 탄성계수를 갖는 스트링거이다. 그러나, 본원에 개시된 설계 프로세스 및 개념들은 또한 하드 라미네이트들이 아닌 다른 레이업들의 설계 및 제작시에 채용될 수 있음이 이해되어야 한다.
확률적 전략을 사용하는 하드 레이업 설계 프로세스의 개시가 도 11a에 도시된다. 초기 단계(100)에서, 요망하는 하드 스킨-스트링거 구성이 적어도 다음의 사양들의 관점에서 정의된다: 스킨 레이업, 스트링거 평형, 가정된 초기 결함/균열 위치, 및 하중.
다음 단계(102)에서, 요망하는 근사 스트링거 경도가 선택된다. "하드" 라미네이트는, 0°에 가깝게 배향된 라미네이트에 높은 퍼센트의 플라이들을 가짐으로써 성취된다. (예컨대, 0°는 날개의 날개 길이 방향을 나타냄). 이에 따라, 많은 0°플라이들(또는 0°에 근접한 플라이들)이 존재할 때, 레이업은 "하드"로 간주되며; 0 °방향에 근접한 플라이들이 적을 때, 레이업은 "소프트"로 간주된다. 이 둘 사이에는 정확히 정의된 경계(boundary)가 존재하지 않는다. 경도의 하나의 가능한 메트릭(metric)은, 예컨대, 날개의 날개 길이 방향과 코드 방향(chordwise direction)들에서의 축방향 강성 사이의 비율로서 정의될 수 있다.
게다가, 단계(102)에서 "%0/±45/90°"는 0, ±45 및 90°섬유들의 유효 백분율(effective percentage)들"로서 공지된 메트릭을 지칭한다. 이러한 메트릭은 전통적인 라미네이트들뿐만 아니라 전통적이지 않은 라미네이트들에 적용된다. 라미네이트에서의 섬유들이 0, ±45 및 90° 방향들로 배향되지 않을 때조차 0, ±45 및 90° 섬유들의 유효 백분율들이 계산될 수 있다.
단계(102)의 일부로서, 하드 레이업들에 대한 확률 밀도 함수(probability density function)가 선택되거나 생성된다. 도 12는 플라이 각도(θ)의 함수로서 하드 레이업들에 대한 확률 밀도 함수(PDF)를 도시하는 그래프이다. PDF는 무작위로 생성된 레이업들이 특정 경도를 갖도록 강제하는 것이다. 이에 따라, 설계자는 전형적으로 각각의 경도에 대해 개별적인 PDF를 생성하고 이후에 이를 저장한다. 단계(102)에서, 설계자는 요망하는 경도를 발생시킬 수 있는 PDF를 선택한다. 준 등방성(quasi-isotropic) 레이업이 요망되는 경우들에, 상이한 PDF(도 12에서 도시된 범위보다 훨씬 더 넓은 범위의 플라이 각도들에 걸쳐 상대적으로 1.0에 근접한 중량들을 가짐)가 사용될 수 있다.
도 11a를 다시 참조하면, 다음 단계(104)에서, 스트링거 레이업 유형이 선택된다. 선택된 스트링거 레이업 유형은, -90°내지 90°에서 플라이 각도들이 변하는 전통적이지 않은 라미네이트 또는 0°, ±45° 및 90°로 플라이 각도들이 제한된 섞여진(shuffled) 전통적인 라미네이트일 수 있다. 그러나, 적절하다면, 본원에 개시된 설계 개념은 다음과 같이 조향된 섬유 플라이들에 적용가능하다. 변형율 분야 관점(strain field perspective)으로부터, 플라이는 섬유 배향 각도가 섹션마다 변하지만 각각의 섹션 내에서 일정한, 상이한 섹션들의 수집으로서 근사될 수 있다. 이 분석은 각각의 섹션에 대해 별개로 실행될 수 있다.
이후, 적절하게 프로그램된 컴퓨터가 선택된 확률 밀도 함수를 사용하여 다수의 무작위 레이업들을 생성하는데 사용된다(단계 106). 박리 억제 비대칭을 발생시키는 목표를 갖고 0°를 향해서 각도들이 편향된다. 게다가, 전통적인 라미네이트의 플라이들은 비대칭을 생성하기 위해서 섞여진다.
레이업을 생성하는 절차는 각각의 플라이에 대한 플라이 방향들의 무작위로 선택에 의한 것이다. 그러나, 임의의 각도 선택의 동등한 가능성이 존재한다면, 결과로 발생한 레이업은 모든 방향들로 균일하게 분배된 플라이들을 가질 수 있기 때문에 준 등방성이 있을 수 있다. 이러한 상황을 회피하기 위해서, 설계자는, 다른 방향들 이외에 0°플라이들을 선택하는 더 높은 확률이 존재하는 방식으로 플라이 방향의 선택에 편향할 수 있다. PDF는 특정 방향들의 플라이들을 선택하는 확률을 도시한다. 이에 따라, (도 12에 도시된 바와 같이) PDF 플롯에서 "범프(bump)"가 존재할 때, 0°플라이(또는 0°에 근접한 플라이들)들이 다른 섬유 방향들을 갖는 플라이들 대신에 선택될 가능성이 높다. 0°초과 플라이들이 존재할 때, 이후 "더 경질의(harder)" 레이업이 제조될 수 있다.
도 12에 도시된 유형의 PDF는, 설계자가 요망하는 경도에 일치하는 경도를 갖는 무작위로 생성된 레이업들을 만드는 것을 가능케 한다. PDF는 가중치(weight)들(즉, 편향 인자(bias factor)들)의 스펙트럼을 소정 범위 내 플라이 각도들에 적용한다. 0°섬유들의 경우, 가중 인자(weighting factor)(또는 "편향 인자" 또는 상대 확률(relative probability))는 1.0이다. ±90°섬유들의 경우, 가중 인자는 약 0.2이다. 가중 인자는 0°섬유들의 경우 더 커진다. 이는, 레이업들이 무작위로 생성될 때, 생성된 결과로 발생한 레이업에서 0°(또는 0°에 근접한) 섬유 방향의 존재 가능성은 더 높을 것이다. 동일한 논리가 0° 내지 90°의 임의의 섬유 방향들에 적용된다. 그 결과, "가중치들의 스펙트럼"은 레이업의 경도들이 요망하는 경도에 근접하게 발생하도록 유도한다.
평형식 스트링거가 요망된다면, 무작위로 발생된 후보 레이업들이 가려내어지고(screened)(단계 108), 평형인 이러한 레이업들만이 유지된다(즉, A16 강성 항(term)은 대략 0과 같다). 동일한 컴퓨터(또는 상이한 컴퓨터)가 하기 분석 단계들을 실행하도록 프로그램된다.
각각의 결과로 발생한 레이업에 대해, 스트링거와 스킨 사이의 박리에 대한 에너지 방출율의 모드 I, II 및 III 컴포넌트들이 계산된다(도 11a의 단계 110). 에너지 방출율은, 새롭게 생성된 파괴 표면적의 단위(unit) 당 파괴 중 소산된 에너지이다. 파괴 모드들 I, II 및 III에 대응하는 에너지 방출율(GI, GII 및 GIII)은, 제각기 데이비슨 단일 필드 접근법(Davidson Singular Field Approach) 또는 적절한 대체 이론을 사용하여 계산될 수 있다. 데이비슨 단일 필드 접근법을 사용하는 에너지 방출율의 계산에 관한 상세들은 명칭이 "An Analytical Crack-Tip Element for Layered Elastic Structures"인 논문(ASME Journal of Applied Mechanics, Vol. 62, June (1995), pp. 294-305))에서 데이비슨(Davidson) 등에 의해서 개시된다.
에너지 방출율(GI, GII 및 GIII)들이 계산된 이후에, 고장 판정 기준(K)이 계산되며(단계 112), 여기서:
Figure pat00002
고장 판정 기준(K)은 안전 MS의 마진에 가까운 파괴 성능 지표이다(즉, MS = K - 1). 고장 판정 기준은, 고장 판정 기준(K)의 값이 1.0인 임계값 미만일 때 균열이 개시되고 성장할 것임을 언급한다. 양들(GIc, GIIc 및 GIIIc)은, 파괴 모드들 I, II 및 III을 위한 층간 파괴 인성(interlaminar fracture toughness)들이며, 본체의 기하학적 형상 및 가해지는 하중들과 무관한 재료 속성들로 고려된다.
도 11a의 다음 단계(114)에서, 후보 레이업들은 고장 판정 기준의 최고값들에 대해 가려내진다.
이제, 도 11b(도 11a의 연속임)를 참조하면, 고장 판정 기준의 최고값들을 갖는 배치(batch)에 속하지 않는 이들 레이업들이 필터링되는데(filtered out)(단계 116), 즉 추가의 고려사항으로부터 제거된다. (고장 판정 기준의 최고값들을 갖는) 나머지 후보 레이업들이 이후 축방향 강성 및 휨 강성의 최고값들에 대해 가려내진다(단계 118). 축방향 강성 및 휨 강성의 최고값들을 갖는 배치(batch)에 속하지 않는 이들 레이업들이 필터링되는데(단계 120), 즉 추가의 고려사항으로부터 제거된다.
보강되지 않은 에지들을 갖는 복합재 라미네이트들은 자유 에지 박리에 의해 약해질 것이다(fail). 도 13은 복합재 블레이드 스트링거(2)의 등각투상도를 표현하는 도면이다. 블레이드 스트링거(2)는 일반적으로 세장형의 인접하는 평행 블레이드(8a, 8b)들의 성형 시트, 각각의 블레이드/플랜지 접합부들에서 각각의 블레이드(8a, 8b)들로부터 외측방향으로 연장하는 한 쌍의 플랜지(10a, 10b)들, 및 기초 충전물(6)을 포함한다. 플랜지(10a 및 10b)들은 기초 충전물(6)에 접합되고 한 쌍의 자유 에지(30a 및 30b)들을 형성한다. 블레이드/플랜지 접합부들 및 기초 충전물(6)에 의해 경계설정되는 채널에는 복합재 재료로 만들어진 누들(noodle)(12)이 채워진다. 도 13에 도시된 예에서, 화살표들은 자유 에지 박리를 유발하는 경향이 있는 압축 하중을 나타낸다.
자유 에지 박리들의 시작(onset) 및 성장은, 그의 임계값(1.0)과 각각의 고장 판정 기준(K) 값의 비교에 의해 예측될 수 있다. 다음 단계(122)(도 11b 참조)에서, 나머지 후보 레이업들이 자유 에지 박리에 대한 에너지 방출율들(GI, GII 및 GIII)을 계산함으로써 각각의 플라이 인터페이스에서 자유 에지 박리에 대해 체크된다. 자유 에지 박리에 대한 에너지 방출율들(GI, GII 및 GIII)은, 데이비슨 단일 필드 접근법(Davidson Singular Field Approach) 또는 적절한 대안적 이론을 사용하여 계산될 수 있다. 데이비슨 자유 에지 박리 접근법은, 명칭이 "Energy Release Rate Determination for Edge Delamination Under Combined In-Plane, Bending and Hygrothermal Loading. Part I-Delamination at a Single Interface"인 논문(Journal of Composite Materials, Vol. 28, No. 11 (1994), pp. 1009-1031))에서 데이비슨에 의해 개시된다.
단계(110)에서의 스트링거와 스킨 사이의 박리의 분석은 단계(122)에서 수행된 자유 에지 박리 분석과 별개의 분석이다. 이에 따라, 에너지 방출율들(GI, GII 및 GIII)을 계산하기 위한 기술은 각각의 분석에서 상이하다. 예컨대, 단계(110)에서, 컴퓨터가 스트링거에 의해 표현되는 상부 레이업 및 스킨에 의해 표현되는 하부 레이업에 대한 에너지 방출율들을 계산한다. 이에 반해, 단계(122)에서, 컴퓨터는 이러한 많은 계산들을 수행한다. 예컨대, 컴퓨터는 스트링거의 단일 상부 플라이에 의해 표현되는 상부 레이업 및 스트링거의 상부 플라이를 제외한 모든 플라이들에 의해 표현되는 하부 레이업에 대한 에너지 방출율들을 먼저 계산할 수 있으며; 이후 스트링거의 2 개의 최상부(topmost) 플라이들에 의해 표현되는 상부 레이업 및 스트링거의 2 개의 최상부 플라이들을 제외한 모든 플라이들에 의해 표현되는 하부 레이업에 대한 에너지 방출율들을 계산 등을 할 수 있다.
항공기의 날개의 부분을 형성하는 스킨-스트링거 구조물의 경우에, 스트링거와 스킨 사이에서 균열의 폐쇄 또는 박리에 대한 민감성의 감소는, 날개의 코드 방향으로 적용되는 하중의 작용 하에, 스트링거와 스킨 사이의 박리와 관련된다. 이에 반해, 자유 에지 박리 분석은, 날개의 날개 길이 방향으로 가해지는 하중의 작용 하에 스트링거 내에 있는 플라이들 사이의 박리와 관련된다.
도 11b를 다시 참조하면, 자유 에지 박리가 플라이 인터페이스에서 발생할 것이라고 예측되는 이러한 후보 레이업들은 필터링되는데(단계(124)), 즉 추가의 고려사항으로부터 제거된다.
이후, 이것으로 제한하는 것은 아니지만, 하기 분석들: 노치식 강도, 서브라미네이트 안정성, 열적 잔류 응력들 및 상호침투(interpenetration) 중 하나 또는 그 초과의 분석을 비롯한 추가의 분석들이, 서바이빙(surviving) 후보 레이업들을 추가로 가려내기 위해 수행된다(단계 126).
단계(128)에서, 단계(126)의 분석들이 서바이빙 후보 스트링거 레이업들 중 하나 또는 그 초과의 레이업이 허용가능한지 아닌지를 나타내는지의 여부가 판정된다. 후보 레이업들 중 임의의 레이업이 허용가능하다면, 분석 프로세스가 종료된다. 허용된 후보 레이업들은 컴퓨터 메모리에 스트링거 설계들의 라이브러리를 형성하기 위해 저장될 수 있다. 후속하여, 스트링거들은 라이브러리로부터 검색된 이러한 스트링거 설계들 중 어느 하나의 설계를 사용하여 제작될 수 있다.
후보 스트링거 레이업들중 어느 것도 허용가능하지 않은 것으로 단계(128)에서 판정된다면, 설계자는 이전 단계로 복귀하고 필터링 파리미터들을 조정함으로써 설계 프로세스에 대한 조정들을 할 수 있다. 보다 자세하게는, 도 11b의 "또는" 명령문(statement)은 설계 프로세스가 필터(116) 또는 필터(120)로 다시 돌아갈 수 있음을 의미한다. 설계자는 도 11b의 "또는" 명령문 이후 어떤 분기를 취할지 선택할 수 있다. 특정된 선택들 중 일부 선택은 유효할 것이며, 접근법을 변화시키지 않는다.
일부 경우들에서, 설계자는, 고장 판정 기준의 덜(less) 최적의(즉, 낮은(lower)) 값들을 갖는 후보 레이업들의 신규 배치(batch)가 추가의 분석을 위해 통과되도록 필터(116)의 필터링 파라미터들을 변화시키는 것을 선택할 수 있다. 환언하면, 단계(114)는, 고장 판정 기준의 최고값이 아닌 덜 최적인 값들을 갖는, 단계(112)에 의해 원래 발생된 이러한 후보 레이업들이 가려내질 수 있도록 효과적으로 변화된다. 이는, 필터(116)가 최고값 및 최저값을 갖는 후보 레이업들을 필터링하며, 고장 판정 기준의 덜 최적의 값을 갖는 것들을 전달(passing)함을 의미한다.
다른 경우들에서, 설계자는, 축방향 강성 및 휨 강성의 덜(less) 최적의(즉, 낮은(lower)) 값들을 갖는 후보 레이업들의 신규 배치가 추가의 분석을 위해 통과되도록 필터(120)의 필터링 파라미터들을 변화시키는 것을 선택할 수 있다. 환언하면, 단계(118)는 축방향 강성 및 휨 강성의 최고값이 아닌 덜 최적의 값들을 갖는 필터(116)를 통해 원래 통과된 이러한 후보 레이업들이 가려내질 수 있도록 효과적으로 변화된다. 이는, 필터(120)가 최고값 및 최저값을 갖는 후보 레이업들을 필터링하며, 축방향 강성 및 휨 강성의 덜 최적의 값을 갖는 것들을 전달함을 의미한다.
어느 경우든, 단계들(122, 124, 126 및 128)은 후보 레이업들의 이러한 신규 배치에 대해 반복된다. 전술한 프로세스는, 하나 또는 그 초과의 후보 레이업들이 허용가능하다는 것이 단계(128)에서 판정될 때까지 반복될 수 있으며, 이 시점에서, 설계 프로세스는 이전에 설명된 바와 같이 종료된다.
도 14는 최적화 및 유한 요소 분석을 채용하는 복합재 스킨-스트링거 구조물들을 설계하기 위한 프로세스의 단계들을 도시한다. 설계 프로세스는 문제의 정의로 시작된다(프로세스 70). 문제의 정의 프로세스(70)는, 다음의 단계들을 포함한다: 스킨의 요망하는 레이업 유형(즉, 전통적인 라미네이트, 전통적이지 않은 라미네이트 또는 조향된 섬유) 및 두께의 선택(단계 72); 부여된 스킨, 하중 및 결함/균열 위치, 경계 조건들 및 스트링거 플라이 각도들에 대한 초기 스킨-스트링거 구성의 선택(단계 74); 적절한 설계 제약들(예컨대, 최소/최대 축방향 스트링거 강성, 레이업 대칭 및 평형)의 선택(단계 76); 및 스트링거의 요망하는 레이업 유형(즉, 전통적인 라미네이트, 전통적이지 않은 라미네이트 또는 조향된 섬유) 및 (즉, 고정된 또는 조절가능한) 두께의 선택(단계 78).
문제 정의 이후에, 스트링거 설계는 스킨으로부터 스트링거의 박리가 억제되는 기준(단계 80) 및 다른 제약들을 만족시키도록 최적화된다. 설계자가 후보 스트링거 플라이 각도(예컨대, 0°/45°/90°플라이들에 대해 동일량)들을 선택한 이후, 최적화 알고리즘은 추정(guess)이 향상된다. 제안된 프로세스는 국부적 또는 전역 최적화(global optimization) 또는 이 양자 모두를 활용할 수 있다. 임의의 최적화 방법이 여기에 적용될 수 있다. 후보 스트링거 레이업의 최적화 동안, 스트링거 레이업의 플라이 각도들 및 두께들은 설계 기준들을 만족하고 고장 판정 기준을 개선하도록 조절된다.
최적화 알고리즘이 최적화 스트링거 레이업 설계를 발생시킨 이후에, 설계자는 최적화 프로세스에 존재하지 않는 제조 요건들(불연속적인 두께 등)에 만족하도록 플라이 각도들 및 두께들을 수동으로 조절할 수 있다(단계 82).
다음으로, 최적화되고 조절된 스트링거 레이업 설계는, 자유 에지 박리를 위한 에너지 방출율들을 계산함으로써 각각의 플라이 인터페이스 사이의 자유 에지 박리에 대해 체크된다(단계 84). 자유 에지 박리에 대한 에너지 방출율들은, 앞서 설명된 바와 같이, 데이비슨 자유 에지 박리 접근법(Davidson Free Edge Delamination Approach) 또는 적절한 대안적 이론을 사용하여 계산될 수 있다.
자유 에지 박리 체크에 후속하여, 스킨-스트링거 레이업의 박리 민감도가 가상 균열 닫힘 기술을 사용하여 입증된다(단계 86). 가상 균열 닫힘 기술의 상세한 설명은, 명칭이 "Virtual crack closure technique: History, approach, and applications"인 논문(Appl. Mech. Rev., Vol. 57, No. 2, March (2004), pp. 109-143)에서 크루거(Krueger)에 의해 제시되었다. 가상 균열 닫힘 기술은, 스킨-스트링거 구조물의 유한 요소 분석으로부터 얻어진 결과들에 기초한 변형 에너지 방출율을 컴퓨팅하는데 사용된다. 이 방법은, 스킨-스트링거 인터페이스에서의 균열이 그 증분 거리만큼 연장될 때 방출된 에너지가 증분 거리의 종료 지점들 사이에서의 균열을 폐쇄하는데 요구되는 에너지와 동일하다는 가정에 기초한다.
다시 도 14를 참조하면, 유한 요소 분석이, 스킨-스트링거 박리가 후보 스트링거 레이업 설계에 의해 억제될 수 있음을 입증한다면, 이를테면 노치식 강도, 서브라미네이트 안정성, 열적 잔류 응력들 및 상호침투와 같은 추가의 분석들이 수행된다. 이들 분석들의 결과에 기초하여, 후보 스트링거 레이업 설계가 허용가능한지의 여부가 판정된다(단계 88).
후보 스트링거 레이업이 허용가능하다면, 분석 프로세스가 종료된다. 후속하여, 스트링거들이 이러한 허용된 스트링거 레이업 설계를 사용하여 제조될 수 있다. 이에 반해, 후보 스트링거 레이업이 허용가능하지 않은 것으로 단계(88)에서 판정된다면, 설계자는 위반된 제약(violated constraint)들, 이를테면 가변 경계(variable bound)들 및 특별 제한(extra restriction)들을 고려하여 최적화 문제에 대한 조절들을 수행할 수 있다(단계 90). 이후, 설계 프로세스는 단계(80)로 복귀한다. 최적화는 허용가능한 스트링거 레이업 설계가 실현될 때까지 되풀이하여 실행된다.
상기 개시된 스킨-스트링거 설계 및 스킨-스트링거 구조물들을 설계하는 방법들은, 도 16에 도시된 바와 같은 항공기(202)의 부품들을 제작하기 위해, 도 15에 도시된 바와 같은 항공기 제조 및 운항 방법(200)에서 채용될 수 있다. 사전 제작 (pre-production)중, 예시적 방법(200)은 항공기(202)의 사양 및 설계(204)(예컨대, 복합재 재료로 만들어진 날개들 및 동체(fuselage)들에 통합을 위한 스트링거들의 설계를 포함)와 재료 조달(206)을 포함할 수 있다. 제작 중, 항공기(202)의 컴포넌트 및 서브조립체 제조(208) 및 시스템 통합(210)이 이루어진다. 이후, 항공기(202)는, 운항(in service)(214)되도록 인증 및 납품(212)을 거칠 수 있다. 고객에 의한 운항 동안, 항공기(202)는 일상적인 유지보수 및 서비스(216)(이는, 또한 수정, 재구성, 수리 등을 포함할 수 있음)가 예정된다.
방법(200)의 프로세스들 각각은 시스템 통합업체(system integrator), 제 3 자, 및/또는 조작자(operator)(예컨대, 고객)에 의해 수행되거나 실행될 수 있다. 이 설명의 목적들을 위해, 시스템 통합업체는, 제한 없이, 임의의 수의 항공기 제조사들 및 주요 시스템 하청업체들을 포함할 수 있고; 제 3 자는, 제한 없이, 임의의 수의 판매자(vendor)들, 하청 업체(subcontractor)들 및 공급체(supplier)들을 포함할 수 있고; 조작자는 항공사, 리스 회사, 군사 기업, 서비스 조직 등일 수 있다.
도 16에 도시된 바와 같이, 예시적 방법(200)에 의해 제작된 항공기(202)는 복수 개의 시스템(220)들 및 인테리어(222)를 갖는 기체(airframe)(218)(예컨대, 동체, 프레임들, 스트링거들, 날개 박스(wing box)들 등을 포함)를 포함할 수 있다. 고도의 시스템(220)들의 예들은 추진 시스템(224), 전기 시스템(226), 유압 시스템(228) 및 환경 제어 시스템(230) 중 하나 또는 그 초과의 시스템을 포함한다. 임의의 수의 다른 시스템들이 포함될 수 있다. 항공 우주의 예가 도시되어 있지만, 본원에 개시된 원리들은 자동차 산업과 같은 다른 산업 분야들에 적용될 수 있다.
본원에서 구체화된 장치 및 방법들이 도 15에 도시된 예시적 방법(200)의 단계들 중 하나 또는 그 초과의 단계 동안 채용될 수 있다. 예컨대, 사전 제작 (pre-production)중, 방법(200)은 상기 개시된 설계 방법론을 사용하는 스킨-스트링거 구조물들의 사양 및 설계(204)를 포함할 수 있다. 게다가, 상기 개시된 유리한 특징들을 갖는 스킨-스트링거 구조물들은, 컴포넌트 및 하위조립체 제조(208)의 프로세스 동안 제작될 수 있다. 또한, 하나 또는 그 초과의 장치 실시예들, 방법 실시예들 또는 이들의 조합이 예컨대 항공기(202)의 조립을 실질적으로 신속히 처리하거나 항공기의 비용을 감소시킴으로써, 제조 단계들(208, 210) 중 활용될 수 있다.
게다가, 본 개시물은 하기 항목들에 따른 실시예들을 포함한다:
조항 1. 하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재로서, 상기 하나 이상의 플랜지는 복합재 라미네이트를 포함하며, 상기 복합재 라미네이트는 자유 에지를 갖는 복합재 재료의 플라이들의 적층물(stack)을 포함하며, 상기 적층물의 상기 플라이들은 각각의 플라이 각도들로 배향된 섬유들 또는 플라이 내에서 변하는 각도들에서 조향되는 섬유들을 포함하며, 상기 섬유들은 상기 적층물의 제 1 플라이 및 복합재 스킨의 일부분의 인터페이스에서 박리하려는 경향을 억제하는 방식으로 제 1 및 제 2 변형 모드들의 커플링을 유발하도록 배열되고, 상기 복합재 스킨의 일부분에 상기 하나 이상의 플랜지가 접합되는 한편, 상기 복합재 스킨의 그 부분은 상기 하나 이상의 플랜지의 상기 자유 에지에 수직한 방향으로 하중을 받는다.
조항 2. 조항 1에서 인용된 바와 같은 복합재 부재로서, 상기 제 1 변형 모드는 축방향 변형 모드이며, 상기 제 2 변형 모드는 휨 변형 모드이다.
조항 3. 조항 1에서 인용된 바와 같은 복합재 부재로서, 상기 하나 이상의 플랜지의 상기 복합재 라미네이트는 비대칭이며, 비평형이거나 평형이다.
조항 4. 조항 3에서 인용된 바와 같은 복합재 부재로서, 상기 비대칭이며 비평형이거나 평형인 복합재 라미네이트는, 특히, 인장 또는 압축 하중에 대응하여 휨 곡률(bending curvature)을 발생시킨다.
조항 5. 조항 1에서 인용된 바와 같은 복합재 부재로서, 상기 적층물의 상기 플라이들 중 하나 이상의 플라이는, 0°, ±45° 및 ±90°의 플라이 각도들 중 어느 하나와 같지 않은 플라이 각도를 갖는다.
조항 6. 조항 1에서 인용된 바와 같은 복합재 부재로서, 상기 하나 이상의 플랜지의 상기 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스는, 고장 판정 기준 값을 가지며, 상기 고장 판정 기준값은 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합이며 자유 에지 박리의 개시와 연관된 고장 판정 기준 임계값(critical failure criterion value) 미만이다.
조항 7. 복합재 구조물로서, 상기 복합재 구조물은, 자유 에지를 갖는 플라이들의 제 1 적층물을 포함하는 제 1 복합재 라미네이트 및 플라이들의 제 2 적층물을 포함하는 제 2 복합재 라미네이트를 포함하며, 상기 제 1 및 제 2 복합재 라미네이트들은 상기 자유 에지에 인접한 인터페이스에서 접합되며, 상기 제 1 적층물의 상기 플라이들은 각각의 플라이 각도들로 배향된 섬유들 또는 플라이 내에서 변하는 각도들에서 조향되는 섬유들을 포함하며, 상기 섬유들은 상기 제 2 복합재 라미네이트가 상기 자유 에지에 수직한 방향으로 하중을 받을 때 상기 인터페이스에서 박리하려는 경향을 억제하는 방식으로 제 1 및 제 2 변형 모드들의 커플링을 유발하도록 배열된다.
조항 8. 조항 7에서 인용된 바와 같은 복합재 구조물로서, 상기 제 1 변형 모드는 축방향 변형 모드이며, 상기 제 2 변형 모드는 휨 변형 모드이다.
조항 9. 조항 7에서 인용된 바와 같은 복합재 구조물로서, 상기 제 1 복합재 라미네이트는 스트링거의 플랜지를 형성하며, 상기 제 2 복합재 라미네이트는 상기 스트링거가 접합될 스킨을 형성한다.
조항 10. 조항 7에서 인용된 바와 같은 복합재 구조물로서, 상기 제 1 복합재 라미네이트는 비대칭이며, 비평형이거나 평형이다.
조항 11. 조항 10에서 인용된 바와 같은 복합재 구조물로서, 상기 비대칭이며 비평형이거나 평형인 복합재 라미네이트는, 특히, 인장 또는 압축 하중에 대응하여 휨 곡률(bending curvature)을 발생시킨다.
조항 12. 조항 7에서 인용된 바와 같은 복합재 구조물로서, 상기 제 1 적층물의 상기 플라이들 중 하나 이상의 플라이는, 0°, ±45° 및 ±90°의 플라이 각도들 중 어느 하나와 같지 않은 플라이 각도를 갖는다.
조항 13. 조항 7에서 인용된 바와 같은 복합재 구조물로서, 상기 제 1 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스는 고장 판정 기준 값을 가지며, 고장 판정 기준 값은 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합이며 자유 에지 박리의 개시와 연관된 고장 판정 기준 임계값(critical failure criterion value) 미만이다.
조항 14. 복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법으로서, 상기 복합재 구조물은, 자유 에지를 갖는 플라이들의 제 1 적층물을 포함하는 제 1 복합재 라미네이트 및 플라이들의 제 2 적층물을 포함하는 제 2 복합재 라미네이트를 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 복합재 라미네이트들은 상기 자유 에지에 인접한 인터페이스에서 접합되며, 상기 방법은,
상기 제 2 복합재 라미네이트의 특성들을 정의하는 단계;
상기 제 1 복합재 라미네이트의 요망하는 특성들을 정의하는 단계;
예측되는 하중을 받는(lading) 및 박리 위치를 정의하는 단계;
확률적 또는 최적화 전략을 선택하는 단계;
선택된 전략을 사용하여 상기 요망하는 특성들을 만족시키기 위해서 상기 제 1 복합재 라미네이트의 후보 레이업의 플라이 각도들을 조절하는 단계; 및
상기 후보 레이업이 상기 요망하는 특성들을 만족시키는지를 입증하는 단계를 포함하며,
상기 요망하는 특성들은 제 1 복합재 라미네이트의 자유 에지 근처의 상기 제 1 복합재 라미네이트 및 상기 제 2 복합재 라미네이트의 인터페이스에서의 박리의 억제를 포함하고,
상기 조절하는 단계 및 입증하는 단계는 컴퓨터 시스템에 의해 수행된다.
조항 15. 조항 14에서 인용된 바와 같은 방법으로서, 상기 요망하는 특성들을 만족하는 제 1 복합재 라미네이트를 제조하는 단계를 더 포함한다.
조항 16. 조항 14에서 인용된 바와 같은 방법으로서, 상기 입증하는 단계는 상기 제 1 복합재 라미네이트 및 제 2 복합재 라미네이트의 인터페이스에서의 박리와 연관된 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합인 고장 판정 기준 값(failure criterion value)을 계산하는 단계를 포함한다.
조항 17. 조항 14에서 인용된 바와 같은 방법으로서, 상기 입증하는 단계는 제 1 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스들에서의 자유 에지 박리와 연관된 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합인 고장 판정 기준 값(failure criterion value)을 계산하는 단계를 포함한다.
조항 18. 조항 14에서 인용된 바와 같은 방법으로서, 상기 확률적 전략이 선택될 때, 상기 조절하는 단계는 확률 밀도 함수(probability density function)를 사용하여 상기 제 1 복합재 라미네이트에 대한 무작위 레이업들을 생성하는 단계를 포함하고, 상기 입증하는 단계는 상기 요망하는 특성들 중 하나 또는 그 초과의 특성을 만족하지 않는, 무작위로 생성된 레이업들을 폐기하는 단계(discarding)를 포함한다.
조항 19. 조항 14에서 인용된 바와 같은 방법으로서, 상기 최적화 전략이 선택될 때, 상기 조절하는 단계는 위반된 제약들을 고려하여 최적화 문제를 조절하는 단계를 포함한다.
조항 20. 조항 14에서 인용된 바와 같은 방법으로서, 서바이빙 후보 레이업들을 더 가려내기 위해 추가의 분석들을 수행하는 단계를 더 포함하며, 상기 추가의 분석들은, 이것으로 제한하는 것은 아니지만, 노치식 강도(notched strength), 서브라미네이트(sublaminate) 안정성, 열적 잔류 응력들 및 상호침투(interpenetration) 중 하나 또는 그 초과의 분석을 포함한다. 복합재 스킨-스트링거 구조물들 및 이들의 설계를 위한 방법들이 다양한 실시예들을 참조하여 설명되고 있지만, 당업자들에 의해서 다양한 변형예들이 이루어질 수 있으며, 등가예들이 본원의 교지들로부터 벗어나지 않으면서 그의 요소들을 위해서 대체될 수 있음이 이해될 것이다. 게다가, 많은 수정예들이 본원에 개시된 실시에 대한 개념들 및 축소들이 특별한 상황에 맞도록 이루어질 수 있다. 이에 따라, 청구항들에 의해 보호되는 요지는 개시된 실시예들로 제한되지 않는 것으로 의도된다.
청구항들에서 사용되는 바와 같이, 용어 "컴퓨터 시스템"은 하나 이상의 컴퓨터 또는 프로세서를 갖는 시스템을 포함하는 것으로 광범위하게 이해되며, 이는 네트워크 또는 버스를 통해 통신하는 다중 컴퓨터들 또는 프로세서들을 포함할 수 있다. 앞선 문장에서 사용된 바와 같이 용어 "컴퓨터" 및 "프로세서" 양자 모두는 처리 장치(예컨대, 중앙 처리 장치(central processing unit)) 및 처리 장치에 의해 판독가능한 프로그램을 저장하기 위한 일부 형태의 메모리(즉, 컴퓨터 판독 가능 매체(computer-readable medium))를 갖는 디바이스들을 지칭한다.
게다가, 이하에 설명되는 방법 청구항들은, 본원에 인용된 단계들이 알파벳 순서(청구항들 내의 임의의 알파벳 순서는 단지 이전에 인용된 단계들을 언급하는 목적으로만 사용됨)로 실행될 수 있거나 이 청구항들이 인용된 순서대로 실행되는 것을 필요로 하는 것으로 이해되어서는 안 된다. 이들은 동시에 또는 번갈아 실행되는 2 또는 그 초과의 단계들 중 임의의 부분들을 배제하는 것으로도 이해되어서는 안 된다.

Claims (13)

  1. 하나 이상의 플랜지(flange)(10a, 10b)를 갖는 복합재(composite) 부재로서,
    상기 하나 이상의 플랜지(10a, 10b)는 복합재 라미네이트(laminate)를 포함하며, 상기 복합재 라미네이트는 자유 에지(free edge)(30a, 30b)를 갖는 복합재 재료의 플라이(ply)들의 적층물(stack)을 포함하며, 상기 적층물의 상기 플라이(20, 22)들은 각각의 플라이 각도들로 배향된 섬유들 또는 플라이 내에서 여러 각도들로 조향되는(steered) 섬유들을 포함하며, 상기 섬유들은 상기 적층물의 제 1 플라이 및 복합재 스킨(skin)의 일부분의 인터페이스에서 박리하려는 경향을 억제하는 방식으로 제 1 및 제 2 변형 모드들의 커플링을 유발하도록 배열되고, 상기 복합재 스킨의 일부분에 상기 하나 이상의 플랜지(10a, 10b)가 접합되는 한편, 상기 복합재 스킨의 그 부분은 상기 하나 이상의 플랜지(10a, 10b)의 상기 자유 에지(30a, 30b)에 수직한 방향으로 하중을 받는,
    하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 변형 모드(mode)는 축방향(axial) 변형 모드이며, 상기 제 2 변형 모드는 휨(bending) 변형 모드인,
    하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 플랜지(10a, 10b)의 상기 복합재 라미네이트는 비대칭이며, 비평형(unbalanced)이거나 평형(balanced)인,
    하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 비대칭이며 비평형이거나 평형인 복합재 라미네이트는, 특히, 인장(tensile) 또는 압축(compressive) 하중에 대응하여 휨 곡률(bending curvature)을 발생시키는,
    하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 적층물의 상기 플라이들 중 하나 이상의 플라이는, 0°, ±45° 및 ±90°의 플라이 각도들 중 어느 하나와 같지 않은 플라이 각도를 갖는,
    하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 하나 이상의 플랜지(10a, 10b)의 상기 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스는 고장 판정 기준값(failure criterion value)을 가지며, 상기 고장 판정 기준값은 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율(energy release rate)들의 조합이며 자유 에지(30a, 30b) 박리의 개시와 연관된 고장 판정 기준 임계값(critical failure criterion value) 미만인,
    하나 이상의 플랜지를 갖는 복합재 부재.
  7. 복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법으로서,
    상기 복합재 구조물은, 자유 에지(30a, 30b)를 갖는 플라이들의 제 1 적층물을 포함하는 제 1 복합재 라미네이트 및 플라이들의 제 2 적층물을 포함하는 제 2 복합재 라미네이트를 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 복합재 라미네이트들은 상기 자유 에지(30a, 30b)에 인접한 인터페이스에서 접합되며, 상기 방법은,
    상기 제 2 복합재 라미네이트의 특성들을 정의하는 단계;
    상기 제 1 복합재 라미네이트의 요망하는 특성들을 정의하는 단계;
    예측되는 하중을 받는(loading) 그리고 박리(delamination)의 위치를 정의하는 단계;
    확률적 또는 최적화 전략을 선택하는 단계;
    선택된 전략을 사용하여 상기 요망하는 특성들을 만족시키기 위해서 상기 제 1 복합재 라미네이트의 후보 레이업(candidate layup)의 플라이 각도들을 조절하는 단계; 및
    상기 후보 레이업이 상기 요망하는 특성들을 만족시키는지를 입증하는 단계를 포함하며,
    상기 요망하는 특성들은 제 1 복합재 라미네이트의 자유 에지(30a, 30b) 근처의 상기 제 1 복합재 라미네이트 및 상기 제 2 복합재 라미네이트의 인터페이스에서의 박리의 억제를 포함하고,
    상기 조절하는 단계 및 입증하는 단계는 컴퓨터 시스템에 의해 수행되는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 요망하는 특성들을 만족하는 제 1 복합재 라미네이트를 제조하는 단계를 더 포함하는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 입증하는 단계는 상기 제 1 복합재 라미네이트 및 제 2 복합재 라미네이트의 인터페이스에서의 박리와 연관된 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합인 고장 판정 기준 값(failure criterion value)을 계산하는 단계를 포함하는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
  10. 제 7 항에 있어서,
    상기 입증하는 단계는 상기 제 1 복합재 라미네이트의 각각의 플라이 인터페이스들에서의 자유 에지(30a, 30b) 박리와 연관된 모드 I, II 및 III의 에너지 방출율들의 조합인 고장 판정 기준 값(failure criterion value)을 계산하는 단계를 포함하는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
  11. 제 7 항에 있어서,
    상기 확률적 전략이 선택될 때, 상기 조절하는 단계는 확률 밀도 함수(probability density function)를 사용하여 상기 제 1 복합재 라미네이트에 대한 무작위 레이업들을 생성하는 단계를 포함하고, 상기 입증하는 단계는 상기 요망하는 특성들 중 하나 또는 그 초과의 특성을 만족하지 않는, 무작위로 생성된 레이업들을 폐기(discarding)하는 단계를 포함하는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
  12. 제 7 항에 있어서,
    상기 최적화 전략이 선택될 때, 상기 조절하는 단계는 위반된 제약들을 고려하여 최적화 문제를 조절하는 단계를 포함하는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
  13. 제 7 항에 있어서,
    서바이빙(surviving) 후보 레이업들을 더 가려내기 위해 추가의 분석들을 수행하는 단계를 더 포함하며, 상기 추가의 분석들은, 노치식 강도(notched strength), 서브라미네이트(sublaminate) 안정성, 열적 잔류 응력들 및 상호침투(interpenetration) 중 하나 또는 그 초과의 분석을 포함하지만, 이들로 제한되지는 않는,
    복합재 구조물의 층간 박리를 억제하는 방법.
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