RU2645500C1 - Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала - Google Patents

Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала Download PDF

Info

Publication number
RU2645500C1
RU2645500C1 RU2016135195A RU2016135195A RU2645500C1 RU 2645500 C1 RU2645500 C1 RU 2645500C1 RU 2016135195 A RU2016135195 A RU 2016135195A RU 2016135195 A RU2016135195 A RU 2016135195A RU 2645500 C1 RU2645500 C1 RU 2645500C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
composite material
angle
holes
continuous fibers
oriented
Prior art date
Application number
RU2016135195A
Other languages
English (en)
Inventor
Масахиро КАСИВАГИ
Ёсинори НОНАКА
Тосио АБЭ
Original Assignee
Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. filed Critical Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Application granted granted Critical
Publication of RU2645500C1 publication Critical patent/RU2645500C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/02—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/12—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer characterised by the relative arrangement of fibres or filaments of different layers, e.g. the fibres or filaments being parallel or perpendicular to each other
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C53/00—Shaping by bending, folding, twisting, straightening or flattening; Apparatus therefor
    • B29C53/02—Bending or folding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/20—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in a single direction, e.g. roofing or other parallel fibres
    • B29C70/202—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in a single direction, e.g. roofing or other parallel fibres arranged in parallel planes or structures of fibres crossing at substantial angles, e.g. cross-moulding compound [XMC]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • B29C70/228—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure the structure being stacked in parallel layers with fibres of adjacent layers crossing at substantial angles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/26—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer
    • B32B3/266—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer characterised by an apertured layer, the apertures going through the whole thickness of the layer, e.g. expanded metal, perforated layer, slit layer regular cells B32B3/12
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/02—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/06—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer characterised by a fibrous or filamentary layer mechanically connected, e.g. by needling to another layer, e.g. of fibres, of paper
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/14—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by a layer differing constitutionally or physically in different parts, e.g. denser near its faces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/14—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by a layer differing constitutionally or physically in different parts, e.g. denser near its faces
    • B32B5/142—Variation across the area of the layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/03—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers with respect to the orientation of features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1492—Structure and mounting of the transparent elements in the window or windscreen
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/20—Integral or sandwich constructions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/34—Tanks constructed integrally with wings, e.g. for fuel or water
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/10—Cords, strands or rovings, e.g. oriented cords, strands or rovings
    • B29K2105/101—Oriented
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/10—Cords, strands or rovings, e.g. oriented cords, strands or rovings
    • B29K2105/101—Oriented
    • B29K2105/105—Oriented uni directionally
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/10—Cords, strands or rovings, e.g. oriented cords, strands or rovings
    • B29K2105/101—Oriented
    • B29K2105/108—Oriented arranged in parallel planes and crossing at substantial angles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2307/00—Use of elements other than metals as reinforcement
    • B29K2307/04—Carbon
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3085—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/737—Articles provided with holes, e.g. grids, sieves
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2250/00—Layers arrangement
    • B32B2250/20—All layers being fibrous or filamentary
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
    • B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
    • B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
    • B32B2260/023—Two or more layers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/046—Synthetic resin
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2305/00—Condition, form or state of the layers or laminate
    • B32B2305/07—Parts immersed or impregnated in a matrix
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2305/00—Condition, form or state of the layers or laminate
    • B32B2305/10—Fibres of continuous length
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2305/00—Condition, form or state of the layers or laminate
    • B32B2305/10—Fibres of continuous length
    • B32B2305/20—Fibres of continuous length in the form of a non-woven mat
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/50—Properties of the layers or laminate having particular mechanical properties
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/50—Properties of the layers or laminate having particular mechanical properties
    • B32B2307/54—Yield strength; Tensile strength
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2313/00—Elements other than metals
    • B32B2313/04—Carbon
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/26—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer another layer next to it also being fibrous or filamentary
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/28—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer impregnated with or embedded in a plastic substance
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/16—Two dimensionally sectional layer
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/16—Two dimensionally sectional layer
    • Y10T428/162—Transparent or translucent layer or section
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/16—Two dimensionally sectional layer
    • Y10T428/163—Next to unitary web or sheet of equal or greater extent
    • Y10T428/164—Continuous two dimensionally sectional layer
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24058—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in respective layers or components in angular relation
    • Y10T428/24074—Strand or strand-portions
    • Y10T428/24083—Nonlinear strands or strand-portions
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24058—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in respective layers or components in angular relation
    • Y10T428/24074—Strand or strand-portions
    • Y10T428/24091—Strand or strand-portions with additional layer[s]
    • Y10T428/24099—On each side of strands or strand-portions
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24058—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in respective layers or components in angular relation
    • Y10T428/24074—Strand or strand-portions
    • Y10T428/24116—Oblique to direction of web
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24058—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in respective layers or components in angular relation
    • Y10T428/24124—Fibers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24132—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in different layers or components parallel
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24273—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including aperture
    • Y10T428/24322—Composite web or sheet
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Compositions Of Macromolecular Compounds (AREA)

Abstract

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала и содержащим ее крылу летательного аппарата и фюзеляжу летательного аппарата, а также способу изготовления конструкции из композиционного материала. Конструкция из композиционного материала выполнена в виде композиционного материала из армированного волокном пластика, проходящего в одном направлении и имеющего множество отверстий, выполненных через интервалы в ряд в одном направлении, которая подвергается нагрузке растяжения и/или нагрузке сжатия в одном направлении. Периферическая область вокруг отверстий включает первый участок, получаемый путем изгиба композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, так что центральная линия ширины W композиционного материала зигзагообразно проходит между соседними отверстиями в одном направлении. Жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении периферической области ниже жесткости при растяжении и/или жесткости при сжатии в одном направлении другой области, окружающей периферическую область. Изобретение обеспечивает повышение прочности и снижение веса композиционного изделия. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники
[0001]
Настоящее изобретение относится к конструкции из композиционного материала и содержащим ее крылу летательного аппарата и фюзеляжу летательного аппарата, а также способу изготовления конструкции из композиционного материала. Настоящее изобретение, в частности, относится к конструкции из композиционного материала, имеющей множество отверстий, выполненных в ряд в одном направлении.
Предшествующий уровень техники
[0002]
Композиционные материалы, выполненные с использованием армированных волокном пластиков (АВП), широко используются в летательных аппаратах, судах, транспортных средствах и т.п. в качестве высокопрочных и легковесных конструкций (патентный документ 1). Преимущество композиционных материалов по сравнению с металлами заключается в том, что они легче и прочнее.
Список цитированной литературы
Патентные документы
[0003]
Патентный документ 1: нерассмотренная публикация заявки на патент Японии №2013-180627А (пункт 1, пункт 3).
Изложение сущности изобретения
Техническая задача
[0004]
В таком композиционном материале иногда выполняются отверстия для доступа при осмотре или сборке. При наличии отверстий в периферических областях вокруг этих отверстий концентрируется напряжение. Металл не ломается сразу, даже если участок, в котором сконцентрировано напряжение, достигает предела текучести; более того, перед тем как окончательно сломаться, металл испытывает пластическую деформацию. Например, в обычных конструкциях статическую прочность плоской пластины, имеющей отверстия, рассчитывают при напряжении в ослабленном сечении путем деления нагрузки на площадь поперечного сечения за исключением отверстий. По сравнению с металлом композиционный материал характеризуется малой пластической деформацией и, следовательно, более чувствителен к концентрациям напряжения (у отверстий и выточек), что приводит к необходимости также учитывать концентрации напряжения при расчете статической прочности. В результате армирование выполняется путем увеличения толщины пластины вокруг отверстий, что может свести на нет преимущество «легче и прочнее».
[0005]
Для устранения вышеописанного недостатка в соответствии с патентным документом 1 жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении в периферической области отверстия ниже жесткости при растяжении и/или жесткости при сжатии в одном направлении в другой области, окружающей периферическую область. Это позволяет уменьшить армирование путем устранения концентраций напряжения в периферической области отверстия. В соответствии с патентным документом 1 в остальной области ориентация волокон задается под углом 0°, а в периферической области отверстия ориентация волокон задается под углом 45° или -45°.
[0006]
В соответствии с патентным документом 1 при стыковке двух композиционных материалов, в которых остальная область и периферическая область расположены смежно, но с отличающимися ориентациями волокон (между периферической областью и остальной областью), на границе части, где происходит стыковка этих материалов (смежная часть), волокна не будут непрерывными. Смола, которая выступает в качестве базового материала, при этом будет передавать нагрузки, которые могут вызвать снижение прочности конструкции из композиционного материала.
[0007]
В соответствии с описанием в патентном документе 1 в крыле летательного аппарата или т.п. основная нагрузка действует в направлении, в котором расположены отверстия, и в то же время также может действовать сдвиговая нагрузка. В соответствии с патентным документом 1 остальная область, в которой ориентация волокон отличается от ориентации волокон в периферической области, расположена смежно с периферической областью с обеих ее сторон, что может вызвать снижение прочности в направлении, перпендикулярном направлению основной нагрузки. Риск снижения прочности возрастает в том случае, если волокна не являются непрерывными, и граница, где изменяется ориентация волокон, проходит по выносной линии диаметра отверстий, перпендикулярной направлению основной нагрузки.
[0008]
В свете таких обстоятельств целью настоящего изобретения является создание легковесной конструкции из композиционного материала, препятствующей снижению прочности.
Решение проблемы
[0009]
Для решения вышеописанных проблем в настоящем изобретении предложена конструкция из композиционного материала, выполненная в виде композиционного материала из армированного волокном пластика, проходящего в одном направлении и имеющего множество отверстий, выполненных через интервалы в ряд в одном направлении, которая подвергается нагрузке растяжения и/или нагрузке сжатия в одном направлении, причем периферическая область вокруг отверстий включает первый участок, получаемый путем изгиба композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, так что центральная линия ширины W композиционного материала зигзагообразно проходит между соседними отверстиями в одном направлении, а жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении периферической области ниже жесткости при растяжении и/или жесткости при сжатии в одном направлении другой области, окружающей периферическую область.
[0010]
Жесткость при растяжении в одном направлении в периферической области вокруг отверстий ниже жесткости при растяжении в одном направлении в остальной области, окружающей периферическую область вокруг отверстий, и, таким образом, нагрузку растяжения в основном принимает остальная область. Соответственно, нагрузка растяжения, действующая на периферическую область отверстий, становится относительно низкой, уменьшая концентрации напряжения, действующего на периферическую область вокруг отверстий. Это позволяет уменьшить армирование в периферической области вокруг отверстий по сравнению со случаем, когда периферическую область вокруг отверстий выполняют с той же жесткостью при растяжении, что и остальную область.
[0011]
Когда жесткость при сжатии в одном направлении в периферической области вокруг отверстий ниже жесткости при сжатии в одном направлении в остальной области, окружающей периферическую область вокруг отверстий, нагрузку сжатия в основном принимает остальная область. Соответственно, нагрузка сжатия, действующая на периферическую область отверстий, становится относительно низкой, уменьшая концентрации напряжения, действующего на периферическую область вокруг отверстий. Это позволяет уменьшить армирование в периферической области вокруг отверстий по сравнению со случаем, когда периферическую область вокруг отверстий выполняют с той же жесткостью при сжатии, что и остальную область.
[0012]
В случае, когда на конструкцию из композиционного материала действуют нагрузка растяжения и нагрузка сжатия (иными словами, в случае, когда на нее действует изгибающая нагрузка), жесткость при растяжении и жесткость при сжатии в одном направлении в периферической области вокруг отверстий могут быть ниже жесткости при растяжении и жесткости при сжатии в одном направлении в остальной области, так чтобы нагрузку растяжения и нагрузку сжатия в основном принимала остальная область.
[0013]
Периферическая область включает первый участок, состоящий из композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении (композиционный материал А). При попытке изгиба композиционного материала А содержащиеся в нем волокна могут ориентироваться в разных направлениях. Прочность и жесткость конструкции из композиционного материала можно изменять, варьируя ориентацию волокон. Жесткость при растяжении и жесткость при сжатии в одном направлении в области, где материал А расположен так, что волокна наклонены относительно одного направления, ниже жесткости при растяжении и жесткости при сжатии в одном направлении в остальной области. Если композиционный материал А расположен так, что волокна ориентированы в одном направлении, ориентацию волокон подбирают так, чтобы она совпадала с ориентацией волокон в остальной области, что позволяет исключить риск снижения прочности на границе между периферийной областью и остальной областью.
[0014]
Волокна сохраняют свою непрерывность даже при изгибе композиционного материала А. За счет использования непрерывных волокон можно увеличить прочность в одном направлении по сравнению со случаем, когда используются короткие волокна. В соответствии с настоящим изобретением волокна являются непрерывными, и, следовательно, на границах в первом участке, где изменяется ориентация волокна, между волокнами не образуются зазоры. Это обеспечивает более точную конструкцию из композиционного материала по сравнению с известными конструкциями.
[0015]
Выполнение композиционного материала А в виде зигзагов, проходящих между отверстиями, позволяет использовать цельный кусок композиционного материала А для множества отверстий, и, следовательно, конструкцию из композиционного материала можно изготавливать с большей эффективностью. Композиционный материал А также можно располагать с помощью машины.
[0016]
В соответствии с аспектом вышеописанного изобретения предпочтительно, чтобы первый участок включал наклонную часть, в которой, когда одно направление взято под углом 0°, непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°; и чтобы наклонная часть была расположена между соседними отверстиями.
[0017]
Расположение наклонной части между отверстиями позволяет обеспечить область, в которой жесткость при растяжении в направлении под углом 0° (одно направление) уменьшена и возможно удлинение в направлении растяжения (и/или направлении сжатия). В наклонной части волокна ориентированы в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°, что увеличивает прочность в направлении сдвига (направлении, перпендикулярном одному направлению, или, иными словами, в направлении под углом ±90°) и позволяет увеличить жесткость при кручении.
[0018]
В соответствии с аспектом вышеописанного изобретения предпочтительно, чтобы первый участок включал параллельную часть, в которой непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом 0°; и чтобы параллельная часть была расположена по меньшей мере в месте первого участка, включающем выносную линию диаметра отверстия, ориентированного в направлении под углом ±90°, и контактировала с отверстиями.
[0019]
За счет выполнения параллельной части на выносной линии диаметра отверстий, ориентированного в направлении под углом ±90°, так чтобы обеспечить контакт с отверстиями, можно уменьшить концентрации напряжения в периферической области отверстий без снижения прочности в легко ломающихся местах. Это приводит к существенному увеличению прочности конструкции из композиционного материала.
[0020]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения предпочтительно, чтобы параллельная часть располагалась в месте, включающем наружную кромку первого участка в области, которая параллельна диаметру отверстия в направлении под углом 0°.
[0021]
Иными словами, наружная кромка первого участка в области, которая параллельна диаметру отверстий в направлении под углом 0°, является периферической областью на границе с остальной областью. Композиционный материал А проходит зигзагообразно так, что центральная линия ширины W композиционного материала А проходит между отверстиями. Когда диаметр отверстий в направлении под углом 0° принят за ось, композиционный материал А на одной стороне заданного отверстия расположен на другой стороне соседнего отверстия. При расположении параллельной части на границе с остальной областью ориентация волокон в периферической области может совпадать с ориентацией волокон в смежной остальной области. Это позволяет предотвратить снижение прочности в направлении под углом ±90° в части, где соединяются периферическая область и остальная область.
[0022]
В соответствии с аспектом вышеописанного изобретения в случае, когда ориентация непрерывных волокон в одной наклонной части перпендикулярна ориентации непрерывных волокон в следующей наклонной части, ширина W определяется как величина, которая меньше или равна 1/√2 расстояния L между центрами соседних отверстий.
[0023]
Композиционный материал А проходит между отверстиями зигзагообразно, и, следовательно, волокна в одной наклонной части ориентированы в ином направлении, чем волокна в следующей наклонной части. В случае, когда направление волокон в одной наклонной части находится под прямым углом относительно направления волокон в следующей наклонной части, задание такой ширины W композиционного материала А, которая меньше или равна 1/√2 расстояния L между центрами соседних отверстий, позволяет располагать параллельную часть на выносной линии диаметра отверстий, ориентированного в направлении под углом ±90°.
[0024]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения параллельная часть может представлять собой область, которая параллельна диаметру отверстий, ориентированному в направлении под углом 0°.
[0025]
Таким образом, все области, которые параллельны отверстиям, образуют параллельную часть, и, следовательно, можно увеличить прочность места вокруг отверстий по отношению к направлению под углом 0°. Поскольку не остается границ, где направление волокон меняется в направлении отверстий под углом ±90°, можно увеличить прочность места вокруг отверстий по отношению к направлению под углом ±90°.
[0026]
В соответствии с аспектом вышеописанного изобретения предпочтительно, чтобы слой, включающий первый участок А, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, многократно изгибается так, что образуются пиковые участки и впадинные участки, чередующиеся в таком порядке, и слой, включающий первый участок В, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, многократно изгибается так, что образуются впадинные участки и пиковые участки, чередующиеся в таком порядке, были ламинированы вместе так, чтобы пиковые участки в первом участке А и соответствующие впадинные участки в первом участке В образовывали вертикальные пары.
[0027]
В наклонной части в первом участке волокна не являются непрерывными, и ориентации волокон отличаются от ориентаций волокон в других участках, смежных с первым участком в том же слое. В соответствии с этим аспектом вышеописанного изобретения создание вертикальных пар пиковых участков в первом участке А и впадинных участков в первом участке В позволяет располагать границы между наклонной частью и смежными с ней участками в шахматном порядке в вертикальном направлении. Это позволяет уменьшить риск снижения прочности в направлении под углом ±90°.
[0028]
В соответствии с аспектом вышеописанного изобретения отверстия могут представлять собой отверстия для доступа, выполненные в наружной пластине нижней поверхности крыла летательного аппарата.
[0029]
Наружная пластина нижней поверхности представляет собой часть нижней поверхности кессона, принимающую нагрузку, которая действует на основное крыло летательного аппарата. Таким образом, во время полета нагрузка растяжения действует на наружную пластину нижней поверхности в продольном направлении основного крыла. В качестве вышеописанной периферической области принята определенная область вокруг отверстий для доступа, а в качестве вышеописанной остальной области принята область, окружающая эту периферическую область, и, таким образом, нагрузку растяжения принимает в основном остальная область, а на периферическую область действует только сравнительно малая нагрузка растяжения. Соответственно, можно уменьшить армирование в периферической области отверстий для доступа, и, следовательно, можно обеспечить легковесное основное крыло.
[0030]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения отверстия могут представлять собой отверстия для иллюминаторов, выполненные в наружной пластине фюзеляжа летательного аппарата.
[0031]
Нагрузка растяжения и нагрузка сжатия (иными словами, изгибающая нагрузка) действуют на фюзеляж летательного аппарата в продольном направлении. В качестве вышеописанной периферической области принята определенная область вокруг отверстий для иллюминаторов, а в качестве вышеописанной остальной области принята область, окружающая эту периферическую область, и, таким образом, нагрузку растяжения и нагрузку сжатия принимает в основном остальная область, а на периферическую область действуют только сравнительно малые нагрузка растяжения и нагрузка сжатия. Соответственно, можно уменьшить армирование в периферической области отверстий для иллюминаторов, и, следовательно, можно обеспечить легковесный фюзеляж летательного аппарата.
[0032]
В настоящем изобретении предложен способ изготовления конструкции из композиционного материала, которая выполнена в виде композиционного материала из армированного волокном пластика, проходящего в одном направлении и имеющего множество отверстий, выполненных через интервалы в ряд в одном направлении, и которая подвергается нагрузке растяжения и/или нагрузке сжатия в одном направлении, и причем способ включает изгиб композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, так что центральная линия ширины W композиционного материала зигзагообразно проходит между соседними отверстиями в одном направлении. Жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении периферической области вокруг отверстий ниже жесткости при растяжении и/или жесткости при сжатии в одном направлении другой области, окружающей периферическую область.
[0033]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения предпочтительно, чтобы композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, был расположен так, чтобы в случае, когда одно направление взято под углом 0°, непрерывные волокна были ориентированы между соседними отверстиями в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, предпочтительно ±45°.
[0034]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения предпочтительно, чтобы композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, был расположен так, чтобы непрерывные волокна были ориентированы в направлении под углом 0° в месте, включающем выносную линию диаметра отверстий, ориентированного в направлении под углом ±90°.
[0035]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения предпочтительно, чтобы композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, был расположен так, чтобы непрерывные волокна были ориентированы в направлении под углом 0° на наружной кромке в области, которая параллельна диаметру отверстий, ориентированному в направлении под углом 0°.
[0036]
В соответствии с аспектом описанного выше изобретения композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, может быть расположен так, что непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом 0° в области, которая параллельна диаметру отверстий, ориентированному в направлении под углом 0°.
Преимущественные эффекты изобретения
[0037]
В соответствии с конструкцией из композиционного материала, содержащими ее крылом летательного аппарата и фюзеляжем летательного аппарата и способом изготовления конструкции из композиционного материала, составляющими предмет настоящего изобретения, можно обеспечить легковесную конструкцию, исключающую причину снижения прочности за счет зигзагообразного расположения композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении.
Краткое описание чертежей
[0038]
На ФИГ. 1А и 1В показана наружная пластина нижней поверхности основного крыла летательного аппарата в соответствии с вариантом осуществления конструкции из композиционного материала настоящего изобретения, причем на ФИГ. 1А представлен вид в горизонтальной проекции, а на ФИГ. 1В представлен вид в вертикальном поперечном разрезе по линии А-А, показанной на ФИГ. 1А.
На ФИГ. 2 представлен вид в перспективе наружной пластины нижней поверхности и стрингеров, составляющих часть основного крыла, имеющего кессонную конструкцию.
На ФИГ. 3 представлен вид в горизонтальном поперечном разрезе по линии А-А, показанной на ФИГ. 2.
На ФИГ. 4 представлено изображение в разобранном виде в перспективе основных элементов многослойной конструкции волокнистых листов.
На ФИГ. 5 представлен вид в горизонтальной проекции основных элементов во втором слое в соответствии с первым вариантом осуществления.
На ФИГ. 6 представлен вид в горизонтальной проекции основных элементов во втором слое в соответствии со вторым вариантом осуществления.
Описание вариантов осуществления
[0039]
[Первый вариант осуществления]
Ниже описан вариант осуществления настоящего изобретения со ссылкой на ФИГ. 1А-3.
На ФИГ. 1А показана наружная пластина 3 нижней поверхности основного крыла 1 летательного аппарата. Наружная пластина 3 нижней поверхности выполнена в виде конструкции из композиционного материала из армированного волокном пластика (АВП). На ФИГ. 1А пунктирной линией показаны очертания основного крыла 1, включая закрылки, предкрылки и т.п.
[0040]
Как показано на ФИГ. 2 и 3, наружная пластина 3 нижней поверхности, передний лонжерон 20 и задний лонжерон 22, которые действуют в качестве наружных пластин боковой поверхности, установленных с обоих концов наружной пластины 3 нижней поверхности в направлении ее линии ширины, и наружная пластина 24 верхней поверхности, соединяющая верхние концы переднего лонжерона 20 и заднего лонжерона 22 друг с другом, образуют кессон и принимают нагрузку основного крыла 1.
[0041]
В продольном направлении основного крыла 1 выполнено множество стрингеров 26. Стрингеры 26 выполнены из того же композиционного материала из АВП, что и наружная пластина 3 нижней поверхности и т.п. Каждый стрингер 26 прикреплен к внутренней поверхности наружной пластины 3 нижней поверхности и наружной пластины 24 верхней поверхности и принимает в основном нагрузку, действующую на основное крыло 1 в продольном направлении.
Внутри основного крыла 1, имеющего кессонную конструкцию, выполнены нервюры 28, разделяющие внутреннее пространство в продольном направлении на множество сегментов. Нервюры 28 имеют форму пластин, проходящих поперек направления линии ширины основного крыла 1 (в направлении, перпендикулярном продольному направлению), и множество нервюр 28 выполнено в продольном направлении через определенные интервалы. Как показано на ФИГ. 3, передний и задний концы каждой нервюры 28 прикреплены к переднему лонжерону 20 и заднему лонжерону 22 соответственно посредством определенных крепежей 30, таких как болты и гайки.
[0042]
Как показано на ФИГ. 1, в наружной пластине 3 нижней поверхности через определенные интервалы в направлении по линии длины основного крыла 1 выполнено множество отверстий 5 для доступа (отверстий), используемых при осмотре, сборке и т.п. топливного бака, выполненного в основном крыле 1.
Наружная пластина 3 нижней поверхности состоит из периферической области 3а, расположенной на периферии отверстий 5 для доступа, и другой области 3b, окружающей периферическую область 3а, и выполнена из цельного куска композиционного материала.
[0043]
Если взять линию, проходящую через центры отверстий 5 для доступа в направлении по линии длины основного крыла 1 в качестве оси, то периферическая область 3а характеризуется охватом определенной ширины d с обеих сторон этой оси. В настоящем документе термин «ширина d» обозначает протяженность периферической области в направлении, перпендикулярном направлению по линии длины основного крыла 1.
[0044]
Остальная область 3b расположена на периферии периферической области 3а и обозначает пространство, соответствующее всем областям за исключением периферической области 3а.
[0045]
Периферическая область 3а и остальная область 3b, составляющие наружную пластину 3 нижней поверхности, выполнены из композиционного материала, в основном состоящего из углеволоконного пластика (CFRP). Количество слоев композиционного материала выбирают на основе требуемой прочности и задают, например, на уровне приблизительно нескольких десятков слоев.
[0046]
Процентные отношения ориентаций углеродных волокон в остальной области 3b задаются приблизительно в рамках обычных процентных отношений, принятых в конструкциях летательных аппаратов; например, в случае, когда направление по линии длины основного крыла 1 (продольное направление) взято под углом 0°, множество волокнистых листов, характеризующихся направлениями под углами 0°, +45°, -45° и 90°, ламинируют вместе так, чтобы для процентных отношений было верно следующее равенство: (0°, +45°, -45°, 90°) = (30%, 30%, 30%, 10%).
[0047]
Процентные отношения углов ориентации углеродных волокон в периферической области 3а отличаются от процентных отношений в остальной области 3b; в случае, когда направление по линии длины основного крыла 1 взято под углом 0°, угол ориентации углеродных волокон между соседними отверстиями 5 в основном больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°. Иными словами, множество волокнистых листов, каждый из которых характеризуется направлением волокон, ламинированы вместе так, что, например, процентное отношение угла ориентации, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°, больше, чем в остальной области 3b, так что процентное отношение угла ориентации ±45° больше или равно 70%. Кроме того, волокна в направлении под углом 0° для уменьшения жесткости при растяжении в направлении под углом 0° можно сменить с углеродных волокон на стеклянные волокна, арамидные волокна или т.п.
[0048]
Ниже со ссылкой на ФИГ. 4 описана многослойная конструкция наружной пластины 3 нижней поверхности, характеризующейся вышеописанными процентными отношениями углов ориентации. На ФИГ. 4 представлено изображение в разобранном виде в перспективе примера основных элементов многослойной конструкции волокнистых листов. Многослойная конструкция, показанная на ФИГ. 4, состоит из слоев с первого слоя 41 по пятый слой 45. Расположения отверстий 5, периферической области 3а и остальной области 3b в слоях с первого слоя 41 по пятый слой 45 соответствуют друг другу в вертикальном направлении. Как показано на ФИГ. 4, направление, в котором расположены отверстия 5 (направление по линии длины основного крыла 1), взято под углом 0°.
[0049]
Первый слой 41 представляет собой слой, в котором волокна ориентированы в направлении под углом +45°. Первый слой 41 выполнен так, что волокнистый лист с волокнами под углом +45° занимает как периферическую область 3а, так и остальную область 3b.
[0050]
Второй слой 42 представляет собой слой, в котором волокна ориентированы в основном в направлении под углом 0°. Второй слой 42 выполнен путем расположения композиционного материала периферической области в периферической области 3а и композиционного материала остальной области в остальной области 3b. Конкретное расположение композиционного материала периферической области и композиционного материала остальной области описано ниже.
[0051]
Третий слой 43 представляет собой слой, в котором волокна ориентированы в направлении под углом 90°. Третий слой 43 выполнен так, что волокнистый лист с волокнами под углом 90° занимает как периферическую область 3а, так и остальную область 3b.
[0052]
Четвертый слой 44 представляет собой слой, в котором волокна ориентированы в основном в направлении под углом 0°. Четвертый слой 44 выполнен путем расположения композиционного материала периферической области в периферической области 3а и композиционного материала остальной области в остальной области 3b.
[0053]
Пятый слой 45, как и первый слой 41, представляет собой слой, в котором волокна ориентированы в направлении под углом +45°. Пятый слой 45 выполнен так, что волокнистый лист с волокнами под углом +45° занимает как периферическую область 3а, так и остальную область 3b.
[0054]
Второй слой 42 подробнее описан ниже со ссылкой на ФИГ. 5. На ФИГ 5 представлен вид в горизонтальной проекции основных элементов второго слоя 42. Как показано на ФИГ 5, второй слой 42 содержит множество отверстий 5, выполненных через интервалы в направлении t, в котором действует основная нагрузка, периферическую область 3а вокруг отверстий 5 и остальную область 3b с обеих сторон периферической области 3а. Периферическая область 3а включает первый участок 10, выполненный путем расположения первого композиционного материала периферической области, и второй участок 11, выполненный путем расположения второго композиционного материала периферической области. Первый композиционный материал периферической области и второй композиционный материал периферической области представляют собой композиционные материалы, армированные непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении (композиционный материал А). В настоящем документе термин «непрерывные волокна» относится к состоянию, в котором периферическая область 3а не обрезана в направлении t. Композиционный материал А представляет собой листовой препрег, частично пропитанный препрег или т.п.
[0055]
Первый участок 10 выполнен путем расположения композиционного материала А в зигзагообразно изогнутом виде так, что центральная линия ширины W композиционного материала А зигзагообразно проходит между соседними отверстиями 5. Предпочтительно, чтобы композиционный материал А проходил симметричными зигзагами относительно линии, соединяющей центры множества отверстий 5, в качестве оси. Композиционный материал А может достигать ширины W при наложении множества тонких препрегов.
[0056]
Предпочтительно, чтобы ширина W была установлена на длину, при которой расстояние между соседними отверстиями 5 заполнено композиционным материалом А, когда композиционный материал А расположен зигзагообразно. Ширина W представляет собой длину композиционного материала в направлении, перпендикулярном ориентации непрерывных волокон. Ширину W композиционного материала А можно определить по расстоянию L между центрами соседних отверстий 5. Например, в случае, когда ориентация волокон в одной наклонной части перпендикулярна ориентации волокон в следующей наклонной части (θ=90°), как показано на ФИГ. 5, предпочтительно, чтобы ширина W была установлена меньшей или равной 1/√2 расстояния L между центрами соседних отверстий 5.
[0057]
Первый участок 10 включает наклонные части 12 и параллельные части 13. Наклонные части 12 и параллельные части 13 расположены поочередно. Как показано на ФИГ. 5, композиционный материал А изгибается при переходе от наклонной части 12 к параллельной части 13 так, что ориентация волокон меняется под определенным углом, но вместо этого может изгибаться так, чтобы ориентация менялась постепенно, следуя траектории кривой.
[0058]
Наклонные части 12 расположены между соседними отверстиями 5, при этом непрерывные волокна в композиционном материале А ориентированы в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°.
[0059]
Параллельные части 13 расположены в местах, включающих выносную линию малой оси отверстий 5 (диаметра, ориентированного под углом ±90°). Предпочтительно, чтобы параллельные части 13 также были расположены в местах, включающих наружные кромки 13а первого участка 10 в областях, которые параллельны большой оси отверстий 5 (диаметру отверстий 5 в направлении под углом 0°). Параллельные части 13 по меньшей мере частично контактируют с отверстиями 5.
[0060]
Второй участок 11 представляет собой впадинный участок, соответствующий части, в которой изгибается зигзагообразный первый участок. Второй участок 11 выполнен путем расположения второго композиционного материала периферической области во впадинном участке так, что ориентация волокон направлена под углом 0°.
[0061]
Четвертый слой 44 имеет такую же конфигурацию, что и второй слой 42. При этом предпочтительно, чтобы первый участок в четвертом слое 44 имел зигзагообразную форму, в которой пиковые и впадинные участки перевернуты по отношению к таким участкам в первом участке второго слоя 42. В частности, первый участок 10 во втором слое 42 имеет зигзагообразную форму, в которой композиционный материал А многократно изгибается так, что образуются пиковые участки и впадинные участки, чередующиеся в таком порядке, в то время как первый участок в четвертом слое 44 имеет зигзагообразную форму, в которой композиционный материал А многократно изгибается так, что образуются впадинные участки и пиковые участки, чередующиеся в таком порядке. Если второй слой 42 и четвертый слой 44, имеющий такие первые участки, ламинированы вместе, пиковые участки в первом участке второго слоя 42 и впадинные участки в первом участке четвертого слоя 44 образуют вертикальные пары.
[0062]
За счет чередования слоев с первого слоя 41 по пятый слой 45, описанных выше, или сочетания этих слоев по необходимости (см. ФИГ. 5) периферическую область 3а можно выполнить так, чтобы ее процентное отношение угла ориентации по сравнению с остальной областью 3b в основном было больше или равно ±30° и меньше или равно ±60°, а предпочтительно ±45°.
[0063]
Ниже описаны эффекты, достигаемые при использовании основного крыла 1, выполненного в соответствии с вышеприведенным описанием.
Во время полета на основное крыло 1 действует нагрузка, отгибающая край основного крыла 1 вверх. Соответственно, на наружную пластину 3 нижней поверхности в направлении по линии длины (направлении под углом 0°) наружной пластины 3 нижней поверхности основного крыла 1 действует нагрузка растяжения. Нагрузку растяжения в направлении под углом 0° в основном принимает не периферическая область 3а, а остальная область 3b наружной пластины 3 нижней поверхности. Это происходит потому, что по сравнению с остальной областью 3b периферическая область 3а в основном выполнена из волокон, ориентированных в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°, и, следовательно, является областью, имеющей низкую жесткость относительно нагрузки растяжения в направлении под углом 0°. Соответственно, по сравнению с остальной областью 3b на периферическую область 3а действует лишь малая нагрузка растяжения, и, следовательно, требуемая прочность периферической области 3а может быть ниже. Иными словами, необязательно обеспечивать армирующую ламинированную зону для увеличения толщины места вокруг отверстий. Для лучшего понимания армирующая ламинированная зона 104 также проиллюстрирована на ФИГ. 1В. Таким образом, армирующая ламинированная зона 104 является необязательной, и, следовательно, массу можно уменьшить на эту величину.
[0064]
Периферическая область 3а в основном выполнена из волокон, ориентированных в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°, и, следовательно, упрочнена в отношении жесткости в направлении сдвига или, иными словами, жесткости при кручении. Соответственно, периферическая область 3а принимает крутильную нагрузку и не принимает осевую нагрузку (нагрузку растяжения).
[0065]
Периферическая область 3а включает первый участок 10, выполненный из зигзагообразного композиционного материала А, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении. Поскольку композиционный материал А содержит непрерывные волокна, волокна сохраняют непрерывность даже при изгибе. За счет использования непрерывных волокон можно увеличить прочность в направлении под углом 0° по сравнению со случаем, когда используются короткие волокна. За счет использования композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, на границах в первом участке, где изменяется ориентация волокон, не образуются зазоры. Это обеспечивает более точную конструкцию из композиционного материала по сравнению с известными конструкциями.
[0066]
Первый участок 10 может быть выполнен вокруг целого множества отверстий за счет придания композиционному материалу А зигзагообразной формы так, чтобы он проходил между отверстиями 5 зигзагообразно, что обеспечивает возможность расположения композиционного материала А с помощью машины и эффективного изготовления композиционного материала А.
[0067]
Расположение наклонных частей 12 между отверстиями 5 позволяет обеспечить область, в которой жесткость при растяжении в направлении под углом 0° (одно направление) уменьшена и возможно удлинение в направлении растяжения (и/или направлении сжатия). В наклонных частях 12 волокна ориентированы в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°, а предпочтительно ±45°, что увеличивает прочность в направлении сдвига (направлении, перпендикулярном одному направлению, или, иными словами, в направлении под углом ±90°) и позволяет увеличить жесткость при кручении.
[0068]
За счет выполнения параллельных частей на выносной линии диаметра отверстий 5, ориентированного в направлении под углом ±90°, можно уменьшить концентрации напряжения в периферической области 3а отверстий 5 без снижения прочности в легко ломающихся местах. Это приводит к существенному увеличению прочности конструкции из композиционного материала.
[0069]
При расположении параллельных частей 13 в периферической области 3а, которая действует в качестве границы, ориентация волокон в периферической области 3а может совпадать с ориентацией волокон в смежной остальной области 3b. Это позволяет предотвратить снижение прочности в направлении под углом ±90° на границах между периферической областью 3а и остальной областью 3b.
[0070]
При ламинировании волокнистых листов создание пары пикового участка в первом участке А одного слоя и впадинного участка в первом участке В другого слоя позволяет располагать границы волокнистых листов в шахматном порядке в вертикальном направлении. Это позволяет уменьшить риск снижения прочности в направлении под углом ±90°.
[0071]
[Второй вариант осуществления]
Конструкция из композиционного материала в соответствии с настоящим вариантом осуществления имеет такую же конфигурацию, что и конфигурация в соответствии с первым вариантом осуществления, за исключением пространства, в котором выполнены параллельные части.
На ФИГ. 6 представлен вид в горизонтальной проекции, на котором показаны основные элементы второго слоя 52 в соответствии с настоящим вариантом осуществления. В соответствии с настоящим вариантом осуществления параллельные части 13 расположены в области, параллельной большой оси отверстий 5 (диаметру в направлении под углом 0°). Параллельные части имеют такую же длину, что и большая ось отверстий 5.
[0072]
За счет использования всех областей, параллельных отверстиям 5, в качестве параллельных частей можно увеличить прочность места вокруг отверстий по отношению к направлению под углом 0°. Поскольку не остается границ, где направление волокон меняется в направлении отверстий под углом ±90°, можно увеличить прочность места вокруг отверстий по отношению к направлению под углом ±90°.
[0073]
Хотя вышеописанные варианты осуществления применимы к настоящему изобретению в наружной пластине 3 нижней поверхности основного крыла 1, настоящее изобретение не ограничивается этим и может широко применяться в любой конструкции из композиционного материала, имеющей отверстия.
Например, такая же конфигурация, что и у наружной пластины 3 нижней поверхности, может применяться в наружной пластине верхней поверхности, образующей кессон вдоль наружной пластины 3 нижней поверхности. Настоящий вариант осуществления также может применяться в хвостовом узле или т.п.
[0074]
Вышеуказанные варианты осуществления также могут применяться в фюзеляже летательного аппарата, в котором выполнены отверстия для иллюминаторов. Кроме того, конструкция из композиционного материала в соответствии с настоящим изобретением не ограничивается летательным аппаратом и также может применяться, например, в судах, транспортных средствах и т.п.
[0075]
Хотя вышеуказанные варианты осуществления описывают в основном использование углеволоконного пластика (CFRP), настоящее изобретение не ограничивается этим, и также могут использоваться, например, армированный стекловолокном пластик, армированный арамидным волокном пластик или т.п.
Перечень позиционных обозначений
[0076]
1 основное крыло
3 наружная пластина нижней поверхности (конструкция из композиционного материала)
3а периферическая область
3b остальная область
5 отверстие для доступа (отверстие)
10 первый участок
11 второй участок
12 наклонная часть
13 параллельная часть
13a наружная кромка (параллельной части)
20 передний лонжерон
22 задний лонжерон
24 наружная пластина верхней поверхности
26 стрингер
28 нервюра
30 крепеж
41 первый слой
42 второй слой
43 третий слой
44 четвертый слой
45 пятый слой
104 армирующая ламинированная зона.

Claims (27)

1. Конструкция из композиционного материала, выполненная в виде композиционного материала из армированного волокном пластика, проходящего в одном направлении и имеющего множество отверстий, выполненных через интервалы в ряд в одном направлении, которая подвергается нагрузке растяжения и/или нагрузке сжатия в одном направлении,
причем периферическая область вокруг отверстий включает первый участок, получаемый путем изгиба композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, так что центральная линия ширины W композиционного материала зигзагообразно проходит между соседними отверстиями в одном направлении; и
жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении периферической области ниже жесткости при растяжении и/или жесткости при сжатии в одном направлении другой области, окружающей периферическую область.
2. Конструкция из композиционного материала по п. 1, в которой первый участок включает наклонную часть, в которой, когда одно направление взято под углом 0°, непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°; и
при этом наклонная часть расположена между соседними отверстиями.
3. Конструкция из композиционного материала по п. 1, в которой первый участок включает наклонную часть, в которой, когда одно направление взято под углом 0°, непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом ±45°; и
при этом наклонная часть расположена между соседними отверстиями.
4. Конструкция из композиционного материала по любому из пп. 1-3, в которой первый участок включает параллельную часть, в которой непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом 0°; и
причем параллельная часть расположена по меньшей мере в месте первого участка, включающем выносную линию диаметра отверстия, ориентированного в направлении под углом ±90°, и контактирует с отверстиями.
5. Конструкция из композиционного материала по п. 4, в которой параллельная часть расположена в месте, включающем наружную кромку первого участка в области, параллельной диаметру отверстия в направлении под углом 0°.
6. Конструкция из композиционного материала по п. 2 или 3, в которой в случае, когда ориентация непрерывных волокон в одной наклонной части перпендикулярна ориентации непрерывных волокон в следующей наклонной части, ширина W определяется как величина, которая меньше или равна 1/√2 расстояния L между центрами соседних отверстий.
7. Конструкция из композиционного материала по п. 4, в которой параллельная часть представляет собой первый участок в области, параллельной диаметру отверстия в направлении под углом 0°.
8. Конструкция из композиционного материала по любому из пп. 1-3, в которой слой, включающий первый участок А, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, многократно изгибается так, что образуются пиковые участки и впадинные участки, чередующиеся в таком порядке, и
слой, включающий первый участок В, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, многократно изгибается так, что образуются впадинные участки и пиковые участки, чередующиеся в таком порядке,
ламинированы вместе так, что пиковые участки в первом участке А и впадинные участки в первом участке В образуют вертикальные пары.
9. Конструкция из композиционного материала по любому из пп. 1-3, в которой отверстия представляют собой отверстия для доступа, выполненные в наружной пластине нижней поверхности крыла летательного аппарата.
10. Конструкция из композиционного материала по любому из пп. 1-3, в которой отверстия представляют собой отверстия для иллюминаторов, выполненные в наружной пластине фюзеляжа летательного аппарата.
11. Крыло летательного аппарата, содержащее конструкцию из композиционного материала, описанную в п. 9.
12. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий конструкцию из композиционного материала, описанную в п. 10.
13. Способ изготовления конструкции из композиционного материала, которая выполнена в виде композиционного материала из армированного волокном пластика, проходящего в одном направлении и имеющего множество отверстий, выполненных через интервалы в ряд в одном направлении, которая подвергается нагрузке растяжения и/или нагрузке сжатия в одном направлении, причем способ включает:
изгиб композиционного материала, армированного непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, так что центральная линия ширины W композиционного материала зигзагообразно проходит между соседними отверстиями в одном направлении, при этом
жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении периферической области вокруг отверстий ниже жесткости при растяжении и/или жесткости при сжатии в одном направлении другой области, окружающей периферическую область.
14. Способ изготовления конструкции из композиционного материала по п. 13, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, расположен так, что в случае, когда одно направление взято под углом 0°, непрерывные волокна ориентированы между соседними отверстиями в направлении под углом, который больше или равен ±30° и меньше или равен ±60°.
15. Способ изготовления конструкции из композиционного материала по п. 13, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, расположен так, что в случае, когда одно направление взято под углом 0°, непрерывные волокна ориентированы между соседними отверстиями в направлении под углом ±45°.
16. Способ изготовления конструкции из композиционного материала по любому из пп. 13-15, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, расположен так, что непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом 0° в месте, включающем выносную линию диаметра отверстий, ориентированного в направлении под углом ±90°.
17. Способ изготовления конструкции из композиционного материала по п. 16, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, расположен так, что непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом 0° на наружной кромке в области, которая параллельна диаметру отверстий, ориентированному в направлении под углом 0°.
18. Способ изготовления конструкции из композиционного материала по п. 16, в котором композиционный материал, армированный непрерывными волокнами, выровненными в продольном направлении, расположен так, что непрерывные волокна ориентированы в направлении под углом 0° в области, которая параллельна диаметру отверстий, ориентированному в направлении под углом 0°.
RU2016135195A 2014-03-28 2015-03-17 Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала RU2645500C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014-067920 2014-03-28
JP2014067920A JP6309324B2 (ja) 2014-03-28 2014-03-28 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法
PCT/JP2015/057786 WO2015146690A1 (ja) 2014-03-28 2015-03-17 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2645500C1 true RU2645500C1 (ru) 2018-02-21

Family

ID=54195213

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016135195A RU2645500C1 (ru) 2014-03-28 2015-03-17 Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10137664B2 (ru)
EP (1) EP3103623B1 (ru)
JP (1) JP6309324B2 (ru)
CN (1) CN106029346B (ru)
BR (1) BR112016020521A2 (ru)
CA (1) CA2940463C (ru)
RU (1) RU2645500C1 (ru)
WO (1) WO2015146690A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102016100191A1 (de) 2016-01-06 2017-07-06 Wobben Properties Gmbh Faserverbundbauteil und Strukturbauteil sowie Herstellungsverfahren
US10843788B2 (en) * 2017-06-29 2020-11-24 Textron Innovations Inc. Damping structures for tiltrotor aircraft wings
FR3068912B1 (fr) * 2017-07-11 2019-08-23 Faurecia Automotive Industrie Procede de fabrication d'une piece d'equipement de vehicule automobile et piece d'equipement associee
US11400685B2 (en) * 2017-12-15 2022-08-02 Unm Rainforest Innovations Gradually recruited fiber reinforced polymer (FRP) composite
JP7112950B2 (ja) * 2018-12-05 2022-08-04 三菱重工業株式会社 複合材の設計方法および複合材
JP7198701B2 (ja) * 2019-03-27 2023-01-04 日産自動車株式会社 繊維強化プラスチック複合材、繊維強化プラスチックプリフォーム、及び繊維強化プラスチック中間基材
JP7390144B2 (ja) * 2019-09-24 2023-12-01 三菱重工業株式会社 複合材の継手部材及び継手構造体
GB2623100A (en) * 2022-10-06 2024-04-10 Bae Systems Plc Aircraft wings

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01263030A (ja) * 1988-04-15 1989-10-19 Agency Of Ind Science & Technol 複合材のファスナ継手
RU2113379C1 (ru) * 1992-12-23 1998-06-20 Эрокоптер Франс Лопасть из термопластичного композиционного материала, в частности для хвостового винта вертолета, и способ ее изготовления
RU2185964C1 (ru) * 2001-01-19 2002-07-27 Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" Слоистый композиционный материал и изделие, выполненное из него
WO2012105691A1 (ja) * 2011-02-04 2012-08-09 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5989842A (ja) * 1982-11-12 1984-05-24 Nhk Spring Co Ltd Ｆｒｐ製ばね板
DE3718676A1 (de) * 1987-06-04 1988-12-22 Mtu Muenchen Gmbh Formkoerper und verfahren zu seiner herstellung
NL8702487A (nl) * 1987-10-19 1989-05-16 Dsm Resins Bv Werkwijze voor de vervaardiging van persprodukten.
JPH0462038A (ja) 1990-06-25 1992-02-27 Ryobi Ltd 積層管およびその製造方法
JPH0489326A (ja) 1990-07-31 1992-03-23 Matsushita Electric Ind Co Ltd 光学ガラス成形体とその製造方法とその製造装置
JPH04334696A (ja) 1991-05-09 1992-11-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材製補強パネル
MX9206033A (es) * 1991-10-22 1993-05-01 Univ Brigham Young Amortiguamiento mejorado en estructuras compuestas a traves de acoplamiento por esfuerzo.
DE4234038C2 (de) * 1992-10-09 1997-07-03 Daimler Benz Aerospace Airbus Schalenbauteil aus Faserverbundwerkstoff
US5771680A (en) * 1995-12-21 1998-06-30 General Electric Company Stiffened composite structures and method of making thereof
US20020028332A1 (en) * 1996-10-09 2002-03-07 Pratt William F. Wavy composite tubular structures
US7906191B2 (en) * 1997-11-14 2011-03-15 William F. Pratt Wavy composite structures
DE29813901U1 (de) * 1998-07-23 1999-02-04 Inst Konstruktion Und Verbundb Verbundbauteil
GB0117804D0 (en) * 2001-07-21 2001-09-12 Bae Systems Plc Aircraft structural components
DE10153875A1 (de) * 2001-11-02 2003-05-15 Bpw Bergische Achsen Kg Bauteil in langgestreckter Bauweise aus einem Faser-Kunststoff-Verbund
US9302427B2 (en) 2005-03-31 2016-04-05 The Boeing Company Aeropspace structure including composite beam chord clamped between reinforcement plates
DE102007019305A1 (de) * 2007-04-24 2008-11-06 Airbus Deutschland Gmbh Befestigungsanordnung zum Befestigen eines Bauteils an einem Flugzeugrumpf, Flugzeug und Verfahren zum Fertigen einer Befestigungsanordnung
DE102008008386A1 (de) * 2008-02-09 2009-08-13 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines FVW-Bauteils
JP5167953B2 (ja) 2008-05-27 2013-03-21 東レ株式会社 積層基材、繊維強化プラスチック、およびそれらの製造方法
US9108718B2 (en) * 2009-10-08 2015-08-18 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same
JP2011084008A (ja) 2009-10-16 2011-04-28 Toyota Motor Corp Ｆｒｐ積層体の成形方法
JP5808111B2 (ja) 2011-02-04 2015-11-10 三菱重工業株式会社 航空機用複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体
US8616500B2 (en) 2011-03-04 2013-12-31 The Boeing Company Diamond shaped window for composite and/or metallic airframe
JP6004669B2 (ja) * 2012-02-29 2016-10-12 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法
US9289949B2 (en) * 2012-06-08 2016-03-22 The Boeing Company Optimized cross-ply orientation in composite laminates
DE102012221404A1 (de) * 2012-11-22 2014-06-05 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Aus einem Faserverbund bestehende Komponente, insbesondere für das Fahrwerk eines Kraftfahrzeuges

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01263030A (ja) * 1988-04-15 1989-10-19 Agency Of Ind Science & Technol 複合材のファスナ継手
RU2113379C1 (ru) * 1992-12-23 1998-06-20 Эрокоптер Франс Лопасть из термопластичного композиционного материала, в частности для хвостового винта вертолета, и способ ее изготовления
RU2185964C1 (ru) * 2001-01-19 2002-07-27 Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" Слоистый композиционный материал и изделие, выполненное из него
WO2012105691A1 (ja) * 2011-02-04 2012-08-09 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体

Also Published As

Publication number Publication date
US20170008250A1 (en) 2017-01-12
EP3103623A4 (en) 2017-07-26
EP3103623A1 (en) 2016-12-14
CA2940463C (en) 2018-07-24
WO2015146690A1 (ja) 2015-10-01
CN106029346B (zh) 2018-07-24
JP2015189082A (ja) 2015-11-02
JP6309324B2 (ja) 2018-04-11
CN106029346A (zh) 2016-10-12
CA2940463A1 (en) 2015-10-01
EP3103623B1 (en) 2021-09-08
US10137664B2 (en) 2018-11-27
BR112016020521A2 (pt) 2021-08-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2645500C1 (ru) Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала
EP2487106B1 (en) Composite material structure, as well as aircraft wing and fuselage provided therewith
CA2831571C (en) Vertically integrated stringers
JP5808111B2 (ja) 航空機用複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体
US8899522B2 (en) Aircraft fuselage with high strength frames
US11511847B2 (en) Skin panel of composite material having an internal grid
JP5808112B2 (ja) 複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼
JP5654055B2 (ja) 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体
JP2012162147A5 (ru)
EP2910365B1 (en) Composite structural element and torsion box
KR20140143687A (ko) 항공기 날개 조립체의 아웃보드 날개 박스와 중앙 날개부 사이의 하부 조인트
US8101284B2 (en) Fibre metal laminate panel
JP6004669B2 (ja) 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法
US10450052B2 (en) Sandwich structure
US20230143892A1 (en) Panel assembly