TWI391234B

TWI391234B - A manufacturing method of a composite member and a laminate of a prepreg sheet

Info

Publication number: TWI391234B
Application number: TW098118850A
Authority: TW
Inventors: Shigeru Nishiyama; Shinichi Yoshida; Toshio Abe
Original assignee: Mitsubishi Heavy Ind Ltd
Priority date: 2009-06-05
Filing date: 2009-06-05
Publication date: 2013-04-01
Also published as: TW201043448A

Description

複合材料構件之製造方法及預浸體片材之積層體

本發明係關於一種複合材料構件、飛機之機翼結構及飛機之機身結構之製造方法、以及預浸體片材之積層體。

於日本專利特開平10-258463號公報中，揭示有飛機之機翼中所使用的複合材料之翼肋(rib)。如圖1所示，翼肋101包含腹板(web)102、以及設置於腹板102之兩端之凸緣(flange)103。為了提高翼肋101之剛性，沿腹板102之長度方向設置有複數個壓珠(bead)104。各壓珠104沿與長度方向正交之方向延伸。因設置有壓珠104，故圖2所示之腹板102之實際長度L₁₀₁ ，係長於圖1所示之凸緣103之實際長度L₁₀₂ 。

當使用包含碳或玻璃纖維之織物之預浸體材料而成形翼肋101時，於壓珠104之角隅部分容易形成皺褶。其原因在於：因預浸體材料於纖維方向上不具有伸長性，故無法吸收實際長度L₁₀₁ 與實際長度L₁₀₂ 之差。

如圖3所示，眾所周知如下方法：藉由於預浸體材料105之與壓珠104之角隅部分相對應的部位形成切口106，而吸收實際長度L₁₀₁ 與實際長度L₁₀₂ 之差。

[專利文獻1]日本專利特開平10-258463號公報

本發明之目的在於提供一種皺褶較少之複合材料構件之製造方法，包含皺褶較少之複合材料構件的飛機之機翼結構之製造方法，包含皺褶較少之複合材料構件的飛機之機身結構之製造方法，以及適合於該等之製造方法之預浸體片材之積層體。

於本發明之一態樣中，複合材料構件之製造方法包括依照模具對預浸體片材經積層所得之積層體賦形之步驟。積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層。於第1層中，與一方向交叉之第1表面和與一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立。

因在夾持於第1表面與第2表面間之切縫處纖維不連續，故容易對積層體賦形，由積層體製造之複合材料構件不易產生皺褶。

第1層包含第1點及第2點。於賦形步驟之前，第1點及第2點係以如下方式配置：在與一方向平行且以第1交點及第2交點而與第1表面及第2表面交叉之直線上，使第1交點及第2交點配置於第1點與第2點之間。賦形步驟較好的是包括下述步驟：彎折積層體，以形成與腹板之一方之側連接之第1凸緣、及與腹板之另一方之側連接之第2凸緣。第1凸緣與第2凸緣彼此對向。第1凸緣係以朝向第2凸緣呈凸狀之方式而彎曲。於賦形步驟之後，第1點及第2點配置於腹板上，第1交點及第2交點配置於第1凸緣上。

積層體較好的是除了包含第1層以外，還包含纖維朝一方向對齊之第2層。於第2層中，與一方向交叉之第3表面和與一方向交叉之第4表面以彼此對向之方式而對立。第1表面及第3表面沿一方向而錯開位置。

積層體較好的是包含纖維朝與一方向傾斜交叉之方向對齊的第3層。

於本發明之其他態樣中，飛機之機翼結構之製造方法包括製造翼梁(spar)之步驟。製造翼梁之步驟包括依照模具對預浸體片材經積層所得之積層體賦形之步驟。積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層。於第1層中，與一方向交叉之第1表面和與一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立。

於本發明之其他態樣中，飛機之機身結構之製造方法包括製造框架(frame)之步驟、以及製造縱桁(stringer)之步驟。製造框架之步驟及製造縱桁之步驟中的至少一者，包括依照模具對預浸體片材經積層所得之積層體賦形之步驟。積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層。於第1層中，與一方向交叉之第1表面和與一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立。

於本發明之其他態樣中，預浸體片材之積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層。於第1層中，與一方向交叉之第1表面和與一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立。

預浸體片材之積層體較好的是除了包含第1層以外，還包含纖維朝一方向對齊之第2層。於第2層中，與一方向交叉之第3表面和與一方向交叉之第4表面以彼此對向之方式而對立。第1表面及第3表面沿一方向而錯開位置。

預浸體片材之積層體較好的是進而包含纖維朝與一方向傾斜交叉之方向對齊的第3層。

根據本發明，可提供一種皺褶較少之複合材料構件之製造方法，包含皺褶較少之複合材料構件的飛機之機翼結構之製造方法，包含皺褶較少之複合材料構件的飛機之機身結構之製造方法，以及適合於該等之製造方法之預浸體片材之積層體。

以下，參照隨附圖式，對本發明之實施形態之複合材料構件、飛機之機翼結構、飛機之機身結構、該等之製造方法、及預浸體片材之積層體進行說明。

(第1實施形態)

圖4表示本發明之第1實施形態之飛機1。飛機1包括機翼2及機身3。圖5表示機翼2所具備之機翼結構20。機翼結構20包括翼梁21、安裝於翼梁21上之翼肋22、及安裝於翼肋22上之外板23。機翼2可為主翼，亦可為尾翼。

圖6表示翼梁21之立體圖。作為複合材料構件之翼梁21係由纖維強化塑膠等複合材料形成。翼梁21包括腹板81、與腹板81之一方之側連接之凸緣82、及與腹板81之另一方之側連接之凸緣83。腹板81、凸緣82及凸緣83分別呈板形狀。凸緣82經由沿翼梁21之長度方向延伸之角部84而與腹板81連接。凸緣83經由沿翼梁21之長度方向延伸之角部85而與腹板81連接。凸緣82與凸緣83彼此對向。凸緣82以朝向凸緣83呈凸狀之方式而彎曲。

以下，說明翼梁21之製造方法。翼梁21之製造方法包括以下步驟：準備預浸體片材經積層所得之平板狀之積層體4；依照模具對積層體4進行預賦形；以及使經預賦形之積層體4硬化。

於預賦形步驟中，例如可採用熱覆蓋成型。圖7表示利用熱覆蓋成型而對積層體4進行預賦形之方法。賦形模7包括：上面71、經由角部74而與上面71連接之側面72、及經由角部75而與上面71連接之側面73。上面71對應於腹板81，側面72對應於凸緣82，側面73對應於凸緣83，角部74對應於角部84，角部75對應於角部85。將積層體4載置於上面71上，相對於賦形模7而定位。

圖8表示積層體4與賦形模7之配置。賦形模7之中心線70係自角部74及角部75為大致相等距離之直線。凸緣82係以朝向凸緣83呈凸狀之方式而彎曲，與此對應，角部74係以朝向角部75呈凸狀之方式而彎曲。積層體4包含0度層、+45度層、-45度層及90度層。於0度層、+45度層、-45度層及90度層之各層中，纖維朝一方向(單一方向)對齊。0度層中之纖維方向(0度方向)、+45度層中之纖維方向(+45度方向)、-45度層中之纖維方向(-45度方向)及90度層中之纖維方向(90度方向)在圖中以箭頭表示。+45度方向以+45度之角度與0度方向傾斜交叉。-45度方向以-45度之角度與0度方向傾斜交叉。90度方向以90度之角度與0度方向交叉。例如，積層體4係以使0度方向與中心線70所成之角度為-10度~+10度之範圍的方式而相對於賦形模7定位。

於0度層中，以如下方式而設置有切縫4a，亦即，相對於賦形模7而對積層體4定位時，自與上面71垂直之方向觀看，切縫4a與角部74交叉。切縫4a與0度方向交叉。

圖9表示圖8之C-C切斷線之剖面圖。積層體4包含：作為+45度層之預浸體片材41、作為90度層之預浸體片材42、作為-45度層之預浸體片材43、及作為0度層之預浸體片材44。預浸體片材44配置於靠近上面71之側，預浸體片材41配置於距離上面71較遠之側。預浸體片材42配置於預浸體片材41與預浸體片材43之間，預浸體片材43配置於預浸體片材42與預浸體片材44之間。切縫4a係設置於預浸體片材44中。預浸體片材44包含於切縫4a處不連續之纖維。預浸體片材44之各切縫4a包含表面44a及表面44b。切縫4a夾持於表面44a與表面44b之間。表面44a及表面44b分別例如以90度或約90度而與0度方向交叉。約90度係指87度~93度之範圍之角度。表面44a與表面44b係以彼此對向之方式而對立。於表面44a及表面44b中，分別配置有複數根纖維之切斷面。切斷面對應於纖維之橫剖面。於預浸體片材41、42及43中，未設置有如切縫4a之切縫。

參照圖10，於預浸體片材44中設置有複數個切縫4a之情形時，切縫4a係沿0度方向以間距P而設置。亦可僅設置一個切縫4a。

參照圖11，詳細說明圖8所示之賦形模7與積層體4之配置。預浸體片材44包含與0度方向平行之直線5。於直線5上，存在點51、點52、交點53及交點54。交點53係直線5與表面44a之交點，交點54係直線5與表面44b之交點。交點53及交點54係配置於點51與點52之間。點51及點52、與交點53及交點54分別配置於角部74之兩側。

參照圖7，用薄膜9將積層體4及賦形模7覆蓋之後，一面對積層體4進行加熱，一面將薄膜9內抽成真空。其結果，積層體4沿角部74及角部75彎折，如圖12所示，形成腹板81、凸緣82、凸緣83、角部84及角部85。

積層體4之應成為凸緣82之部分彎曲而形成凸緣82。此時，沿直線5而拉伸之力作用於應成為凸緣82之部分。因配置於直線5上之纖維於切縫4a處不連續，故容易依照賦形模7對積層體4賦形，且積層體4不易產生皺褶。

其次，於硬化步驟中，使用高壓釜，對經預賦形之積層體4於加熱加壓條件下進行硬化處理。

圖13表示由積層體4經過上述預賦形步驟及硬化步驟而製造的翼梁21。因於積層體4中設置有切縫4a，故可防止翼梁21產生皺褶。翼梁21包含與各切縫4a對應之分界面87。於分界面87處，預浸體片材44之複數根纖維不連續。分界面87係跨越角部84而配置於凸緣82與腹板81之兩方上。點51及點52配置於腹板81上。交點53及交點54配置於凸緣82上。

於凸緣82之曲率半徑R為50000mm~75000mm，且凸緣82之寬度W為150mm以下之情形時，藉由將間距P設為300mm，可顯著抑制皺褶之產生。較好的是曲率半徑R越小，另外所需之凸緣寬度越寬，則越減小間距P。再者，曲率半徑R、寬度W及間距P並不限定於該等值。

硬化後，因+45度層之纖維與-45度層之纖維抵抗與0度方向平行之拉伸力，故可防止由於分界面87之存在而導致翼梁21無法達成所需之強度的問題。

(比較例)

於本發明之比較例之積層體4中，未設置有上述切縫4a。圖14表示由比較例之積層體4經過上述預賦形步驟及硬化步驟而製造的翼梁21。當積層體4之應成為凸緣82之部分彎曲而形成凸緣82時，沿0度層中所含之纖維而拉伸之力作用於應成為凸緣82之部分。因0度層之纖維抵抗該拉伸力，故如圖14所示，腹板81中產生皺褶86。由於皺褶86會使翼梁21之強度降低，故而較好的是皺褶86之數較少。

(第2實施形態)

本發明之第2實施形態之積層體4僅0度層與第1實施形態之積層體4不同。參照圖15，第2實施形態之0度層，與在第1實施形態之預浸體片材44中追加平行於0度方向之切縫4x而成者相對應。於此情形時，積層體4之0度層包含預浸體片材44-1、預浸體片材44-2、預浸體片材44-3、及預浸體片材44-4。參照圖16，自與上面71垂直之方向觀看，切縫4x係配置於角部74與角部75之間。由於切縫4x會於預浸體片材之樹脂熔融後再凝固時消失，因此由本實施形態之積層體4經過上述預賦形步驟及硬化步驟而製造的翼梁21中，不存在與切縫4x對應之分界面。本實施形態之製造方法例如於製造腹板之寬度較寬之積層體的情形時較為有效。即，與在一片較大之預浸體片材上切割出切縫而形成腹板及凸緣之方法相比，本實施形態之製造方法具有更容易製造的優點。而且，亦具有可提高材料良率之優點。

(第3實施形態)

參照圖17，本發明之第3實施形態之積層體4僅在切縫4a不與角部74交叉方面與本發明之第1實施形態之積層體4不同。圖18表示由圖17之積層體4經過上述預賦形步驟及硬化步驟而製造的翼梁21。如圖18所示，與切縫4a對應之分界面87僅配置於凸緣82上，並未配置於腹板81上。本實施形態之製造方法於如下情形時較為有效：構件所具備之凸緣之曲率半徑超過5000mm，且為了最大限度地保持構件之強度，而欲將纖維切斷抑制為最小限度。

(第4實施形態)

本發明之第4實施形態之積層體4與在第1~第3實施形態的任一實施形態之積層體4中追加其他層而成者相對應。參照圖19，本實施形態之積層體4關於對稱面6呈鏡像對稱。積層體4除了包含上述預浸體片材41~44以外，還包含作為0度層之預浸體片材45、作為+45度層之預浸體片材46、作為0度層之預浸體片材47及預浸體片材48、作為-45度層之預浸體片材49、作為0度層之預浸體片材50。預浸體片材44配置於預浸體片材41與對稱面6之間，預浸體片材47配置於預浸體片材44與對稱面6之間，預浸體片材45配置於預浸體片材44與預浸體片材47之間，預浸體片材46配置於預浸體片材45與預浸體片材47之間，預浸體片材49配置於預浸體片材47與對稱面6之間，預浸體片材48配置於預浸體片材47與預浸體片材49之間，預浸體片材50配置於預浸體片材49與對稱面6之間。

預浸體片材45中，於自預浸體片材44之切縫4a沿0度方向偏移距離D之位置處，設置有切縫4a。預浸體片材47中，於自預浸體片材45之切縫4a沿0度方向偏移距離D之位置處，設置有切縫4a。預浸體片材48中，於自預浸體片材47之切縫4a沿0度方向偏移距離D之位置處，設置有切縫4a。預浸體片材50中，於自預浸體片材48之切縫4a沿0度方向偏移距離D之位置處，設置有切縫4a。各切縫4a係以與0度方向交叉之方式而設置。於預浸體片材45、預浸體片材47、預浸體片材48及預浸體片材50各自之切縫4a處，表面44a等表面與表面44b等表面以彼此對向之方式而對立。距離D較好的是25mm(1英吋)以上。上述偏移係有意地設置。又，可以使預浸體片材45、47、48及50之切縫4a均勻地分散在預浸體片材44之切縫4a的整個間距中之方式來決定距離D，亦可以使預浸體片材44、45、47、48及50之切縫4a均勻分散在整個積層體4中之方式來決定距離D。

由圖19所示之積層體4經過上述預賦形步驟及硬化步驟而製造翼梁21。翼梁21包含複數層之0度層，且形成於該等0度層中之分界面87沿0度方向而偏移，故翼梁21之強度提高。

於上述各實施形態中，亦可使用+θ度層來代替+45度層，使用-θ度層來代替-45度層。於+θ度層及-θ度層之各層中，纖維朝一方向對齊。+θ度層中之纖維方向以+θ度之角度與0度方向傾斜交叉。-θ度層中之纖維方向以-θ度之角度與0度方向傾斜交叉。其中，0<θ<45，或者45<θ<90。

亦可利用上述各實施形態之製造方法，來製造作為複合材料構件之框架31及縱桁32。參照圖20，機身3之機身結構30包括：環狀之框架31、相對於框架31而固定之縱桁32、及外板33。如圖21所示，框架31包括腹板31a、與腹板31a連接之凸緣31b及31c。腹板31a對應於腹板81，凸緣31b對應於凸緣82，凸緣31c對應於凸緣83。如圖22所示，縱桁32之橫剖面為H形狀或I形狀。如圖23所示，縱桁32包括構件32-1及32-2、平板狀之頂板32-3、平板狀之底板32-4、角部填充材料32-5及32-6。構件32-1及32-2各自之橫剖面形狀為日語之片假名「」。換言之，構件32-1及32-2各自之橫剖面為U形狀或直角U形狀。構件32-1及32-2分別包括腹板32a、及與腹板32a連接之兩個凸緣32b。構件32-1之腹板32a與構件32-2之腹板32a，以使構件32-1與32-2構成橫剖面為H形狀或I形狀之結合體之方式而相結合。頂板32-3與底板32-4係將結合體夾持於其間而相向。頂板32-3係與構件32-1及32-2之距離外板33較遠之側的凸緣32b結合。角部填充材料32-5係以由頂板32-3、構件32-1及構件32-2包圍之方式而配置。底板32-4係與構件32-1及32-2之距離外板33較近之側的凸緣32b結合。角部填充材料32-6係以由底板32-4、構件32-1及構件32-2包圍之方式而配置。底板32-4與外板33結合。於各構件32-1及32-2中，腹板32a對應於腹板81，兩個凸緣32b對應於凸緣82及凸緣83。

以上參照實施形態對本發明進行了說明，但是但本發明並不限定於上述實施形態。可對上述實施形態進行各種變更。例如可將上述實施形態彼此組合。

1．．．飛機

2．．．機翼

3．．．機身

4．．．積層體

4a、4x．．．切縫

5．．．直線

6．．．對稱面

7．．．賦形模

9．．．薄膜

20．．．機翼結構

21．．．翼梁

22、101．．．翼肋

23、33．．．外板

30．．．機身結構

31．．．框架

31a、32a、81、102．．．腹板

31b、31c、32b、82、83、103．．．凸緣

32．．．縱桁

32-1、32-2．．．構件

32-3．．．頂板

32-4．．．底板

32-5、32-6．．．角部填充材料

41、42、43、44、44-1、44-2、44-3、44-4、45、46、47、48、49、50．．．預浸體片材

44a、44b ．．．表面

51、52．．．點

53、54．．．交點

70．．．中心線

71．．．上面

72、73．．．側面

74、75、84、85．．．角部

86．．．皺褶

87．．．分界面

104．．．壓珠

105．．．預浸體材料

106．．．切口

D．．．距離

L₁₀₁ ．．．腹板102之實際長度

L₁₀₂ ．．．凸緣103之實際長度

P．．．間距

本發明之上述目的、其他目的、效果及特徵可結合隨附圖式根據實施形態之說明而更加清楚。

圖1係先前之複合材料成形品之立體圖。

圖2係複合材料成形品之剖面圖。

圖3係表示先前之複合材料成形品之其他例的立體圖。

圖4係本發明之第1實施形態之飛機的俯視圖。

圖5係飛機之機翼結構之剖面圖。

圖6係機翼結構所具備之翼梁之立體圖。

圖7表示對積層體進行預賦形之步驟。

圖8係表示第1實施形態之積層體與賦形模之配置的俯視圖。

圖9係圖8之積層體之剖面圖。

圖10係第1實施形態之積層體所具備之0度層預浸體片材的俯視圖。

圖11係表示積層體與賦形模之詳細配置的俯視圖。

圖12表示經預賦形之積層體。

圖13係第1實施形態之翼梁之立體圖。

圖14係比較例之翼梁之立體圖。

圖15係本發明之第2實施形態之積層體所具備之0度層預浸體片材的俯視圖。

圖16係表示第2實施形態之積層體與賦形模之配置的俯視圖。

圖17係表示本發明之第3實施形態之積層體與賦形模之配置的俯視圖。

圖18係第3實施形態之翼梁之立體圖。

圖19係本發明之第4實施形態之積層體之剖面圖。

圖20係飛機之機身結構之立體圖。

圖21係機身結構所具備之框架之剖面圖。

圖22係機身結構所具備之縱桁之立體圖。

圖23係縱桁之剖面圖。

4．．．積層體

4a．．．切縫

41、42、43、44．．．預浸體片材

44a、44b．．．表面

Claims

一種複合材料構件之製造方法，其包括依照模具對預浸體片材經積層所得之積層體賦形之步驟，並且，上述積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層，於上述第1層中，與上述一方向交叉之第1表面和與上述一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立，上述第1層包含第1點及第2點，於上述賦形步驟之前，上述第1點及上述第2點係以在與上述一方向平行、且以第1交點及第2交點而與上述第1表面及上述第2表面交叉的直線上，使上述第1交點及上述第2交點配置於上述第1點與上述第2點之間的方式而設置，上述賦形步驟包括彎折上述積層體，以形成與腹板之一方之側連接之第1凸緣、及與上述腹板之另一方之側連接之第2凸緣的步驟，上述第1凸緣與上述第2凸緣彼此對向，上述第1凸緣以朝向上述第2凸緣呈凸狀之方式而彎曲，並且，於上述賦形步驟之後，上述第1點及上述第2點配置於上述腹板上，上述第1交點及上述第2交點配置於上述第1凸緣上。
如請求項1之複合材料構件之製造方法，其中上述積層體包含纖維朝上述一方向對齊之第2層，於上述第2層中，與上述一方向交叉之第3表面和與上述一方向交叉之第4表面以彼此對向之方式而對立，於形成上述第1層之預浸體片材上所形成之第1切縫中，上述第1表面與上述第2表面對立，於形成上述第2層之預浸體片材上所形成之第2切縫中，上述第3表面與上述第4表面對立，上述第1切縫及上述第2切縫沿上述一方向而錯開位置，於形成上述第2層之上述預浸體片材之與上述第1切縫重疊之位置上不形成切縫。
如請求項1之複合材料構件之製造方法，其中上述積層體包含纖維朝上述一方向對齊之第2層，於上述第2層中，與上述一方向交叉之第3表面和與上述一方向交叉之第4表面以彼此對向之方式而對立，上述第1表面及上述第3表面沿上述一方向而錯開位置。
如請求項1至3中任一項之複合材料構件之製造方法，其中上述積層體包含纖維朝與上述一方向傾斜交叉之方向對齊的第3層。
一種飛機之機翼結構之製造方法，其包括製造翼梁之步驟，並且，上述製造翼梁之步驟包括依照模具對預浸體片材經積層所得之積層體賦形之步驟，上述積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層，於上述第1層中，與上述一方向交叉之第1表面和與上述一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立，上述第1層包含第1點及第2點，於上述賦形步驟之前，上述第1點及上述第2點係以在與上述一方向平行、且以第1交點及第2交點而與上述第1表面及上述第2表面交叉的直線上，使上述第1交點及上述第2交點配置於上述第1點與上述第2點之間的方式而設置，上述賦形步驟包括彎折上述積層體，以形成與腹板之一方之側連接之第1凸緣、及與上述腹板之另一方之側連接之第2凸緣的步驟，上述第1凸緣與上述第2凸緣彼此對向，上述第1凸緣以朝向上述第2凸緣呈凸狀之方式而彎曲，並且，於上述賦形步驟之後，上述第1點及上述第2點配置於上述腹板上，上述第1交點及上述第2交點配置於上述第1凸緣上。
一種飛機之機身結構之製造方法，其包括：製造框架之步驟；以及製造縱桁之步驟；並且，上述製造框架之步驟及上述製造縱桁之步驟之至少一者，包括依照模具對預浸體片材經積層所得之積層體賦形之步驟，上述積層體包含纖維朝一方向對齊之第1層，於上述第1層中，與上述一方向交叉之第1表面和與上述一方向交叉之第2表面以彼此對向之方式而對立，上述第1層包含第1點及第2點，於上述賦形步驟之前，上述第1點及上述第2點係以在與上述一方向平行、且以第1交點及第2交點而與上述第1表面及上述第2表面交叉的直線上，使上述第1交點及上述第2交點配置於上述第1點與上述第2點之間的方式而設置，上述賦形步驟包括彎折上述積層體，以形成與腹板之一方之側連接之第1凸緣、及與上述腹板之另一方之側連接之第2凸緣的步驟，上述第1凸緣與上述第2凸緣彼此對向，上述第1凸緣以朝向上述第2凸緣呈凸狀之方式而彎曲，並且，於上述賦形步驟之後，上述第1點及上述第2點配置於上述腹板上，上述第1交點及上述第2交點配置於上述第1凸緣上。