专利名称：复合材料构造体、具备该构造体的航空器主翼及航空器机身的制作方法
技术领域：
本发明涉及具有孔的复合材料构造体、具备复合材料构造体的航空器主翼及航空器机身。
背景技术：
在例如航空器、船舶、车辆等领域中，纤维强化塑料(FRP :Fiber Reinforced Plastics)制的复合材料被广泛用作高强度且轻量化的构造体。对于这样的复合材料，为了检修及为了组装时的检查用，有时形成孔。在形成孔的情况下，由于在孔的周边部产生应力集中，故而需要对孔的周边部强化强度。在下述专利文献1中公开有为了强化航空器外板的检查孔的周边部而附加强化层并增厚来提高强度的发明。该专利文献1记载的强化层利用销或点焊连接(Stitch)而相对于基材固定，由此防止受到载荷时的剥离。专利文献1 (日本)特表2003-513821号公报但是，上述专利文献1记载的发明增加了在附加强化层时实施销或点焊连接的工序，因此在生产性方面存在问题。作为不使用这样的销或点焊连接的方法，公知有图8所示构造的航空器主翼100 的下表面外板103。如图8(a)所示，在下表面外板103的宽度方向中央部形成有多个检查孔102。检查孔102用于检修设于主翼100内的燃料箱或在组装时使用。另外，该图所示的虚线表示包含襟翼及前缘缝翼(slat)等的主翼100的外形线。为了强化检查孔102周边部的强度，如图8(b)所示，强化用层叠体104相对于基材层叠体106层叠(焊盘朝上)。如图8(b)所示的截面观察的情况下，强化用层叠体104成为随着自检查孔102离开、厚度减少的锥形形状。为了加强检查孔102，虽然利用位于检查孔102的周边部且形成一定厚度的定厚部分10 就足够了，但如果只形成定厚部分10 ， 则在受到载荷的情况下在与基材106的界面产生剥离。为了防止该剥离，不只形成定厚部分10 ，还进一步延长而形成锥形部分104b，逐渐增厚。另外，在图8(b)中，为了便于理解而用影线表示锥形部分104b，锥形部分104b和定厚部分10 连续，通过同一层叠片构成。但是，图8那样的构造虽然不需要上述专利文献1那样的实施销或点焊连接的工序，但是从仅加强检查孔102的观点来看，锥形部分104b原本是不需要的，导致了重量增加。
发明内容
本发明是鉴于这样的情况而设立的，其目的在于提供一种在考虑了孔周边部的应力集中的基础上可轻量化的复合材料构造体、具备该复合材料构造体的航空器主翼及航空器机身。为了解决上述课题，本发明的复合材料构造体、具备该复合材料构造体的航空器主翼及航空器机身采用以下的方式。本发明的复合材料构造体具备在一方向延伸并且形成有孔的、成为纤维强化塑料制的复合材料的带孔构造部件；在所述一方向延伸并且与所述带孔构造部件的侧部连接的、成为纤维强化塑料制的复合材料的邻接构造部件，所述复合材料构造体在所述一方向上被施加拉伸载荷及/或压缩载荷，其特征在于，所述带孔构造部件的所述一方向的抗拉刚度及/或抗压缩刚度比所述邻接构造部件的所述一方向的抗拉刚度及/或抗压缩刚度小。由于带孔构造部件的一方向的抗拉刚度比邻接构造部件的一方向的抗拉刚度小， 故而拉伸载荷主要由邻接构造部件承担。因此，对带孔构造部件施加的拉伸载荷相对地减小，故而对形成孔的周边部施加的应力集中被缓和。由此，与使带孔构造部件为与邻接构造部件相等的抗拉刚度的情况相比，可以减少对孔周边部的加强。另外，在带孔构造部件的一方向的抗压缩刚度比邻接构造部件的一方向的抗压缩刚度小的情况下，压缩载荷主要由邻接构造部件承担。因此，对带孔构造部件施加的压缩载荷相对地减小，故而对形成孔的周边部施加的应力集中被缓和。由此，与使带孔构造部件为与邻接构造部件相等的抗压缩刚度的情况相比，可以减少对孔周边部的加强。另外，在对复合材料构造部件施加拉伸载荷及压缩载荷的情况下(即施加弯曲载荷的情况)，只要使带孔构造部件的一方向的抗拉刚度及抗压缩刚度为比邻接构造部件的一方向的抗拉刚度及抗压缩刚度小，使拉伸载荷及压缩载荷主要由邻接构造部件承担即可。另外，根据本发明的复合构造体，所述带孔构造部件为在将所述一方向设为0°的情况下、以在士30°以上且士60°以下的方向，优选为士45°方向定向的纤维为主体的复合材料。由于成为以在士30°以上且士60°以下的方向、优选士45°方向定向的纤维为主体的复合材料，故而0°方向(一方向)的抗拉刚度降低，能够实现允许拉伸方向(及/ 或压缩方向)的伸展的复合材料。另外，由于纤维主要设置在士30°以上且士60°以下的方向、优选士45°方向上，故而剪切方向(与一方向正交的方向、S卩士90°方向)的强度变大，可以提高抗扭曲刚度。另外，“以在士30°以上且士60°以下的方向、优选士45°方向定向的纤维为主体”是指，与通常使用的复合材料(例如，邻接构造部件)相比，士30°以上且士60°以下的方向、优选士45°方向的纤维配合率高。例如，用于航空器主翼的通常复合材料的士45° 方向的纤维配合率虽然为60%左右((0°，+45°，-45°，90° ) = (30 %, 30 %, 30 %, 10% ))，但比其大的配合率、例如70%以上为好，优选80%以上。另外，为了使带孔构造部件的0°方向的刚性进一步降低，优选使0°方向的纤维为刚性比士30°以上且士60°以下的方向、优选士45°方向的纤维小的材料。另外，在以士30°以上且士60°以下的方向、优选士45°方向使用碳纤维的情况下，在0°方向使用玻璃纤维或芳族聚酰胺纤维。另外，根据本发明的复合材料构造体，航空器主翼的下表面外板由具有在该主翼的长度方向上延伸的分割面的多个复合材料构成，这些复合材料中、作为形成于所述下表面外板的所述孔具有检查孔的复合材料为所述带孔构造部件，其他复合材料为所述邻接构造部件。下表面外板构成承担对航空器主翼施加的载荷的抗扭翼盒(torque box)的下表面部分。因此，在该下表面外板，在飞行时在主翼长度方向上施加拉伸载荷。由于将形成有检查孔的复合材料形成为所述带孔构造部件，将与该带孔构造部件连接的复合材料形成为所述邻接构造部件，故而，拉伸载荷主要被邻接构造部件承担，对带孔构造部件仅施加较小的拉伸载荷。因此，可以减少对检查孔的周边部的加强，可以提供轻量化的主翼。另外，根据本发明的复合材料构造体，航空器机身的外板由具有在该机身的长度方向上延伸的分割面的多个复合材料构成，这些复合材料中、作为形成于所述外板的所述孔具有窗用孔的复合材料为所述带孔构造部件，其他复合材料为所述邻接构造部件。对航空器机身在长度方向施加拉伸载荷及压缩载荷(即弯曲载荷)。由于将形成有窗用孔的复合材料形成为所述带孔构造部件，将与该带孔构造部件连接的复合材料形成为所述邻接构造部件，故而拉伸载荷及压缩载荷主要被邻接构造部件承担，对带孔构造部件仅施加较小的拉伸载荷及压缩载荷。因此，可以减少对窗用孔的周边部的加强，可以提供轻量化的航空器用机身。根据本发明的复合材料构造体、具备该复合材料构造体的航空器主翼及航空器机身，由于使带孔构造部件的抗拉刚度及/或抗压缩刚度比邻接构造部件的抗拉刚度及/或抗压缩刚度小，减小对孔周边部施加的集中应力，故而可以将孔周边部的加强构造简化并轻量化。
图1表示本发明的复合材料构造体的一实施方式的航空器主翼的下表面外板， (a)是俯视图，(b)是纵向剖面图；图2是表示构成成为翼盒构造的主翼的局部的下表面外板及纵梁的立体图；图3是图2的A-A的横向剖面图；图4表示纵梁和下表面外板的固定方法，是图2的B-B的横向剖面图；图5表示纵梁和下表面外板的其它固定方法，是图2的B-B的横向剖面图；图6表示纵梁和下表面外板的其它固定方法，是图2的B-B的横向剖面图；图7表示本发明复合材料构造体的其它应用例，是表示航空器机身局部的侧视图；图8表示现有的航空器主翼的下表面外板，(a)是俯视图，(b)是纵向剖面图。标记说明1 主翼3 下表面外板(复合材料构造体)3a 前方部(邻接构造部件)3b 中央部(带孔构造部件)3c 后方部(邻接构造部件)5 检查孔(孔)
具体实施方式
以下，使用图1 图3对本发明的一实施方式进行说明。图1表示航空器主翼1的下表面外板3。下表面外板3由纤维强化塑料(FRP =Fiber Reinforced Plastics)制的复合材料构造体形成。同图所示的虚线表示包含襟翼及前缘缝翼(slat)等的主翼1的外形线。如图2及图3所示，下表面外板3与从下表面外板3的宽度方向两端立设的成为侧面外板的前梁20及后梁22、和将这些前梁20及后梁22的上端彼此连接的上面外板M 一同，形成箱形的抗扭翼盒，并承载主翼1的载荷。下表面外板3由位于主翼1的前缘侧的前方部(邻接构造部件)3a、与前方部3a 连接的中央部北、与中央部北连接并位于主翼1的后缘侧的后方部(邻接构造部件)3c这三个部分构成。前方部3a、中央部北及后方部3c由在主翼1的长度方向上延伸的分割面 4分别通过接合件或通过粘接而结合。对该结合方法的具体例在后文中进行说明，但只要适当选择接合件结合或粘接结合即可，接合件结合有容易装备(艤装)的优点，粘接结合有可轻量化的优点。如图2及图3所示，在主翼1的长度方向设有多个纵梁26。纵梁沈与下表面外板 3等一样为FRP制的复合材料。各纵梁沈相对于下表面外板3及上面外板M的内表面固定，主要承担主翼1的长度方向的载荷。另外，在构成翼盒构造的主翼1的内部以将其内部空间在长度方向分割成多个的方式设有肋观。肋观构成为遍及主翼1的宽度方向(与长度方向正交的方向)延伸的板状，在长度方向具有规定间隔而配置有多个。如图3所示，各肋洲的前后端部22通过螺栓、 螺母等规定的接合件30分别相对于前梁20及后梁固定。下表面外板3的前方部3a成为以碳纤维强化塑料(CFRP =Carbon Fiber Reinforced Plastics)为主体的复合材料。碳纤维的定向的比率为作为航空器构造体使用的通常程度，例如在将主翼1的延伸方向(长度方向)设为0°的情况下，以(0°， +45°，-45°，90° ) = (30%,30%,30%,10% )的方式层叠具有各纤维方向的多个片而构成。前方部3a所使用的复合材料的层叠数由承担的强度来决定，例如设为数十左右。下表面外板3的后方部3c与前方部3a —样，成为以碳纤维强化塑料(CFRP)为主体的复合材料。碳纤维的定向比率与前方部3a —样，设为作为航空器构造体使用的通常程度，例如在将主翼1的延伸方向设为0°的情况下，以(0°，+45°，-45°，90° ) = (30%, 30%,30%,10%)的方式层叠具有各纤维方向的多个片而构成。后方部3c所使用的复合材料层叠数由负担的强度决定，例如设为数十左右。下表面外板3的中央部北成为以碳纤维强化塑料(CFRP)为主体的复合材料。在中央部北沿主翼1的延伸方向每隔规定间隔形成有多个用于在设于主翼1内的燃料箱的检修时及组装时等使用的检查孔(孔)5。这样，中央部北成为带孔构造部件。另外，在上述的前方部3a及后方部3c未形成检查孔5。如图1(b)所示，中央部北形成一定厚度，层叠数比前方部3a及后方部3c多，厚度相应地增厚。中央部北的碳纤维的定向比率与前方部3a及后方部3c不同，在将主翼1的延伸方向设为0°的情况下，成为以士45°为主体的定向比率。即，与前方部3a及后方部3c 相比，增大士45°的定向比率，例如以使士45°的定向比率为70%以上、优选80%以上的方式层叠具有各纤维方向的多个片而构成。另外，为了使0°方向的抗拉刚度降低，也可以将0°方向的纤维由碳纤维变更成玻璃纤维(Glass fiber)或芳族聚酰胺纤维(Aramid fiber)。接着，对下表面外板3的中央部北与前方部3a及后方部3c的结合方法进行说明。根据本实施方式，虽说中央部北与前方部3a及后方部3c相比，长度方向的强度的负担比例小，但是由于形成有检查孔5且存在应力集中，故而板厚比前方部3a及后方部 3c厚。在这种情况下，适用图4 图6所示的结合方法。在图4中，为了吸收中央部北与前方部3a(或后方部3c)的板厚差，在前方部 3a (或后方部3c)的分割面4附近的端部设置通过锥形部!Be逐渐增厚形成的增厚部3d。由此，中央部北和前方部3a及后方部3c的板厚相等，可以夹着纵梁沈而稳定地固定。如图4(a)所示，纵梁沈和下表面外板3 (中央部3c、前方部3a及后方部3c)的固定在点划线所示的位置通过由螺栓、螺母构成的接合件40进行。另外，如图4(b)所示，也可以为在纵梁沈与下表面外板3(中央部3c、前方部3a 及后方部3c)之间的粘接部42粘接后，通过接合件40固定的方法。另外，如图4(c)所示，也可以为不使用接合件而只通过粘接部42的粘接来固定的方法。另外，作为粘接，除了在分别使纵梁沈和下表面外板3 (中央部3c、前方部3a及后方部3c) 二者固化后使用粘接剂粘接的方法(固化后粘接法)之外，还使用在固化后的纵梁26与固化前的下表面外板3之间介插粘接剂后施加温度及/或压力而一体性地固化的共同接合(co-bond)法、在固化前的纵梁沈与固化前的下表面外板3之间介插粘接剂后施加温度及/或压力而一体性地固化的共同固化(co-cure)法等。这样的粘接法对以下说明的图5及图6的结合方法也可适用。另外，如图4(d)所示，也可以将分割面4以相对于板厚方向倾斜的方式设置。如果这样地形成成为倾斜面的分割面4，则中央部北和前方部3a (或后方部3c)重合而接触的面积变大，故而可以更稳定地结合。这样的分割面4对以下说明的图5及图6的结合方法也可适用。在图5中，为了吸收中央部北与前方部3a(或后方部3c)的板厚差，在纵梁沈与前方部3a(或后方部3c)之间夹设垫片44。作为垫片44，可使用与前方部3a等一样的纤维强化的复合材料，或者也可以使用钛合金等。图5 (a)与图4 (a)相同，表示仅通过接合件40将纵梁沈和下表面外板3 (中央部 3b、前方部3a及后方部3c)固定的方法。图5(b)表示在垫片44与前方部3a (或后方部3c)之间设置粘接部46，进而通过接合件40进行固定的方法。图5(c)表示在图5(b)的基础上，在纵梁沈与中央部北及前方部3a(或后方部 3c)之间设置粘接部48进行固定的方法。图5(d)表示省略图5(c)中使用的接合件40，只通过粘接部46、48的粘接进行固定的方法。在图6中，为了吸收中央部北与前方部3a(或后方部3c)的板厚差，对纵梁沈的形状进行了变更。具体而言，使纵梁26的前方部3a(或后方部3c)侧的凸缘^a的板厚比中央部北侧的凸缘26b厚，使凸缘^a的下表面位于前方部3a侧。图6 (a)与图4 (a)相同，表示仅通过接合件40将纵梁沈和下表面外板3 (中央部 3b、前方部3a及后方部3c)固定的方法。图6(b)与图4(b)相同，表示使用接合件40和粘接部42的粘接二者进行固定的方法。图6(c)与图4(c)相同，表示未使用接合件40而仅通过粘接部42的粘接进行固定的方法。接着，对使用上述构成的主翼1时的作用效果进行说明。在飞行时，对主翼1以其前端向上位移的方式施加载荷。因此，对主翼1的下表面外板3，在其延伸方向(0°方向)上施加拉伸载荷。0°方向的拉伸载荷不由中央部北承担，而主要由下表面外板3的前方部3a及后方部3c承担。这是因为，中央部北与前方部 3a及后方部3c相比，为以士45°定向的纤维为主体且刚性相对于0°方向的拉伸载荷低的复合材料。因此，由于对中央部北仅施加比前方部3a及后方部3c小的拉伸载荷，故而检查孔5周边部的必要强度降低。即，与将用于前方部3a及后方部3c的定向比率的复合材料用于中央部的情况相比，可以减少层叠数(厚度变薄)。但是，由于需要承担对检查孔 5的周边部施加的集中应力，故而中央部北的层叠数比前方部3a及后方部3c的层叠数多 (厚)。另外，由于中央部北以士45°为主体，故而对剪切方向的刚性即抗扭曲刚度进行强化。因此，中央部北不承担轴力(拉伸载荷)，而承担扭曲载荷。另外，在对主翼1施加的载荷中，由于扭曲载荷相对于拉伸载荷小30%左右，故而中央部北的厚度无需如下表面外板的拉伸载荷直接施加在检查孔周边部的图8所示的情况那样地增厚。另外，如图1(b)所示，中央部北为与前方部3a及后方部3c不同的部件，故而不会产生使用图8说明的剥离。即，即使在中央部北与前方部3a及后方部3c之间存在厚度方向的台阶，也能够由中央部3c和前方部3a及后方部3c将各层叠片隔断，因此，拉伸力不会在各部3a、3b、3c之间传递。另外，在本实施方式中，由于不需要图8(b)所示的锥形部分104b，故而可相应地轻量化。另外，本实施方式对主翼1的下表面外板3的应用进行了说明，但本发明不限于此，只要是具有孔的复合材料构造体则可以广泛地应用。例如，对与下表面外板3 —同构成抗扭翼盒的上面外板也可以适用与下表面外板 3相同的构成。此时，对上面外板施加压缩载荷，但通过使形成孔的中央部的压缩强度比前方部及后方部小，可以将对在中央部形成的孔的周边部施加的集中应力缓和。另外，如图7所示，也可以对形成有设置窗口件的窗用孔11的航空器机身10的中央部12适用与上述实施方式的中央部北相同的材料，对邻接的其他部件13适用与上述实施方式的前方部3a及后方部3c相同的材料。此时，对机身10施加弯曲载荷(即拉伸载荷及压缩载荷)，但由于使中央部12的拉伸强度及压缩强度比其他部件13小，由此可以缓和对在中央部12形成的窗用孔11的周边部施加的集中应力。另外，本发明的复合材料构造体不限于航空器，例如也可以应用于船舶及车辆等。另外，在上述实施方式中，主要使用碳纤维强化塑料(CFRP)，但本发明不限于此，例如也可以使用玻璃纤维强化塑料(GFRP :Glass Fiber Reinforced Plastic)或芳族聚酰胺纤维(AFRP =Aramid Fiber Reinforced Plastic)。
权利要求
1.一种复合材料构造体，具备在一方向延伸并且形成有孔的、成为纤维强化塑料制的复合材料的带孔构造部件；在所述一方向延伸并且与所述带孔构造部件的侧部连接的、成为纤维强化塑料制的复合材料的邻接构造部件，所述复合材料构造体在所述一方向上被施加拉伸载荷及/或压缩载荷，其特征在于，所述带孔构造部件的所述一方向的抗拉刚度及/或抗压缩刚度比所述邻接构造部件的所述一方向的抗拉刚度及/或抗压缩刚度小。
2.如权利要求1所述的复合材料构造体，其特征在于，所述带孔构造部件为在将所述一方向设为0°时、以在士30°以上且士60°以下的方向定向的纤维为主体的复合材料。
3.如权利要求1所述的复合材料构造体，其特征在于，所述带孔构造部件为在将所述一方向设为0°时、以在士45°方向定向的纤维为主体的复合材料。
4.如权利要求1 3中任一项所述的复合材料构造体，其特征在于，航空器主翼的下表面外板由具有在该主翼的长度方向上延伸的分割面的多个复合材料构成，这些复合材料中、作为形成于所述下表面外板的所述孔而设有检查孔的复合材料为所述带孔构造部件，其他复合材料为所述邻接构造部件。
5.如权利要求1 3中任一项所述的复合材料构造体，其特征在于，航空器机身的外板由具有在该机身的长度方向上延伸的分割面的多个复合材料构成，这些复合材料中、作为形成于所述外板的所述孔而设有窗用孔的复合材料为所述带孔构造部件，其他复合材料为所述邻接构造部件。
6.一种航空器主翼，其特征在于，具备权利要求4所述的复合材料构造体。
7.一种航空器机身，其特征在于，具备权利要求5所述的复合材料构造体。
全文摘要
本发明的目的在于提供一种在考虑了检查孔周边部的应力集中的基础上可轻量化的主翼。在长度方向上承受拉伸载荷的主翼(1)具备在长度方向上延伸并且形成检查孔(5)的纤维强化塑料制的复合材料的作为带孔构造部件的中央部(3b)、在翼(1)的长度方向上延伸并且与中央部(3b)的侧部连接的纤维强化塑料制的复合材料的前方部(3a)及后方部(3c)。中央部(3b)长度方向的抗拉刚度比前方部(3a)及后方部(3c)长度方向的抗拉刚度小。
文档编号B64C3/24GK102481971SQ20108003397
公开日2012年5月30日 申请日期2010年10月5日 优先权日2009年10月8日
发明者吉田慎一, 田中秀明, 田中雄也 申请人:三菱重工业株式会社