复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身制造技术

本发明专利技术提供一种复合材料构造体，在考虑孔的周缘部的应力集中的基础上，可实现轻量化。一种复合材料构造体即主翼（1），其设为向一方向延伸并且形成有检修孔（5）的强化纤维塑料制成的复合材料。在主翼（1）的下面外板（3）上向长度方向负载拉伸负荷。检修孔（5）的周缘区域（3a）的长度方向的拉伸刚性比包围该周缘区域（3a）的其它区域（3b）的拉伸刚性更小。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及具有孔的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身。
技术介绍
例如，在飞机、船舶、车辆等领域，作为高强度且轻量化的构造体广泛应用强化纤维塑料(FRP:Fiber Reinforced Plastics)制的复合材料。对于这种复合材料,为了用于检查及装配时的检修用，有时形成孔。在形成孔的情况下，在孔的周边部产生应力集中，因此，需要孔的周边部的强度强化。在下述的专利文献I中，公示有为了强化飞机的外板的检修孔的周边部，附加强化层来增厚、提高强度的专利技术。该专利文献I所记载的强化层相对于基体材料通过销及接缝进行固定，防止承受负荷时的剥离。专利文献1:(日本)特表2003 - 513821号公报
技术实现思路
专利技术要解决的问题但是，上述专利文献I所记载的专利技术在附加强化层时增加实施销和接缝的工序，在生产性方面存在问题。作为不使用这种销和接缝的方法，公知有图10所示的构造的飞机的主翼100的下面外板103。如图10 (a)所示，在下面外板103的宽度方向中央部形成有多个检修孔102。检修孔102用于设于主翼100内的燃料箱的检查，或装配时使用。另外，同图所示的虚线表示含有襟翼(slap)和缝翼(7 〃卜)等的主翼100的外形线。如图10(b)所示，为了检修孔102的周边部的强度强化，强化用层叠体104相对于基体材料层叠体106层叠(垫起来)。强化用层叠体104在图10 (b)那样剖面看的情况下，随着从检修孔102离开成为厚度减少的形成锥体的形状。为了检修孔102的增强，用位于检修孔102的周边部并且制成一定厚度的恒定厚度部分104a就足够，但是，在假设制成恒定厚度部分104a时，在承受负荷时在与基体材料106的界面产生剥离。为了防止该剥离，不仅恒定厚度部分104a，进一步延长形成锥体部分104b，逐渐地增厚。另外，在图10 (b)中为了容易理解，将锥体部分104b以阴影线显示，但是，锥体部分104b和恒定厚度部分104a连续，通过同一层叠板构成。但是，如图10的构造尽管不需要实施上述专利文献I的销和接缝的工序，但是，从检修孔102的增强的观点考虑本来不需要锥体部分104b，而该锥体部分104b成为重量增加的原因。本专利技术是鉴于以上的课题而创立的，其目的在于，提供在考虑孔的周边部的应力集中的基础上，可实现轻量化的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身。解决问题的技术方案为解决所述课题，本专利技术的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身采用以下装置。S卩，本专利技术提供一种复合材料构造体，其设为向一方向延伸并且形成有孔的强化纤维塑料制成的复合材料，且向所述一方向负载拉伸负荷及/或压缩负荷，其特征在于，所述孔的周缘区域的所述一方向的拉伸刚性及/或压缩刚性比包围该周缘区域的其它区域的所述一方向的拉伸刚性及/或压缩刚性更小。孔的周缘区域的一方向的拉伸刚性比包围孔的周缘区域的其它区域的一方向的拉伸刚性更小，因此，拉伸负荷主要由其它区域负担。因此，施加于孔的周缘区域的拉伸负荷相对的变小，因此，施加于孔的周缘区域的应力集中缓和。由此，将孔的周缘区域与其它区域同等的拉伸刚性的情况相比，能够减少孔的周缘区域增强。另外，在孔的周缘区域的一方向的压缩刚性比包围孔的周缘区域的其它区域的一方向的压缩刚性更小的情况下，压缩负荷主要由其它区域负担。因此，施加于孔的周缘区域的压缩负荷相对变小，因此，施加于孔的周缘区域的应力集中缓和。由此，将孔的周缘区域与其它区域同等的压缩刚性的情况相比，能够减少孔的周缘区域增强。另外，在对复合材料构造部件施加拉伸负荷及压缩负荷时(即施加弯曲负荷时)，只要使孔的周缘区域的一方向的拉伸刚性及压缩刚性比其它区域的一方向的拉伸刚性及压缩刚性更小，由其它区域主要负担拉伸负荷及压缩负荷即可。另外，在本专利技术的复合材料构造体中，其特征在于，在所述周缘区域设为在将所述一方向设为0°的情况下,将配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维作为主体的复合材料。周缘区域将配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维作为主体，因此，0°方向(一方向)的拉伸刚性降低且能够实现允许拉伸方向(及/或压缩方向)的延伸的区域。另外，周缘区域主要在±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向设置纤维，因此，剪切方向(与一方向正交的方向，即±90°方向)的强度变大，能够提高扭转刚性。另夕卜,所谓“以配向为±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维为主体”，意思是与一般使用的复合材料(即其它区域)相比其±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维的配合率更高。例如，用于飞机的主翼的通常的复合材料意思是±45°方向的纤维的配合率设为60%程度((0°，+45°，一 45°，90° ) =(30%,30%,30%，10%))，但是，比其大的配合率例如70%以上、优选80%以上。另外，为了使周缘区域的0°方向的刚性更低，优选将0°方向的纤维设为刚性比±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向的纤维更小的材料。例如,在±30°以上±60°以下的方向、优选±45°方向使用了碳纤维的情况下,在0°方向使用玻璃纤维和芳族聚酰胺纤维。另外，在本专利技术的复合材料构造体中，其特征在于，成为所述周缘区域的周缘区域纤维片和成为所述其它区域的其它区域纤维片在规定的层叠位置具有经由接头位置与这些纤维片的延伸方向邻接配置的分割纤维片，一个所述分割纤维片的所述接头位置相对于另一个所述分割纤维片的所述接头位置，配置于在这些分割纤维片的延伸方向错开的位置。在接头位置与层叠方向一致的状态下配置有各分割纤维片时，周缘区域纤维片和其它区域纤维片的分割位置与层叠方向重合，且在该位置的材料强度降低。于是，在本专利技术中，通过将接头位置配置于在纤维片的延伸方向错开的位置，能够避免在接头位置的材料强度的降低。另外，所谓“接头位置”的意思是纤维片的分割位置。另外，本专利技术的复合材料构造体，其特征在于，所述孔作为形成于飞机的主翼的下面外板的检修孔。下面外板构成负担施加于飞机的主翼的负荷的高形翼梁(卜 > 々的下面部分。因此，在该下面外板上，在飞行时向主翼长度方向施加拉伸负荷。将检修孔的周边作为所述的周缘区域，将包围该周缘区域的区域作为所述的其它区域，因此，拉伸负荷主要由其它区域负担，向周缘区域仅施加比较小的拉伸负荷。因此，能够提供一种减少检修孔的周边部的增强，轻量化的主翼。另外，本专利技术的复合材料构造体中，其特征在于，所述孔作为形成于飞机的机身的外板的窗用孔。在飞机的机身上向长度方向施加拉伸负荷及压缩负荷(即弯曲负荷)。将窗用孔的周边作为所述的周缘区域，将包围该周缘区域的区域作为所述的其它区域，因此，拉伸负荷及压缩负荷主要由其它区域负担，向周缘区域仅施加比较小的拉伸负荷及压缩负荷。因此，能够提供一种能够减少窗用孔的周边部的增强，轻量化的飞机用机身。专利技术效果根据本专利技术的复合材料构造体、具备此构造体的飞机主翼及飞机机身，使周缘区域的拉伸刚性及/或压缩刚性比其它区域的拉伸刚性及/或压缩刚性更小且减小施加于孔周边部的集中应力，因此，能够简化孔周边部的增强构造且能够使其轻量化。附图说明图1表示本专利技术的复合材料构造体的一实施本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：田中雄也，吉田慎一，田中秀明，铃木秀之，阿部俊夫，柏木圣絃，
申请(专利权)人：三菱重工业株式会社，
类型：
国别省市：