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制造技术

本发明专利技术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。

【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、具备复合材料构造体的航空器主翼及航空器机身。
技术介绍
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专利技术。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记载的专利技术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。
技术实现思路
本专利技术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，本专利技术的复合材料构造体、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。本专利技术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，根据本专利技术的复合构造体，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，根据本专利技术的复合材料构造体，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，根据本专利技术的复合材料构造体，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。根据本专利技术的复合材料构造体、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。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：吉田慎一，田中秀明，田中雄也，
申请(专利权)人：三菱重工业株式会社，
类型：发明
国别省市：