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WO2013129122A1 - 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 - Google Patents

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 Download PDF

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WO2013129122A1
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composite
composite material
tensile
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聖紘 柏木
野中　吉紀
阿部　俊夫
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Definitions

  • CFRP fiber reinforced plastics
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and while reducing the strain concentration rate around the hole, it is possible to reduce the weight, taking into consideration that breakage is unlikely to occur at a position where breakage is likely to occur. It is an object of the present invention to provide a composite structure, an aircraft wing and an aircraft fuselage including the same, and a method of manufacturing the composite structure.
  • the composite structure of the present invention is a composite material made of fiber reinforced plastic which extends in one direction and has a hole formed therein, and the tensile load and / or compression load in one direction is obtained.
  • the tensile and / or compressive stiffness in one direction of the peripheral region of the hole is higher than the tensile and / or compressive stiffness in one direction of the other region surrounding the peripheral region.
  • the peripheral region which is small and in a direction orthogonal to the one direction, is defined to have a width equal to or less than 1.1 times the diameter of the hole in the direction orthogonal to the one direction.
  • the strength of the peripheral area is reduced accordingly, but by setting the width of the peripheral area to be equal to or less than the hole diameter, the easily breakable part deviates from the low rigidity peripheral area.
  • the strength of the easily breakable area is equal to that of the other areas. That is, it is possible to reduce the strain concentration rate applied to the peripheral region of the hole without reducing the strength of the easily breakable portion. As a result, a composite material structure with high strength is obtained.
  • the peripheral region may be a composite mainly composed of fibers oriented in a direction of ⁇ 30 ° or more and ⁇ 60 ° or less, where the one direction is 0 °. .
  • the peripheral region may be a composite mainly composed of fibers oriented in ⁇ 45 ° direction, where the one direction is 0 °.
  • the peripheral region is mainly composed of fibers oriented in the direction of ⁇ 30 ° or more and ⁇ 60 ° or less, preferably ⁇ 45 °, so that the tensile rigidity in the 0 ° direction (one direction) decreases and the tensile direction An area that allows for (and / or compression direction) elongation can be realized. Also, since the peripheral region is mainly provided with fibers in the direction of ⁇ 30 ° or more and ⁇ 60 ° or less, preferably ⁇ 45 °, the shear direction (direction orthogonal to one direction, ie ⁇ 90 ° direction) The strength of) can be increased, and the torsional rigidity can be enhanced.
  • the fibers in the 0 ° direction are made of a material having a rigidity smaller than that of the fibers in the direction of ⁇ 30 ° or more and ⁇ 60 ° or less, preferably ⁇ 45 °. It is preferable to do.
  • glass fibers and aramid fibers are used in the 0 ° direction.
  • the hole may be an access hole formed in a lower skin of an aircraft wing.
  • the lower skin constitutes the lower portion of the torque box which bears the load applied to the wing of the aircraft. Therefore, a tensile load is applied to the lower surface skin in the longitudinal direction of the main wing during flight. Since the predetermined area of the periphery of the access hole is the above-mentioned peripheral area and the area surrounding this peripheral area is the above-mentioned other area, the tensile load is mainly borne by the other area, and only a relatively small tensile load is applied to the peripheral area. Absent. Therefore, reinforcement of the peripheral area of the access hole can be reduced, and a lightweight wing can be provided.
  • the hole may be a window hole formed in an outer skin of an aircraft fuselage.
  • the fuselage of the aircraft is subjected to tensile and compressive loads (i.e. bending loads) in the longitudinal direction. Since the predetermined region of the periphery of the window hole is the above-mentioned peripheral region and the region surrounding this peripheral region is the above-mentioned other region, the tensile load and the compressive load are mainly borne by the other regions, and the peripheral region is relatively small. Only tensile and compressive loads are applied. Therefore, reinforcement of the peripheral area of the window hole can be reduced, and a lightweight aircraft fuselage can be provided.
  • tensile and compressive loads i.e. bending loads
  • a composite material of fiber reinforced plastic which extends in one direction and has a hole formed therein, and the composite material to which a tensile load and / or a compressive load is applied in the one direction.
  • a composite material of fiber reinforced plastic which extends in one direction and has a hole formed therein, and the composite material to which a tensile load and / or a compressive load is applied in one direction.
  • the tensile rigidity and / or compressive rigidity in the one direction of the peripheral region of the hole is smaller than the tensile rigidity and / or compressive rigidity in the one direction of the other region surrounding the peripheral region.
  • the strength ratio is calculated from the allowable strain in each of the peripheral area and the other area, and the strain concentration rate, and the width of the peripheral area in the direction orthogonal to the one direction is calculated based on the strength ratio.
  • the present invention provides a method of manufacturing a composite structure defined to have a diameter of 1.1 times or less.
  • the tensile stiffness (and / or compression stiffness) in one direction of the peripheral region of the hole is smaller than the tensile stiffness (and / or compression rigidity) in one direction of the other region surrounding the peripheral region of the hole, Or compression load) will be mainly borne by other areas. Therefore, since the tensile load (and / or compression load) applied to the peripheral area of the hole is relatively small, the strain concentration rate applied to the peripheral area of the hole is relaxed. This makes it possible to reduce reinforcement of the peripheral region of the hole as compared to the case where the peripheral region of the hole has the same tensile rigidity (and / or compressive rigidity) as the other regions.
  • the peripheral region may be a composite mainly composed of fibers oriented in a direction of ⁇ 30 ° or more and ⁇ 60 ° or less, where the one direction is 0 °.
  • the peripheral region may be a composite mainly composed of fibers oriented in ⁇ 45 ° direction, where the one direction is 0 °.
  • the tensile rigidity and / or the compression rigidity of the peripheral area is the tensile rigidity and / or the compression of the other area. Since the strain concentration rate applied to the peripheral area of the hole is smaller than the rigidity and the width of the peripheral area is 1.1 times or less of the hole diameter, the reinforcing structure of the peripheral area of the hole is simplified to reduce the weight can do.
  • FIG. 2 is a plan view of the lower skin of the aircraft wing according to one embodiment of the composite structure of the present invention.
  • FIG. 1B is a longitudinal cross-sectional view taken along the line AA of FIG. 1A, showing a lower surface skin of an aircraft main wing according to an embodiment of the composite structure of the present invention. It is the perspective view which showed the lower surface skin and stringer which comprise a part of main wing made into box structure.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line AA of FIG. 2; It is the disassembled perspective view which showed the lamination method of a fiber sheet. It is sectional drawing which showed the lamination method of a lamination sheet.
  • FIG. 1B is a longitudinal cross-sectional view taken along the line AA of FIG. 1A, showing a lower surface skin of an aircraft main wing according to an embodiment of the composite structure of the present invention. It is the perspective view which showed the lower surface skin and stringer which comprise a part of main wing made into box structure.
  • FIGS. 1 to 3 The undersurface skin 3 of the main wing 1 of the aircraft is shown in FIG. 1A.
  • the lower surface outer plate 3 is formed of a composite structure made of fiber reinforced plastic (FRP).
  • FRP fiber reinforced plastic
  • the broken line shown in the figure indicates the outline of the main wing 1 including flaps, slats and the like.
  • a plurality of stringers 26 are provided in the longitudinal direction of the main wing 1.
  • the stringer 26 is made of a composite material made of FRP in the same manner as the lower surface skin 3 and the like.
  • Each stringer 26 is fixed to the inner surface of the lower surface skin 3 and the upper surface skin 24 and mainly bears the load of the main wing 1 in the longitudinal direction.
  • a rib 28 is provided so as to divide the inner space into a plurality in the longitudinal direction.
  • the ribs 28 are formed in a plate shape extending in the width direction (direction orthogonal to the longitudinal direction) of the main wing 1, and a plurality of the ribs 28 are arranged at predetermined intervals in the longitudinal direction.
  • the front and rear ends of each rib 28 are fixed to the front spar 20 and the rear spar 22 by predetermined fasteners 30 such as bolts and nuts.
  • the other area 3b is located around the peripheral area 3a, and substantially the entire area other than the peripheral area 3a is the existence range.
  • the peripheral region 3a and the other region 3b constituting the lower surface outer plate 3 are a composite material mainly made of carbon fiber reinforced plastics (CFRP).
  • CFRP carbon fiber reinforced plastics
  • the number of laminated layers of the composite material is determined by the strength to bear, and is, for example, several tens.
  • FIG. 4 An example of the laminated structure of a fiber sheet is shown by FIG. 4 about the lower surface skin 3 which implement
  • a + 45 ° fiber sheet extending over the peripheral area 3a and the other area 3b is disposed in the first layer 41 located at the top in the figure.
  • -45 ° fiber sheet peripheral area fiber sheet
  • a 90 ° fiber sheet is disposed over the peripheral area 3a and the other area 3b.
  • peripheral region 3a is mainly ⁇ 45 °, the rigidity in the shear direction, that is, the torsional rigidity is enhanced. Therefore, the peripheral region 3a does not bear an axial force (tensile load) but a torsional load. Further, since the width of the peripheral area 3a is equal to or less than the diameter of the access hole 5, the allowable strain of the easily breakable portion of the access hole 5 is equal to that of the other area 3B.
  • FIG. 6 it can also apply to the aircraft fuselage 10 in which the hole 11 for windows was formed.
  • the same material as the peripheral area 3a of the above embodiment is applied to the peripheral area 12 of the window hole 11, and the same material as the other area 3b of the above embodiment is applied to the other area 13.
  • bending load that is, tensile load and compression load
  • the tensile strength and compressive rigidity of the peripheral area 12 are smaller than those of other areas, and the width d of the peripheral area 3a is smaller than the hole diameter.
  • Zone A 7 and 8 show the arrangement of Zone A with respect to the hole and the width d of Zone A.
  • FIG. The width d (ratio to minor diameter a) of Zone A is 0 mm, 16.25 mm (0.27 times), 32.50 mm (0.54 times), 48.75 mm (0.81 times), 60.00 mm 1.00), 65.00 mm (1.08), 70.00 mm (1.17), 80.00 mm (1.33), 90.00 mm (1.50), 100 mm (1. 0). 76 times).
  • FIG. 10 is a graph showing the relationship between the width of Zone A and the strain concentration rate and the intensity ratio.
  • the horizontal axis is the ratio of the width d of the peripheral area A to the minor diameter a of the hole
  • the left vertical axis is the strain concentration rate
  • the right vertical axis is the strength ratio.

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Description

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
　本発明は、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に関するものである。
　航空機、船舶、車両等の分野にて、高強度かつ軽量化とされた構造体として繊維強化プラスチック（ＦＲＰ：Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）製の複合材が広く用いられている。複合材は金属に比べて「軽くて強い」ことが利点とされている。
　このような複合材に対して、点検のためや組立時のアクセス用のために、孔が形成されることがある。孔が形成された場合、孔の周縁領域にはひずみ集中が生じる。金属は、ひずみ集中部が破断ひずみに達してもすぐに破断せず、塑性変形を伴って最終破壊に至る。一般的な設計では、例えば孔を有する平板の場合、孔を除く断面積で荷重を除したネット応力で静的強度を評価する。一方、複合材は金属に比べて塑性変形が少ないためひずみ集中（孔、切欠き）に対する感度が高く、静的強度評価においてもひずみ集中率を考慮する必要がある。この結果、孔周りの板厚を増やすこととなり、「軽くて強い」利点を生かせないことがある。
　特許文献１には、孔周りに、母材よりも剛性が小さく伸びの大きい材料によりなる部分を設けることで、孔によるひずみ集中率を緩和する孔周り補強装置が開示されている。
実開平４－８９３２６号公報（請求項１、段落［００１２］）
　特許文献１に記載のように孔周りに母材よりも剛性が小さい材料を設けると、それにともなって孔周りの強度は低下する。しかしながら、孔が形成された複合材に、一方向に荷重が負荷されると、孔の周縁の、一方向に対して±９０°の位置が特に破断しやすい。そのため、孔周りの剛性を小さくすると上記箇所でより破断しやすくなるというデメリットが生じる。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、孔周りのひずみ集中率を緩和させるとともに、破断しやすい箇所で破断が生じ難いよう考慮した上で、軽量化が可能とされた複合材構造体、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を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明の複合材構造体、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は以下の手段を採用する。
　すなわち、本発明の第１の態様に係る複合体構造体は、一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされ、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体において、前記孔の周縁領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性が、該周縁領域を取り囲む他領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さく、前記一方向に対して直交する方向の前記周縁領域が、前記一方向に対して直交する方向における前記孔の径の１．１倍以下の幅に画定される。
　孔の周縁領域の一方向における引張り剛性が、孔の周縁領域を取り囲む他領域の一方向における引張り剛性よりも小さいので、引張り荷重は他領域が主として負担することになる。したがって、孔の周縁領域に加わる引張り荷重が相対的に小さくなるので、孔の周縁領域に加わるひずみ集中率が緩和される。これにより、孔の周縁領域を他領域と同等の引張り剛性にした場合に比べて、孔の周縁領域の補強を少なくすることができる。
　また、孔の周縁領域の一方向における圧縮剛性が、孔の周縁領域を取り囲む他領域の一方向における圧縮剛性よりも小さい場合には、圧縮荷重は他領域が主として負担することになる。したがって、孔の周縁領域に加わる圧縮荷重が相対的に小さくなるので、孔の周縁領域に加わるひずみ集中率が緩和される。これにより、孔の周縁領域を他領域と同等の圧縮剛性にした場合に比べて、孔の周縁領域の補強を少なくすることができる。
　さらに、複合材構造部材に引張り荷重および圧縮荷重が加わる場合（すなわち曲げ荷重が加わる場合）には、孔の周縁領域の一方向における引張り剛性および圧縮剛性を、他領域の一方向における引張り剛性および圧縮剛性よりも小さくして、引張り荷重および圧縮荷重を他領域が主として負担することとすればよい。
　周縁領域を他領域よりも低剛性とすると、それにともない周縁領域の強度も低下するが、周縁領域の幅を孔径以下とすることで、破断しやすい箇所が低剛性である周縁領域から外れるため、破断しやすい箇所の強度は他領域と同等となる。すなわち、破断しやすい箇所の強度を低下させずに、孔の周縁領域に加わるひずみ集中率を緩和することが可能となる。これにより、実体強度の強い複合材構造体となる。
　上記第１の態様において、前記周縁領域は、前記一方向を０°とした場合に、±３０°以上±６０°以下の方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていても良い。
　上記第１の態様において、前記周縁領域は、前記一方向を０°とした場合に、±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていても良い。
　周縁領域は、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に配向された繊維を主体とされているので、０°方向（一方向）の引張り剛性が低下して引張り方向（及び／又は圧縮方向）の伸びを許容する領域を実現することができる。また、周縁領域は、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に繊維が主として設けられているので、剪断方向（一方向に対して直交する方向、すなわち±９０°方向）の強度が大きくなり、捩り剛性を高めることができる。
　なお、「±３０°以上±６０°以下の方向に配向された繊維を主体とする」、「±４５°方向に配向された繊維を主体とする」とは、一般に用いられる複合材（すなわち他領域）よりも±３０°以上±６０°以下の方向、または±４５°方向の繊維の配合率が高いことを意味する。例えば、航空機の主翼に用いられる通常の複合材は、±４５°方向の繊維の配合率が６０％程度（（０°，＋４５°，－４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％））とされるが、これよりも大きい配合率、例えば７０％以上、好ましくは８０％以上を意味する。
　また、周縁領域の０°方向の剛性を更に低下させるために、０°方向の繊維を、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向の繊維よりも剛性が小さい材料とすることが好ましい。例えば、±３０°以上±６０°以下の方向、好ましくは±４５°方向に炭素繊維を用いた場合には、０°方向にガラス繊維やアラミド繊維を用いる。
　上記第１の態様において、前記孔は、航空機の翼の下面外板に形成されたアクセスホールとされ得る。
　下面外板は、航空機の主翼に加わる荷重を負担するトルクボックスの下面部分を構成する。したがって、この下面外板には、飛行時に、主翼長手方向に引張り荷重が加わる。アクセスホールの周縁の所定領域を上記の周縁領域とし、この周縁領域を取り囲む領域を上記の他領域としたので、引張り荷重は主として他領域が負担し、周縁領域には比較的小さな引張り荷重しか加わらない。したがって、アクセスホールの周縁領域の補強を少なくでき、軽量化された主翼を提供することができる。
　上記第１の態様において、前記孔は、航空機の胴体の外板に形成された窓用孔とされ得る。
　航空機の胴体には、長手方向に引張り荷重および圧縮荷重（すなわち曲げ荷重）が加わる。窓用孔の周縁の所定領域を上記の周縁領域とし、この周縁領域を取り囲む領域を上記の他領域としたので、引張り荷重および圧縮荷重は主として他領域が負担し、周縁領域には比較的小さな引張り荷重および圧縮荷重しか加わらない。したがって、窓用孔の周縁領域の補強を少なくでき、軽量化された航空機用胴体を提供することができる。
　また、本発明の第２の態様は、一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされ、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体の設計方法において、前記孔の周縁領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性を、該周縁領域を取り囲む他領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さくし、前記周縁領域および前記他領域の各領域における許容ひずみと、ひずみ集中率とから強度比を算出し、該強度比に基づき前記一方向に対して直交する方向における前記周縁領域の幅を画定する複合材構造体の設計方法を提供する。
　また、本発明の第３の態様は、一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされ、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体の製造方法において、前記孔の周縁領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性を、該周縁領域を取り囲む他領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さくし、前記周縁領域および前記他領域の各領域における許容ひずみと、ひずみ集中率とから強度比を算出し、該強度比に基づき前記一方向に対して直交する方向における前記周縁領域の幅を、前記孔の径の１．１倍以下に画定する複合材構造体の製造方法を提供する。
　孔の周縁領域の一方向における引張り剛性（および／または圧縮剛性）が、孔の周縁領域を取り囲む他領域の一方向における引張り剛性（および／または圧縮剛性）よりも小さいので、引張り荷重（および／または圧縮荷重）は他領域が主として負担することになる。したがって、孔の周縁領域に加わる引張り荷重（および／または圧縮荷重）が相対的に小さくなるので、孔の周縁領域に加わるひずみ集中率が緩和される。これにより、孔の周縁領域を他領域と同等の引張り剛性（および／または圧縮剛性）にした場合に比べて、孔の周縁領域の補強を少なくすることができる。
　周縁領域の幅を強度比に基づいて画定することで、周縁領域に加わるひずみ集中率の緩和と複合材の強度をバランスよく兼ね備えた複合材構造体を製造することができる。
　上記第３の態様において、前記周縁領域を、前記一方向を０°とした場合に、±３０°以上±６０°以下の方向に配向された繊維を主体とする複合材とすることができる。
　上記第３の態様において、前記周縁領域を、前記一方向を０°とした場合に、±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とすることができる。
　本発明の複合材構造体、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によれば、周縁領域の引張り剛性および／または圧縮剛性を他領域の引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さくして孔の周縁領域に加わるひずみ集中率を小さくし、且つ、周縁領域の幅を孔径の１．１倍以下としたので、孔の周縁領域の補強構造を簡素化して軽量化することができる。
本発明の複合材構造体の一実施形態にかかる航空機の主翼の下面外板を示した平面図である。 本発明の複合材構造体の一実施形態にかかる航空機の主翼の下面外板を示し、図１ＡのＡ－Ａにおける縦断面図である。 ボックス構造とされた主翼の一部を構成する下面外板およびストリンガを示した斜視図である。 図２のＡ－Ａにおける横断面図である。 繊維シートの積層方法を示した分解斜視図である。 積層シートの積層方法を示した断面図である。 本発明の複合材構造体の他の適用例を示し、航空機の胴体部分を示した側面図である。 実施例１における孔に対するＺｏｎｅ　Ａの配置及びＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを示す図である。 実施例１における孔に対するＺｏｎｅ　Ａの配置及びＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを示す図である。 ４５°層の比率と許容応力との関係を示すグラフである。 実施例１におけるＺｏｎｅ　Ａの幅と、ひずみ集中率及び強度比との関係を示すグラフである。 実施例２における孔に対するＺｏｎｅ　Ａの配置及びＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを示す図である。 実施例２における孔に対するＺｏｎｅ　Ａの配置及びＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを示す図である。 実施例２におけるＺｏｎｅ　Ａの幅と、ひずみ集中率及び強度比との関係を示すグラフである。
　以下、本発明の一実施形態について、図１乃至図３を用いて説明する。
　図１Ａには、航空機の主翼１の下面外板３が示されている。下面外板３は、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ：Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）製の複合材構造体で形成されている。同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼１の外形線を示している。
　下面外板３は、図２及び図３に示すように、下面外板３の幅方向両端から立設する側面外板となるフロントスパー２０及びリアスパー２２と、これらフロントスパー２０及びリアスパー２２の上端同士を接続する上面外板２４と共に箱形のトルクボックスを形成しており、主翼１の荷重を負担する。
　主翼１の長手方向には、複数のストリンガ２６が設けられている。ストリンガ２６は、下面外板３等と同様にＦＲＰ製の複合材とされている。各ストリンガ２６は、下面外板３及び上面外板２４の内表面に対して固定されており、主翼１の長手方向の荷重を主として負担する。
　また、ボックス構造とされた主翼１の内部には、その内部空間を長手方向において複数に分割するようにリブ２８が設けられている。リブ２８は、主翼１の幅方向（長手方向に直交する方向）にわたって延在した板状とされており、長手方向に所定間隔を有して複数配置されている。図３に示すように、各リブ２８の前後の端部は、それぞれ、フロントスパー２０及びリアスパー２２に対してボルト・ナット等の所定のファスナ３０によって固定されている。
　図１Ａに示すように、下面外板３には、主翼１内に設けられた燃料タンクの点検時や組立時等に用いるためのアクセスホール（孔）５が、主翼１の延在方向に沿って所定間隔ごとに複数形成されている。
　下面外板３は、各アクセスホール５の周囲に位置する周縁領域３ａと、この周縁領域３ａを取り囲む他領域３ｂとから成り、一体の複合材料で形成されている。なお、図１Ａでは、周縁領域３ａを２本の交差する矢印で示しているが、これは、後述するように、±４５°を主体とする配合比率の強化複合繊維であることを示している。
　周縁領域３ａは、各アクセスホール５の中心を通る主翼１の延在方向に沿った線を軸とし、該軸の両側に所定幅にわたって設けられている。ここで、「幅」とは、主翼１の延在方向に直交する方向の周縁領域の距離とされる。周縁領域３ａの幅ｄは、アクセスホール５の延在方向に直交する方向の径の１．１倍以下とされる。
　周縁領域３ａの幅ｄは、強度比に基づいて画定する。「強度比」は、周縁領域および他領域の各領域における許容応力及び弾性率から算出した許容ひずみと、ひずみ集中率とから算出する。許容応力及び弾性率は、複合材を構成する繊維シートの積層構成に占める０°層と±３０°層～±６０°層（例えば±４５°層）との割合から求めることができる。
　他領域３ｂは、周縁領域３ａの周囲に位置するとともに、周縁領域３ａ以外の略全領域を存在範囲とする。
　下面外板３を構成する周縁領域３ａ及び他領域３ｂは、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：Ｃａｒｂｏｎ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）が主体とされた複合材となっている。複合材の積層数は、負担する強度によって決定され、例えば数十程度とされる。
　他領域３ｂの炭素繊維の配向の比率は、航空機の構造体として用いられる通常程度とされており、例えば、主翼１の延在方向（長手方向）を０°とした場合、（０°，＋４５°，－４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％）となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。
　周縁領域３ａの炭素繊維の配向の比率は、他領域３ｂとは異なり、主翼１の延在方向を０°とした場合、±４５°を主体としたものとなっている。つまり、他領域３ｂよりも±４５°の配向比率を大きくしており、例えば±４５°の配向比率を７０％以上となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。さらに、０°方向の引張り剛性を低下させるために、０°方向の繊維を炭素繊維からガラス繊維（Ｇｌａｓｓ　ｆｉｂｅｒ）やアラミド繊維（Ａｒａｍｉｄ　ｆｉｂｅｒ）等に変更しても良い。
　図４には、上述のような配合比率を実現する下面外板３について、繊維シートの積層構造の一例が示されている。
　例えば、図４に示すように、同図において最上方に位置する第１層４１には、周縁領域３ａ及び他領域３ｂにわたって延在する＋４５°繊維シートを配置する。この第１層４１の下方の第２層４２には、周縁領域３ａに－４５°繊維シート（周縁領域繊維シート）を配置し、この周縁領域３ａを挟む両側の他領域３ｂに０°繊維シート（他領域繊維シート）を配置する。この第２層４２の下方の第３層４３には、周縁領域３ａ及び他領域３ｂにわたって９０°繊維シートを配置する。この第３層４３の下方の第４層４４には、第２層４２と同様に、周縁領域３ａに－４５°繊維シートを配置し、この周縁領域３ａを挟む両側の他領域３ｂに０°繊維シートを配置する。この第４層４４の下方の第５層４５には、第１層４１と同様に、周縁領域３ａ及び他領域３ｂにわたって延在する＋４５°繊維シートを配置する。
　以上のような第１層４１～第５層４５を繰り返し、あるいはこれらの層の任意の組み合わせを適宜行う（図５参照）ことによって、他領域３ｂに比べて、周縁領域３ａを±４５°の配向比率を主体とすることができる。
　図５には、破線丸印でスプライス位置が示されている。スプライス位置は、周縁領域繊維シートと他領域繊維シートとの分割位置を示す。同図では、スプライス位置が積層方向に見て繊維シートの延在方向にずれた位置に分散されて配置されている。これは、スプライ位置が積層方向に一致した状態で配置されると、繊維シートの分割位置が積層方向に重なることになり、その位置での材料強度が低下することを避けるためである。
　次に、上記構成の主翼１を用いた際の作用効果について説明する。
　飛行時、主翼１には、その先端が上向きに変位するように荷重が加わる。したがって、主翼１の下面外板３には、その延在方向（０°方向）に引張り荷重が加わる。０°方向の引張り荷重は、周縁領域３ａではなく、下面外板３の他領域３ｂが主として負担する。なぜなら、周縁領域３ａは、他領域３ｂに比べて±４５°配向の繊維が主体とされており０°方向の引張り荷重に対して剛性が低い領域とされているからである。したがって、周縁領域３ａには、他領域３ｂに比べて小さな引張り荷重しか加わらないので、周縁領域３ａの必要強度が下がる。つまり、増厚のための強化用積層体を孔周りに設ける必要がない。理解を容易にするために、図１Ｂには、強化用積層体１０４が併せて示されている。このように、強化用積層体１０４が不要となるので、この分だけ軽量化することができる。
　また、周縁領域３ａは、±４５°を主体としているので、剪断方向の剛性すなわち捩り剛性については強化されている。したがって、周縁領域３ａは、軸力（引張り荷重）を負担せず、捩り荷重を負担するようになっている。また、周縁領域３ａの幅は、アクセスホール５の径以下とされているので、アクセスホール５の破断しやすい箇所の許容ひずみは他領域３Ｂと同等となる。
　さらに、周縁領域３ａ及び他領域３ｂは、一体の複合材とされているので、剥離が生じない。
　なお、本実施形態は主翼１の下面外板３への適用について説明したが、本発明はこれに限定されず、孔を有する複合材構造体であれば広く適用することができる。
　例えば、下面外板３とともにトルクボックスを構成する上面外板に、下面外板３と同様の構成を適用しても良い。この場合、上面外板には圧縮荷重が加わることになるが、周縁領域３ａの圧縮剛性を他領域３ｂよりも小さくし、且つ、周縁領域３ａの幅を孔径以下としておくことにより、周縁領域３ａに加わるひずみ集中率を緩和するとともに、破断しやすい箇所の強度を確保することができる。
　また、本実施形態は、尾翼などにも適用することができる。
　また、図６に示すように、窓用孔１１が形成された航空機胴体１０に適用することもできる。この場合、上記実施形態の周縁領域３ａと同様の材料を窓用孔１１の周縁領域１２に適用し、他領域１３に上記実施形態の他領域３ｂと同様の材料を適用する。胴体１０には、曲げ荷重（すなわち引張り荷重および圧縮荷重）が加わることになるが、周縁領域１２の引張り強度および圧縮剛性を他領域よりも小さくし、且つ、周縁領域３ａの幅ｄを孔径以下としておくことにより、窓用孔１１の周縁領域に加わるひずみ集中率を緩和するとともに、破断しやすい箇所の強度を確保することができる。
　さらには、本発明の複合材構造体は、航空機に限定されず、例えば船舶や車両等にも適用することができる。
　また、上記実施形態では、主として炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）を主として用いることとしたが、本発明はこれに限定されず、例えばガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ：Ｇｌａｓｓ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃ）やアラミド繊維強化プラスチック（ＡＦＲＰ：Ａｒａｍｉｄ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃ）を用いても良い。
　次に、周縁領域の幅ｄの画定方法を例示する。
≪実施例１≫
　以下の構成の複合材構造体について、最適な周縁領域の幅ｄを画定した。
　複合材構造体は、孔が形成されたＣＦＲＰ（厚さｔ：６．１ｍｍ、幅ｗ：４００ｍｍ）とし、周縁領域（Ｚｏｎｅ　Ａ）及び他領域（Ｚｏｎｅ　Ｂ）を有する。
　周縁領域（Ｚｏｎｅ　Ａ）は、０°層が全体の１２．５％、４５°層が全体の７５％を占める積層構成であり、０°方向の弾性率は３５ＧＰａ（５０７６ｋｓｉ）とした。
　他領域（Ｚｏｎｅ　Ｂ）は、０°層が全体の３７．５％、４５°層が全体の５０％を占める積層構成であり、０°方向の弾性率は６３ＧＰａ（９１３７ｋｓｉ）とした。
　複合材構造体に形成された孔は、長径ｂ及び短径ａを有する楕円形状とした。長径ｂは複合材の延在方向（０°方向）、短径ａは複合材の延在方向に直交する方向（９０°方向）を向く。
　図７及び図８に、孔に対するＺｏｎｅ　Ａの配置及びＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを示す。Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄ（短径ａに対する比率）は、０ｍｍ、１６．２５ｍｍ（０．２７倍）、３２．５０ｍｍ（０．５４倍）、４８．７５ｍｍ（０．８１倍）、６０．００ｍｍ（１．００倍）、６５．００ｍｍ（１．０８倍）、７０．００ｍｍ（１．１７倍）、８０．００ｍｍ（１．３３倍）、９０．００ｍｍ（１．５０倍）、１００ｍｍ（１．７６倍）とした。
（許容ひずみ、許容ひずみ比）
　Ｚｏｎｅ　Ａ及びＺｏｎｅ　Ｂの許容ひずみを、許容応力及び弾性率から算出した。許容応力は、ＪＩＳ　Ｋ　７１６５に準拠した引張特性試験により導くことができる。また、ＪＩＳ　Ｋ　７１６５に基づいて０°方向の弾性率を取得し、古典積層理論を用いて積層板の弾性率を設定した。
　図９は、４５°層の比率と許容応力との関係を示すグラフである。同図において、横軸が４５°層の比率、縦軸が許容応力、斜め軸が０°層の比率である。なお、１ｐｓｉは０．００６８９５ＭＰａとした。
　図９によれば、Ｚｏｎｅ　Ａにおいて、許容応力は約４３ｋｓｉ、許容ひずみ（＝許容応力／弾性率）は８４７１ｍｉｃｒｏ　ｍ／ｍとなった。また、Ｚｏｎｅ　Ｂにおいて、許容応力は約８０ｋｓｉ、許容ひずみ（＝許容応力／弾性率）は８７５６ｍｉｃｒｏ　ｍ／ｍとなった。
　上記結果に基づき、Ｚｏｎｅ　Ｂの許容ひずみを基準として許容ひずみ比を算出した。「許容ひずみ比」は、孔の短径ａが孔の周と交わる部分に接する付近の孔周りの領域における許容ひずみを示す指標である。許容ひずみ比は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄが短径ａ以下である場合に１．０、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄが短径ａより大きい場合に０．９７となった。
（ひずみ集中率、ひずみ集中比）
　０°方向に引張を与えた場合の各Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄにおけるひずみ集中率をＦＥＭ（Ｆｉｎｉｔｅ　Ｅｌｅｍｅｎｔ　Ｍｅｔｈｏｄ）解析により算出した。
　Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄを変化させた時（幅ｄ：０ｍｍ、１６．２５ｍｍ、３２．５０ｍｍ、４８．７５ｍｍ、６０．００ｍｍ、６５．００ｍｍ、７０．００ｍｍ、８０．００ｍｍ、９０．００ｍｍ、１００ｍｍ）のひずみ集中率は、それぞれ２．２、２．２、２．１、２．０、１．８、１．７、１．８、１．８、１．９、１．９であった。
　上記結果に基づき、ひずみ集中比を算出した。ひずみ集中比は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅が０ｍｍ、すなわちＺｏｎｅ　Ａを設けなかった場合のひずみ集中率を基準とした値である。ひずみ集中比は、それぞれ１．０、１．０、０．９、０．９、０．８、０．８、０．８、０．８、０．９、０．９であった。
（強度比）
　許容ひずみ比及びひずみ集中比から、強度比（＝許容ひずみ比／ひずみ集中比）を算出した。図１０は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅と、ひずみ集中率及び強度比との関係を示すグラフである。同図において、横軸が孔の短径ａに対する周縁領域Ａの幅ｄの割合、左縦軸がひずみ集中率、右縦軸が強度比である。
　図１０によれば、ひずみ集中率は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔の短径ａの１．０８倍としたときに、最も低くなった。これにより、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄは、孔の短径ａの０．５４倍以上とすることで、孔周りのひずみ集中率を緩和する効果が得られることが確認された。
　強度比は、Ｚｏｎｅ　Ａを設けたものがＺｏｎｅ　Ａを設けなかったものよりも高くなり、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔の短径ａの０．５４倍以上とした場合に、その効果は顕著となり、１．０８倍で最も高くなった。上記検討において、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄを孔の短径ａの１．０倍以下としたときに強度比が高くなったのは、孔の短径ａが孔の周と交わる部分に接する領域（破断しやすい箇所）が他領域となり、破断しやすい箇所の許容ひずみ比が高くなったことによるものである。
　低剛性であるＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを広くすると、複合材構造体全体の剛性が低下する。よって、ひずみ集中率低下の効果を最大限に得て、且つ、複合材構造体の機能を低下させないためには、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄは極力狭い方が好ましい。また、従来の複合材構造体では、Ｚｏｎｅ　Ａ（低剛性領域）が設けられていなかったため、実績的にはＺｏｎｅ　Ａの領域を広げすぎない方が好ましい。しかしながら、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄを孔の短径ａよりも大きくすると、製造時に用いるＺｏｎｅ　Ａの繊維シートを1枚構成とすることができるという利点がある。
　以上より、最大の効果を得るためには、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄは、孔の短径ａの１．１倍以下とすることが好ましいと言える。図１０によれば、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔の短径ａの０．８１倍以上１．０倍以下とすると、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔の短径ａよりも広くした場合と比較して、同等もしくはそれ以上の実体強度を得ることができる。
≪実施例２≫
　以下の構成の複合材構造体について、最適な周縁領域の幅ｄを画定した。
　複合材構造体は、孔が形成されたＣＦＲＰ（厚さｔ：６．１ｍｍ、幅ｗ：４００ｍｍ）とし、周縁領域（Ｚｏｎｅ　Ａ）及び他領域（Ｚｏｎｅ　Ｂ）を有する。
　周縁領域（Ｚｏｎｅ　Ａ）は、０°層が全体の１２．５％、４５°層が全体の７５％を占める積層構成であり、０°方向の弾性率は３５ＧＰａとした。
　他領域（Ｚｏｎｅ　Ｂ）は、０°層が全体の３７．５％、４５°層が全体の５０％を占める積層構成であり、０°方向の弾性率は６３ＧＰａとした。
　複合材構造体に形成された孔は、孔径ａを有する円形状とした。
　図１１及び図１２に、孔に対するＺｏｎｅ　Ａの配置及びＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを示す。Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄ（孔径ａに対する比率）は、０ｍｍ、１６．２５ｍｍ（０．２７倍）、３２．５０ｍｍ（０．５４倍）、４８．７５ｍｍ（０．８１倍）、６０．００ｍｍ（１．００倍）、６５．００ｍｍ（１．０８倍）、７０．００ｍｍ（１．１７倍）、８０．００ｍｍ（１．３３倍）、９０．００ｍｍ（１．５０倍）、１００ｍｍ（１．７６倍）とした。
（許容ひずみ、許容ひずみ比）
　Ｚｏｎｅ　Ａ及びＺｏｎｅ　Ｂの許容ひずみ及び許容ひずみ比は、実施例１の結果を参照した。
（ひずみ集中率、ひずみ集中比）
　０°方向に引張を与えた場合の各Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄにおけるひずみ集中率をＦＥＭ（Ｆｉｎｉｔｅ　Ｅｌｅｍｅｎｔ　Ｍｅｔｈｏｄ）解析により算出した。
　Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄを変化させた時（幅ｄ：０ｍｍ、１６．２５ｍｍ、３２．５０ｍｍ、４８．７５ｍｍ、６０．００ｍｍ、６５．００ｍｍ、７０．００ｍｍ、８０．００ｍｍ、９０．００ｍｍ、１００ｍｍ）のひずみ集中率は、それぞれ３．１、３．０、２．８、２．６、２．４、２．３、２．４、２．５、２．５、２．５であった。
　上記結果に基づき、ひずみ集中比を算出した。ひずみ集中比は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅が０ｍｍ、すなわちＺｏｎｅ　Ａを設けなかった場合のひずみ集中率を基準とした値である。ひずみ集中比は、それぞれ１．０、１．０、０．９、０．８、０．８、０．７、０．８、０．８、０．８、０．８であった。
（強度比）
　許容ひずみ比及びひずみ集中比から、強度比（＝許容ひずみ比／ひずみ集中比）を算出した。図１３は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅と、ひずみ集中率及び強度比との関係を示すグラフである。同図において、横軸が孔径ａに対する周縁領域Ａの幅の割合、縦軸がひずみ集中率及び強度比である。
　図１３によれば、ひずみ集中率は、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔径ａの１．０８倍としたときに、最も低くなった。これにより、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄは、孔径ａの０．５４倍以上とすることで、孔周りのひずみ集中率を緩和する効果が得られることが確認された。
　強度比は、Ｚｏｎｅ　Ａを設けたものがＺｏｎｅ　Ａを設けなかったものよりも高くなり、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔径ａの０．５４倍以上とした場合に、その効果は顕著となり、１．０８倍で最も高くなった。上記検討において、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄを孔径ａの１．０倍以下としたときに強度比が高くなったのは、孔径ａが孔の周と交わる部分に接する領域（破断しやすい箇所）が他領域となり、破断しやすい箇所の許容ひずみ比が高くなったことによるものである。
　低剛性であるＺｏｎｅ　Ａの幅ｄを広くすると、複合材構造体全体の剛性が低下する。よって、ひずみ集中率低下の効果を最大限に得て、且つ、複合材構造体の機能を低下させないためには、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄは極力狭い方が好ましい。また、従来の複合材構造体では、Ｚｏｎｅ　Ａ（低剛性領域）が設けられていなかったため、実績的にはＺｏｎｅ　Ａの領域を広げすぎない方が好ましい。しかしながら、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄを孔径ａよりも大きくすると、製造時に用いるＺｏｎｅ　Ａの繊維シートを1枚構成とすることができるという利点がある。
　以上より、最大の効果を得るためには、Ｚｏｎｅ　Ａの幅ｄは、孔径ａの１．１倍以下とすることが好ましいと言える。図１０によれば、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔径ａの０．８１倍以上１．０倍以下とすると、Ｚｏｎｅ　Ａの幅を孔径ａよりも広くした場合と比較して、同等もしくはそれ以上の実体強度を得ることができる。
１　主翼
３　下面外板（複合材構造体）
３ａ　周縁領域
３ｂ　他領域
５　アクセスホール（孔）

Claims (11)

  1. 　一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされ、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体において、
    　前記孔の周縁領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性が、該周縁領域を取り囲む他領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さく、
    　前記一方向に対して直交する方向の前記周縁領域が、前記一方向に対して直交する方向における前記孔の径の１．１倍以下の幅に画定される複合材構造体。
  2. 　前記周縁領域は、前記一方向を０°とした場合に、±３０°以上±６０°以下の方向に配向された繊維を主体とする複合材とされている請求項１に記載の複合材構造体。
  3. 　前記周縁領域は、前記一方向を０°とした場合に、±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とされている請求項１に記載の複合材構造体。
  4. 　前記孔は、航空機の翼の下面外板に形成されたアクセスホールとされている請求項１から請求項３のいずれかに記載の複合材構造体。
  5. 　前記孔は、航空機の胴体の外板に形成された窓用孔とされている請求項１から請求項３のいずれかに記載の複合材構造体。
  6. 　請求項４に記載の複合材構造体を備えている航空機翼。
  7. 　請求項５に記載の複合材構造体を備えている航空機胴体。
  8. 　一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされ、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体の設計方法において、
    　前記孔の周縁領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性を、該周縁領域を取り囲む他領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さくし、
    　前記周縁領域および前記他領域の各領域における許容ひずみと、ひずみ集中率とから強度比を算出し、該強度比に基づき前記一方向に対して直交する方向における前記周縁領域の幅を画定する複合材構造体の設計方法。
  9. 　一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされ、前記一方向に引張り荷重および／または圧縮荷重が負荷される複合材構造体の製造方法において、
    　前記孔の周縁領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性を、該周縁領域を取り囲む他領域の前記一方向における引張り剛性および／または圧縮剛性よりも小さくし、
    　前記周縁領域および前記他領域の各領域における許容ひずみと、ひずみ集中率とから強度比を算出し、該強度比に基づき前記一方向に対して直交する方向における前記周縁領域の幅を、前記孔の径の１．１倍以下に画定する複合材構造体の製造方法。
  10. 　前記周縁領域を、前記一方向を０°とした場合に、±３０°以上±６０°以下の方向に配向された繊維を主体とする複合材とする請求項９に記載の複合材構造体の製造方法。
  11. 　前記周縁領域を、前記一方向を０°とした場合に、±４５°方向に配向された繊維を主体とする複合材とする請求項９に記載の複合材構造体の製造方法。
PCT/JP2013/053571 2012-02-29 2013-02-14 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 Ceased WO2013129122A1 (ja)

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