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

摘要

本发明提供一种复合材料构造体，可在加强了孔的周缘部的应力集中的基础上，实现轻量化。主翼（1）设定为箱构造，其下面外板（3）具备：设定为在一方向延伸并且形成有检修孔（5）的金属制的中央部（3b）、在一方向延伸并且与中央部（3b）的两侧部连接的纤维强化塑料制的前方部（3a）及后方部（3c）。作为适于中央部（3b）使用的金属是钛合金及铝合金。

说明书

技术领域

本发明涉及具有孔的复合材料构造体、具备该复合材料构造体的航空器 主翼及航空器机身。

背景技术

例如，在航空器、船舶、车辆等领域，作为设定为高强度且轻量化的构 造体广泛使用纤维强化塑料（FRP：Fiber Reinforced Plastics）制的复合材料。 对于这种复合材料，为了检查及装配时的检修用，有时形成有孔。在形成有 孔的情况下，由于在孔的周缘部产生应力集中，因此，需要强化孔的周缘部 的强度。

在下述的专利文献1中公开了一种发明，即，为了强化航空器的外板的 检修孔的周缘部，附加强化层来增厚，以提高强度。该专利文献1所记载的 强化层是通过用销及接缝相对基体材料进行固定，防止承受负荷时的剥离。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：（日本）特表2003－513821号公报

发明内容

发明要解决的问题

但是，上述专利文献1所记载的发明在附加强化层时增加了实施销及接 缝的工序，因此在生产性方面存在问题。

作为不使用这种销及接缝的方法，公知的有图6所示的构造的航空器的 主翼100的下面外板103。如图6A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用于检查设于主翼100内的燃料箱，或在 装配时使用。另外，同图所示的虚线表示含有襟翼和前缘缝翼等的主翼100 的外形线。

如图6B所示，为了检修孔102的周缘部的强度强化，强化用层叠体104 相对于基体材料层叠体106层叠（垫起来）。强化用如104在图6B那样剖面 看的情况下，形成为厚度随着从检修孔102离开而减少的锥形形状。为了增 强检修孔102，利用位于检修孔102的周缘部并且设定为一定厚度的一定厚度 部分104a就足矣，但假设只形成一定厚度部分104a时，承受负荷的情况下， 在与基体材料106的界面就会产生剥离。为了防止该剥离，不仅设置一定厚 度部分104a，而且还将该厚度部分延长而形成锥形部分104b，逐渐地增厚。 另外，在图6B中，为了容易理解，将锥形部分104b作为阴影显示，但锥形 部分104b和一定厚度部分104a连续，由同一层叠薄板构成。

但是，如图6的构造虽然不需要实施所述专利文献1的销即接缝的工序， 但是从加强检修孔102的观点考虑，本来不需要锥形部分104b，而该部分成 为重量增加的原因。

本发明是鉴于以上的事情而开发的，其目的在于，提供在加强孔的周边 部的应力集中的基础上，可实现轻量化的复合材料构造体、具备该复合材料 构造体的航空器主翼及航空器机身。

解决问题的技术方案

为解决上述课题，本发明的复合材料构造体、具备该构造体的航空器主 翼及航空器机身采用以下装置。

即，本发明第一方面的复合材料构造体，具备：带孔构造部件，其设定 为在一方向延伸并且形成有孔的金属制；邻接构造部件，其设定为在所述一 方向延伸并且与所述带孔构造部件的侧部连接的纤维强化塑料制的复合材 料。

在形成于带孔构造部件的孔的周围产生应力集中，所以需要将孔的周缘 部比其它部位增加板厚而进行加强。在所述第一方面中，将带孔构造部件设 定为金属制，因此，不需要像设定为纤维强化塑料制的复合材料时那样在孔 周缘部设置用于防止剥离的锥形部。因此，能够省略用于形成锥形部的多余 壁厚，因此，能够实现轻量化的带孔构造部件。

另外，作为带孔构造部件使用的金属，例如，可以列举钛合金及铝合金。

另外，本发明第二方面的复合材料构造体，其航空器的主翼的下面外板 由向该主翼的长度方向延伸的多个部件构成，这些部件中，作为形成于所述 下面外板的所述孔具有检修孔的部件设定为带有所述孔的构造部件，其它的 部件设定为所述邻接构造部件。

下面外板构成负担施加于航空器的主翼的负荷的扭矩箱的下面部分。因 此，在该下面外板上，在飞行时施加向主翼长度方向拉伸的负荷。由于该拉 伸负荷在检修孔的周缘部产生应力集中，但在所述第二方面中，将形成有检 修孔的部件设定为上述的金属制的带孔构造部件。由此，检修孔周缘部的加 强不会伴随有复合材料的重量增加，因此，能够提供轻量化的主翼。

另外，本发明第三方面的复合材料构造体，其航空器的机身的外板由向 该机身的长度方向延伸的多个部件构成，在这些部件中，作为形成于所述外 板的所述孔具有窗用孔的部件设定为所述带孔构造部件，其它的部件设定为 所述邻接构造部件。

在航空器的机身上，向长度方向施加拉伸负荷、压缩负荷及剪切负荷（即 弯曲负荷）。由于该拉伸负荷、压缩负荷及剪切负荷而在窗用孔的周缘部产生 应力集中，但是，在所述第三方面中，将形成有窗用孔的部件设定为上述的 金属制的带孔构造部件。由此，窗用孔的周缘部的加强不会伴随有复合材料 的重量增加，因此，能够提供轻量化的航空器用机身。

发明效果

将带孔构造部件设定为金属制，因此，不需要像设定为纤维强化塑料制 的复合材料时那样在孔周缘部设置用于防止剥离的锥形部。能够省略用于形 成锥形部的多余壁厚，因此，能够实现轻量化的带孔构造部件。

附图说明

图1A是表示本发明的复合材料构造体的一实施方式的航空器的主翼的 下面外板的俯视图；

图1B是表示本发明的复合材料构造体的一实施方式的航空器的主翼的 下面外板的纵剖面图；

图2是表示构成设定为箱构造的主翼的一部分的下面外板及纵梁的立体 图；

图3是图2的A－A的横剖面图；

图4A表示纵梁和下面外板的固定方法，是图2B－B的横剖面图；

图4B表示纵梁和下面外板的固定方法，是图2的B－B的横剖面图；

图4C表示纵梁和下面外板的固定方法，是图2的B－B的横剖面图；

图4D表示纵梁和下面外板的固定方法，是图2的B－B的横剖面图；

图4E表示纵梁和下面外板的固定方法，是图2的B－B的横剖面图；

图5表示本发明的复合材料构造体的其它的适用例，是表示航空器的机 身部分的侧面图；

图6A是表示现有航空器的主翼的下面外板的俯视图；

图6B是表示现有航空器的主翼的下面外板的纵剖面图。

具体实施方式

下面，使用图1～图3对本发明的一实施方式进行说明。

图1A表示航空器的主翼1的下面外板3。下面外板3由加强纤维塑料 （FRP：Fiber Reinforced Plastics）制的复合材料构造体、金属制构造体形成。 同图所示的虚线表示含有襟翼和前缘缝翼等的主翼1的外形线。

如图2及图3所示，下面外板3与从下面外板3的宽度方向两端立设的 成为侧面外板的前翼梁20及后翼梁22和连接这些前翼梁20及后翼梁22的 上端彼此的上面外板24一起形成箱形的扭矩箱，负担主翼1的负荷。

下面外板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3b、与中央部3b连接且位于主翼1的后缘侧的后方部 （邻接构造部件）3c这三部分构成。前方部3a、中央部3b及后方部3c经由 向主翼1的长度方向延伸的分割面4，分别通过紧固件或通过粘接而结合。关 于该结合方法的具体例，将在后文中进行描述，但只要适当选择紧固件结合 或粘接结合即可，紧固件结合具有装备容易的优点，粘接结合具有可轻量化 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26设定 为FRP（纤维强化塑料）制的复合材料。各纵梁26相对于下面外板3及上面 外板24的内表面被固定，主要负担主翼1的长度方向的负荷。

另外，在设为箱构造的主翼1的内部，设有将其内部空间在长度方向分 割为多个的肋28。肋28制成遍及主翼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多个。如图3所示，各肋28的 前后的端部分别相对于前翼梁20及后翼梁22由螺栓、螺母等规定的紧固件 30进行固定。

下面外板3的前方部3a成为以碳素纤维强化塑料（CFRP：Carbon Fiber  Reinforced Plastics）为主体的复合材料。碳素纤维的定向比率设定为作为航空 器的构造体使用的通常程度，例如，在设主翼1的延伸方向（长度方向）为0° 时，以（0°，＋45°，－45°，90°）=（30％，30％，30％，10％）的方式，层 叠具有各纤维方向的多个板而构成。前方部3a使用的复合材料的层叠数根据 负担的强度来决定。

下面外板3的后方部3c与前方部3a同样，成为以碳素纤维强化塑料 （CFRP）为主体的复合材料。碳素纤维的定向比率与前方部3a同样，设定 为作为航空器的构造体使用的通常程度，例如，在设主翼1的延伸方向（长 度方向）为0°时，以（0°，＋45°，－45°，90°）=（30％，30％，30％，10 ％）的方式，层叠具有各纤维方向的多个薄板而构成。后方部3c使用的复合 材料的层叠数根据负担的强度来决定。

下面外板3的中央部3b设定为钛合金及铝合金等金属制。在中央部3b， 用于设于主翼1内的燃料箱检查时及组装时等使用的检修孔（孔）5，沿主翼 1的延伸方向每隔规定的间隔形成有多个。这样，中央部3b成为带孔构造部 件。另外，在上述的前方部3a及后方部3c未形成检修孔5。

中央部3b如图1B所示，与前方部3a及后方部3c邻接的一定厚度区域 3b－1设定为与前方部3a及后方部3c大致相同的厚度，该一定厚度区域3b －1以包围设于检修孔5的周缘部的周缘区域3b－2的方式设置。周缘区域 3b－2比一定厚度区域3b－1的厚度增加。该增加厚度的周缘区域3b－2成为 对在检修孔5的周缘部产生的应力集中的加强。另外，周缘区域3b－2和邻 接区域3b－1由倒角R处理部3b－3连接。即，中央部3b设定为金属制，因 此，可以不像使用了增强纤维塑料时（参照图6B）那样设置锥形部分104B， 而是由倒角R处理部3b－3连接周缘区域3b－2和邻接区域3b－1。因此， 与图1B相比较，如锥形部分104B所示，与设置锥形部分104B的情况相比 能够省略多余壁厚，能够实现轻量化。

下面，使用图4A～图4E，对下面外板3的中央部3b与前方部3a及后方 部3c的结合方法进行说明。

如图4A所示，纵梁26和下面外板3（中央部3b，前方部3a及后方部 3c）的固定，是在用单点划线表示的位置，通过由螺栓·螺母等构成的紧固 件40来进行。

另外，如图4B所示，也可以采用经由纵梁26和前方部3a（或后方部3c） 之间的粘接部42进行粘接，利用紧固件40固定纵梁26和中央部3b的方法。 另外，也可以使用与图4B所示的方法相反的方法，即，利用紧固件40将纵 梁26和前方部3a（或后方部3c）固定，将纵梁26和中央部3b之间经由粘 接部42进行粘接。纵梁26和前方部3a（或后方部3c）的结合也可以设定为 仅上述粘接的结合，但在粘接强度或粘接强度的可靠性不充分的情况下，也 可以并用紧固件40。

另外，如图4C所示，也可以采用在纵梁26和前方部3a（或后方部3c） 间及纵梁26和中央部3b间经由粘接部42粘接后，通过紧固件40进行固定 的方法。

另外，如图4D所示，也可以采用不使用紧固件而仅通过粘接部42的粘 接进行固定的方法。

另外，作为粘接，除了在使纵梁26、前方部3a（或后方部3c）两者分别 固化后，使用粘接剂进行粘接的方法（固化后粘接法）之外，可以使用在固 化后的纵梁26和固化前的前方部3a（或后方部3c）或者固化前的纵梁26和 固化后的前方部3a（或后方部3c）之间插入粘接剂后，施加温度及/或压力使 之一体地固化的共结合（co-bond）法、在固化前的纵梁26和固化前的前方部 3a（或后方部3c）间插入粘接剂后，施加温度及/或压力使之一体地固化的共 固化（co-cure）法等。

另外，如图4E所示，也可以按照相对于板厚方向倾斜的方式设置分割面 4，经由粘接部42进行粘接。只要设置这样形成倾斜面的分割面4，中央部 3b和前方部3a（或后方部3c）重合接触的面积变大，因此能够更稳定地结合。

下面，对使用上述构成的主翼1时的作用效果进行说明。

飞行时，在主翼1上施加负荷以使其前端向上变位。因此，在主翼1的 下面外板3上施加向其延伸方向（0°方向）拉伸的负荷。0°方向的拉伸负荷使 形成于中央部3b的检修孔5的周缘部产生应力集中。在本实施方式中，将中 央部3b设定为金属制，因此，不需要像设定为纤维强化塑料制的复合材料时 那样在孔周缘部设置用于防止剥离的锥形部104B（参照图6B）。因此，能够 省略用于形成锥形部的多余壁厚，从而能够实现轻量化的中央部3b。

另外，本实施方式对向主翼1的下面外板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就能够广泛应用。

例如，与下面外板3一起构成扭矩箱的上面外板也可以使用和下面外板3 同样的构成。

另外，如图5所示，也可以将上述实施方式的金属制的中央部3b应用于 形成了设置有窗构件的窗用孔11的航空器机身10的中央部12，也可以将与 上述实施方式的前方部3a及后方部3c同样的材料应用于邻接的其它部件13。

另外，本发明的复合材料构造体不限于航空器，例如也可以应用于例如 船舶或汽车等。

另外，在上述实施方式中，主要以碳纤维强化塑料（CFRP）为主而使用， 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）及芳族聚酰胺纤维强化塑料（AFRP：Aramid Fiber  Reinforced Plastic）。

标记说明

1    主翼

3    下面外板（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    检修孔（孔）

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.一种复合材料构造体，其具备：

带孔构造部件，其设定为在一方向延伸并且形成有孔的金属制；

邻接构造部件，其设定为在所述一方向延伸并且与所述带孔构造部件的 侧部连接的纤维强化塑料制的复合材料，

所述带孔构造部件具有一定厚度区域和周缘区域，

所述周缘区域比所述一定厚度区域增厚，而增强所述孔的周缘部。

2.如权利要求1所述的复合材料构造体，其中，

航空器主翼的下面外板由向该主翼的长度方向延伸的多个部件构成，

在这些部件中，作为形成于所述下面外板的所述孔具有检修孔的部件设 定为所述带孔构造部件，其它的部件设定为所述邻接构造部件。

3.如权利要求1所述的复合材料构造体，其中，

航空器的机身的外板由向该机身的长度方向延伸的多个部件构成，

在这些部件中，作为形成于所述外板的所述孔具有窗用孔的部件设定为 所述带孔构造部件，其它的部件设定为所述邻接构造部件。

4.一种航空器主翼，其中，具备权利要求2所述的复合材料构造体。

5.一种航空器机身，其中，具备权利要求3所述的复合材料构造体。