專利名稱：復(fù)合材料構(gòu)造體、具備該構(gòu)造體的航空器主翼及航空器機(jī)身的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及具有孔的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備復(fù)合材料構(gòu)造體的航空器主翼及航空器機(jī)身。
背景技術(shù)：
在例如航空器、船舶、車輛等領(lǐng)域中，纖維強(qiáng)化塑料(FRP :Fiber Reinforced Plastics)制的復(fù)合材料被廣泛用作高強(qiáng)度且輕量化的構(gòu)造體。對(duì)于這樣的復(fù)合材料，為了檢修及為了組裝時(shí)的檢查用，有時(shí)形成孔。在形成孔的情況下，由于在孔的周邊部產(chǎn)生應(yīng)力集中，故而需要對(duì)孔的周邊部強(qiáng)化強(qiáng)度。在下述專利文獻(xiàn)1中公開有為了強(qiáng)化航空器外板的檢查孔的周邊部而附加強(qiáng)化層并增厚來提高強(qiáng)度的發(fā)明。該專利文獻(xiàn)1記載的強(qiáng)化層利用銷或點(diǎn)焊連接(Stitch)而相對(duì)于基材固定，由此防止受到載荷時(shí)的剝離。專利文獻(xiàn)1 (日本)特表2003-513821號(hào)公報(bào)但是，上述專利文獻(xiàn)1記載的發(fā)明增加了在附加強(qiáng)化層時(shí)實(shí)施銷或點(diǎn)焊連接的工序，因此在生產(chǎn)性方面存在問題。作為不使用這樣的銷或點(diǎn)焊連接的方法，公知有圖8所示構(gòu)造的航空器主翼100 的下表面外板103。如圖8(a)所示，在下表面外板103的寬度方向中央部形成有多個(gè)檢查孔102。檢查孔102用于檢修設(shè)于主翼100內(nèi)的燃料箱或在組裝時(shí)使用。另外，該圖所示的虛線表示包含襟翼及前緣縫翼(slat)等的主翼100的外形線。為了強(qiáng)化檢查孔102周邊部的強(qiáng)度，如圖8(b)所示，強(qiáng)化用層疊體104相對(duì)于基材層疊體106層疊(焊盤朝上)。如圖8(b)所示的截面觀察的情況下，強(qiáng)化用層疊體104成為隨著自檢查孔102離開、厚度減少的錐形形狀。為了加強(qiáng)檢查孔102，雖然利用位于檢查孔102的周邊部且形成一定厚度的定厚部分10 就足夠了，但如果只形成定厚部分10 ， 則在受到載荷的情況下在與基材106的界面產(chǎn)生剝離。為了防止該剝離，不只形成定厚部分10 ，還進(jìn)一步延長(zhǎng)而形成錐形部分104b，逐漸增厚。另外，在圖8(b)中，為了便于理解而用影線表示錐形部分104b，錐形部分104b和定厚部分10 連續(xù)，通過同一層疊片構(gòu)成。但是，圖8那樣的構(gòu)造雖然不需要上述專利文獻(xiàn)1那樣的實(shí)施銷或點(diǎn)焊連接的工序，但是從僅加強(qiáng)檢查孔102的觀點(diǎn)來看，錐形部分104b原本是不需要的，導(dǎo)致了重量增加。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是鑒于這樣的情況而設(shè)立的，其目的在于提供一種在考慮了孔周邊部的應(yīng)力集中的基礎(chǔ)上可輕量化的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備該復(fù)合材料構(gòu)造體的航空器主翼及航空器機(jī)身。為了解決上述課題，本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備該復(fù)合材料構(gòu)造體的航空器主翼及航空器機(jī)身采用以下的方式。本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體具備在一方向延伸并且形成有孔的、成為纖維強(qiáng)化塑料制的復(fù)合材料的帶孔構(gòu)造部件；在所述一方向延伸并且與所述帶孔構(gòu)造部件的側(cè)部連接的、成為纖維強(qiáng)化塑料制的復(fù)合材料的鄰接構(gòu)造部件，所述復(fù)合材料構(gòu)造體在所述一方向上被施加拉伸載荷及/或壓縮載荷，其特征在于，所述帶孔構(gòu)造部件的所述一方向的抗拉剛度及/或抗壓縮剛度比所述鄰接構(gòu)造部件的所述一方向的抗拉剛度及/或抗壓縮剛度小。由于帶孔構(gòu)造部件的一方向的抗拉剛度比鄰接構(gòu)造部件的一方向的抗拉剛度小， 故而拉伸載荷主要由鄰接構(gòu)造部件承擔(dān)。因此，對(duì)帶孔構(gòu)造部件施加的拉伸載荷相對(duì)地減小，故而對(duì)形成孔的周邊部施加的應(yīng)力集中被緩和。由此，與使帶孔構(gòu)造部件為與鄰接構(gòu)造部件相等的抗拉剛度的情況相比，可以減少對(duì)孔周邊部的加強(qiáng)。另外，在帶孔構(gòu)造部件的一方向的抗壓縮剛度比鄰接構(gòu)造部件的一方向的抗壓縮剛度小的情況下，壓縮載荷主要由鄰接構(gòu)造部件承擔(dān)。因此，對(duì)帶孔構(gòu)造部件施加的壓縮載荷相對(duì)地減小，故而對(duì)形成孔的周邊部施加的應(yīng)力集中被緩和。由此，與使帶孔構(gòu)造部件為與鄰接構(gòu)造部件相等的抗壓縮剛度的情況相比，可以減少對(duì)孔周邊部的加強(qiáng)。另外，在對(duì)復(fù)合材料構(gòu)造部件施加拉伸載荷及壓縮載荷的情況下(即施加彎曲載荷的情況)，只要使帶孔構(gòu)造部件的一方向的抗拉剛度及抗壓縮剛度為比鄰接構(gòu)造部件的一方向的抗拉剛度及抗壓縮剛度小，使拉伸載荷及壓縮載荷主要由鄰接構(gòu)造部件承擔(dān)即可。另外，根據(jù)本發(fā)明的復(fù)合構(gòu)造體，所述帶孔構(gòu)造部件為在將所述一方向設(shè)為0°的情況下、以在士30°以上且士60°以下的方向，優(yōu)選為士45°方向定向的纖維為主體的復(fù)合材料。由于成為以在士30°以上且士60°以下的方向、優(yōu)選士45°方向定向的纖維為主體的復(fù)合材料，故而0°方向(一方向)的抗拉剛度降低，能夠?qū)崿F(xiàn)允許拉伸方向(及/ 或壓縮方向)的伸展的復(fù)合材料。另外，由于纖維主要設(shè)置在士30°以上且士60°以下的方向、優(yōu)選士45°方向上，故而剪切方向(與一方向正交的方向、S卩士90°方向)的強(qiáng)度變大，可以提高抗扭曲剛度。另外，“以在士30°以上且士60°以下的方向、優(yōu)選士45°方向定向的纖維為主體”是指，與通常使用的復(fù)合材料(例如，鄰接構(gòu)造部件)相比，士30°以上且士60°以下的方向、優(yōu)選士45°方向的纖維配合率高。例如，用于航空器主翼的通常復(fù)合材料的士45° 方向的纖維配合率雖然為60%左右((0°，+45°，-45°，90° ) = (30 %, 30 %, 30 %, 10% ))，但比其大的配合率、例如70%以上為好，優(yōu)選80%以上。另外，為了使帶孔構(gòu)造部件的0°方向的剛性進(jìn)一步降低，優(yōu)選使0°方向的纖維為剛性比士30°以上且士60°以下的方向、優(yōu)選士45°方向的纖維小的材料。另外，在以士30°以上且士60°以下的方向、優(yōu)選士45°方向使用碳纖維的情況下，在0°方向使用玻璃纖維或芳族聚酰胺纖維。另外，根據(jù)本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體，航空器主翼的下表面外板由具有在該主翼的長(zhǎng)度方向上延伸的分割面的多個(gè)復(fù)合材料構(gòu)成，這些復(fù)合材料中、作為形成于所述下表面外板的所述孔具有檢查孔的復(fù)合材料為所述帶孔構(gòu)造部件，其他復(fù)合材料為所述鄰接構(gòu)造部件。下表面外板構(gòu)成承擔(dān)對(duì)航空器主翼施加的載荷的抗扭翼盒(torque box)的下表面部分。因此，在該下表面外板，在飛行時(shí)在主翼長(zhǎng)度方向上施加拉伸載荷。由于將形成有檢查孔的復(fù)合材料形成為所述帶孔構(gòu)造部件，將與該帶孔構(gòu)造部件連接的復(fù)合材料形成為所述鄰接構(gòu)造部件，故而，拉伸載荷主要被鄰接構(gòu)造部件承擔(dān)，對(duì)帶孔構(gòu)造部件僅施加較小的拉伸載荷。因此，可以減少對(duì)檢查孔的周邊部的加強(qiáng)，可以提供輕量化的主翼。另外，根據(jù)本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體，航空器機(jī)身的外板由具有在該機(jī)身的長(zhǎng)度方向上延伸的分割面的多個(gè)復(fù)合材料構(gòu)成，這些復(fù)合材料中、作為形成于所述外板的所述孔具有窗用孔的復(fù)合材料為所述帶孔構(gòu)造部件，其他復(fù)合材料為所述鄰接構(gòu)造部件。對(duì)航空器機(jī)身在長(zhǎng)度方向施加拉伸載荷及壓縮載荷(即彎曲載荷)。由于將形成有窗用孔的復(fù)合材料形成為所述帶孔構(gòu)造部件，將與該帶孔構(gòu)造部件連接的復(fù)合材料形成為所述鄰接構(gòu)造部件，故而拉伸載荷及壓縮載荷主要被鄰接構(gòu)造部件承擔(dān)，對(duì)帶孔構(gòu)造部件僅施加較小的拉伸載荷及壓縮載荷。因此，可以減少對(duì)窗用孔的周邊部的加強(qiáng)，可以提供輕量化的航空器用機(jī)身。根據(jù)本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備該復(fù)合材料構(gòu)造體的航空器主翼及航空器機(jī)身，由于使帶孔構(gòu)造部件的抗拉剛度及/或抗壓縮剛度比鄰接構(gòu)造部件的抗拉剛度及/或抗壓縮剛度小，減小對(duì)孔周邊部施加的集中應(yīng)力，故而可以將孔周邊部的加強(qiáng)構(gòu)造簡(jiǎn)化并輕量化。


圖1表示本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體的一實(shí)施方式的航空器主翼的下表面外板， (a)是俯視圖，(b)是縱向剖面圖；圖2是表示構(gòu)成成為翼盒構(gòu)造的主翼的局部的下表面外板及縱梁的立體圖；圖3是圖2的A-A的橫向剖面圖；圖4表示縱梁和下表面外板的固定方法，是圖2的B-B的橫向剖面圖；圖5表示縱梁和下表面外板的其它固定方法，是圖2的B-B的橫向剖面圖；圖6表示縱梁和下表面外板的其它固定方法，是圖2的B-B的橫向剖面圖；圖7表示本發(fā)明復(fù)合材料構(gòu)造體的其它應(yīng)用例，是表示航空器機(jī)身局部的側(cè)視圖；圖8表示現(xiàn)有的航空器主翼的下表面外板，(a)是俯視圖，(b)是縱向剖面圖。標(biāo)記說明1 主翼3 下表面外板(復(fù)合材料構(gòu)造體)3a 前方部(鄰接構(gòu)造部件)3b 中央部(帶孔構(gòu)造部件)3c 后方部(鄰接構(gòu)造部件)5 檢查孔(孔)
具體實(shí)施方式
以下，使用圖1 圖3對(duì)本發(fā)明的一實(shí)施方式進(jìn)行說明。圖1表示航空器主翼1的下表面外板3。下表面外板3由纖維強(qiáng)化塑料(FRP =Fiber Reinforced Plastics)制的復(fù)合材料構(gòu)造體形成。同圖所示的虛線表示包含襟翼及前緣縫翼(slat)等的主翼1的外形線。如圖2及圖3所示，下表面外板3與從下表面外板3的寬度方向兩端立設(shè)的成為側(cè)面外板的前梁20及后梁22、和將這些前梁20及后梁22的上端彼此連接的上面外板M 一同，形成箱形的抗扭翼盒，并承載主翼1的載荷。下表面外板3由位于主翼1的前緣側(cè)的前方部(鄰接構(gòu)造部件)3a、與前方部3a 連接的中央部北、與中央部北連接并位于主翼1的后緣側(cè)的后方部(鄰接構(gòu)造部件)3c這三個(gè)部分構(gòu)成。前方部3a、中央部北及后方部3c由在主翼1的長(zhǎng)度方向上延伸的分割面 4分別通過接合件或通過粘接而結(jié)合。對(duì)該結(jié)合方法的具體例在后文中進(jìn)行說明，但只要適當(dāng)選擇接合件結(jié)合或粘接結(jié)合即可，接合件結(jié)合有容易裝備(艤裝)的優(yōu)點(diǎn)，粘接結(jié)合有可輕量化的優(yōu)點(diǎn)。如圖2及圖3所示，在主翼1的長(zhǎng)度方向設(shè)有多個(gè)縱梁26?？v梁沈與下表面外板 3等一樣為FRP制的復(fù)合材料。各縱梁沈相對(duì)于下表面外板3及上面外板M的內(nèi)表面固定，主要承擔(dān)主翼1的長(zhǎng)度方向的載荷。另外，在構(gòu)成翼盒構(gòu)造的主翼1的內(nèi)部以將其內(nèi)部空間在長(zhǎng)度方向分割成多個(gè)的方式設(shè)有肋觀。肋觀構(gòu)成為遍及主翼1的寬度方向(與長(zhǎng)度方向正交的方向)延伸的板狀，在長(zhǎng)度方向具有規(guī)定間隔而配置有多個(gè)。如圖3所示，各肋洲的前后端部22通過螺栓、 螺母等規(guī)定的接合件30分別相對(duì)于前梁20及后梁固定。下表面外板3的前方部3a成為以碳纖維強(qiáng)化塑料(CFRP =Carbon Fiber Reinforced Plastics)為主體的復(fù)合材料。碳纖維的定向的比率為作為航空器構(gòu)造體使用的通常程度，例如在將主翼1的延伸方向(長(zhǎng)度方向)設(shè)為0°的情況下，以(0°， +45°，-45°，90° ) = (30%,30%,30%,10% )的方式層疊具有各纖維方向的多個(gè)片而構(gòu)成。前方部3a所使用的復(fù)合材料的層疊數(shù)由承擔(dān)的強(qiáng)度來決定，例如設(shè)為數(shù)十左右。下表面外板3的后方部3c與前方部3a —樣，成為以碳纖維強(qiáng)化塑料(CFRP)為主體的復(fù)合材料。碳纖維的定向比率與前方部3a —樣，設(shè)為作為航空器構(gòu)造體使用的通常程度，例如在將主翼1的延伸方向設(shè)為0°的情況下，以(0°，+45°，-45°，90° ) = (30%, 30%,30%,10%)的方式層疊具有各纖維方向的多個(gè)片而構(gòu)成。后方部3c所使用的復(fù)合材料層疊數(shù)由負(fù)擔(dān)的強(qiáng)度決定，例如設(shè)為數(shù)十左右。下表面外板3的中央部北成為以碳纖維強(qiáng)化塑料(CFRP)為主體的復(fù)合材料。在中央部北沿主翼1的延伸方向每隔規(guī)定間隔形成有多個(gè)用于在設(shè)于主翼1內(nèi)的燃料箱的檢修時(shí)及組裝時(shí)等使用的檢查孔(孔)5。這樣，中央部北成為帶孔構(gòu)造部件。另外，在上述的前方部3a及后方部3c未形成檢查孔5。如圖1(b)所示，中央部北形成一定厚度，層疊數(shù)比前方部3a及后方部3c多，厚度相應(yīng)地增厚。中央部北的碳纖維的定向比率與前方部3a及后方部3c不同，在將主翼1的延伸方向設(shè)為0°的情況下，成為以士45°為主體的定向比率。即，與前方部3a及后方部3c 相比，增大士45°的定向比率，例如以使士45°的定向比率為70%以上、優(yōu)選80%以上的方式層疊具有各纖維方向的多個(gè)片而構(gòu)成。另外，為了使0°方向的抗拉剛度降低，也可以將0°方向的纖維由碳纖維變更成玻璃纖維(Glass fiber)或芳族聚酰胺纖維(Aramid fiber)。接著，對(duì)下表面外板3的中央部北與前方部3a及后方部3c的結(jié)合方法進(jìn)行說明。根據(jù)本實(shí)施方式，雖說中央部北與前方部3a及后方部3c相比，長(zhǎng)度方向的強(qiáng)度的負(fù)擔(dān)比例小，但是由于形成有檢查孔5且存在應(yīng)力集中，故而板厚比前方部3a及后方部 3c厚。在這種情況下，適用圖4 圖6所示的結(jié)合方法。在圖4中，為了吸收中央部北與前方部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附近的端部設(shè)置通過錐形部!Be逐漸增厚形成的增厚部3d。由此，中央部北和前方部3a及后方部3c的板厚相等，可以?shī)A著縱梁沈而穩(wěn)定地固定。如圖4(a)所示，縱梁沈和下表面外板3 (中央部3c、前方部3a及后方部3c)的固定在點(diǎn)劃線所示的位置通過由螺栓、螺母構(gòu)成的接合件40進(jìn)行。另外，如圖4(b)所示，也可以為在縱梁沈與下表面外板3(中央部3c、前方部3a 及后方部3c)之間的粘接部42粘接后，通過接合件40固定的方法。另外，如圖4(c)所示，也可以為不使用接合件而只通過粘接部42的粘接來固定的方法。另外，作為粘接，除了在分別使縱梁沈和下表面外板3 (中央部3c、前方部3a及后方部3c) 二者固化后使用粘接劑粘接的方法(固化后粘接法)之外，還使用在固化后的縱梁26與固化前的下表面外板3之間介插粘接劑后施加溫度及/或壓力而一體性地固化的共同接合(co-bond)法、在固化前的縱梁沈與固化前的下表面外板3之間介插粘接劑后施加溫度及/或壓力而一體性地固化的共同固化(co-cure)法等。這樣的粘接法對(duì)以下說明的圖5及圖6的結(jié)合方法也可適用。另外，如圖4(d)所示，也可以將分割面4以相對(duì)于板厚方向傾斜的方式設(shè)置。如果這樣地形成成為傾斜面的分割面4，則中央部北和前方部3a (或后方部3c)重合而接觸的面積變大，故而可以更穩(wěn)定地結(jié)合。這樣的分割面4對(duì)以下說明的圖5及圖6的結(jié)合方法也可適用。在圖5中，為了吸收中央部北與前方部3a(或后方部3c)的板厚差，在縱梁沈與前方部3a(或后方部3c)之間夾設(shè)墊片44。作為墊片44，可使用與前方部3a等一樣的纖維強(qiáng)化的復(fù)合材料，或者也可以使用鈦合金等。圖5 (a)與圖4 (a)相同，表示僅通過接合件40將縱梁沈和下表面外板3 (中央部 3b、前方部3a及后方部3c)固定的方法。圖5(b)表示在墊片44與前方部3a (或后方部3c)之間設(shè)置粘接部46，進(jìn)而通過接合件40進(jìn)行固定的方法。圖5(c)表示在圖5(b)的基礎(chǔ)上，在縱梁沈與中央部北及前方部3a(或后方部 3c)之間設(shè)置粘接部48進(jìn)行固定的方法。圖5(d)表示省略圖5(c)中使用的接合件40，只通過粘接部46、48的粘接進(jìn)行固定的方法。在圖6中，為了吸收中央部北與前方部3a(或后方部3c)的板厚差，對(duì)縱梁沈的形狀進(jìn)行了變更。具體而言，使縱梁26的前方部3a(或后方部3c)側(cè)的凸緣^a的板厚比中央部北側(cè)的凸緣26b厚，使凸緣^a的下表面位于前方部3a側(cè)。圖6 (a)與圖4 (a)相同，表示僅通過接合件40將縱梁沈和下表面外板3 (中央部 3b、前方部3a及后方部3c)固定的方法。圖6(b)與圖4(b)相同，表示使用接合件40和粘接部42的粘接二者進(jìn)行固定的方法。圖6(c)與圖4(c)相同，表示未使用接合件40而僅通過粘接部42的粘接進(jìn)行固定的方法。接著，對(duì)使用上述構(gòu)成的主翼1時(shí)的作用效果進(jìn)行說明。在飛行時(shí)，對(duì)主翼1以其前端向上位移的方式施加載荷。因此，對(duì)主翼1的下表面外板3，在其延伸方向(0°方向)上施加拉伸載荷。0°方向的拉伸載荷不由中央部北承擔(dān)，而主要由下表面外板3的前方部3a及后方部3c承擔(dān)。這是因?yàn)?，中央部北與前方部 3a及后方部3c相比，為以士45°定向的纖維為主體且剛性相對(duì)于0°方向的拉伸載荷低的復(fù)合材料。因此，由于對(duì)中央部北僅施加比前方部3a及后方部3c小的拉伸載荷，故而檢查孔5周邊部的必要強(qiáng)度降低。即，與將用于前方部3a及后方部3c的定向比率的復(fù)合材料用于中央部的情況相比，可以減少層疊數(shù)(厚度變薄)。但是，由于需要承擔(dān)對(duì)檢查孔 5的周邊部施加的集中應(yīng)力，故而中央部北的層疊數(shù)比前方部3a及后方部3c的層疊數(shù)多 (厚)。另外，由于中央部北以士45°為主體，故而對(duì)剪切方向的剛性即抗扭曲剛度進(jìn)行強(qiáng)化。因此，中央部北不承擔(dān)軸力(拉伸載荷)，而承擔(dān)扭曲載荷。另外，在對(duì)主翼1施加的載荷中，由于扭曲載荷相對(duì)于拉伸載荷小30%左右，故而中央部北的厚度無需如下表面外板的拉伸載荷直接施加在檢查孔周邊部的圖8所示的情況那樣地增厚。另外，如圖1(b)所示，中央部北為與前方部3a及后方部3c不同的部件，故而不會(huì)產(chǎn)生使用圖8說明的剝離。即，即使在中央部北與前方部3a及后方部3c之間存在厚度方向的臺(tái)階，也能夠由中央部3c和前方部3a及后方部3c將各層疊片隔斷，因此，拉伸力不會(huì)在各部3a、3b、3c之間傳遞。另外，在本實(shí)施方式中，由于不需要圖8(b)所示的錐形部分104b，故而可相應(yīng)地輕量化。另外，本實(shí)施方式對(duì)主翼1的下表面外板3的應(yīng)用進(jìn)行了說明，但本發(fā)明不限于此，只要是具有孔的復(fù)合材料構(gòu)造體則可以廣泛地應(yīng)用。例如，對(duì)與下表面外板3 —同構(gòu)成抗扭翼盒的上面外板也可以適用與下表面外板 3相同的構(gòu)成。此時(shí)，對(duì)上面外板施加壓縮載荷，但通過使形成孔的中央部的壓縮強(qiáng)度比前方部及后方部小，可以將對(duì)在中央部形成的孔的周邊部施加的集中應(yīng)力緩和。另外，如圖7所示，也可以對(duì)形成有設(shè)置窗口件的窗用孔11的航空器機(jī)身10的中央部12適用與上述實(shí)施方式的中央部北相同的材料，對(duì)鄰接的其他部件13適用與上述實(shí)施方式的前方部3a及后方部3c相同的材料。此時(shí)，對(duì)機(jī)身10施加彎曲載荷(即拉伸載荷及壓縮載荷)，但由于使中央部12的拉伸強(qiáng)度及壓縮強(qiáng)度比其他部件13小，由此可以緩和對(duì)在中央部12形成的窗用孔11的周邊部施加的集中應(yīng)力。另外，本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體不限于航空器，例如也可以應(yīng)用于船舶及車輛等。另外，在上述實(shí)施方式中，主要使用碳纖維強(qiáng)化塑料(CFRP)，但本發(fā)明不限于此，例如也可以使用玻璃纖維強(qiáng)化塑料(GFRP :Glass Fiber Reinforced Plastic)或芳族聚酰胺纖維(AFRP =Aramid Fiber Reinforced Plastic)。
權(quán)利要求
1.一種復(fù)合材料構(gòu)造體，具備在一方向延伸并且形成有孔的、成為纖維強(qiáng)化塑料制的復(fù)合材料的帶孔構(gòu)造部件；在所述一方向延伸并且與所述帶孔構(gòu)造部件的側(cè)部連接的、成為纖維強(qiáng)化塑料制的復(fù)合材料的鄰接構(gòu)造部件，所述復(fù)合材料構(gòu)造體在所述一方向上被施加拉伸載荷及/或壓縮載荷，其特征在于，所述帶孔構(gòu)造部件的所述一方向的抗拉剛度及/或抗壓縮剛度比所述鄰接構(gòu)造部件的所述一方向的抗拉剛度及/或抗壓縮剛度小。
2.如權(quán)利要求1所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，所述帶孔構(gòu)造部件為在將所述一方向設(shè)為0°時(shí)、以在士30°以上且士60°以下的方向定向的纖維為主體的復(fù)合材料。
3.如權(quán)利要求1所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，所述帶孔構(gòu)造部件為在將所述一方向設(shè)為0°時(shí)、以在士45°方向定向的纖維為主體的復(fù)合材料。
4.如權(quán)利要求1 3中任一項(xiàng)所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，航空器主翼的下表面外板由具有在該主翼的長(zhǎng)度方向上延伸的分割面的多個(gè)復(fù)合材料構(gòu)成，這些復(fù)合材料中、作為形成于所述下表面外板的所述孔而設(shè)有檢查孔的復(fù)合材料為所述帶孔構(gòu)造部件，其他復(fù)合材料為所述鄰接構(gòu)造部件。
5.如權(quán)利要求1 3中任一項(xiàng)所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，航空器機(jī)身的外板由具有在該機(jī)身的長(zhǎng)度方向上延伸的分割面的多個(gè)復(fù)合材料構(gòu)成，這些復(fù)合材料中、作為形成于所述外板的所述孔而設(shè)有窗用孔的復(fù)合材料為所述帶孔構(gòu)造部件，其他復(fù)合材料為所述鄰接構(gòu)造部件。
6.一種航空器主翼，其特征在于，具備權(quán)利要求4所述的復(fù)合材料構(gòu)造體。
7.一種航空器機(jī)身，其特征在于，具備權(quán)利要求5所述的復(fù)合材料構(gòu)造體。
全文摘要
本發(fā)明的目的在于提供一種在考慮了檢查孔周邊部的應(yīng)力集中的基礎(chǔ)上可輕量化的主翼。在長(zhǎng)度方向上承受拉伸載荷的主翼(1)具備在長(zhǎng)度方向上延伸并且形成檢查孔(5)的纖維強(qiáng)化塑料制的復(fù)合材料的作為帶孔構(gòu)造部件的中央部(3b)、在翼(1)的長(zhǎng)度方向上延伸并且與中央部(3b)的側(cè)部連接的纖維強(qiáng)化塑料制的復(fù)合材料的前方部(3a)及后方部(3c)。中央部(3b)長(zhǎng)度方向的抗拉剛度比前方部(3a)及后方部(3c)長(zhǎng)度方向的抗拉剛度小。
文檔編號(hào)B64C3/24GK102481971SQ20108003397
公開日2012年5月30日 申請(qǐng)日期2010年10月5日 優(yōu)先權(quán)日2009年10月8日
發(fā)明者吉田慎一, 田中秀明, 田中雄也 申請(qǐng)人:三菱重工業(yè)株式會(huì)社