CN104853911A - 抗裂复合层压体 - Google Patents

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***·基什毛尔顿
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Abstract

公开了一种复合层压体，形成复合层压体的方法，以及复合层压体的使用。复合层压体的一个实例具有由嵌入在基体(305M)中的通常平行的增强纤维(315A-315E)构成的多层或叠层(305A-305E)。增强纤维具有3至8度、-3至-8度、10至40度、-10至-40度、以及大约90度的范围内的定向，定向是相对于预定的轴(320)，诸如张力轴(T)的。制造复合层压体的方法包括布置树脂和具有这些定向的纤维，然后对所得的层压体进行固化。使用的一个实例是用于飞机的机身或者机翼上的蒙皮。

Description

抗裂复合层压体
背景技术
纤维增强层压复合体因为它们通常表现出一个或多个期望的特性，诸如轻质、增加的耐用性和高强度重量比而在各种应用中使用。复合物品中可能出现的一个问题是沿着纤维的定向不受控制的开裂，尤其是如果物体以足够的质量和/或能量撞击复合物品以生成基本上或者完全穿透复合体的大缺口或者孔。尽管在一些情况下这样的损伤可能较小或者甚至主要是刺激性的，但是如果复合品是，例如，飞机的机翼蒙皮，这样的损伤可能具有灾难性的后果。
因此，本领域需要一种复合品，其在被物体撞击时不会表现出沿着纤维的定向的不受控制的开裂。
发明内容
提供本概述以便用简化的形式介绍将在以下详细说明中进一步描述的一些概念的选择。本发明内容并不旨在用于限制所要求保护主题的范围。本文中描述的概念和技术用于提供改进的复合层压体、制造复合层压体的方法、以及使用复合层压体的至少一个实例。
复合层压体具有嵌入基体中的许多的增强纤维。在一个应用中，第一多个增强纤维通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维通常与大约90度的定向平行。
一种制造复合层压体的方法使增强纤维嵌入基体中，第一多个增强纤维通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维通常与大约90度的定向平行，定向是相对于预定的轴的。
一种飞机具有机身、操作性地连接至机身的机翼组件、以及至少结合至机身或者机翼组件的选择的部分的复合层压体。复合层压体具有嵌入基体中的增强纤维，第一多个增强纤维通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维通常与大约90度的定向平行，定向是相对于预定的轴的。
例如但不限于，基体可以是环氧树脂、聚合物、金属或者陶瓷。在一个配置中，纤维被定位以基本具有以下一般定向：5度、-5度、30度、-30度和90度。在另一个配置中，纤维被定位以基本具有以下一般定向：5度、-5度、20度、-20度和90度。
已经讨论的特征、功能和优势可以在本公开内容的各种配置中独立地实现或者可以结合在其他配置中，可以参考以下描述和附图了解本公开内容的更多细节。
附图说明
图1是示例性复合面板中的示例性大缺口损伤的示图。
图2示出一些复合测试面板的抗张强度与α叠层或者纤维的百分比之间的关系。
图3是一个示例性复合层压体的部分分解的等距视图，所述复合层压体如本文中公开的那样被修改以改善抗从大缺口损伤纵向的开裂。
图4是其蒙皮的一部分由复合层压体构成的示例性飞机的示图。
具体实施方式
以下具体的描述涉及复合层压体，用于产生复合层压体的方法以及复合层压体的使用。在以下详细说明中，参考形成本公开内容的一部分的附图并且通过示图、具体配置、或者实例来示出。遍及几个附图，相同的标号表示相同元件。
复合层压体，还已知为碳纤维增强聚合物，包括嵌入基体中的碳增强纤维，所述基体为诸如环氧树脂、聚合物、金属或者陶瓷。通常被简称为“树脂”的聚合树脂包括，但不限于，环氧树脂、聚合物、聚酯、乙烯基酯或者尼龙。这些复合层压体提供高强度重量比并且常常用于，例如而不限于，航空航天应用、汽车、帆船、体育用品、自行车、摩托车、电子设备的外壳、及其他军事的、工业的和消费者应用。纤维提供纵向方向上(而不是交叉纤维方向上)的强度，因此层压体通常包括在不同方向上，通常相对于张力轴成0度、±45度和90度的纤维层。这样的复合层压体可以由多层或者接合在一起的叠层形成，每一层是嵌入基体中的多个纤维。
在用于复合层压体的理想的环境中，与其他物体的主要冲击是最小或者不存在的。在实际环境中，然而，例如飞机，可以从这种诸如冰雹的天气相关的大气现象、诸如发动机的另一个组件的故障、或者甚至敌人的抛射体或者从其中来的榴散弹的不同源预期与其他物体的强烈的撞击。一些物体，不是造成单个叠层的较小损伤，而是频繁造成许多叠层的损伤，并且可能甚至穿透所有的叠层。为方便讨论起见，而不是作为限制，本文中将这类损伤可以称为“大缺口”损伤。一些传统的复合层压体表现出通过层压体在大致平行于张力的方向的方向上的纵向开裂而传播大缺口损伤的倾向。因此，当出现这种大缺口损伤时，在损伤区域上正常存在的张力可能导致层压体的完全的和/或功能的故障，如果这种故障出现在，例如，机翼或者机身的一些部件中，可能具有灾难性的结果，诸如飞机的失联。例如，如果飞机机翼的蒙皮中的裂痕朝向飞机机翼的桁梁传播，那么开裂可以由桁梁阻止。然而，如果开裂平行于桁梁传播，那么就没有什么可以阻止开裂并且机翼可能故障。
Max U.Kismarton的题为“Composite Article Having Reinforcing FibersOriented To Suppress Or Delay Ply Splitting”的美国专利7,807,249、题为“Multi-Axial Laminate Composite Structures And Methods Forming TheSame”的美国专利公开US2006/0222837A1、题为“Composite Skin AndStringer Structure And Method For Forming The Same”的美国专利公开US2006/0243860A1、以及题为“Composite Stiffeners For AerospaceVehicles”的美国专利公开US2011/0045232A1被转让给伊利诺斯州，芝加哥的波音公司。这些文件公开了制造和使用复合层压体的各种方法。
图1是示例性复合面板100中的示例性大缺口损伤115的示图。面板100包括多个叠层。按照惯例，具有主要沿着张力轴T定向的纤维的叠层称为“α”叠层和“α”纤维，具有主要在相对于该轴成另一个角度定向的纤维的叠层称为“β”叠层和“β”纤维，以及具有主要在相对于该轴成又一个角度定向的纤维的叠层称为“γ”叠层和“γ”纤维。在一个典型的复合体中，α叠层具有0度的纤维定向角度，β叠层具有±45度的纤维定向，和γ叠层具有90度的纤维定向，并且至少10％的叠层在这四个方向上的每一个上定向。还可以将具有不同定向的纤维置于单个叠层中。例如，α纤维和/或β纤维和/或γ纤维可以嵌入在单个叠层中。还例如，可以将具有不同定向的纤维纺到纤维织物里。当然，许多应用要求每个定向的多个叠层以实现期望的强度或者其他特性。多层也可以诸如通过但不限于树脂接合在一起。
如图1中所示，α层(未示出或者单独编号)具有定向平行于张力T的平行纤维105，γ层(未示出或者单独编号)具有定向垂直于张力T的平行纤维110，并且β层(未示出或者单独编号)具有定向为±45度的平行纤维125A、125B。为说明的方便和清楚起见，β纤维125未在面板100中示出但是在插图(insert)130中示出。
现在假设存在引起大缺口损伤115的与物体的冲击。将看到平行纤维105A在大缺口损伤点115处被切割。如果在面板100上存在张力T，那么张力沿着未切割的平行纤维105，从而它们响应于张力拉伸。然而，切割的平行纤维105A在大缺口损伤115处终止，从而它们在该端部自由，因此未经受相同程度的张力。因此，它们未拉伸，或者它们极小地拉伸。因为未切割的平行纤维105拉伸，而切割的平行纤维105A未拉伸，在它们之间产生了剪力，如果张力T足够大，拉伸的纤维与未拉伸的纤维的长度上的差异导致切割的平行纤维105A被从相邻的未切割的平行纤维105剪切，如通过示例性裂缝120示出的。裂缝120可以沿着张力线传播并且最终可以传播贯穿板面板100中的叠层、或者多个叠层的整个长度。这使面板100的强度严重劣化。该开裂故障模式随着与张力T平行的纤维的百分比的增加逐渐变得更可能。
大缺口纵向开裂的一个当前解决方案是增加更多的45度纤维。45度纤维用来将开裂引导朝向开裂将被阻止的飞机机翼中的桁梁。然而，增加更多的这些45度叠层降低了模数(modulus)并且增加了重量。较高的模数增加了结构效率的一些度量，诸如但不限于重量、无缺口的张力、填充孔张力、边缘缺口张力以及填充孔压缩。较低模数有时可能具有不期望的结果，诸如但不限于颤振和使飞机或者其他车辆或者结构的各种组件集成的问题。因此，不希望减小模数，尤其是同时还增加重量。
图2示出一些复合体测试面板的抗张强度与α叠层或者纤维的百分比之间的关系。将从线205看到，传统的层压体(0度、±45度、90度)的填充孔抗张强度随着α叠层的百分比增加直线上升。该线205的相当大部分不能使用，然而，因为许多应用，诸如但不限于机翼蒙皮，不仅仅处于0度方向上的纵向开裂的风险，而且必须维持运载扭矩(carry torsion)并且使弦向载荷，例如，引擎推力载荷离散的能力。如果将要获得相同的层压厚度和重量，α叠层的百分比的增加意味着β和γ叠层的数目的相应减少，并且这可能导致扭转和弦向性能的降低。
另一个方法是使用修改的层压体，具有±5度、±45度、和90度的叠层，如在至少一个以上文件中论述的。如从线210的一部分中看到，改进的层压体的抗开裂随着α叠层的百分比增加也直线上升。令人惊讶地，该方法没有给出预期的结果。首先，应注意到的是，与线205相比，对于α叠层的相同的百分比，强度较低。另外，应注意到的是，当α叠层百分比到达大约50百分比时，线210到达“拐点”210A和/或开始变平。因此，增加α叠层的百分比可以提供纵向方向和沿翼展方向上的强度的衰减的反馈(diminishing return)。
然而，意外发现，当β叠层的定向修改为10至40度而不是45度时，纵向方向上的强度大幅增加。对于α叠层的相同的百分比，由线215示出的强度意外地比线205或者线210的强度高。因此，在±5度α叠层抵抗具有大缺口损伤的张力面板中的纵向开裂的同时，这些修改的β叠层也增加了纵向强度。例如，当层压体包括40％α叠层时，测试的传统层压体的强度(205)正好在90Ksi上，但是测试的α修改的层压体的强度(210)较低，大约83Ksi。与此相反，然而，α和β修改的层压体的强度215正好在95Ksi上，高于其他层压体中的任一个。传统的层压体(205)未达到该强度直到α叠层百分比接近45百分比，并且α修改的层压体(210)未达到该强度直到α叠层百分比接近60百分比。如上所述，α叠层的百分比越高，抗扭转和弦向载荷可用的β和γ叠层的百分比越低。在α和β修改的层压体215中，然而，α叠层的给定的百分比产生高于传统的或者仅α修改的层压体的纵向强度，并且因此允许叠层的更大的百分比可用于提供期望的翼展方向的强度。
图3是一个示例性复合层压体300的部分分解的等距视图，所述复合层压体300如本文中公开的那样被修改以改善在大缺口损伤的情况下的抗纵向开裂而同时增加用于其他关键结构度量(例如，填充孔张力、边缘缺口张力、和承受支路(bearing bypass))的纵向强度。层压体300具有组成组310的层305(305A、305B、305C、305D和305E)。层压体300可以包括层305的多个组310。例如，典型的飞机机翼可以具有60至90个层305。层数仅作为一个实例提供并且不旨在以任何方式的限制，可以根据复合层压体期望的特性使用更多层、或者较少的层。每个层305A至305E分别由增强纤维315A至315E构成，层305中的纤维315通常彼此平行并且嵌入基体中，基体通常被示出为305M。组310中的层305中的纤维315优选地，而不是必要地，在与组310中的其他层305中的纤维315不同的方向上定向。例如，层305C中的纤维315C定向在分别与层305A、305B、305D、305E中的纤维315A、315B、315D、315E不同的方向上。纤维315的定向，如本文论述的，是相对于张力轴320的。插图325提供了相对于张力轴320的各种纤维定向的概略图。α叠层抗纵向开裂，γ叠层使层压体稳定，增加承受性能(bearing performance)，并且增加横向的性能，并且修改的β叠层增强纵向性能同时降低了维持所需的层压强度所需的α叠层的百分比。
在一个配置中，叠层305A中的纤维315A(α纤维)具有3至8度的定向，叠层305B中的纤维315B(也是α纤维)具有-3至-8度的定向，叠层305C中的纤维315C(β纤维)具有10至40度的定向，叠层305D中的纤维315D(也是β纤维)具有-10至-40度的定向，以及叠层305E中的纤维315E(γ纤维)具有大约90度的定向。在另一个配置中，α值是±5度。在另一个配置中，β值是±30度。在另一个配置中，β值是±20度。在另一个配置中，α叠层具有±5度的定向，β叠层具有±30度的定向，以及γ叠层具有90度的定向。在另一个配置中，α叠层具有±5度的定向，β叠层具有±20度的定向，以及γ叠层具有90度的定向。
在一个配置中，α叠层305A和305B总共包括层压体300的体积的30％至60％。在另一个配置中，β叠层305C和305D总共包括层压体300的体积的30％至60％。在另一个配置中，γ叠层305E包括层压体300的体积的10％至20％。在另一个配置中，β叠层305C和305D总共包括层压体300的体积的40％。在又一个配置中，α叠层305A和305B总共包括层压体300的体积的大约50％，β叠层305C和305D总共包括大约40％，和γ叠层305E包括大约10％。本文中列举的百分比代表与层压体中的增强纤维的总体积相比，具有特定定向的增强纤维的体积。
制造复合层压体的方法是本领域众所周知的，并且这里不详细论述。然而，制造具有本文中所讨论的特定定向的复合层压体以实现本文中描述的特定特性是本领域未知的。简要来说，布置树脂和具有本文所讨论的定向的纤维并且然后使所得的层压体固化。如果期望，可以制作几个层压体然后使层压体接合在一起并且固化。优选地，90度叠层位于远离层压体的中间平面。并且，优选地，不应该存在具有相同的定向的叠层的组，而是，优选地，一个定向的多个叠层应当与其他定向的叠层交替。例如，α叠层应当与β叠层交替。并且，优选地，层压体关于其中间平面对称。例如，如果中间平面上的第三叠层是-5度叠层，则中间平面下的第三叠层也将是-5度叠层。并且，应当认识到层可以包含相同定向或者不同定向的多个叠层。
图4是其蒙皮的一部分由复合层压体构成的示例性飞机的示意图。示例性飞机400具有机身405和至少一个机翼组件410。本文中描述的复合层压体可以依照要求或者适合于特定飞机400和其期望环境用作机身405上的蒙皮、机翼组件410、或者两者的一部分或者全部。例如，在任何大缺口损伤将通常在机翼组件410上的环境中，机翼组件410的蒙皮的至少一部分将由本文描述的复合层压体构成。也应当注意到，本文中描述的复合层压体也可以仅用于蒙皮的选择的部分上。例如，在任何大的缺口纵向开裂将通常仅在机翼组件410的下侧上的特定区域415的环境中，那么至少该区域将由本文描述的复合层压体构成。
进一步地，本公开内容包括根据下列项的实施方式：
1.一种复合层压体，包括：
基体；以及
嵌入基体中的增强纤维，第一多个增强纤维通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维通常与大约90度的定向平行，定向是相对于预定的轴的。
2.根据项1所述的复合层压体，其中，第一多个增强纤维具有大约5度的定向且第二多个增强纤维具有大约-5度的定向。
3.根据项1所述的复合层压体，其中，第三多个增强纤维具有大约30度的定向且第四多个增强纤维具有大约-30度的定向。
4.根据项1所述的复合层压体，其中，第三多个增强纤维具有大约20度的定向且第四多个增强纤维具有大约-20度的定向。
5.根据项1所述的复合层压体，其中，增强纤维总体具有总体积，第一多个增强纤维具有第一体积，第二多个增强纤维具有第二体积，以及第一体积和第二体积总共包括总体积的30％至60％。
6.根据项1所述的复合层压体，其中，增强纤维总体具有总体积，第三多个增强纤维具有第三体积，第四多个增强纤维具有第四体积，以及第三体积和第四体积总共包括总体积的30％至60％。
7.根据项1所述的复合层压体，其中，复合层压体是飞机的蒙皮的一部分。
8.根据项1所述的复合层压体，其中，预定的轴是复合层压体上的张力轴。
9.根据项1所述的复合层压体，其中，均具有相同的定向的增强纤维的多个中的两个通过具有不同的定向的增强纤维的多个中的至少一个分开。
10.根据项1所述的复合层压体，其中，复合层压体具有中间平面，并且多个关于中间平面对称地布置。
11.一种制造复合层压体的方法，包括：
将增强纤维嵌入基体中，第一多个增强纤维通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维通常与大约90度的定向平行，定向是相对于预定的轴的。
12.根据项11所述的方法，其中，将增强纤维嵌入包括使第一多个增强纤维定位以具有大约5度的定向，并且使第二多个增强纤维定位具有大约-5度的定向。
13.根据项11所述的方法，其中，将增强纤维嵌入包括使第三多个增强纤维定位以具有大约30度的定向，并且使第四多个增强纤维定位以具有大约-30度的定向。
14.根据项11所述的方法，其中，将增强纤维嵌入包括使第三多个增强纤维定位以具有大约20度的定向，并且使第四多个增强纤维定位具有大约-20度的定向。
15.根据项11所述的方法，其中，将增强纤维嵌入包括设置第一多个增强纤维的第一体积并且设置第二多个增强纤维的第二体积，其中，第一体积和第二体积总共包括增强纤维的总体积的30％至60％。
16.根据项11所述的方法，其中，将增强纤维嵌入包括设置第三多个增强纤维的第三体积并且设置第四多个增强纤维的第四体积，其中，第三体积和第四体积总共包括增强纤维的总体积的30％至60％。
17.根据项11所述的方法，进一步包括使复合层压体形成为飞机的机翼的蒙皮的至少一部分。
18.根据项11所述的方法，其中，预定的轴是张力轴。
19.根据项11所述的方法，其中，所述多个增强纤维中的均具有相同的定向的两个增强纤维通过多个增强纤维中的具有不同的定向的至少一个增强纤维分开。
20.根据项11所述的方法，其中，复合层压体具有中间平面，并且多个增强纤维关于中间平面对称地布置。
21.一种飞机，包括：
机身；
机翼组件，操作地连接至机身；以及
复合层压体，至少结合至机身或者机翼组件的选择的部分，复合层压体包括嵌入基体中的增强纤维，第一多个增强纤维通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维通常与大约90度的定向平行，定向是相对于预定的轴的。
22.根据项21所述的飞机，其中，机翼组件包括机翼蒙皮，并且其中，复合层压体是机翼蒙皮的一部分。
23.根据项21所述的飞机，其中，第一多个增强纤维具有大约5度的定向且第二多个增强纤维具有大约-5度的定向。
24.根据项21所述的飞机，其中，第三多个增强纤维具有大约30度的定向且第四多个增强纤维具有大约-30度的定向。
25.根据项21所述的飞机，其中，第三多个增强纤维具有大约20度的定向且第四多个增强纤维具有大约-20度的定向。
26.根据项21所述的飞机，其中，增强纤维总体具有总体积，第一多个增强纤维具有第一体积，第二多个增强纤维具有第二体积，以及第一体积和第二体积总共包括总体积的30％至60％。
27.根据项21所述的飞机，其中，增强纤维总体具有总体积，第三多个增强纤维具有第三体积，第四多个增强纤维具有第四体积，以及第三体积和第四体积总共包括总体积的30％至60％。
基于上述，应当理解，本文公开了用于提供抗开裂的复合层压体的技术。应当理解的是，所附权利要求不必要局限于本文描述的特定的特征、配置、动作、或者介质。而是，特定的特征、配置、动作和介质公开作为实施权利要求的示例性形式。上述所述主题仅通过示例的方式提供并且不应被解释为限制性的。在不遵循所示出和所描述的示例性配置和应用且在不背离以下权利要求书中所阐述的本公开内容的实质精神和范围的情况下，可以对本文中所描述的主题进行各种变形和修改。

Claims (15)

1.一种复合层压体，包括：
基体；以及
嵌入所述基体中的增强纤维，第一多个增强纤维(315A)通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维(315B)通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维(315C)通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维(315D)通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维(315E)通常与大约90度的定向平行，所述定向是相对于预定轴的。
2.根据权利要求1所述的复合层压体，其中，所述第一多个增强纤维(315A)具有大约5度的定向以及所述第二多个增强纤维(315B)具有大约-5度的定向。
3.根据前述权利要求中任一项所述的复合层压体，其中，所述第三多个增强纤维(315C)具有大约30度的定向以及所述第四多个增强纤维(315D)具有大约-30度的定向。
4.根据前述权利要求中任一项所述的复合层压体，其中，所述第三多个增强纤维(315C)具有大约20度的定向以及所述第四多个增强纤维(315D)具有大约-20度的定向。
5.根据前述权利要求中任一项所述的复合层压体，其中，所述增强纤维总体具有总体积，所述第一多个增强纤维(315A)具有第一体积，所述第二多个增强纤维(315B)具有第二体积，且所述第一体积和所述第二体积总共包括所述总体积的30％至60％。
6.根据前述权利要求中任一项所述的复合层压体，其中，所述增强纤维总体具有总体积，所述第三多个增强纤维(315C)具有第三体积，所述第四多个增强纤维(315D)具有第四体积，且所述第三体积和所述第四体积总共包括所述总体积的30％至60％。
7.根据前述权利要求中任一项所述的复合层压体，其中，所述复合层压体是飞机(400)的蒙皮的一部分；以及
其中，所述预定轴是所述复合层压体上的张力轴。
8.根据前述权利要求中任一项所述的复合层压体，其中，所述多个中的具有相同定向的增强纤维的两个通过具有不同定向的增强纤维的至少一个多个隔开；以及
其中，所述复合层压体具有中间平面，并且所述多个关于所述中间平面对称地布置。
9.一种制造复合层压体的方法，包括：
使增强纤维嵌入基体中，第一多个增强纤维(315A)通常与3至8度的范围内的定向平行，第二多个增强纤维(315B)通常与-3至-8度的范围内的定向平行，第三多个增强纤维(315C)通常与10至40度的范围内的定向平行，第四多个增强纤维(315D)通常与-10至-40度的范围内的定向平行，以及第五多个增强纤维(315E)通常与大约90度的定向平行，所述定向是相对于预定轴的。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，使所述增强纤维嵌入包括使所述第一多个增强纤维(315A)定位以具有大约5度的定向，并且使所述第二多个增强纤维(315B)定位以具有大约-5度的定向。
11.根据权利要求9至10中任一项所述的方法，其中，使所述增强纤维嵌入包括使所述第三多个增强纤维(315C)定位以具有大约30度的定向，并且使所述第四多个增强纤维(315D)定位以具有大约-30度的定向。
12.根据权利要求9至11中任一项所述的方法，其中，使所述增强纤维嵌入包括使所述第三多个增强纤维(315C)定位以具有大约20度的定向，并且使所述第四多个增强纤维(315D)定位以具有大约-20度的定向。
13.根据权利要求9至12中任一项所述的方法，其中，使所述增强纤维嵌入包括：
设置所述第一多个增强纤维(315A)的第一体积并且设置所述第二多个增强纤维(315B)的所述第二体积，其中，所述第一体积和所述第二体积总共包括所述增强纤维的总体积的30％至60％；以及
设置所述第三多个增强纤维(315C)的第三体积并且设置所述第四多个增强纤维(315D)的第四体积，其中，所述第三体积和所述第四体积总共包括所述增强纤维的总体积的30％至60％。
14.根据权利要求9至13中任一项所述的方法，进一步包括将所述复合层压体形成为飞机(400)的机翼(410)的蒙皮的至少一部分；以及
其中，所述预定轴是张力轴。
15.根据权利要求9至14中任一项所述的方法，其中，多个多个增强纤维中的具有相同定向的增强纤维的两个多个增强纤维通过具有不同定向的增强纤维的至少一个多个增强纤维隔开；以及
其中，所述复合层压体具有中间平面，并且多个多个增强纤维关于所述中间平面对称地布置。
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