JP2013107480A - 複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法、並びに、複合材構造体のテーパ部連結構造、複合材構造体及び航空機胴体 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】テーパ部6を有する発泡コアサンドイッチパネル2で構成された複合材構造体1に適用されて互いに対向する一対のテーパ部6を連結するテーパ部連結構造10の強度を評価するための方法が、テーパ部連結構造10における初期破壊及びその発生部位CIPを特定する破壊特定ステップと、特定された初期破壊に応じて、テーパ部連結構造10の強度を評価するための評価パラメータを選定するパラメータ特定ステップと、テーパ部連結構造10の設計条件及び荷重条件を設定する条件設定ステップと、設定された設計条件及び荷重条件下において、特定された初期破壊の発生部位CIPに対し、選定された評価パラメータを算出するパラメータ算出ステップと、算出された評価パラメータを所定の評価閾値と比較する比較ステップと、を有する。
【選択図】図2
Description
図1は、本発明の実施形態に係る複合材構造体の一例として示す航空機胴体の斜視図である。図1に示す航空機胴体1は、発泡コアサンドイッチパネル製の複数個のセグメント2を順次に結合することにより構成された複合材構造体であり、全体として略円筒状に形成されている。なお、円周方向におけるセグメント2の個数や、長手方向におけるセグメント2の個数は、特に限定されない。本実施形態では一例として、4個のセグメント2が円周方向に順次に結合され、2個のセグメント2が長手方向に順次に結合されるものとしている。図1に示す航空機胴体1の構造様式は、サンドイッチパネルの一体成形構造であり、フレーム及びストリンガーを備えていない。なお、セグメント2は、単一の発泡コアサンドイッチパネルから成るので、以下の説明では、セグメントと同様、発泡コアサンドイッチパネルにも参照符号2を付して説明する。
図3は、本発明の実施形態に係る強度評価方法の手順を示すフローチャートである。図3に示すように、まず、テーパ部連結構造10における初期破壊及びその発生部位を特定する(ステップS1)。次に、特定された初期破壊に応じて、テーパ部連結構造10の強度を評価するための評価パラメータを選定する(ステップS2)。次に、テーパ部連結構造10の設計条件及び荷重条件を設定する(ステップS3)。次に、設定された設計条件及び荷重条件下において、特定された初期破壊の発生部位に対し、選定された評価パラメータを算出する(ステップS4)。次に、算出された評価パラメータを所定の評価閾値と比較し(ステップS5)、それによりテーパ部連結構造10の強度を評価する。
テーパ部連結構造10の初期破壊の破壊モード及びその発生部位を特定するため、模型を用いた強度試験を行うことが好ましい。なお、模型は、勿論実物大でもよいし、実物大を三次元的に縮小したものでもよいし、図2紙面直交方向にカットされたものでもよい。図2に参照符号「CIP」(すなわち、亀裂発生位置)で示すように、本件発明者が模型を用いて強度試験を行った結果、テーパ部連結構造10の初期破壊の発生部位は、積層面板部9の内部であってコア3の尖端部8から5mm程度離れた箇所であり、破壊モードは、当該部分の亀裂(層間剥離)であるとの知見を得た。なお、この強度試験では、テーパ部連結構造10に、一対のテーパ部6が向き合う方向に引張り荷重を破壊が生じるまで付加しており、テーパ角度θを30度に設定している。
初期破壊を特定していく経緯を踏まえれば、本実施形態においては、評価パラメータに、初期破壊である亀裂(層間剥離)が発生する積層面板部でのエネルギー解放率を選定し、強度評価の際に評価パラメータと対比される評価閾値に、積層面板部の材料の破壊靱性値を採用すると、テーパ部連結構造10の強度を評価するうえで適切であるといえる。なお、初期破壊の破壊モードがCFRP積層板の亀裂(層間剥離)でない場合には、これに応じて評価パラメータ及び評価閾値が別のものに選定される可能性もある。
図6は、荷重条件を示す模式図を示している。航空機の飛行中は、機内が与圧される。そこで、本実施形態では、テーパ部連結構造10に付加される主要な荷重として、与圧荷重(胴体内外差圧に基づく荷重)を考慮している。円周方向連結構造10Cには、当該与圧荷重に基づき、円周方向の引張り荷重(Hoop荷重)が付加されると考えることができる。長手方向連結構造10Lには、当該与圧荷重に基づき、長手方向の引張り荷重と、胴体内側からの与圧荷重とが付加されると考えることができる。なお、長手方向の引張り荷重は、円周方向の引張り荷重に1/2を乗算することにより得ることができる。
設計条件及び荷重条件が設定されると、FEMモデルを用いて、積層面板部の内部におけるエネルギー解放率が算出される。エネルギー解放率の算出法は、前述したとおり、亀裂閉口法を好適に用いることができる。
算出されたエネルギー解放率は、積層面板部の材料の破壊靱性値と比較される。図9は、強度の評価、設計条件の変更の手順について説明するためのグラフである。横軸がテーパ角度等の設計条件、縦軸がエネルギー解放率を表している。テーパ部連結構造の設計条件に関わらず破壊靱性値は一定であるので、図9の座標系内では、破壊靱性値を表す線は横軸に平行に延びることになる。この座標系内に、算出されたエネルギー解放率を設定された設計条件に対応させてプロットする。破壊靱性値を表す線からプロットまでの縦軸方向の乖離の程度が、強度の評価を反映したものになる。
前述のように、エネルギー解放率が破壊靱性値よりも大きく下回っている場合(例えば、エネルギー解放率が破壊靱性値と比べて或る偏差ΔGを超えて小さい場合)には、強度を若干低下させても亀裂の進展を抑制可能となるので、そのような範囲内で設計条件を変更することが可能である。強度を低下させる方向へと設計条件を変更するにあたり、板厚を薄くしたり、パネル長を大きくしたり、テーパ角度を大きくしたりすることができる。板厚が薄くなれば、重量を小さくすることができる。パネル長が大きくなれば、長手方向のセグメント数を削減し得る。テーパ角度が大きくなれば、テーパ部の長手方向における寸法が小さくなり、テーパ部を比較的容易に製造することができるようになる。なお、板厚を薄くしながら、パネル長を小さくしたりテーパ角度を小さくしたりするのも勿論可能である。
上記説明から、当業者にとっては、本発明の多くの改良や他の実施形態が明らかである。したがって、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなく、その構造及び/又は機能の詳細を実質的に変更できる。
2 セグメント(発泡コアサンドイッチパネル)
3 コア
4,5 面板
6 テーパ部
7 テーパ面
8 尖端部
9 積層面板部
10 テーパ部連結構造
10C 円周方向連結構造
10L 長手方向連結構造
11 凹部
12 スプライス板
13 ファスナ
Claims (18)
- テーパ部を有する発泡コアサンドイッチパネルで構成された複合材構造体に適用され、互いに対向する一対のテーパ部を連結するテーパ部連結構造の強度を評価するための方法であって、
前記テーパ部連結構造における初期破壊及びその発生部位を特定する破壊特定ステップと、
特定された初期破壊に応じて、前記テーパ部連結構造の強度を評価するための評価パラメータを選定するパラメータ特定ステップと、
前記テーパ部連結構造の設計条件及び荷重条件を設定する条件設定ステップと、
設定された設計条件及び荷重条件下において、特定された初期破壊の発生部位に対し、選定された評価パラメータを算出するパラメータ算出ステップと、
算出された評価パラメータを所定の評価閾値と比較する比較ステップと、を有する、複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。 - 前記初期破壊の発生部位が、前記一対のテーパ部の間に位置する積層面板であり、前記初期破壊が、当該積層面板の亀裂である、請求項1に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。
- 前記評価パラメータが、前記初期破壊の発生部位におけるエネルギー解放率であり、前記評価閾値が、前記初期破壊の発生部位を成す材料の破壊靱性値である、請求項1又は2に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。
- 前記設計条件が、前記テーパ部のテーパ角度、前記発泡コアサンドイッチパネルの板厚を含む、請求項1乃至3のいずれか1項に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。
- 前記一対のテーパ部が前記複合材構造体の長手方向に対向し、前記テーパ部連結構造が前記一対のテーパ部を前記長手方向に連結するものであり、
前記設計条件が、前記長手方向に隣接した前記テーパ部連結構造間、又は、前記テーパ部連結構造と前記複合材構造体の前記長手方向の端部との間の長さを含む、請求項1乃至4のいずれか1項に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。 - 前記複合材構造体が円筒状であり、前記一対のテーパ部が前記複合材構造体の円周方向に対向し、前記テーパ部連結構造が前記一対のテーパ部を前記円周方向に連結するものであり、
前記設計条件が、前記複合材構造体の半径を含む、請求項1乃至5のいずれか1項に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。 - 前記複合材構造体が航空機胴体に適用されるものであり、前記荷重条件が、前記航空機胴体内外圧力差による与圧荷重を含む、請求項1乃至6のいずれか1項に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。
- 前記一対のテーパ部が前記航空機胴体の長手方向に対向し、前記テーパ部連結構造が前記一対のテーパ部を前記長手方向に連結し、
前記荷重条件が、前記与圧荷重に基づく前記長手方向の引張り荷重と、前記航空機胴体の内面に付与される与圧荷重とを含む、請求項7に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。 - 前記一対のテーパ部が前記航空機胴体の円周方向に対向し、前記テーパ部連結構造が前記一対のテーパ部を前記円周方向に連結し、
前記荷重条件が、前記与圧荷重に基づく前記円周方向の引張り荷重を含む、請求項7に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。 - 前記比較ステップにおける比較結果に基づいて前記設計条件を変更する条件再設定ステップを更に有し、
前記条件再設定ステップの後に、前記パラメータ算出ステップ及び前記比較ステップが再試行される、請求項1乃至9のいずれか1項に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。 - 前記比較ステップにおいて、直前に算出された評価パラメータが、前記評価閾値と比べて第1偏差を越えて小さい又は第1比率を超えて小さいとの比較結果が出た場合、前記条件再設定ステップにおいて、前記テーパ部のテーパ角度を大きくするように又は前記発泡コアサンドイッチパネルの板厚を小さくするようにして、前記設計条件が変更される、請求項10に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造の強度評価方法。
- テーパ部を有する発泡コアサンドイッチパネルで構成された複合材構造体に適用され、互いに対向する一対のテーパ部を連結するテーパ部連結構造であって、
前記一対のテーパ部が、前記複合材構造体の長手方向に対向しており、
前記テーパ部のテーパ角をθLとした場合、10度≦θL≦15度である、複合材構造体のテーパ部連結構造。 - 前記長手方向に隣接した前記テーパ部連結構造間、又は、前記テーパ部連結構造と前記複合材構造体の前記長手方向の端部との間の長さをLとした場合、1000mm≦L≦1300mmである、請求項12に記載の複合材構造体のテーパ部連結構造。
- テーパ部を有する発泡コアサンドイッチパネルで構成された円筒状の複合材構造体に適用され、互いに対向する一対のテーパ部を連結するテーパ部連結構造であって、
前記一対のテーパ部が前記複合材構造体の円周方向に対向しており、
前記テーパ部のテーパ角度をθCとした場合、10度≦θC<30度である、複合材構造体のテーパ部連結構造。 - テーパ部を有する発泡コアサンドイッチパネルで構成される円筒状の複合材構造体であって、
長手方向に対向する一対のテーパ部を連結する長手方向連結構造と、
円周方向に対向する一対のテーパ部を連結する円周方向連結構造と、を備え、
前記長手方向連結構造における前記テーパ部のテーパ角度が、前記円周方向連結構造における前記テーパ部のテーパ角度付近である、複合材構造体。 - 前記長手方向連結構造及び前記円周方向連結構造のうち少なくとも何れか一方が、別個の2つの発泡コアサンドイッチパネルの継手を成しており、
前記継手は、前記2つの発泡コアサンドイッチパネルの外縁部それぞれに形成されたテーパ部同士を互いに結合する、請求項15に記載の複合材構造体。 - 前記継手が、前記一対のテーパ部に架け渡されたスプライス板と、前記スプライス板を前記一対のテーパ部それぞれに固定するファスナとを備える、請求項16に記載の複合材構造体。
- 請求項15乃至17のいずれか1項に記載の複合材構造体によって構成されることを特徴とする航空機胴体。
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