JP5654055B2 - 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 - Google Patents

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Description

本発明は、孔を有する複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体に関するものである。
例えば航空機、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。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、孔の周縁部には応力集中が生じるため、孔の周縁部の強度強化が必要となる。
下記の特許文献１には、航空機の外板のアクセスホールの周縁部を強化するために、強化層を付加して増厚し、強度を高める発明が開示されている。この特許文献１に記載された強化層は、基材に対してピンやスティッチによって固定することで、荷重を受けた際の剥離を防止している。
特表２００３−５１３８２１号公報
しかし、上記特許文献１に記載された発明は、強化層を付加する際にピンやスティッチを施す工程が増えるため、生産性の点で問題がある。
このようなピンやスティッチを用いない方法として、図１０に示された構造の航空機の主翼１００の下面外板１０３が知られている。図１０（ａ）に示したように、下面外板１０３の幅方向中央部には、複数のアクセスホール１０２が形成されている。アクセスホール１０２は、主翼１００内に設けられた燃料タンクの点検のため、あるいは組立時の際に使用される。なお、同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼１００の外形線を示している。
アクセスホール１０２の周縁部の強度強化のために、図１０（ｂ）に示すように、強化用積層体１０４が基材積層体１０６に対して積層（パッドアップ）されている。強化用積層体１０４は、図１０（ｂ）のように断面視した場合に、アクセスホール１０２から離間するにしたがって厚さが減少するテーパが形成された形状となっている。アクセスホール１０２の補強のためには、アクセスホール１０２の周縁部に位置するとともに一定厚さとされた定厚部分１０４ａで足りるが、仮に定厚部分１０４ａのみとすると、荷重を受けた場合に基材積層体１０６との界面で剥離が生じてしまう。この剥離を防止するために、定厚部分１０４ａのみとせずに、さらに延長してテーパ部分１０４ｂを形成し、徐々に増厚することとしている。なお、図１０（ｂ）では、理解の容易のためにテーパ部分１０４ｂをハッチングして示してあるが、テーパ部分１０４ｂと定厚部分１０４ａとは連続しており、同一の積層シートによって構成されている。
しかし、図１０のような構造は、上記特許文献１のようなピンやスティッチを施す工程を不要とするものの、アクセスホール１０２の補強のみの観点からするとテーパ部分１０４ｂは本来不要であり、重量増の原因となっている。
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、孔の周縁部の応力集中を考慮した上で、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主翼および航空機胴体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主翼および航空機胴体は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかる複合材構造体は、一方向に延在するとともに複数の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、各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とともに隣り合う該周縁領域の間を含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いことを特徴とする。
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応力集中が緩和される。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応力集中が緩和される。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。
さらに、本発明の複合材構造体では、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、好ましくは±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ことを特徴とする。
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、好ましくは±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、好ましくは±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は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。
さらに、本発明の複合材構造体では、前記周縁領域となる周縁領域繊維シートと、前記他領域となる他領域繊維シートとが、スプライス位置を介してこれら繊維シートの延在方向に隣接して配置された分割繊維シートを、所定の積層位置に有しており、一の前記分割繊維シートの前記スプライス位置は、他の前記分割繊維シートの前記スプライス位置に対して、これら分割繊維シートの延在方向にずれた位置に配置されていることを特徴とする。
スプライス位置が積層方向に一致した状態で各分割繊維シートが配置されると、周縁領域繊維シートと他領域繊維シートと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。そこで、本発明では、スプライス位置を繊維シートの延在方向にずれた位置に配置することで、スプライス位置での材料強度の低下を回避している。なお、「スプライス位置」とは、繊維シートの分割位置を意味する。
さらに、本発明の複合材構造体では、各前記孔は、航空機の主翼の下面外板に形成されたアクセスホールとされ、前記一方向が前記主翼の長手方向とされていることを特徴とする。
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部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。
さらに、本発明の複合材構造体では、各前記孔は、航空機の胴体の外板に形成された窓用孔とされ、前記一方向が前記胴体の長手方向とされていることを特徴とする。
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、窓用孔の周縁部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。
本発明の複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体によれば、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周縁部に加わる集中応力を小さくすることとしたので、孔周縁部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、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は縦断面図である。 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。 本発明の実施例に用いた供試体を示した平面図である。 図７の切断線Ａ−Ａにおける断面図である。 引張試験結果を示したグラフである。 従来の航空機の主翼の下面外板を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は縦断面図である。
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１（ａ）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１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。
周縁領域３ａは、アクセスホール５の全周囲に所定幅にわたって設けられている。なお、図１（ａ）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。
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、好ましくは８０％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。
周縁領域３ａは、スプライス位置よりも内側（アクセスホール５側）となるので、同図に示されているように、アクセスホール５から最も離れたスプライス位置から内側が周縁領域３ａとなる。
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、図１０に示したように増厚のための強化用積層体１０４を設ける必要がない。理解の容易のために、図１（ｂ）には、図１０の強化用積層体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。なお、主翼１に加わる荷重において、捩り荷重は引張り荷重に対して例えば約３０％程度と小さいので、周縁領域３ａを増厚する必要が無く、他領域３ｂと同等の厚さとすることができる。
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、図１０を用いて説明したような剥離が生じない。
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よりも小さくしておくことにより、周縁領域３ａに加わる集中応力を緩和することができる。
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ておくことにより、窓用孔１１の周縁領域に加わる集中応力を緩和することができる。
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。
本発明の効果を確認するために、ＣＦＲＰを用いて複合材構造体とされた供試体を作成し、引張り試験を行った。
図７には、供試体の平面図が示されている。供試体は、長手方向の縦寸法が８００ｍｍ、幅寸法が２００ｍｍとされている。厚さは６．１ｍｍとされ、３２枚の繊維シートが積層された構造となっている。
供試体の中央部には、本発明のアクセスホール（孔）に対応する孔部５’が形成されている。孔部５’は長手方向に長軸を有する楕円形状とされており、短軸（横軸）が６０ｍｍ、長軸（縦軸）が１０８ｍｍとされている。供試体の両端部が試験機によって把持される把持部２１とされる。この把持部２１を引張試験機によって把持し、供試体を長手方向に変位制御によって荷重を負荷して破壊試験を行う。引張試験機による負荷速度は１ｍｍ／ｍｉｎとした。
供試体の各位置にひずみゲージを設置した。ひずみゲージは、Ａ１〜Ａ１２及びＢ２，Ｂ５，Ｂ６の１５枚を使用した。Ａ１〜Ａ１２のひずみゲージは、図７における表面側に設置され、Ｂ２，Ｂ５及びＢ６のひずみゲージは図７における裏面側に設置された。なお、Ａ６，Ｂ６及びＡ８のひずみゲージは、孔部５’の縁から１．５ｍｍの位置を計測するように設置された。
このようにひずみゲージを各位置に設置することにより、破壊時におけるグロスひずみ（応力集中を受けない位置のひずみ）はＡ１〜Ａ３のひずみゲージの平均値を用い、破壊時におけるピークひずみはＡ６，Ａ８，Ｂ６のひずみゲージの平均値を用いることとした。
図８には、図７に示した供試体のＡ−Ａ断面が示されている。Zone Aが本発明の周縁領域に相当し、Zone Bが本発明の他領域に相当する。同図に示された実線丸印は、図５と同様にスプライス位置を示す。同図から分かるように、短軸幅が６０ｍｍとされた孔部（Ｈｏｌｅ）縁部から、７ｍｍの位置と２０ｍｍの位置にスプライス位置が設けられている。
供試体の積層構造は、下表の通りである。
Figure 0005654055
表１において、条件１が本発明の周縁領域（Zone A）を備えた供試体であり、条件２が周縁領域（Zone A）を備えずZone Bのみとされた比較対象となる供試体である。Zone Aは４５°の積層割合が７５％となっており、Zone Bの４５°の積層割合の５０％よりも大きくなっている。
下表に、上述した供試体を用いた破断試験の結果を示す。
Figure 0005654055
表２において、条件１−１は、条件１の1つ目の供試体を意味する。したがって、条件１および条件２のそれぞれにて２つの供試体を用いて破壊試験を行った。表２における板厚ｔ及び板幅ｗは、孔部５’付近の値を示す。また、ｍｃｓは、「ｍｉｃｒｏ
ｍｍ/ｍｍ」を意味する。
表２から、Zone
Aを有する積層構造を適用した条件１（本発明）により、破壊時のグロスひずみが条件２（比較対象）よりも２割程度向上していることが分かる。これは、Zone Aを採用した本発明による応力集中低減に対して、破壊時の穴縁ピークひずみが積層変更によらずほぼ同等の値とされていることが要因であると考えられる。
図９には、表２の破壊時のひずみを孔部５’中心からの位置に対してプロットしたものが示されている。同図における曲線は、ＦＥＭ（Ｆｉｎｉｔｅ
Ｅｌｅｍｅｎｔ Ｍｅｔｈｏｄ）による解析結果を示す。
同図から分かるように、本発明の条件１は、比較対象である条件２に対して穴縁付近（３０ｍｍ付近）でひずみの増大が緩やかであり、条件２よりも応力集中が緩和されていることが分かる。
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 (6)

  1. 一方向に延在するとともに複数の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、
    各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とともに隣り合う該周縁領域の間を含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され、
    各前記孔は、航空機の主翼の下面外板に形成されたアクセスホールとされ、
    前記一方向が前記主翼の長手方向とされていることを特徴とする複合材構造体。
  2. 一方向に延在するとともに複数の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、
    各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とともに隣り合う該周縁領域の間を含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され、
    各前記孔は、航空機の胴体の外板に形成された窓用孔とされ、
    前記一方向が前記胴体の長手方向とされていることを特徴とする複合材構造体。
  3. 前記周縁領域は、前記一方向を０°とした場合に、±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する複合材とされていることを特徴とする請求項１又は２に記載の複合材構造体。
  4. 前記周縁領域となる周縁領域繊維シートと、前記他領域となる他領域繊維シートとが、スプライス位置を介してこれら繊維シートの延在方向に隣接して配置された分割繊維シートを、所定の積層位置に有しており、
    一の前記分割繊維シートの前記スプライス位置は、他の前記分割繊維シートの前記スプライス位置に対して、これら分割繊維シートの延在方向にずれた位置に配置されていることを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の複合材構造体。
  5. 請求項１に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機主翼。
  6. 請求項２に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機胴体。
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