专利名称：复合材料构件的制造方法及预浸片材的层叠体的制作方法
技术领域：
本发明涉及复合材料构件、飞机的机翼结构及飞机的机身结构的制造方法、预浸片材的层叠体。
背景技术：
日本特开平10-258463号公报中公开有用于飞机的机翼的复合材料的肋。如图1 所示，肋101具备腹板102和在腹板102的两端设置的凸缘103。为了提高肋101的刚性， 沿腹板102的长度方向设有多个补强筋104。各补强筋104沿着与长度方向正交的方向延伸。由于设有补强筋104，因此图2所示的腹板102中的实际长度Lltll比图1所示的凸缘 103中的实际长度L102长。当使用含有碳或玻璃纤维的织物的预浸材料成形肋101时，在补强筋104的角部部分容易形成褶皱。由于预浸材料在纤维方向上不具有伸长性，因此难以吸收实际长度Lltll 与实际长度Lltl2之差。已知有如下一种方法如图3所示，通过在预浸材料105的与补强筋104的角部部分对应的部位形成切口 106，来吸收实际长度Lltll与实际长度Lltl2之差。专利文献1 日本特开平10-258463号公报
发明内容
本发明的目的在于提供一种褶皱少的复合材料构件的制造方法、具备褶皱少的复合材料构件的飞机的机翼结构的制造方法、具备褶皱少的复合材料构件的飞机的机身结构的制造方法以及适合于上述的制造方法的预浸片材的层叠体。在本发明的一个观点中，复合材料构件的制造方法包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤。层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层。在第一层中， 与一个方向交叉的第一表面和与一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。由于在被第一表面及第二表面夹着的裂缝处纤维不连续，因此层叠体容易被造型，在由层叠体制造的复合材料构件上难以产生褶皱。第一层包括第一点及第二点。在造型的步骤之前，第一点及第二点在与一个方向平行且第一表面及第二表面与第一交点及第二交点交叉的直线上，以第一交点及第二交点配置在第一点与第二点之间的方式配置。优选造型的步骤包括使层叠体弯曲，以形成与腹板的一侧连接的第一凸缘和与腹板的另一侧连接的第二凸缘的步骤。第一凸缘与第二凸缘相互对置。第一凸缘以朝向第二凸缘成为凸出的方式弯曲。在造型的步骤之后，第一点及第二点配置于腹板，第一交点及第二交点配置于第一凸缘。优选层叠体除了第一层，还具备纤维朝向一个方向齐整的第二层。在第二层中，与一个方向交叉的第三表面和与一个方向交叉的第四表面以相互对置的方式对接。第一表面及第三表面沿着一个方向错位。优选层叠体包括纤维朝向与一个方向倾斜交叉的方向齐整的第三层。
在本发明的另一观点中，飞机的机翼结构的制造方法包括制造翼梁的步骤。制造翼梁的步骤包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤。层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层。在第一层中，与一个方向交叉的第一表面和与一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。在本发明的另一观点中，飞机的机身结构的制造方法包括制造框架的步骤、制造纵梁的步骤。制造框架的步骤及制造纵梁的步骤中的至少一方包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤。层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层。在第一层中， 与一个方向交叉的第一表面和与一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。在本发明的另一观点中，预浸片材的层叠体具备纤维朝向一个方向齐整的第一层。在第一层中，与一方交叉的第一表面和与一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。优选预浸片材的层叠体除了第一层，还具备纤维朝向一个方向齐整的第二层。在第二层中，与一个方向交叉的第三表面和与一个方向交叉的第四表面以相互对置的方式对接。第一表面及第三表面沿着一个方向错位。优选预浸片材的层叠体还具备纤维朝向与一个方向倾斜交叉的方向齐整的第三层。根据本发明，提供褶皱少的复合材料构件的制造方法、具备褶皱少的复合材料构件的飞机的机翼结构的制造方法、具备褶皱少的复合材料构件的飞机的机身结构的制造方法以及适合于上述的制造方法的预浸片材的层叠体。
本发明的上述目的、其它目的、效果及特征根据与附图关联的实施方式的记述变得更加清楚O
图1是现有的复合材料成形品的立体图。
图2是复合材料成形品的剖视图。
图3是表示现有的复合材料成形品的其它例子的立体图。
图4是本发明的第一实施方式涉及的飞机的俯视图。
图5是飞机的机翼结构的剖视图。
图6是机翼结构所具备的翼梁的立体图。
图7表示对层叠体进行预备造型的工序。
图8是表示第一实施方式涉及的层叠体与造型模具的配置的俯视图。
图9是图8的层叠体的剖视图。
图10是第一实施方式涉及的层叠体所具备的0度层预浸片材的俯视图。
图11是表示层叠体与造型模具的详细的配置的俯视图。
图12表示预备造型后的层叠体。
图13是第一实施方式涉及的翼梁的立体图。
图14是比较例涉及的翼梁的立体图。
图15是本发明的第二实施方式涉及的层叠体所具备的0度层预浸片材的俯视图。
图16是表示第二实施方式涉及的层叠体与造型模具的配置的俯视图。
图17是表示本发明的第三实施方式涉及的层叠体与造型模具的配置的俯视图。图18是第三实施方式涉及的翼梁的立体图。图19是本发明的第四实施方式涉及的层叠体的剖视图。图20是飞机的机身结构的立体图。图21是机身结构所具备的框架的剖视图。图22是机身结构所具备的纵梁的立体图。图23是纵梁的剖视图。
具体实施例方式以下，参照附图，对本发明的实施方式涉及的复合材料构件、飞机的机翼结构、飞机的机身结构、它们的制造方法以及预浸片材的层叠体进行说明。(第一实施方式)图4表示本发明的第一实施方式涉及的飞机1。飞机1具备机翼2和机身3。图 5表示机翼2所具备的机翼结构20。机翼结构20具备翼梁21、安装于翼梁21的肋22、安装于肋22的外板23。机翼2既可以为主机翼，也可以为尾翼。图6表示翼梁21的立体图。作为复合材料构件的翼梁2由纤维强化塑料那样的复合材料形成。翼梁21具备腹板81、与腹板81的一侧连接的凸缘82、与腹板81的另一侧连接的凸缘83。腹板81、凸缘82及凸缘83分别呈板形状。凸缘82经由沿翼梁21的长度方向延伸的角部84与腹板81连接。凸缘83经由沿翼梁21的长度方向延伸的角部85与腹板81连接。凸缘82及凸缘83相互对置。凸缘82朝向凸缘83以成为凸出的方式弯曲。以下，说明翼梁21的制造方法。翼梁21的制造方法包括准备层叠有预浸片材的平板状的层叠体4的工序、对层叠体4沿着模具进行预备造型的工序以及使预备造型后的层叠体4硬化的工序。在预备造型的工序中，例如利用热隔膜成型。图7表示利用热隔膜成型对层叠体 4进行预备造型的方法。造型模具7具备上表面71、经由角部74与上表面71连接的侧面 72、经由角部75与上表面71连接的侧面73。上表面71与腹板81对应，侧面72与凸缘82 对应，侧面73与凸缘83对应，角部74与角部84对应，角部75与角部85对应。将层叠体 4载置在上表面71上而相对于造型模具7定位。图8表示层叠体4与造型模具7的配置。造型模具7的中心线70为距角部74及角部75大致等距离的直线。与凸缘82朝向凸缘83以成为凸出的方式弯曲相对应，角部74 朝向角部75以成为凸出的方式弯曲。层叠体4包括0度层、+45度层、-45度层、90度层。 在0度层、+45度层、-45度层及90度层中，纤维分别朝向一个方向(单一方向)齐整。0 度层中的纤维的方向(0度方向)、+45度层中的纤维的方向(+45度方向)、-45度层中的纤维的方向(-45度方向)及90度层中的纤维的方向(90度方向)如图中箭头所示。+45度方向以+45度的角度与0度方向倾斜交叉。-45度方向以-45度的角度与0度方向倾斜交叉。90度方向以90度的角度与0度方向交叉。例如，层叠体4以0度方向与中心线70所成的角度为-10度到+10度的范围的方式相对于造型模具7定位。在使层叠体4相对于造型模具7定位时，以从垂直于上表面71的方向观察时裂缝 4a与角部74交叉的方式在0度层上设置裂缝如。裂缝如与0度方向交叉。
6表示图8的C-C切断线处的剖视图。层叠体4包括作为+45度层的预浸片材 41、作为90度层的预浸片材42、作为-45度层的预浸片材43、作为0度层的预浸片材44。 预浸片材44配置在接近上表面71的一侧，预浸片材41配置在远离上表面71的一侧。预浸片材42配置在预浸片材41与预浸片材43之间，预浸片材43配置在预浸片材42与预浸片材44之间。裂缝如设置于预浸片材44。预浸片材44在裂缝如处包含不连续的纤维。 预浸片材44在各裂缝如具备表面4 和表面44b。裂缝如被表面4 与表面44b夹着。 表面4 及表面44b分别例如以90度或约90度与0度方向交叉。约90度为从87度至93 的范围的角度。表面4 及表面44b以相互对置的方式对接。在表面Ma及表面44b中分别配置有多个纤维的切断面。切断面与纤维的横截面对应。在预浸片材41、42及43中未设置裂缝如那样的裂缝。参照图10，在预浸片材44中设有多个裂缝如的情况下，裂缝如沿着0度方向以间距P设置。裂缝如可以仅设置一个。参照图11，对图8所示的造型模具7和层叠体4的配置进行详细地说明。预浸片材44包含平行于0度方向的直线5。在直线5上存在点51、点52、交点53及交点M。交点53为直线5与表面44a的交点，交点M为直线5与表面44b的交点。交点53及交点M 配置在点51与点52之间。点51及52、交点53及M分别配置在角部74的两侧。参照图7，通过膜9覆盖层叠体4及造型模具7后，对层叠体4进行加热的同时对膜9内进行真空吸引。其结果是，层叠体4沿着角部74及角部75折弯，如图12所示，形成腹板81、凸缘82、凸缘83、角部84及角部85。层叠体4的应该成为凸缘82部分弯曲而形成凸缘82。此时，在应该成为凸缘82 的部分上沿直线5作用有伸展的力。由于配置在直线5上的纤维在裂缝如处不连续，因此层叠体4容易沿着造型模具7被造型，在层叠体4上难以产生褶皱。接着，在硬化的工序中，使用压热器，以加热加压的条件对预备造型后的层叠体4 进行硬化处理。图13表示由层叠体4经过上述的预备造型的工序及硬化的工序而制造的翼梁21。 由于在层叠体4中设有裂缝4a，因此防止在翼梁21上产生褶皱。翼梁21包括与各裂缝如对应的边界面87。在边界面87中，预浸片材44的多个纤维不连续。边界面87跨角部84 而配置在凸缘82和腹板81这两方。点51及点52配置于腹板81。交点53及交点M配置于凸缘82。在凸缘82的曲率半径R为50000mm至75000mm，且凸缘82的宽度W为150_以下的情况下，通过使间距P为300mm，显著地抑制了褶皱的产生。曲率半径R越小，并且必要的凸缘宽度越长，优选间距P越小。需要说明的是，曲率半径R、宽度W以及间距P没有限定为上述的值。在硬化后，+45度层的纤维和-45度层的纤维对与0度方向平行的伸展力进行抵抗，从而防止由于边界面87的存在而翼梁21无法实现所希望的强度的情况。(比较例)本发明的比较例涉及的层叠体4上未设置上述的裂缝如。图14表示由比较例涉及的层叠体4经过上述的预备造型的工序及硬化工序而制造的翼梁21。在使层叠体4的应该成为凸缘82的部分弯曲而形成凸缘82时，在应该成为凸缘82的部分上沿着0度层所含有的纤维作用有伸展的力。0度层的纤维对该伸展的力进行抵抗，因此如图14所示，在腹板 81产生褶皱86。由于褶皱86使翼梁21的强度降低，因此优选褶皱86的个数少。(第二实施方式)本发明的第二实施方式涉及的层叠体4仅0度层与第一实施方式涉及的层叠体4 不同。参照图15，第二实施方式涉及的0度层与在第一实施方式涉及的预浸片材44中追加了与0度方向平行的裂缝虹的结构对应。在该情况下，层叠体4的0度层包括预浸片材 44-1、预浸片材44-2、预浸片材44-3、预浸片材44_4。参照图16，裂缝虹在从垂直于上表面71的方向观察时配置在角部74与角部75之间。裂缝虹在预浸片材的树脂融解而再凝固时消失，因此在本实施方式涉及的从层叠体4经过上述的预备造型的工序及硬化的工序而制造的翼梁21上不存在与裂缝虹对应的边界面。本实施方式涉及的方法例如在制造腹板的宽度宽的层叠体的情况下有效。即，本实施方式涉及的方法与在一个大的预浸片材中加入裂缝而形成腹板及凸缘的方法相比，具有制造容易这样的优点。另外，还具有能够提高材料成品率的优点。(第三实施方式)参照图17，本发明的第三实施方式涉及的层叠体4仅裂缝如与角部74不交叉这一点与本发明的第一实施方式涉及的层叠体4不同。图18表示由图17的层叠体4经过上述的预备造型的工序及硬化的工序而制造的翼梁21。如图18所示，与裂缝如对应的边界面87仅配置于凸缘82，在腹板81上未配置。本实施方式涉及的方法在构件所具备的凸缘的曲率半径超过5000mm且为了最大限度保持构件的强度而希望将纤维切断抑制成最小限度的情况下有效。(第四实施方式)本发明的第四实施方式涉及的层叠体4与在第一至第三实施方式中任一方式涉及的层叠体4上追加其它的层的结构对应。参照图19，本实施方式涉及的层叠体4相对于对称面6镜面对称。层叠体4除了上述的预浸片材41至44，还具备作为0度层的预浸片材45、作为+45度层的预浸片材46、作为0度层的预浸片材47及预浸片材48、作为-45度层的预浸片材49、作为0度层的预浸片材50。预浸片材44配置在预浸片材41与对称面6 之间，预浸片材47配置在预浸片材44与对称面6之间，预浸片材45配置在预浸片材44与预浸片材47之间，预浸片材46配置在预浸片材45与预浸片材47之间，预浸片材49配置在预浸片材47与对称面6之间，预浸片材48配置在预浸片材47与预浸片材49之间，预浸片材50配置在预浸片材49与对称面6之间。在预浸片材45中，在从预浸片材44的裂缝如沿0度方向错开距离D的位置设有裂缝如。在预浸片材47中，在从预浸片材45的裂缝如沿0度方向错开距离D的位置设有裂缝如。在预浸片材48中，在从预浸片材47的裂缝如沿0度方向错开距离D的位置设有裂缝如。在预浸片材50中，在从预浸片材48的裂缝如沿0度方向错开距离D的位置设有裂缝如。各裂缝如设置成与0度方向交叉。在预浸片材45、预浸片材47、预浸片材48及预浸片材50的各裂缝如中，以表面4 那样的表面与表面44b那样的表面相互对置的方式对接。优选距离D为25mm(1英寸)以上。上述的错开为有意图地设置的。另外，预浸片材45、47、48及50的裂缝如可以以均勻地分散于预浸片材44的裂缝如的整个间距的方式确定距离D，预浸片材44、45、47、48及50的裂缝如也可以以均勻地分散于层叠体4整体
8的方式确定距离D。从图19所示的层叠体4经过上述的预备造型的工序和硬化的工序而制造翼梁21。 翼梁21含有多个0度层，且在它们上形成的边界面87沿0度方向错开，因此翼梁21的强
度提高。在上述各实施方式中，可以取代+45度层而使用+Θ度层，取代-45度层而使用-Θ度层。+Θ度层及-Θ度层中，纤维分别朝向一个方向齐整。+Θ度层中的纤维的方向以θ度的角度与0度方向倾斜交叉。-Θ度层中的纤维的方向以-Θ度的角度与0度方向倾斜交叉。在此，ο < θ < 45或者45 < θ < 90。可以利用上述各实施方式涉及的制造方法，制造作为复合材料构件的框架31及纵梁32。参照图20，机身3的机身结构30具备环状的框架31、固定于框架31的纵梁32、外板33。如图21所示，框架31具备腹板31a、与腹板31a连接的凸缘31b及31c。腹板31a 与腹板81对应，凸缘31b与凸缘82对应，凸缘31c与凸缘83对应。如图22所示，纵梁32 的横截面为H形状或I形状。如图23所示，纵梁32具备构件32-1及32_2、平板状的顶板 32-3、平板状的底板32-4、角部填充材料32-5及32_6。构件32_1及32_2的横截面形状分别为日语的片假名的“ 二 ”。换言之，构件32-1及32-2的横截面分别为U形状或直角U形状。构件32-1及32-2分别具备腹板32a、与腹板3 连接的两个凸缘32b。构件32_1及 32-2以横截面构成H形状或I形状的结合体的方式将构件32-1的腹板3 和构件32_2的腹板3 结合。顶板32-3及底板32-4在之间夹着结合体而面对。顶板32_3与构件32_1 及32-2的远离外板33的一侧的凸缘32b结合。角部填充材料32_5以被顶板32_3、构件 32-1及构件32-2包围的方式配置。底板32-4与构件32_1及32_2的接近外板33的一侧的凸缘32b结合。角部填充材料32-6以被底板32-4、构件32-1及构件32-2包围的方式配置。底板32-4与外板33结合。在构件32-1及32-2中，腹板3 分别与腹板81对应，两个凸缘3 分别与凸缘82及凸缘83对应。以上，参照实施方式对本发明进行了说明，但本发明没有限定为上述实施方式。能够对上述实施方式进行各种变更。例如，能够将上述实施方式相互组合。
权利要求
1.一种复合材料构件的制造方法，其中，该方法包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤， 所述层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层，在所述第一层中，与所述一个方向交叉的第一表面和与所述一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。
2.根据权利要求1所述的复合材料构件的制造方法，其中， 所述第一层包括第一点及第二点，在所述造型的步骤之前，所述第一点及所述第二点在与所述一个方向平行且所述第一表面及所述第二表面与第一交点及第二交点交叉的直线上，以所述第一交点及所述第二交点配置在所述第一点与所述第二点之间的方式配置，所述造型的步骤包括使所述层叠体弯曲以形成与腹板的一侧连接的第一凸缘和与所述腹板的另一侧连接的第二凸缘的步骤， 所述第一凸缘与所述第二凸缘相互对置， 所述第一凸缘以朝向所述第二凸缘成为凸出的方式弯曲，在所述造型的步骤之后，所述第一点及所述第二点配置于所述腹板，所述第一交点及所述第二交点配置于所述第一凸缘。
3.根据权利要求1或2所述的复合材料构件的制造方法，其中， 所述层叠体包括纤维朝向所述一个方向齐整的第二层，在所述第二层中，与所述一个方向交叉的第三表面和与所述一个方向交叉的第四表面以相互对置的方式对接，所述第一表面及所述第三表面沿着所述一个方向错位。
4.根据权利要求1 3中任一项所述的复合材料构件的制造方法，其中， 所述层叠体包括纤维朝向与所述一个方向倾斜交叉的方向齐整的第三层。
5.一种飞机的机翼结构的制造方法，其中， 该方法包括制造翼梁的步骤，所述制造翼梁的步骤包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤， 所述层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层，在所述第一层中，与所述一个方向交叉的第一表面和与所述一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。
6.一种飞机的机身结构的制造方法，其中，该方法包括 制造框架的步骤；制造纵梁的步骤，制造所述框架的步骤及制造所述纵梁的步骤中的至少一方包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤，所述层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层，在所述第一层中，与所述一个方向交叉的第一表面和与所述一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。
7.一种预浸片材的层叠体，其中，该层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层，在所述第一层中，与所述一个方向交叉的第一表面和与所述一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。
8.根据权利要求7所述的预浸片材的层叠体，其中， 该层叠体还包括纤维朝向所述一个方向齐整的第二层，在所述第二层中，与所述一个方向交叉的第三表面和与所述一个方向交叉的第四表面以相互对置的方式对接，所述第一表面及所述第三表面沿着所述一个方向错位。
9.根据权利要求7或8所述的预浸片材的层叠体，其中，还包括纤维朝向与所述一个方向倾斜交叉的方向齐整的第三层。
全文摘要
本发明提供一种复合材料构件的制造方法，复合材料构件的制造方法包括对层叠有预浸片材的层叠体沿着模具进行造型的步骤。层叠体包括纤维朝向一个方向齐整的第一层。在第一层中，与一个方向交叉的第一表面和与一个方向交叉的第二表面以相互对置的方式对接。由于在第一表面与第二表面之间纤维不连续，因此层叠体容易被造型，在由层叠体制造而成的复合材料构件上难以产生褶皱。
文档编号B29C70/06GK102395458SQ200980158739
公开日2012年3月28日 申请日期2009年6月1日 优先权日2009年6月1日
发明者吉田慎一, 西山茂, 阿部俊夫 申请人:三菱重工业株式会社