復合層壓件中優化的交叉層定向的制作方法
【專利摘要】本發明的名稱是復合層壓件中優化的交叉層定向。復合層壓件具有主負荷軸并且包括多個樹脂層，每個樹脂層用單向纖維增強。所述層壓件包括交叉層，其纖維定向被優化以沿著主負荷軸抵抗彎曲負荷和扭轉負荷。
【專利說明】復合層壓件中優化的交叉層定向
【技術領域】
[0001]本公開一般涉及復合層壓件，比如飛行器中使用的那些，并且更具體地涉及纖維增強的樹脂層壓件，其具有優化的纖維定向的交叉層。
【背景技術】
[0002]因為它們良好的強度與重量比，纖維增強的樹脂層壓件，比如碳纖維增強的塑料(CFRP)，廣泛地用于航空和其他應用。可通過鋪設通常稱為預浸料的支撐在樹脂基體中的多層單向增強纖維制造這些復合層壓件。鋪設件中的層可具有不同的纖維定向，其布置順序為產生具體應用需要的層壓件強度和勁度。例如，在飛行器蒙皮中，復合層壓件可包括分別相對于參考軸具有定向為O、+45、-45和90度的增強纖維的層組，大多數層為+/-45度層。盡管層壓件中層的數量可在沿著機翼的不同位置變化，但是在機翼的長度上層的角度定向可基本上不變，并因此未充分優化以匹配機翼上各個位置的性能要求。這些不同層定向的使用使得復合層壓件結構對于給定的應用更好地抵抗彎曲、剪切、扭轉和承載負荷，但是使用恒定定向的層對于具體應用可導致比期望的更重的蒙皮。
[0003]降低飛行器應用中使用的復合層壓件結構的重量可提高飛行器的操作效率。這種結構的重量可至少部分取決于層壓件中層的數量，該數量又可通過具體應用的強度和勁度要求確定。
[0004]因此，需要使用減少總層數同時保持需要的層壓件強度、剛度和對開裂和裂紋延長抗性的復合層壓件。也需要復合層壓件飛行器蒙皮，其通過使用具有優化的纖維定向的交叉層使蒙皮的彎曲和扭轉強度以及勁度之間的平衡優化。進一步，需要復合層壓件蒙皮，其通過沿著機翼長度改變層定向而展現減輕的重量。
【發明內容】
[0005]公開的實施方式提供復合層壓件結構，比如飛行器蒙皮，其具有減輕的重量并且可提高層壓件的結構強度、勁度和對開裂和裂紋延長的抗性。通過在復合層壓件中使用較少的0度層減輕結構的重量。復合層壓件中0度層數量的減少也可減少勞力和材料成本。通過優化交叉層的定向，實現0度層數量的減少，而基本上不降低復合層壓件的剪切性質，包括扭轉強度和勁度。通過以復合層壓件結構上的主縱向負荷更緊密調整交叉層的纖維定向，優化交叉層的定向。優化公開的交叉層的好處可在飛行器蒙皮設計中實施，而在機翼設計上沒有顯著的結構改變。使用公開的層優化技術可實現翼箱(Wingbox)重量3%至5%的減輕。
[0006]在一些應用中，交叉層的纖維定向可在約33和43度的范圍內，而在其他應用中，約23和45度范圍內的交叉層定向可提供優化的復合層壓件性能，同時實現重量減輕。公開的復合層壓件可用作機翼上的蒙皮、安定面、控制裝置(control service)或飛行器中使用的其他結構。在公開的復合層壓件的機翼蒙皮應用中，例如且沒有限制地，其可能實現飛行器機翼翼箱重量3%至5%的減輕，同時增加機翼翼箱的彎曲性能。優化的交叉層定向角度在復合層壓件的區域上可以不變或可以變化。例如且沒有限制地，優化的交叉層定向角度可沿著機翼蒙皮的長度在翼展方向上變化。
[0007]根據一種公開的實施方式，復合層壓件包括用相對于參考軸具有基本上0度的纖維定向的單向纖維增強的至少一個樹脂層，和用相對于參考軸具有基本上90度的纖維定向的單向纖維增強的至少一個樹脂層。該復合層壓件進一步包括用相對于參考軸各自具有土 9度的纖維定向的單向纖維增強的樹脂交叉層，其中9在約25度和43度的范圍內。在一些應用中，0可在約35度和40度的范圍內，并且角度定向可沿著長度或在層壓件區域內變化。
[0008]根據另一公開的實施方式，提供了具有主負荷軸的復合層壓件飛行器蒙皮。該飛行器蒙皮包括第一組纖維增強的樹脂層，其具有基本上平行于負荷軸的纖維定向；第二組纖維增強的樹脂層，其具有基本上垂直于負荷軸的纖維定向；和第三組纖維增強的樹脂層，其相對于負荷軸具有土 9度的纖維定向，其中9在約33和43度的范圍內。在一些應用中，9可在約35和40度的范圍內。
[0009]根據仍另一實施方式，具有主負荷軸的復合層壓件飛行器蒙皮包括至少一組纖維增強的樹脂交叉層，其纖維定向沿著主負荷軸變化。交叉層的纖維定向的變化范圍可在約25和45度之內，并且在一些應用中，蒙皮可進一步包括相對于主負荷軸纖維定向為約45度的交叉層。
[0010]根據進一步實施方式，提供制造具有主負荷軸的復合層壓件的方法。該方法包括組裝多層鋪設件，其包括鋪設第一組的樹脂層，每個樹脂層用相對于負荷軸具有土 e度纖維定向的單向纖維增強，其中e在約25度和43度的范圍內；鋪設第二組的樹脂層，每個樹脂層用相對于主負荷軸具有基本上0度纖維定向的單向纖維增強；和鋪設第三組的樹脂層，每個樹脂層用相對于主負荷軸具有基本上90度纖維定向的單向纖維增強。該方法進一步包括將第一、第二和第三組的層層壓在一起。e在約35度和45度的范圍內。鋪設第一組的樹脂層包括沿著主負荷軸改變纖維定向e。鋪設第一組的樹脂層和改變纖維定向可使用計算機控制的自動纖維布置機進行。該方法可進一步包括穿過層壓的層鉆至少一個孔，和/或切開層壓的層的至少一個邊緣。
[0011]根據仍另一實施方式，提供制造具有主負荷軸的復合飛行器機翼蒙皮的方法。該方法包括鋪設用單向纖維增強的多個樹脂層，其包括大致平行于主負荷軸定向第一組的層，和相對于主負荷軸以土 e度纖維定向，定向第二組的層，其中e在約25度和43度的范圍內。在一些應用中，0可在約35度和45度的范圍內。定向第二組的層包括沿著主負荷軸的長度改變第二層的角度定向。改變第二組的層的角度定向包括沿著第一展寬(stretch)在第一角度定向上將層放置在其第二組中，和沿著第二展寬在不同于第一角度定向的第二角度定向上將層放置在第二組中。第一角度定向沿著第一展寬可基本上不變，并且第二角度定向沿著第二展寬可變化。
[0012]根據進一步實施方式，本公開提供了具有主負荷軸的復合層壓件，其包括多個樹脂層，每個樹脂層用單向纖維增強，并且包括具有優化為沿著主負荷軸抵抗彎曲負荷和扭轉負荷的纖維定向的交叉層。有利地，多個樹脂層包括用相對于主負荷軸具有基本上0度纖維定向的單向纖維增強的至少一個樹脂層；用相對于主負荷軸具有基本上90度纖維定向的單向纖維增強的至少一個樹脂層；和交叉層，其每個相對于主負荷軸具有土 e度纖維定向，其中0在約10度和43度的范圍內。優選地0在約33度和43度的范圍內。優選地0在約35度和40度的范圍內。優選地交叉層的0度纖維定向沿著主負荷軸變化。優選地交叉層的0度纖維定向在復合層壓件區域內變化。優選地選擇交叉層的0度纖維定向以匹配沿著主軸的復合層壓件的負荷。優選地層壓件形成飛行器蒙皮的一部分。
[0013]根據進一步實施方式，本公開提供了具有主負荷軸的復合層壓件飛行器蒙皮，其包括具有基本上平行于主負荷軸的纖維定向的第一組纖維增強的樹脂層；具有基本上垂直于主負荷軸的纖維定向的第二組纖維增強的樹脂層，和第三組纖維增強的樹脂交叉層，其橫穿其第一和第二組中的層延伸并且相對于主負荷軸具有±e度纖維定向，其中e被優化以抵抗施加至蒙皮的彎曲負荷和扭轉負荷。有利地e在約33和43度的范圍內。有利地0在約35和40度的范圍內。有利地0在整個蒙皮上沿著主負荷軸變化。有利地蒙皮是具有翼根和翼尖的機翼蒙皮，e在翼根區域為約43度，并且0在翼尖為約10度。
[0014]根據進一步實施方式，本公開提供了具有主負荷軸的復合層壓件飛行器蒙皮，其包括具有沿著主負荷軸變化的纖維定向的至少一組纖維增強的樹脂交叉層。有利地交叉層的纖維定向在約10和43度的范圍內變化。有利地層相對于主負荷軸具有約90度的纖維定向，和層相對于主負荷軸具有約0度的纖維定向。
[0015]根據進一步實施方式，本公開提供了鋪設具有主負荷軸的復合飛行器蒙皮的方法，其包括鋪設用單向纖維增強的樹脂的交叉層，包括以沿著主負荷軸變化的角度定向交叉層。有利地角度在相對于主負荷軸約+10和+43度和-10和-43度的范圍內。有利地定向交叉層包括選擇交叉層的定向角度，所述定向角度基本上匹配在沿著主負荷軸的多個位置施加至機翼蒙皮上的負荷。
[0016]根據進一步實施方式，本公開提供了制造具有主負荷軸的復合飛行器機翼蒙皮的方法，包括鋪設多個樹脂層，每個層用具有基本上平行于主負荷軸的纖維定向的單向纖維增強；鋪設多個樹脂層，每個層用具有基本上與主負荷軸成直角的纖維定向的單向纖維增強；和鋪設多個樹脂交叉層，每個交叉層用單向纖維增強并且具有角度纖維定向土 0，其包括優化角度纖維定向土 e以基本上匹配機翼蒙皮上的負荷。有利地在沿著主負荷軸的多個位置的每個位置上進行優化角度定向土 0。有利地優化角度定向土 0包括選擇在約10和43度范圍內的纖維定向角度。
[0017]根據進一步實施方式，本公開提供了減輕由纖維增強的層形成的復合機翼蒙皮重量的方法，所述纖維增強的層包括被交叉層橫穿的0度和90度層，所述方法包括通過優化交叉層的角度定向減少抵抗機翼蒙皮上負荷需要的0度層的數量。有利地優化交叉層的角度定向包括選擇交叉層的角度定向土 e，其中± 0在約10和43度的范圍內。有利地90度層基本上平行于機翼蒙皮的主負荷軸延伸，并且沿著主負荷軸在機翼蒙皮的翼展(span-wise)方向的不止一個位置上進行優化交叉層的角度定向。
[0018]特征、功能和優勢可獨立在本公開的各種實施方式中實現或可在其他實施方式中結合，其中參考下列說明和附圖可理解進一步的細節。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0019]在所附的權利要求中提出了被認為是有利實施方式的特性的新特征。但是，當結合附圖閱讀時，通過參考下列詳細說明，將更好理解有利的實施方式以及其優選使用模式、進一步的目標和優勢，其中:
[0020]圖1是飛行器生產和使用方法的流程圖圖解。
[0021]圖2是飛行器的方框圖圖解。
[0022]圖3是具有優化的纖維定向的交叉層的復合層壓件的橫截面視圖圖解。
[0023]圖4是采用圖3復合層壓件的復合夾芯板的橫截面視圖圖解。
[0024]圖5是圖3復合層壓件的若干單個層的分解透視圖圖解。
[0025]圖6是顯示強度/勁度和交叉層角度之間關系的圖表的圖解。
[0026]圖7是公開的復合層壓件的制造方法的流程圖圖解。
[0027]圖8是采用公開的復合層壓件的機翼蒙皮的等距視圖圖解。
[0028]圖9是顯示交叉層角度沿著機翼蒙皮的長度變化的圖表的圖解。
[0029]圖10是與圖8類似的圖解，但是顯示機翼蒙皮交叉層的定向沿著機翼的長度可如何變化。
【具體實施方式】
[0030]公開的實施方式涉及復合層壓件和相關的制造方法，該方法可用于制造各種復合層壓件結構的任何一種。實施方式可用于許多領域，尤其用于運輸工業，包括例如航空、船舶、汽車應用和采用輕質復合層壓件的其他應用。因此，現參考圖1和2，本公開的實施方式可用于如圖1中所示的飛行器制造和使用方法20的情形以及如圖2中所示的飛行器22。公開的實施方式的飛行器應用可包括，例如且不限制地，形成機翼38 —部分的蒙皮(圖2中未顯示，但稍后討論)、垂直安定面40和水平安定面42，其全部形成機體44的一部分。在生產前期間，示例性方法20可包括飛行器22的規格和設計24和材料獲得26。在生產期間，進行飛行器22的部件和子組件制造28和系統整合30。其后，飛行器22可經歷發照和交付32以投入使用34。在客戶使用時，飛行器22可定期進行日常維護和保養36，其也可以包括改進、重新配置、整修等。
[0031]可以由系統整合者、第三方和/或操作者(例如用戶)進行或執行方法20的每個過程。為了本說明書的目的，系統整合者可以非限制性地包括諸多飛行器制造商和主要系統轉包商；第三方可以非限制性地包括諸多銷售商、轉包商和供應商；以及操作者可以是航空公司、租賃公司、軍事實體、服務組織等。
[0032]如圖2中所顯示，通過示例性方法20生產的飛行器22除了機體44之外可包括多個高水平的系統45和內部46。高水平的系統45包括一個或多個的推進系統48、電力系統50、液壓系統52和環境系統54。可包括任何數量的其他系統。每個機翼38可包括一個或多個機翼翼箱56。機翼38、垂直的安定面40和水平安定面42可每個包括一個或多個操縱面58。
[0033]本文具體化的系統和方法可在生產和使用方法20的任何一個或多個階段期間使用。例如，對應生產工藝28的部件和子組件可以以與飛行器22在使用時生產的部件和子組件類似的方式制造或加工。而且，一個或多個裝置實施方式、方法實施方式或其組合可在生產階段28和30期間使用，例如，通過顯著加速飛行器22的組裝或降低其成本。根據公開的實施方式加工的復合層壓件結構可增加飛行器22組件的強度和勁度，同時降低飛行器重量。類似地，一個或多個裝置實施方式、方法實施方式或其組合可在飛行器22使用時使用，例如但不限于維護和保養36。
[0034]圖3圖解公開的纖維增強的復合樹脂層壓件60的一種實施方式，其可用于制造復合結構或部件62，其在圖3顯示的應用中大體上是平的。但是，復合層壓件60可具有通過熟知的復合鋪設技術和工具實現的一個或多個曲線、輪廓線或其他形狀(未顯示)。復合層壓件60包括多個層壓的層64。每個層64包括支撐在聚合物樹脂基體68上的單向增強纖維66。基體68中的增強纖維66不限于任何具體的組成，并且可包括但不限于碳、纖維玻璃、Kevlar、硼、鈦或陶瓷，僅舉幾例。基體68可包括寬范圍的聚合物樹脂的任一種，包括例如但不限于環氧樹脂。如下將討論，層64的單向纖維66的角度定向可根據選擇來實現部件62期望性能規格的預定層方案(未顯示)而改變。
[0035]公開的層壓件60可結合其他結構以形成部件62，比如圖4中顯示的復合夾芯板76。在該實例中，層壓件60用作76內面板和外面板78、80，其之間夾有合適的核心82。
[0036]現轉向關注圖5，其圖解若干層64a_64d的部分鋪設件84，用于制造公開的復合層壓件60。每個層64a-64d包括單向增強纖維66a_66d,其相對于負荷軸或參考軸具有預定角度定向，在圖解的實施方式中負荷軸或參考軸表示為正交坐標系85的X軸。層64a-64d可每個包括單向預浸料帶或絲束，其可使用自動化的設備——比如但不限于通過能夠控制層64a-64d的纖維定向的計算機控制的自動化纖維布置機(未顯示)——進行鋪設。可選地，層64a-64d可手動鋪設。層64a包括具有相對于X軸約90度角度定向的增強纖維66a，而層64d包括具有相對于X軸約0度的角度定向的增強纖維66d。因此，層64a的增強纖維66a大致垂直或正交于X軸，而層64d的增強纖維66d大致平行于X軸。如本文所使用，“90度”旨在包括約90+/-5度的纖維定向，和“0度”旨在包括0+/-5度的纖維定向。
[0037]層64b包括相對于X軸具有角度纖維定向+ 0的單向增強纖維66b，而層64c包括相對于X軸具有角度纖維定向-0的單向增強纖維66c。分別具有+ 0和-0纖維定向的層64b和64c在本文有時也可稱為“交叉層”,其具有土 0的角度定向，并且土 0在本文有時也可稱為“交叉層角度”。如下將討論，具體的交叉層角度土 0被優化以保持或改善復合層壓件60的性能，同時減輕其重量。在一些應用中，交叉層角度± 0可在約10和43度范圍內，而在其他應用中，交叉層角度土 0在約33和43度的范圍內時可獲得期望的結果。在仍其他應用中，在約35和40度范圍內的交叉層角度± 0的使用可提供有益的或有用的結果。
[0038]交叉層角度土 0可在部件62的一個或多個區域有大小變化(圖3)，以實現彎曲強度和勁度、拉伸負荷、扭轉強度和勁度以及層壓件重量之間的局部優化平衡。例如，在下面討論的實施方式中，在整個層壓件結構上，交叉層角度土 e可從約10度至約43度線性或非線性變化。也可能改變層壓件60的相同區域中疊加的交叉層64b、64c的交叉層角度土 9。換句話說，在給定區域的層壓件60中的不同交叉層64b、64c可分別具有不同的交叉層角度土 0。交叉層64b、64c中使用的具體角度土 0將取決于具體應用的規格和性能要求，以及層壓件結構的局部特征。在一些實施方式中，除了具有土 0角度定向的交叉層，在一些區域中，層壓件60還可采用+45度層(未顯示)和-45度層(未顯示)。
[0039]為了簡化圖解，在圖5的實施例中僅僅顯示了 4層64a_64d，但是，在具體的實施方式中，部分鋪設件84可包括許多散布的層64a-64d的集或組，其分別具有0度、90度、+ 0度和-9度的纖維定向，其根據預定層方案鋪設以實現期望的部件特征和性能。例如，在復合層壓件60用作飛行器機翼蒙皮的應用中，層64總數的約30%可具有大致0度的角度纖維定向，層64總數的約60%可具有土 0度的纖維定向，層64總數的約10%可具有約90度的纖維定向。
[0040]通過采用分別具有優化的+ 0、- 0纖維定向的交叉層64b、64c，對于具體的應用，比如機翼蒙皮，可需要較少的0度層64d。可需要較少的0度層，是因為相比常規使用的±45度層，交叉層64b、64c的纖維定向更緊密與主負荷軸即X軸對齊，從而有助于層壓件60的彎曲強度和勁度，同時保持需要水平的扭轉強度和勁度。公開的交叉層優化技術導致的扭轉強度和勁度的少量損失可能不會特別損害大部分機翼蒙皮應用，因為蒙皮設計為具有相對大范圍的扭轉強度和勁度。
[0041]典型的機翼蒙皮層壓件可分別包括30%/60%/10%的0、45和90度層。因為大多數層可為45度層，可認識到優化交叉層的角度可導致需要較少的0度層64d。由于使用較少的0度層64d，在大部分復合負荷抵抗力在90度方向上的那些應用中可降低復合層壓件60的重量，在圖解的實施例中該90度方向基本上平行于Y軸。另外，使用具有角度纖維定向土 9的交叉層可提高0度層64d的承載強度，同時有助于抑制或延遲0度層64d和90度層64a中可能的開裂和/或裂紋延長，因為交叉層64b、64c的纖維66b、66c分別與0度層64d和90度層64a的纖維66a、66d交叉并且系在一起。交叉層64b、64c抑制或延遲層開裂和裂紋延長的能力在層壓件60中鉆孔70 (圖3)以接收緊固件72的情況或在當部件62修整至最終尺寸時切割層壓件60的邊緣74并因此纖維66的情況是特別重要的。在公開的實施方式一種典型的機翼蒙皮應用中，取決于用于形成部分鋪設件84的部件和層方案需要的性能規格，復合層壓件60中使用的0度層64的數量可減少1%和5%之間。
[0042]現轉向關注圖6，其以圖說明之前討論的層壓件60的強度/勁度86和交叉層纖維定向角度±9之間的關系。層壓件60的彎曲強度/勁度由圖線88表示，而層壓件60的扭轉強度/勁度由圖線90表示。可見，扭轉強度/勁度90隨著交叉層角度± 0的增加逐漸增加至在92處的峰值，其對應±45度交叉層角度，并且然后隨著交叉層角度增加超過±45度逐漸降低。但是，如圖線88所顯示，隨著交叉層角度± 0降低至小于45度，復合層壓件60的彎曲強度/勁度相對快速地增加。
[0043]圖7寬泛圖解制造通過優化交叉層64b、64c的角度定向土 0以基本上匹配施加至層壓件60的負荷而展示提高的彎曲強度/勁度的纖維增強樹脂層壓件60的方法的一種實施方式的總體步驟。在98，鋪設纖維增強的樹脂層64d，其具有基本上平行于層壓件60的主負荷軸X的纖維定向。在步驟100，鋪設纖維增強的樹脂層64a，其具有基本上正交于主負荷軸X的纖維定向。在步驟102，鋪設樹脂交叉層64b、64c，其具有角度纖維定向土 0，包括優化角度纖維定向土 9，以基本上匹配層壓件60上的負荷。在步驟102鋪設件的層64b可具有在約10和43度范圍內的角度定向+ 0，并且可包括具有在約33和43度和/或35和40度范圍內的纖維定向的層。在步驟102鋪設件的層64c可具有約-10和-43度范圍內的角度纖維定向-9，并且可包括具有約-33和-43度和/或-35和-40度范圍內的纖維定向的層。
[0044]在100，鋪設第二組的纖維增強的樹脂層64d，其中每個層64d相對于主負荷軸具有大致0度的纖維定向。在102，鋪設第三組的纖維增強的樹脂層64a，其中每個層64a相對于主負荷軸具有大致90度的纖維定向。在104，鋪設件的層通過使鋪設件固結和固化而層壓在一起。在106，任選地，通過切割部件62的一個或多個邊緣74 (圖3)，固化的部件可被修整至最終尺寸。在108，可任選地在固化的部件62中鉆出一個或多個孔70(圖3)并且將緊固件72安裝在孔70中。
[0045]圖8圖解公開的復合層壓件62用作飛行器機翼38上的蒙皮110。機翼38可包括機翼翼箱112和附著的發動機122，二者以虛線表示。機翼38在大略對應坐標系85的X軸的翼展方向上從根部114延伸至尖部116。機翼38從前到后的方向對應Y軸，機翼38的垂直方向對應Z軸。X軸形成機翼38的主負荷軸，包括蒙皮110。當使用時，機翼38遭受彎曲力118，其沿著基本上平行于Y軸的軸施加至機翼38，并且也遭受扭轉力120，其圍繞基本上平行于X軸的軸施加至機翼38。施加至機翼38的彎曲力118和扭轉力120沿著機翼的長度可不恒定。例如，在翼根114抵抗扭轉力120要求可以顯著大于在翼尖116的抵抗扭轉力114要求。結果，機翼38可設計為在沿著其長度的不同點具有不同量的扭轉和彎曲剛性。
[0046]通過優化形成蒙皮110的層壓件60中交叉層的定向角度土 0，可增加機翼38和蒙皮110的彎曲強度和勁度。由于彎曲強度和勁度的這種增加，在層壓件60中可使用較少的0度層，導致蒙皮110并且因此機翼38重量的相應降低。換句話說，因為一些層較好定向為抵抗主要負荷途徑，所以需要較少的與主負荷途徑橫向方向上定向的層。該交叉層定向角度± 0的優化導致蒙皮110的重量減少。而且，交叉層定向角度±0的優化允許機翼蒙皮38在不同的點或展寬進行調整以更好匹配抵抗彎曲力118和扭轉力120的局部需要。盡管在圖8中顯示機翼38以舉例說明公開的復合層壓件60的一種應用，但層壓件60可用作飛行器22(圖2)其他部件一包括但不限于垂直安定面40、水平安定面42和操縱面58——上的蒙皮110。
[0047]如之前提到，在一些應用中，可能在層壓件60的一個或多個局部區域改變交叉層角度土 e以優化層壓件的局部或總體性能和/或減輕其重量。例如，圖9圖解可如何設計交叉層角度土 0以作為與翼根114的距離D的函數沿著圖8中顯示的機翼蒙皮110的長度變化。在該實例中，機翼蒙皮110的交叉層角度土 0在沿著從翼根114至發動機122的第一展寬的一個定向可基本上是線性的和不變的126，但是在沿著從發動機122至翼尖116的第二展寬的定向可線性降低128。例如，在一種實際的機翼蒙皮應用中，機翼蒙皮110的交叉層角度土 0從翼根114至發動機122可基本上保持恒定在約±43度，并且在從發動機122的方向線性降低至翼尖116處的約±10度。在其他實施方式中，交叉層角度土 0可沿著機翼38的所有或部分長度非線性降低。該交叉層角度優化技術可因此用于“調整(tailor) ”機翼蒙皮110以符合在沿著機翼38長度的不同區域抵抗彎曲負荷和扭轉負荷的不同要求。
[0048]圖10圖解沿著其長度(翼展方向)機翼蒙皮110交叉層優化的又一實例，其可減輕機翼38的重量同時滿足或超過期望的系列性能要求。為了簡化，在沿著機翼38長度的不同點130、132、134、136僅僅顯示單個層64b的一部分。在該實例中，在可能最需要扭轉強度和勁度的翼根114，交叉層定向角度+ 0為43度，同時僅在發動機122的外側，交叉層定向角度+ 9降低至40度。大概在發動機122和翼尖116的翼展中間跨度，交叉層定向角度+ 0進一步降低至25度。在扭轉強度和勁度的要求可能最低的翼尖116，交叉層定向角度+ 0進一步降低至10度。交叉層定向角度+ 0可從翼根114至翼尖116以恒定的或非恒定的速率連續變化，或以步進方式從點130到點136變化。圖10中顯示的具體的交叉層定向角度+ 9僅僅是一種實際應用的說明并且不意欲是限制性的。機翼38翼展方向上交叉層角度-9的優化變型可與上述交叉層定向角度+ 9的優化類似。交叉層±9角度的最大和最小值可隨著應用變化，包括具體的機翼設計和性能要求。
[0049] 為了圖解和說明的目的，已經呈現了各種實施方式的描述，并且不意欲是窮舉的或將其限制在公開的形式。許多改型和變型對本領域技術人員而言是清楚的。進一步，與其他實施方式相比，不同的實施方式可提供不同的優勢。挑選和描述所選擇的一種或多種實施方式是為了最佳闡釋實施方式、實際應用的原理，并且使得本領域其他技術人員能夠理解適合于所考慮具體應用的具有各種改進的各種實施方式的公開內容。
【權利要求】
1.具有主負荷軸的復合層壓件，其包括: 多個樹脂層64，其每個用單向纖維66增強并且包括交叉層64，所述交叉層具有優化為沿著所述主負荷軸抵抗彎曲負荷和扭轉負荷的纖維定向。
2.權利要求1所述的復合層壓件，其中所述多個樹脂層包括: 用相對于所述主負荷軸具有基本上O度的纖維定向的單向纖維增強的至少一個樹脂層， 用相對于所述主負荷軸具有基本上90度的纖維定向的單向纖維增強的至少一個樹脂層，和 所述交叉層，其每層相對于所述主負荷軸具有土 9度的纖維定向，其中9在約10度和43度的范圍內。
3.權利要求2所述的復合層壓件，其中0在約33度和43度的范圍內。
4.權利要求2或權利要求3所述的復合層壓件，其中0在約35度和40度的范圍內。
5.權利要求2至4任一項所述的復合層壓件，其中所述交叉層的所述0度的纖維定向沿著所述主負荷軸變化。
6.權利要求2至5任一項所述的復合層壓件，其中所述交叉層的所述0度的纖維定向在所述復合層壓件的區域內變化。
7.權利要求2至6任一項所述的復合層壓件，其中所述交叉層的所述0度的纖維定向被選擇以匹配所述復合層壓件沿著所述主軸的負荷。
8.權利要求2至7任一項所述的復合層壓件，其中所述層壓件形成飛行器蒙皮的一部分。
9.鋪設具有主負荷軸的復合飛行器蒙皮的方法，包括: 鋪設用單向纖維增強的樹脂的交叉層，其包括以沿著所述主負荷軸變化的角度定向所述交叉層。
10.權利要求9所述的方法，其中所述角度相對于所述主負荷軸在約+10和+43度以及-10和-43度的范圍內。
11.權利要求9或權利要求10所述的方法，其中定向所述交叉層包括選擇交叉層的定向角度，所述定向角度基本上匹配在沿著所述主負荷軸的多個位置處施加至所述機翼蒙皮的負荷。
【文檔編號】B32B27/00GK103481603SQ201310225221
【公開日】2014年1月1日 申請日期:2013年6月7日 優先權日:2012年6月8日
【發明者】M·U·金斯馬頓 申請人:波音公司