ОПТИМИЗИРОВАННАЯ ПЕРЕКРЕСТНАЯ ОРИЕНТАЦИЯ СЛОЕВ В КОМПОЗИТНЫХ ЛАМИНАТАХ
OPTIMIZED CROSS-ORIENTATION OF LAYERS IN COMPOSITE LAMINATES

Область техники
Настоящее изобретение в целом относится к композитным ламинатам, таким как композитные ламинаты, используемые в летательных аппаратах, и, в частности, к армированному волокнами полимерному ламинату с перекрестными слоями, имеющими оптимизированную ориентацию волокон.
Уровень техники
Армированные волокнами полимерные ламинаты, такие как армированные углеродным волокном пластмассы (CFRP), широко используются в аэрокосмической области и других отраслях ввиду присущего им предпочтительного соотношения между прочностью и массой. Эти композитные ламинаты могут быть изготовлены путем укладки множества слоев однонаправленных армирующих волокон, удерживаемых в полимерной матрице, широко известных как препреги. Слои в этой укладке могут иметь различные ориентации волокон, расположенные в порядке, обеспечивающем необходимую прочность и жесткость ламината для определенного применения. Например, в обшивке летательного аппарата композитный ламинат может содержать группы слоев, соответственно имеющие ориентацию армирующих волокон под углами 0, +45, -45 и 90 градусов относительно оси координат, при этом в большинстве слоев ориентация составляет ±45°. Хотя число слоев в ламинате может различаться на разных участках крыла, угловая ориентация слоев может быть по существу постоянной по длине крыла и поэтому не полностью оптимизированной для того, чтобы соответствовать эксплуатационным требованиям к отдельным участкам крыла. Использование такой различной ориентации слоев позволяет структуре композитного ламината лучше противодействовать изгибающим, сдвиговым, скручивающим и опорным нагрузкам в конкретном применении, однако использование постоянной ориентации слоев может привести к тому, что обшивка окажется тяжелее, чем требуется для конкретного применения.
Уменьшение массы композитных слоистых структур, используемых в летательных аппаратах, может повысить их эксплуатационную эффективность. Масса таких структур может зависеть по меньшей мере частично от количества слоев в ламинате, что, в свою очередь, может определяться требованиями к прочности и жесткости для конкретного применения.
Соответственно, существует необходимость в создании композитного ламината, в котором используется меньшее общее количество слоев при сохранении необходимой прочности, жесткости и устойчивости ламината к расслоению и распространению трещин. Существует также необходимость в создании обшивки летательного аппарата из композитного ламината, которая оптимизирует баланс между прочностью на изгиб и кручение и жесткостью путем использования перекрестных слоев с оптимизированной ориентацией волокон. Кроме того, существует необходимость в создании обшивки из композитного ламината, обладающей меньшей массой благодаря изменению ориентации слоев по длине крыла.
Раскрытие изобретения
Раскрытые варианты осуществления обеспечивают композитную слоистую конструкцию, такую как обшивка самолета, обладающую уменьшенной массой и способную улучшить прочность, жесткость и устойчивость конструкции ламината к расслоению и распространению трещин. Масса конструкции уменьшается за счет использования меньшего количества слоев с ориентацией 0 градусов в композитном ламинате. Сокращение числа слоев с ориентацией 0 градусов в композитном ламинате также может уменьшить трудовые и материальные затраты. Уменьшение количества слоев с ориентацией 0 градусов достигается без существенного снижения сдвиговых свойств композитного ламината, в том числе прочности на кручение и жесткости, за счет оптимизации ориентации перекрестных слоев. Ориентация перекрестных слоев оптимизируется за счет более точного совмещения ориентации волокон в перекрестных слоях с основными продольными нагрузками на композитную слоистую конструкцию. Преимущества раскрытой оптимизации перекрестных слоев могут быть реализованы в конструкциях обшивок летательных аппаратов без существенных архитектурных изменений в конструкции крыла. Применение описанного метода оптимизации слоев позволяет достигнуть от 3 до 5 процентов уменьшения массы конструкции крыла.
В некоторых вариантах применения перекрестные слои могут иметь ориентацию волокон в диапазоне около 33-43 градусов, в то время как в других вариантах применения ориентация перекрестных слоев в диапазоне около 23-45 градусов может обеспечить оптимальные характеристики композитного ламината, при которых достигается уменьшение массы. Раскрытые композитные ламинаты могут использоваться в качестве обшивки на крыльях, стабилизаторах, средствах управления или других структурах, используемых в летательном аппарате. При использовании раскрытого композитного ламината в обшивке крыла в качестве неограничительного примера можно достигнуть от трех до пяти процентов уменьшения массы конструкции крыла летательного аппарата при одновременном повышении характеристик изгиба кессона крыла. Оптимальный угол ориентации перекрестных слоев может быть постоянным или переменным по площади композитного ламината. Приведенный в качестве неограничительного примера оптимизированный угол ориентации перекрестных слоев может быть переменным в направлении размаха по длине обшивки крыла.
Согласно одному раскрытому варианту осуществления композитный ламинат содержит по меньшей мере один полимерный слой, армированный однонаправленными волокнами, имеющий ориентацию волокон по существу 0 градусов относительно оси координат, и по меньшей мере один полимерный слой, армированный однонаправленными волокнами и имеющий ориентацию волокон по существу 90 градусов относительно оси координат. Композитный ламинат также содержит перекрестные полимерные слои, армированные однонаправленными волокнами, каждый из которых имеет ориентацию волокон ±θ относительно оси координат, где θ находится в диапазоне около 25-43 градусов. В некоторых вариантах применения θ может быть в диапазоне около 35-40 градусов, и угловая ориентация может изменяться по длине или площади ламината.
В соответствии с другим раскрытым вариантом осуществления предложена обшивка крыла летательного аппарата из композитного ламината, имеющая основную ось нагрузки. Обшивка летательного аппарата содержит первую группу армированных волокнами полимерных слоев с ориентацией волокон, по существу параллельной оси нагрузки, вторую группу армированных волокнами полимерных слоев с ориентацией волокон, по существу перпендикулярной оси нагрузки, и третью группу армированных волокнами полимерных слоев с ориентацией волокон ±θ относительно оси нагрузки, где θ находится в диапазоне около 33-43 градусов. В некоторых вариантах применения θ может быть в пределах около 35-40 градусов.
Согласно еще одному варианту осуществления обшивка летательного аппарата из композитного ламината, имеющая основную ось нагрузки, содержит по меньшей мере одну группу из армированных волокнами полимерных перекрестных слоев с ориентацией волокон, изменяющейся вдоль основной оси нагрузки. Ориентация волокон в перекрестных слоях может изменяться в диапазоне около 25-45 градусов, а в некоторых вариантах применения обшивка может также содержать перекрестные слои с ориентацией волокон около 45 градусов относительно оси основной нагрузки.
В соответствии с другим вариантом осуществления обеспечен способ изготовления композитного ламината, имеющего основную ось нагрузки. Способ включает сборку многослойного пакета, включающую укладку первого набора полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами, имеющими ориентацию волокон ±θ к оси нагрузки, где θ находится в диапазоне около 25-43 градусов, укладку второго набора полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами, имеющими ориентацию волокон по существу 0 градусов относительно основной оси нагрузки, и укладку третьего набора полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами, имеющими ориентацию волокон по существу в 90 градусов относительно основной оси нагрузки. Способ также включает ламинирование первого, второго и третьего наборов слоев. θ находится в диапазоне около 35-45 градусов. Укладка первого набора полимерных слоев включает различную ориентацию волокон θ вдоль основной оси нагрузки. Укладка первого набора полимерных слоев и изменение ориентации волокон может быть выполнена с использованием устройства автоматического размещения волокон с компьютерным управлением. Способ может также включать сверление по меньшей мере одного отверстия через ламинированные слои и/или резку через по меньшей мере край ламинированных слоев.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления обеспечен способ изготовления композитной обшивки крыла летательного аппарата, имеющей основную ось нагрузки. Способ включает укладку множества полимерных слоев, армированных однонаправленными волокнами, включающую ориентацию первого набора слоев в основном параллельно основной оси нагрузки и ориентацию второго набора слоев с расположением волокон под углом ±θ относительно основной оси нагрузки, где θ находится в диапазоне около 25-43 градусов. В некоторых вариантах применения θ может быть в пределах около 35-45 градусов. Ориентация второго набора слоев включает в себя изменение угловой ориентации вторых слоев по длине основной оси нагрузки. Изменение угловой ориентации второго набора слоев включает размещение слоев во втором наборе с первой угловой ориентацией вдоль первого участка, а также размещение слоев во втором наборе со второй угловой ориентацией, отличной от первой угловой ориентации, вдоль второго участка. Первая угловая ориентация может быть по существу постоянной вдоль первого участка, а вторая угловая ориентация может изменяться вдоль второго участка.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения предложен композитный ламинат, имеющий основную ось нагрузки, содержащий множество полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами, и включающий перекрестные слои с ориентациями волокон, оптимизированными для противодействия изгибающим и скручивающим нагрузкам вдоль основной оси нагрузки. В предпочтительной модификации множество полимерных слоев включает по меньшей мере один полимерный слой, армированный однонаправленными волокнами с ориентацией волокон по существу в 0 градусов относительно основной оси нагрузки по меньшей мере один полимерный слой, армированный однонаправленными волокнами с ориентацией волокон по существу в 90 градусов относительно основной оси нагрузки, и перекрестные слои, каждый из которых имеет ориентацию волокон ±θ градусов относительно основной оси нагрузки, где θ находится в диапазоне около 10-43 градусов. В предпочтительной модификации θ находится в диапазоне около 33-43 градусов. В другой предпочтительной модификации θ находится в диапазоне около 35-40 градусов. В еще одной предпочтительной модификации ориентация волокон θ в перекрестных слоях меняется вдоль основной оси нагрузки. В еще одной предпочтительной модификации ориентация волокон θ в перекрестных слоях меняется по площади композитного ламината. В еще одной предпочтительной модификации ориентацию волокон θ в перекрестных слоях выбирают в соответствии с нагрузкой на композитный ламинат вдоль основной оси.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения предложена обшивка летательного аппарата из композитного ламината, имеющая основную ось нагрузки, содержащая первую группу армированных волокнами полимерных слоев с ориентацией волокон, по существу параллельной основной оси нагрузки, вторую группу армированных волокнами полимерных слоев с ориентацией волокон, по существу перпендикулярной основной оси нагрузки, и третью группу армированных волокнами полимерных перекрестных слоев, расположенных поперек слоев первой и второй группы и имеющих ориентацию волокон ±θ относительно основной оси нагрузки, где значение θ оптимизировано для противодействия изгибающим и скручивающим нагрузкам, приложенным к обшивке. В предпочтительной модификации θ находится в диапазоне около 33-43 градусов. В другой предпочтительной модификации θ находится в диапазоне около 35-40 градусов. В еще одной предпочтительной модификации θ изменяется в обшивке вдоль основной оси нагрузки. В еще одной предпочтительной модификации, где обшивка представляет собой обшивку крыла, имеющего корневую часть крыла и конец крыла, θ составляет около 43 градусов в области корневой части крыла и около 10 градусов на конце крыла.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения предложена обшивка летательного аппарата из композитного ламината, имеющая основную ось нагрузки, содержащая по меньшей мере одну группу армированных волокнами полимерных перекрестных слоев с ориентацией волокон, меняющейся вдоль основной оси нагрузки. В предпочтительной модификации ориентация волокон в перекрестных слоях меняется в диапазоне около 10-43 градусов. Предпочтительными являются слои, имеющие ориентацию волокон около 90 градусов по отношению к основной оси нагрузки, и слои, имеющие ориентацию волокон около 0 градусов по отношению к основной оси нагрузки.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения предложен способ укладки композитной обшивки летательного аппарата, имеющей основную ось нагрузки, включающий укладку перекрестных полимерных слоев, армированных однонаправленными волокнами, в том числе ориентацию перекрестных слоев под углами, которые изменяются вдоль основной оси нагрузки. В предпочтительной модификации углы находятся в диапазоне около +10 - +43 градусов и -10 - -43 градусов по отношению к основной оси нагрузки. В другой предпочтительной модификации ориентация перекрестных слоев включает выбор углов ориентации в перекрестных слоях, которые по существу соответствуют нагрузкам, действующим на обшивку крыла в нескольких местах вдоль основной оси нагрузки.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения предложен способ изготовления композитной обшивки крыла летательного аппарата, имеющей первичную оси нагрузки, включающий укладку множества полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами с ориентацией волокон, по существу параллельной основной оси нагрузки, укладку множества полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами с ориентацией волокон, по существу ортогональной основной оси нагрузки; и укладку множества полимерных перекрестных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами с ориентацией волокон под углом ±θ, включающую оптимизацию ориентации волокон ±θ таким образом, что она по существу соответствует нагрузке на обшивку крыла. В предпочтительной модификации оптимизация ориентации ±θ выполняется в каждом из множества мест вдоль основной оси нагрузки. В другой предпочтительной модификации оптимизация угловой ориентации ±θ включает выбор угла ориентации волокон в диапазоне около 10-43 градусов.
Согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения предложен способ снижения массы композитной обшивки крыла, выполненной из армированных волокнами слоев, которые включают слои с ориентацией в 0 градусов и в 90 градусов, поперек которых расположены перекрестные слои, включающий уменьшение числа слоев с ориентацией в 0 градусов, необходимых для противодействия нагрузкам на обшивку крыла, за счет оптимизации угловой ориентации перекрестных слоев. В предпочтительной модификации оптимизация угловой ориентации перекрестных слоев включает выбор угловой ориентации ±θ для перекрестных слоев, где θ находится в диапазоне около 10-43 градусов. В предпочтительной модификации слои с ориентацией 90 градусов проходят по существу параллельно основной оси нагрузки обшивки крыла, а оптимизацию угловой ориентации перекрестных слоев выполняют более чем в одном месте в направлении размаха обшивки крыла вдоль основной оси нагрузки.
Описанные признаки, функции и преимущества могут обеспечиваться по отдельности в различных вариантах осуществления данного изобретения или могут быть объединены в других вариантах осуществления, которые подробно описаны далее со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Краткое описание чертежей
Новые признаки, считающиеся отличительными признаками предпочтительных вариантов осуществления, изложены в прилагаемой формуле изобретения. Однако предпочтительные варианты осуществления, а также предпочтительный способ их применения, дополнительные объекты и их преимущества будут более понятны при рассмотрении следующего подробного описания предпочтительного варианта осуществления настоящего изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
на фиг. 1 изображена блок-схема методологии производства и обслуживания летательных аппаратов;
на фиг. 2 изображена блок-схема летательного аппарата;
на фиг. 3 изображено поперечное сечение композитного ламината, имеющего перекрестные слои с оптимизированными ориентациями волокон;
на фиг. 4 изображено поперечное сечение композитной сэндвич-панели, в которой используется композитный ламинат по фиг. 3;
на фиг. 5 изображен покомпонентный вид в перспективе нескольких отдельных слоев композитного ламината по фиг. 3;
на фиг. 6 приведен график зависимости между прочностью/жесткостью и углом перекрестного слоя;
на фиг. 7 изображена схема последовательности операций способа изготовления раскрытого композитного ламината;
на фиг. 8 приведена изометрическая проекция обшивки крыла, в которой используется раскрытый композитный ламинат;
на фиг. 9 приведен график, показывающий изменение угла перекрестного слоя по длине обшивки крыла;
на фиг. 10 приведено изображение по фиг. 8, но с иллюстрацией того, как ориентация перекрестных слоев обшивки крыла может изменяться по длине крыла.
Осуществление изобретения
Раскрытые варианты осуществления относятся к композитному ламинату и соответствующему способу изготовления, который может использоваться для изготовления различных конструкций из композитного ламината. Варианты осуществления могут найти применение во многих областях, в частности, в транспортной отрасли, включая, например, аэрокосмический, морской, автомобильный транспорт, а также другие области применения, в которых используются легкие композитные ламинаты. Согласно фиг. 1 и 2 варианты осуществления изобретения могут использоваться в рамках способа изготовления и обслуживания летательных аппаратов 20, изображенного на фиг. 1, и летательного аппарата 22, изображенного на фиг. 2. Применение раскрытых вариантов осуществления в самолетостроении может включать в качестве примера, а не ограничения, обшивки (не изображено на фиг. 2, но описано ниже), входящие в состав крыльев 38, вертикальных стабилизаторов 40 и горизонтальных стабилизаторов 42, которые являются частью планера 44. В процессе подготовки к производству приведенный в качестве примера способ 20 может включать техническое задание и проектирование 24 летательного аппарата 22, а также закупку материалов 26. В процессе изготовления осуществляется производство компонентов и сборочных узлов 28, а также системная интеграция 30 летательного аппарата 22. После этого летательный аппарат 22 может проходить сертификацию и доставку 32 для ввода в эксплуатацию 34. В процессе эксплуатации клиентом для летательного аппарата 22 составляется график регулярного технического и сервисного обслуживания 36, которое может также включать модификацию, реконфигурацию, ремонт и другие работы.
Каждый из процессов способа 20 может выполняться или осуществляться системным интегратором, третьей стороной и/или оператором (например, клиентом). Для целей данного описания в состав системного интегратора могут входить, без ограничения, любое число производителей самолетов и субподрядчиков основных систем; третья сторона может включать в себя, без ограничения, любое число продавцов, субподрядчиков и поставщиков; оператором может быть авиакомпания, лизинговая компания, военное подразделение, сервисная организация и т.д.
Как показано на фиг. 2, летательный аппарат 22, произведенный иллюстративным способом 20, может включать, в дополнение к планеру 44, множество систем высокого уровня 45 и внутреннее оснащение 46. Системы 45 высокого уровня включают одну или несколько силовых установок 48, электрических систем 50, гидравлических систем 52 и систем 54 жизнеобеспечения. В их состав может также входить любое количество других систем. Каждое из крыльев 38 может включать один или несколько кессонов 56. Крылья 38, вертикальный стабилизатор 40 и горизонтальные стабилизаторы 42 могут включать одну или несколько поверхностей управления 58.
Системы и способы, предусмотренные изобретением, могут использоваться на одном или нескольких этапах способа изготовления и обслуживания летательного аппарата 20. Например, компоненты или сборочные узлы, соответствующие способу производства 28, могут быть изготовлены или произведены способом, аналогичным производству компонентов или сборочных узлов, когда летательный аппарат 22 эксплуатируется. Кроме того, один или несколько вариантов реализации устройства, вариантов осуществления способа или их сочетания могут использоваться на этапах производства 28 и 30, например, при значительном ускорении сборки или снижении стоимости летательного аппарата 22. Композитные слоистые структуры, изготовленные в соответствии с вариантами осуществления настоящего изобретения, могут повысить прочность и жесткость компонентов летательного аппарата 22 при одновременном снижении его массы. Аналогично, один или несколько вариантов реализации устройства, вариантов осуществления способа или их сочетания могут использоваться, когда летательный аппарат 22 эксплуатируется, для примера, а не ограничения, в процессе сервисного и технического обслуживания 36.
На фиг. 3 представлен один вариант осуществления раскрытого армированного волокнами полимерного композитного ламината 60, который может использоваться для изготовления композитной структуры или части 62, являющейся в варианте применения, изображенном на фиг. 3 по существу плоской. Однако композитный ламинат 60 может иметь одну или несколько кривых, контуров или других форм, которые выполняются с использованием известных способов укладки композитов и инструмента (не изображен). Композитный ламинат 60 содержит множество ламинированных слоев 64. Каждый из слоев 64 содержит однонаправленные армирующие волокна 66, находящиеся в полимерной матрице 68. Армирующие волокна 66 в матрице 68 не ограничиваются каким-либо конкретным составом и могут включать, без ограничения, углерод, стекловолокна, кевлар, бор, титан или керамику, и это только некоторые из примеров. Матрица 68 может включать любую из широкого ассортимента полимерных смол, в том числе в качестве примера, а не ограничения, эпоксидную смолу. Как описано ниже, угловая ориентация однонаправленных волокон 66 слоев 64 может изменяться в соответствии с заранее определенным расположением слоев (не изображено), выбранным для достижения требуемых характеристик детали 62.
Описанный ламинат 60 может быть объединен с другими конструкциями с образованием детали 62, такой как композитная сэндвич-панель 76, изображенная на фиг. 4. В этом примере ламинат 60 используется 76 в качестве внутренней и внешней облицовок 78, 80, между которыми может располагаться подходящая сердцевина 82.
Теперь рассмотрим фиг. 5, на которой изображены несколько слоев 64а-64d укладки 84, используемой для изготовления раскрытого композитного ламината 60. Каждый из слоев 64a-64d содержит однонаправленные армирующие волокна 66a-66d, имеющие предварительно определенную угловую ориентацию относительно оси нагрузки или координатной оси, которая в изображенном варианте осуществления обозначена как ось X в ортогональной системе координат 85. Каждый из слоев 64a-64d может включать однонаправленную препрег-ленту или жгуты, которые могут укладываться с использованием автоматизированного оборудования, такого как, без ограничения, устройства автоматического размещения волокон с компьютерным управлением (не изображено), способного управлять ориентацией волокон в слоях 64a-64d. В альтернативном варианте слои 64a-64d могут укладываться вручную. Слой 64а содержит армирующие волокна 66а, которые имеют угловую ориентацию около 90 градусов относительно оси X, а слой 64d содержит армирующие волокна 66d, которые имеют угловую ориентацию около 0 градусов относительно оси X. Таким образом, армирующие волокна 66а слоя 64а в целом перпендикулярны, или ортогональны оси X, а армирующие волокна 66d слоя 64d в целом параллельны оси X. Используемый здесь термин «90 градусов» включает ориентацию волокон около 90±5 градусов, а «0 градусов» - 0±5 градусов.
Слой 64b содержит однонаправленные армирующие волокна 66b, имеющие угловую ориентацию волокон +θ относительно оси X, а слой 64с содержит однонаправленные армирующие волокна 66с, имеющие угловую ориентацию волокон -θ относительно оси X. Слои 64b и 64с, имеющие ориентацию волокон +θ и -θ соответственно, иногда упоминаются здесь также как «перекрестные слои», имеющие угловую ориентацию ±θ, и ±θ может иногда упоминаться как «угол перекрестных слоев». Как будет описано ниже, угол перекрестных слоев ±θ оптимизирован для сохранения или улучшения свойств композитного ламината 60 при одновременном снижении его веса. В некоторых вариантах применения угол перекрестных слоев ±θ может быть в диапазоне около 10-43 градусов, в то время как в других вариантах применения заданные результаты могут быть получены, если угол перекрестных слоев ±θ находится в диапазоне около 33-43 градусов. В других вариантах применения использование угла перекрестных слоев ±θ в диапазоне около 35-40 градусов может обеспечить предпочтительные или полезные результаты.
Угол перекрестных слоев ±θ может изменяться по величине в пределах одной или нескольких областей детали 62 (фиг. 3) для достижения локализованного оптимального баланса между прочностью на изгиб и жесткостью, растягивающей нагрузкой, прочностью на кручение и жесткостью и массой ламината. Например, в описанном ниже варианте осуществления угол перекрестных слоев ±θ может изменяться линейно или нелинейно поперек слоистой структуры от около 10 градусов до около 43 градусов. Также возможно изменять угол перекрестных слоев ±θ вышележащих перекрестных слоев 64b, 64с в той же области ламината 60. Другими словами, разные перекрестные слои 64b, 64с в определенной области ламината 60 могут иметь, соответственно, различные углы перекрестных слоев ±θ. Конкретный угол ±θ, используемый в перекрестных слоях 64b, 64с, будет зависеть от характеристик и требований определенного варианта применения, а также локализованных характеристик слоистой структуры. В некоторых вариантах осуществления в ламинате 60 могут использоваться +45-градусные слои (не показаны) и -45-градусные слои (не показаны) в некоторых областях, в дополнение к перекрестным слоям с угловой ориентацией ±θ.
Для простоты иллюстрации изображены только четыре слоя 64a-64d в примере на фиг. 5, однако в практических вариантах осуществления укладка детали 84 может содержать ряд чередующихся наборов или групп слоев 64a-64d соответственно, имеющих ориентацию волокон 0 градусов, 90 градусов, +θ градусов и -θ градусов, уложенных в соответствии с заранее определенным расположением слоев для достижения требуемых характеристик и свойств детали. Например, в варианте применения, в котором композитный ламинат 60 используется в качестве обшивки крыла летательного аппарата, около 30% общего количества слоев 64 может иметь угол ориентации волокон в целом 0 градусов, около 60% общего количества слоев 64 может иметь угол ориентации волокон ±θ градусов, и около 10% общего количества слоев 64 может иметь ориентацию волокон около 90 градусов.
Благодаря использованию перекрестных слоев 64b, 64с, имеющих оптимизированную ориентацию волокон +θ, -θ соответственно, может потребоваться меньше слоев 64d с нулевым углом ориентации для конкретного применения, такого как обшивка крыла. Меньше слоев с ориентацией 0 градусов может потребоваться потому, что ориентация волокон в перекрестных слоя 64b, 64с более точно соответствует основной оси нагрузки, т.е. оси X, по сравнению с обычно используемыми слоями с ориентацией ±45 градусов, таким образом способствуя прочности на изгиб и жесткости ламината 60 при сохранении требуемого уровня прочности на кручение и жесткости. Небольшая потеря прочности на кручении и жесткости в результате раскрытой оптимизации перекрестных слоев может быть не особенно важной в большинстве вариантов применений, связанных с обшивкой крыла, поскольку обшивки проектируются с относительно большим запасом по прочности на кручение и жесткости.
Типичный ламинат обшивки крыла может включать 30/60/10 процентов слоев с ориентацией 0, 45 и 90 градусов соответственно. Поскольку большинство слоев могут быть слоями с ориентацией 45 градусов, можно сделать вывод, что оптимизация угла перекрестных слоев может привести к уменьшению количества необходимых слоев 64d с ориентацией 0 градусов. В результате использования меньшего количества слоев 64d с ориентацией 0 градусов масса композитного ламината 60 может быть уменьшена в тех случаях, когда большая часть сопротивления нагрузке на композит направлена под углом 90 градусов, т.е. в направлении, которое в изображенном примере по существу параллельно оси Y. Кроме того, использование перекрестных слоев, имеющих угловую ориентацию волокон ±θ может повысить несущую способность слоев 64d с ориентацией 0 градусов при содействии подавлению или отсрочке появления расщепления и/или распространения трещин в слоях 64d с ориентацией 0 градусов и слоях 64а с ориентацией 90 градусов, поскольку волокна 66b, 66с перекрестных слоев 64b, 64с пересекают и связывают вместе волокна 66а, 66d в слоях 64d с ориентацией 0 градусов и слоях 64а с ориентацией 90 градусов соответственно. Способность перекрестных слоев 64b, 64с подавлять или задерживать расщепление слоев и распространение трещин может быть особенно важно там, где имеются отверстия 70 (фиг. 3), просверленные в ламинате 60 для установки крепежа 72, или на краях 74, где волокна 66 ламината 60 разрезают, когда детали 62 придают окончательные очертания. В одном типичном варианте применения раскрытых вариантов осуществления, связанном с обшивкой крыла, количество 0-градусных слоев 64, используемых в композитном ламинате 60, может быть уменьшено на один-пять процентов, в зависимости от требуемых эксплуатационных характеристик детали и последовательности слоев, используемой для формирования укладки детали 84.
Теперь рассмотрим фиг.6, на которой приведен график зависимости между прочностью/жесткостью 86 ранее рассмотренного ламината 60 и углом ориентации волокон в перекрестных слоях ±θ. Прочность на изгиб/жесткость ламината 60 обозначена линией 88, а прочность на кручение/жесткость ламината 60 обозначена линией 90. Прочность на кручение/жесткость 90 постепенно возрастает с увеличением угла перекрестных слоев ±θ до пикового значения в точке 92, соответствующего углу перекрестных слоев ±45 градусов, а затем постепенно уменьшаться по мере увеличения угла перекрестных слоев выше ±45 градусов. Однако, если рассмотреть линию 88, прочность на изгиб/жесткость композитного ламината 60 относительно быстро возрастает при уменьшении угла перекрестных слоев ±θ ниже 45 градусов.
На фиг. 7 в общем виде представлены этапы одного из вариантов осуществления способа изготовления армированного волокнами полимерного ламината 60, обладающего улучшенными характеристиками прочности на изгиб/жесткости за счет оптимизации угловой ориентации ±θ перекрестных слоев 64b, 64с для лучшего соответствия нагрузкам, прилагаемым к ламинату 60. На этапе 98 выполняется укладка армированных волокнами полимерных слоев 64d, которые имеют ориентацию волокон, по существу параллельную основной оси X нагрузки ламината 60. На этапе 100 выполняется укладка армированных волокнами полимерных слоев 64а, которые имеют ориентацию волокон, по существу ортогональную основной оси X нагрузки. На этапе 102 выполняется укладка полимерных перекрестных слоев 64b, 64с с угловой ориентацией волокон ±θ, включающая оптимизацию угловой ориентации волокон ±θ таким образом, чтобы она по существу соответствовала нагрузке на ламинат 60. Слои 64b, уложенные на этапе 102, могут иметь угловую ориентацию +θ в диапазоне около 10-43 градусов и могут включать слои, имеющие ориентацию волокон в диапазоне около 33-43 градусов и/или 35-40 градусов. Слои 64с, уложенные на этапе 102, могут иметь угловую ориентацию волокон -θ в диапазоне около -10 - -43 градусов и могут включать слои, имеющие ориентацию волокон в диапазоне около -33 - -43 градусов и/или -35 - -40 градусов.
На этапе 100 выполняется укладка второго набора армированных волокнами полимерных слоев 64d, причем каждый из слоев 64d имеет ориентацию волокон в целом 0 градусов относительно основной оси нагрузки. На этапе 102 выполняется укладка третьего набора армированных волокнами полимерных слоев 64а, причем каждый из слоев 64а имеет ориентацию волокон в целом 90 градусов относительно основной оси нагрузки. На этапе 104 слои укладки ламинируют путем объединения и отверждения укладки. На этапе 106 отвержденную деталь необязательно обрезают до окончательных размеров путем обрезки одного или нескольких краев 74 (фиг. 3) детали 62. На этапе 108 одно или несколько отверстий 70 (фиг. 3) могут (необязательно) быть просверлены в отвержденной детали 62, и в отверстия 70 могут быть установлены элементы крепежа 72.
На фиг. 8 проиллюстрировано использование раскрытого композитного ламината 62 в качестве обшивки 110 крыла летательного аппарата 38. Крыло 38 может включать кессон 112 и прикрепленный двигатель 122, схематически изображенные на чертеже. Крыло 38 простирается в направлении размаха, которое примерно соответствует оси X системы координат 85, от корневой части крыла 114 до конца крыла 116. Переднее и заднее направление крыла 38 соответствует оси Y, а вертикальное направление крыла 38 - оси Z. Ось X образует основную ось нагрузки крыла 38, включающего обшивку 110. В процессе эксплуатации крыло 38 подвергается воздействию изгибающих сил 118, которые действуют на крыло 38 вдоль осей, по существу параллельных оси Y, а также сил кручения 120, которые действуют на крыло 38 вокруг осей, по существу параллельных оси X. Изгибающие силы 118 и силы кручения 120, действующие на крыло 38, могут быть непостоянными по длине крыла. Например, требование к способности противодействовать силам кручения 120 в корневой части крыла 114 может быть существенно выше, чем требование к способности противодействовать силам кручения 114 на конце крыла 116. Следовательно, крыло 38 может быть спроектировано таким образом, что оно будет иметь различную жесткость при кручении и изгибе в разных точках по его длине.
За счет оптимизации угла ориентации ±θ перекрестных слоев в ламинате 60, образующем обшивку 110, можно достичь повышения прочности на изгиб и жесткости крыла 38 и обшивки 110. Благодаря такому повышению прочности на изгиб и жесткости можно использовать меньше слоев с ориентацией 0 градусов в ламинате 60, что приводит к соответствующему снижению массы обшивки 110 и, таким образом, крыла 38. Другими словами, поскольку некоторые из слоев лучше ориентированы для того, чтобы противодействовать основным направлениям нагрузки, требуется меньше слоев, которые ориентированы в направлении, перпендикулярном основным направлениям нагрузки. Такая оптимизация угла ориентации перекрестных слоев ±θ обеспечивает снижение массы обшивки 110. Кроме того, оптимизация угла ориентации перекрестных слоев ±θ позволяет приспособить обшивку крыла 38 в различных точках или на различных участках, чтобы она лучше соответствовала локальным требованиям к сопротивлению силам изгиба 118 и силам кручения 120. Крыло 38 изображено на фиг. 8 в качестве одного из примеров использования описанного композитного ламината 60, однако ламинат 60 может использоваться в качестве обшивки 110 на других частях летательного аппарата 22 (фиг. 2), в том числе, без ограничения, вертикальном стабилизаторе 40, горизонтальных стабилизаторах 42 и управляющих поверхностях (рулях) 58.
Как упоминалось ранее, в некоторых вариантах применения возможно изменять угол перекрестных слоев ±θ в пределах одной или нескольких локальных областей ламината 60 с целью оптимизации локальных или общих характеристик ламината и/или уменьшения его массы. Например, на фиг. 9 показано, что угол перекрестных слоев ±θ может изменяться по длине обшивки крыла 110, изображенной на фиг. 8, как функция расстояния D от корневой части крыла 114. В этом примере угол перекрестных слоев ±θ в обшивке крыла 110 может быть по существу постоянным и представлен линейным участком 126 на первом участке от корневой части крыла 114 до двигателя 122 и может линейно уменьшаться 128 на втором участке от двигателя 122 до конца крыла 116. Например, в одном практическом применении обшивки крыла угол перекрестных слоев ±θ обшивки крыла 110 может оставаться по существу постоянным на уровне около ±43 градусов от корневой части крыла 114 до двигателя 122 и линейно уменьшаться от двигателя 122 до около ±10 градусов на конце крыла 116. В других вариантах осуществления угол перекрестных слоев ±θ может уменьшаться нелинейно вдоль всей или части длины крыла 38. Таким образом, этот способ оптимизации угла перекрестных слоев может использоваться для точного приведения в соответствие обшивки крыла 110 различным требованиям по сопротивлению изгибающим нагрузкам и скручивающим нагрузкам в различных областях по длине крыла 38.
На фиг. 10 изображен еще один пример оптимизации перекрестных слоев в обшивке крыла 110 вдоль ее длины (в направлении размаха), которая может уменьшить вес крыла 38, пока не будут выполнены или перевыполнены заданные требования к рабочим характеристикам. Для простоты изображена только часть одного слоя 64b в различных точках 130, 132, 134, 136 по длине крыла 38. В этом примере в корневой части крыла 114, где требования к прочности на кручение и жесткости могут быть самыми высокими, угол ориентации перекрестных слоев +θ составляет 43 градуса, а на участке сразу за двигателем 122 угол ориентации перекрестных слоев +θ уменьшается до 40 градусов. Примерно посередине участка между двигателем 122 и концом крыла 116 угол ориентации перекрестных слоев +θ еще уменьшается до 25 градусов. На конце крыла 116, где требования к прочности на кручение и жесткости могут быть самими низкими, угол ориентации перекрестных слоев +θ еще уменьшается до 10 градусов. Угол ориентации перекрестных слоев +θ может изменяться от корневой части крыла 114 до конца крыла 116 непрерывно, с постоянной или непостоянной скоростью, или поэтапно, от точки к точке 130-136. Конкретные углы ориентации перекрестных слоев +θ, указанные на фиг. 10, лишь иллюстрируют одно практическое применение и не предназначены для ограничения изобретения. Оптимизированное изменение угла перекрестных слоев -θ в направлении размаха крыла 38 может быть аналогичным описанной выше оптимизации угла ориентации перекрестных слоев +θ. Максимальное и минимальное значения угла перекрестных слоев ±θ могут быть различными в зависимости от варианта применения, в том числе от конкретной конструкции крыла и требований к рабочим характеристикам.
Описание различных вариантов осуществления было представлено в целях иллюстрации и описания и не предназначено быть исчерпывающим или ограниченным изложенными вариантами осуществления. Многие модификации и вариации будут очевидны специалистам в данной области. Кроме того, различные варианты осуществления могут обеспечивать различные преимущества по сравнению с другими вариантами осуществления. Вариант(ы) осуществления выбраны и описаны для наилучшего объяснения принципов вариантов осуществления, практического применения и предоставления возможности другим специалистам в данной области техники с обычным уровнем подготовки понять раскрытые варианты осуществления с различными модификациями, которые подходят для конкретного предполагаемого использования.