JP2000502968A

JP2000502968A - Composite honeycomb sandwich structure

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Publication number: JP2000502968A
Application number: JP9525294A
Authority: JP
Inventors: ハルツ，デイル・イー; ホプキンス，ウィリアム・ビィ; ピーダーソン，クリストファー・エル; エリックソン，デイブ・ジィ; コルベット，ダレル・エイチ; スミス，スチュアート・エイ
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1996-01-11
Filing date: 1997-01-06
Publication date: 2000-03-14
Anticipated expiration: 2017-01-06
Also published as: JP3913275B2; WO1997025198A1; JP2007015385A; JP4407964B2; EP0883484A1; CN1101751C; AU1822997A; CN1211947A

Abstract

(57)【要約】我々は、複合積層板（１０２）とコア（１０６）との間に無支持体フィルム状接着剤（１０８）、バリヤ層（１１０）およびスクリムに支持される接着剤層（１１２）を使用することによりサンドイッチ構造内のハニカムのセルへの樹脂流れをなくす。我々は樹脂をコアセルへと失うのではなく積層板内に維持することによって、より軽量で、改良された機械的特性を備え、より予測可能な構造性能を備える優れたパネルを製造する。我々は、オートクレーブ硬化の間の固定用プライのマンドレルに対してのおよび互いに対してのずれを防止することによって、複合ハニカムサンドイッチ構造内のコアクラッシュおよびプライの皺を減じる。我々はより軽量で、改良された機械特性およびより予測可能な構造性能を備える優れたパネルを製造する。この方法は、正味のトリムラインの外側の部品の端で、固定用プライにフィルム状接着剤を取付けることを含む。オートクレーブ加熱の間かつ複合構造への高圧の印加の前に、フィルム状接着剤は硬化して、プライ間およびマンドレルとの間の強い結合を形成する。圧力が加えられるとき、パネル内のいずれの層間のずれも防止されるよう、固定用プライは互いにかつマンドレルに対してロックされる。 (57) SUMMARY We have provided a non-supported film adhesive (108), a barrier layer (110), and a scrim-supported adhesive layer (110) between a composite laminate (102) and a core (106). Using 112) eliminates resin flow to the cells of the honeycomb in the sandwich structure. By maintaining the resin in the laminate rather than losing it to the core cell, we produce superior panels that are lighter, have improved mechanical properties, and have more predictable structural performance. We reduce core crush and ply wrinkling in composite honeycomb sandwich structures by preventing the displacement of the securing plies with respect to the mandrel and with respect to each other during autoclaving. We produce superior panels that are lighter, with improved mechanical properties and more predictable structural performance. The method involves attaching a film adhesive to the securing ply at the end of the component outside the net trim line. During autoclave heating and prior to the application of high pressure to the composite structure, the film adhesive cures to form a strong bond between the plies and the mandrel. When pressure is applied, the securing plies are locked to each other and to the mandrel so that any displacement between any layers in the panel is prevented.

Description

【発明の詳細な説明】複合ハニカムサンドイッチ構造技術分野この発明は、複合ハニカムサンドイッチ構造に関し、より特定的には、スキンからコアへの樹脂流れをなくすための中間バリヤを備える、ハニカムコアの対向する両表面上に接着される外部スキンを形成する樹脂含浸織物シートに関する。背景技術（オートクレーブ処理を通じてコアに対して接着剤とともに硬化される複合積層スキンを有する）航空宇宙用のハニカムコアサンドイッチパネルは、このパネルが提供する高い剛さ対重量比（すなわち「特定剛さ」）および強度対重量比（すなわち特定強度）のため、今日広く使用されている。典型的なハニカムコアサンドイッチパネルが、米国特許第５，２８４，７０２号、第４，６２２，０９１号および第４，３５３，９４７号に記載される。アルトネーダ（Alteneder）他の、「ハニカム複合構造の処理および特性研究（Processing and Characterizat ion Studies of Honeycomb Composite Structures,」、第３８回国際ＳＡＭＰＥシンポジウム、１９９３年５月１０日−１３日（PCL InternalNo.200-01/93-AWA ）は、コアの潰れ（すなわちコアクラッシュ）、スキン積層板の多孔性およびツールの表面の不十分な仕上げを含む、これらのパネルに共通の問題点を論じている。米国特許第５，４４５，８６１号は、吸音（音響絶縁）および他の応用分野用の複合サンドイッチ構造を記載する。このサンドイッチ構造は以下の７層を有する。（１）外部スキン（２）小さなセルになったハニカムまたはフォームコア（３）前側内部セプタム（４）大きなセルになった中間ハニカムコア（５）後側内部セプタム（６）後側の小さなセルになったハニカムまたはフォームコア、および（７）内部スキン中間ハニカムコア内の同調された空洞吸収装置が音を吸収する。この構造の性能は、既に説明した理由で作製中に起こるハニカムコアのセルへの樹脂流れによって、およびこのような流れがこの構造の共振を変化させるために悪影響を受ける。発明の概要流れの多い樹脂系においては、オートクレーブ処理サイクルの間に大量の樹脂がコアへと流れ込み得る。このような流れによって積層板から樹脂が失われ、所望の性能を達成するためパネルの重量加算が必要となり、流れによる損失に対処するため積層板プライの過剰設計が必要となる。積層板プライから樹脂が失われるため、また、硬化されたプライの厚みが減じられ、機械的性能が劣化する。所望の性能およびそれに対応する積層板の厚みを達成するためには、付加的なプライが必要であり、結果としてコストおよび重量の加算が伴う。乗物の性能に対する影響および現代の航空機のコストという点では重量の加算は深刻なものであり、かつ、流れは比較的予測不可能であり制御できないプロセスであるため、航空宇宙用設計および製造においてはコアへの流れをなくすかまたは大幅に減じることが要求される。コアへの樹脂流れによる重量加算に加え、移動した樹脂内で発生するマイクロクラックがボンドラインに伝播することがあり得、機械性能が劣化することを我々は発見した。このようなマイクロクラックの可能性はパネルのインテグリティに対し深刻な脅威を与えるものであり、流れをなくすかまたは少なくとも制御することが要求される。積層板からコアへの流れは、高い処理温度で樹脂の粘性が減じる（すなわち薄くなる）ために生じる。したがって、流れの問題を解決しようとする先行技術の試みは、一般に、樹脂の周囲温度粘性を硬化温度で保持することに注目した。たとえば、高温高圧完了前に樹脂鎖の成長を引起こすため、低速ヒートアップ低圧段階の間に樹脂の硬化を開始させるよう処理サイクルを変えることができるだろう。この段階的硬化サイクルにおいて、低温で分子量を蓄積することによって、樹脂の粘性を保持するよう試みるであろう。より分子量の大きい樹脂は固有のより高い粘性を有するため、より厚いままであり、有害なコアへの流れに対し耐性を持つ。残念ながら、段階的硬化サイクルでは、依然としてあまりにも多くの流れが生じマイクロクラックの潜在的な問題も依然として多い。また、フェースシートの多孔性が許容可能な限界を超えて増加するかもしれない。さらに、硬化サイクルの変更によりオートクレーブ処理時間が増加する。処理時間が増加すると、作製コストがかなり増加し、不適切に理解され制御されていない要因に左右され高価な部品が不合格となるリスクが伴う。我々は、流れの多い樹脂系を使用してサンドイッチ構造用のハニカムコアへの樹脂（マトリクス）流れをなくし、サンドイッチパネル作製における再現性および予測可能性ならびに結果として得られるパネルの構造的性能の信頼性を得る。我々は、繊維で補強される樹脂複合積層板とハニカムコアとの間にスクリムに支持されるバリヤフィルムを使用する。このサンドイッチ構造は、樹脂が、それが無意味なものとなるコアへ流れ込み過剰重量および潜在的パネル欠陥をもたらすのではなく、それが構造的強度を与える積層板（スキン）内に留まるため、同じ性能特性用の先行技術によるパネルよりも軽量である。我々はまた一般に、積層板をバリヤフィルムに結合（bond）させるためバリヤフィルムと積層板との間に無支持体フィルム状接着剤を使用する。（１つの製品に組合せてもよい）これらの層により、改良された性能を達成し、樹脂を積層板内に保持し、それによってさもなくばコアへの樹脂流れに対処するため設計者がパネル設計に組入れる必要がある超過分樹脂を減じ、構造的信頼性を有するパネルを信頼できるよう作製する。スクリムに支持されるバリヤフィルムを有するパネルを硬化しようとしたとき、特に軽量のコア材料を使用しようとしたときに、ハニカムコアのチャンファ部領域にしばしばコアクラッシュが発生した。バリヤフィルム（および接着剤）の下にコアと接触する固定用プライを含むことによって、固定用プライが硬化の間のコアに対するバリヤフィルムのずれを減じるため、これらのパネル内のコアクラッシュを減じることができる。この発明においてコアのずれを制御することにより、コアクラッシュによる高価なスクラップなしに構造を製造するため、より低密度のハニカムコアを使用できる。我々は、時間、材料および再生／スクラップを削減すること、および、最高の特定強度および特定剛さを有する航空宇宙用高品質パネルを製造するための製造プロセスの信頼性を向上させることの両方により製造コストを減じる。付加される固定用プライは、３つまたは４つ以上の固定用プライがパネルの最終プレフォーム内に含まれるであろうことを意味する。従来の実施では、パネルの外部表面上にも、そしておそらくは積層板と接着バリヤフィルムとの間に固定用プライがあるであろう。固定用プライは各々その部品から仕上がり製品の正味のトリムラインを超えて外側へ延びる。従来、固定用プライはレイアップマンドレルにテープで個別にかつ順次固定される。低密度コアを使用するときは特に、プライ相互間のおよびマンドレルに対する関係を確定することが重要である。テープの欠陥はフェースシートプライのしわまたはコアクラッシュを引起こす。コアに接触する固定用プライがそれをマンドレルに対して固定するテープから逆方向に引っ張られ他の固定用プライに対しずれるとき、依然としてコアクラッシュが時々発生するかもしれない。オートクレーブ圧力を加えるときパネル内のコアに作用する力を克服するためには、テープの接着力だけでは不十分である。我々は、固定用プライ相互を信頼できるように、容易にかつ低価格で接着するやり方を発見した。プライ相互を接着させると、いずれの個別のプライに作用する力もすべての固定用プライに分配され、固定用プライをマンドレルに接着するテープにかかる最大力が減じられる。複合ハニカムサンドイッチ構造に関連して説明してきたが、この接着方法は一般に、複合構造内の固定用プライに関わるすべての応用例に応用可能である。したがって、一局面において、この発明は、複合構造の製造における改良に関し、特に、高温高圧下でのオートクレーブ硬化の間、部品を固定するために固定用プライが使用される複合ハニカムサンドイッチ構造に関する。１プライの他プライに対する運動がないよう固定用プライを互いにロックするため、圧力を加える前のオートクレーブ硬化の初期段階の間いくつかのプライを硬化させ互いに接続するために、我々は、より低温で硬化する接着剤を使用する。我々は、接着剤を部品の正味のトリムラインの外側に塗布し、そのため部品の仕上げの間に接着剤を除去できる。他局面において、この発明は、複合構造の構築の間に、特に、複合ハニカムサンドイッチ構造の高温高圧下でのオートクレーブ処理の間の固定用プライ相互の接着に関する。テープによる取付けはいずれのプライまたは１プライの互いに対するずれを防ぐのに十分なものでなければならないので、固定用プライをマンドレルのみにテープで取付ける従来の実施は不十分である。我々は、部品の正味のトリムラインのすぐ外側で固定用プライの間に低温で硬化するフィルム状接着剤を取付けることによって、テープにかかる最大力が減じられるようプライを相互に効果的に接着できることを発見した。オートクレーブ内でこのフィルム状接着剤は、積層板内の樹脂よりも低温で溶け、かつ硬化し、したがって、積層板の樹脂が流れ硬化する、より高い温度でオートクレーブの圧力が増加するよりも前に、固定用プライを互いに結合させる。フィルム状接着剤は固定用プライの互いに対する運動をなくす。ビスマレイミド（ＢＭＩ）サンドイッチパネル用の我々の好ましい実施例において、我々は、華氏約３７５度（摂氏１９１度）で硬化し、華氏約４４０度で後硬化するＢＭＩに対し華氏約２５０度（摂氏１２１度）で硬化する接着剤を使用することを好む。図面の簡単な説明図１は、典型的な複合ハニカムサンドイッチ構造を示す図である。図２は、スキンからコアへの樹脂流れを防ぐためのスクリムに支持されるバリヤフィルムを有するサンドイッチ構造内のスキン−コア界面の概略的部分断面図である。図３は、バリヤフィルムを伴わない支持体付フィルム状接着剤を使用する、コアへの樹脂流れによる悪影響を受ける、先行技術のハニカムサンドイッチ構造の概略的部分断面図である。図４は、スキン内の樹脂が減少するが、湾曲した無支持体バリヤフィルムにより樹脂がコアに達することが防がれる、サンドイッチ構造を示す別の概略的部分断面図である。図５は、コアとバリヤフィルムのずれにより生じるハニカムサンドイッチパネルのコアクラッシュを示す概略的断面立面図である。図６は、コアクラッシュを減じるための固定用プライの使用を示す別の概略的断面立面図である。図７は、サイクル内で高圧が加えられる前に我々の固定用接着剤が硬化することを示す、複合ハニカムサンドイッチパネルを作るための典型的なオートクレーブ硬化サイクルのグラフである。好ましい実施例の詳細な説明この説明の評価基準として、最初に我々は典型的な複合ハニカムサンドイッチ構造を説明する。その次に、固定用プライを互いに信頼可能に接着させる我々の発明の方法を説明する。複合ハニカムサンドイッチパネルは、積層板からコアへの樹脂流れを最小限にし、なくし、または大幅に減じ、それによって、航空宇宙用構造の製造用のより強固なより簡単な処理サイクルを可能にする。このようなサンドイッチパネル１００（図１）は通常中央ハニカムコア１０６に接着される外部フェースシートまたはスキン１０２を有する。仕上がりスキン１０２は、硬化され圧密化された複合形の、繊維で補強された有機マトリクス樹脂の層の積層板を含む。コア１０６は、この応用例用に適切である、紙、合成紙、金属、複合材などであり得る。この発明のパネルにおいては、これ以外の場合にはしばしば生じるコアとスキンとの間の有害なずれを減じるため、コア１０６とスキン１０２との間に少なくとも１つの固定用プライを組入れることによって、我々はオートクレーブ硬化の間のコアクラッシュを減じるので、我々はより高い特定の強度およびより高い特定の剛さを得る。複合積層板スキンからコアへの樹脂の流れを防ぐため、コア１０６のセル１１４の外側に樹脂を維持するよう、スキン１０２とコア１０６との間に、無支持体フィルム状接着剤１０８（図２）、バリヤフィルム１１０およびスクリムに支持されるフィルム状接着剤１１２を我々は使用する。図３は、バリヤフィルム１１０およびフィルム状接着剤１０８なしにフィルム接着剤１１２を単独で使用したときに生じ得るコア充填問題を示す。ハニカムのセル１１４は、積層板から移動しそれによってスキン１０２内の樹脂を減少させる樹脂１１８で満たされる。樹脂の減少によってプライの厚みが減じられるためこれは構造性能に悪影響を与える。セル内の樹脂１１８は単なる無駄となるため、樹脂の減少によって総重量が増加する。いずれの場合にも、制御されない樹脂の流れおよび減少によって、特に熱サイクルの間にセル内の樹脂１１８内で始まり得、繊維により補強されたスキン１０２、特にスキン１０２とコア１０６との間のボンドラインに移動し得るマイクロクラックに対し、パネルが疑わしいものとなる。図４は、セル樹脂１１８をなくす試みのため、スクリムに支持されるフィルム状接着剤１１２なしにバリヤフィルム１１０を使用したならば生じ得る不所望の膨らみを示す。ここで、無駄な樹脂の膨らみ１２０がハニカムコア１０６のセル１１４へと下方に突出する。樹脂は膨らみ１２０内に含まれるものの、スキン１０２の樹脂は依然として減少する。膨らみ１２０への樹脂流れは、図３に示す制御されない状態に匹敵する、構造性能のペナルティおよび重量の加算を課す。フィルム状接着剤１０８、バリヤフィルム１１０およびスクリムに支持されるフィルム状接着剤１２を備える図２に図示するように、セル樹脂１１８または樹脂の膨らみ１２０を伴わない樹脂流れが調べられる。しかし、バリヤフィルムが積層板スキンとコアとの間に滑り面を生成し、これがしばしばオートクレーブ処理サイクルの間にコアクラッシュを起こすことを我々は発見した。実際我々の初期試験において、３１個の試験用パネルのうち２２個でコアクラッシュを経験した。コストおよびスケジュールの観点からこの欠陥率は許容できない。チャンファ部領域内の我々の固定用プライは、有害なコアのずれおよびこのようなずれによるコアクラッシュの頻度を減じるかまたはなくす。サイテック・エンジニアード・マテリアルズ・インコーポレイテッド（サイテック）（Cytec Engineered Materia1s，Inc (Cytec)）のＲＩＧＩＤＩＴＥ（登録商標）５２５０−４−Ｗ−ＩＭ７−ＧＰ−ＣＳＷ）ＲＩＧＩＤＩＴＥ（登録商標）５２５０−４−Ｗ−ＩＭ７−ＧＰ−ＣＳＸおよびＲＩＧＩＤＩＴＥ（登録商標）５２５０−４−Ｗ−ＩＭ７−ＧＰ−ＰＷプリプレグで作られたビスマレイミド積層スキンについては、フィルム状接着剤１０８は、やはりサイテックから利用可能な０．０１５ｐｓｆのＭＥＴＬＢＯＮＤ（登録商標）２５５０Ｕ接着剤であることが好ましい。フィルム状接着剤は、積層板とバリヤフィルム１１０との間の高品質結合を促進するため付加的な樹脂を提供する。バリヤフィルム１１０は、スキン１０２とコア１０６との間の樹脂不浸透性の膜を提供するため、硬化サイクルに耐えることのできる、０．００１インチの厚さ、すなわち結合できる程度に表面処理されたＫＡＰＴＯＮ（登録商標）ポリイミドバリヤフィルムであることが好ましい。スクリムは好ましくは、グラスファイバ、「スタイル１０４」ファイバクロスであり、フィルム状接着剤１１２は、サイテックから利用可能な、０．０６ｐｓｆのＭＥＴＬＢＯＮＤ（登録商標）２５５０Ｇ接着剤である。スクリムに支持されるフィルム状接着剤はバリヤフィルムがコアセルへと膨らむことを防ぎ、それによって、硬化したプライの厚みが最大となるよう樹脂を積層板（すなわちスキン層）内に保持し、それによって我々はパネルに対し最小の重量で最大の性能を達成する。フィルム状接着剤１０８、バリヤフィルム１１０およびフィルム状接着剤１１２は、ＭＥＴＬＢＯＮＤ（登録商標）２５５０Ｂ−．０８２３６″としてサイテックから単一の商品として購入できる。スキン１０２のプライは典型的には、ビスマレイミド熱硬化性樹脂で含浸された炭素繊維のプリプレグであるが、この発明は他の樹脂系に適用される。プリプレグの代わりにトウを使用してもよい。フィルム状接着剤１０８はスキン１０２とバリヤフィルム１１０との間の適切な結合を達成するよう調整されねばならない。ハニカムコアは通常、ヘクセル（Hexcel）から利用可能なＨＲＰガラスファイバ補強フェノールハニカム（HRP Fiberglass Reinforced Phenolichoneycomb ）である。サンドイッチ構造内の支持体付フィルム状接着剤およびバリヤフィルム層は、コアがアルミニウムなどの金属でありスキンが炭素繊維などのガルヴァーニ電気的に非類似の材料を含む場合、スキン１０２とコア１０６との間の腐食に対するバリヤとしても機能する。好ましいパネルに関する付加的な情報は、我々が引用により援用する技術論文、ハルツ（Hartz）他の「ビスマレイミド／炭素ハニカムサンドイッチ構造の開発（ Development of ａ Bismaleimade / Carbon Honeycomb SandwichStr ucture）」、ＳＡＭＰＥ）１９９６年３月に示される。この論文は、ハルツ他のバリヤフィルムの改良、固定用プライ方法およびこの発明の接着方法の両方を記載する。ハルツ型パネルは、（０．５９ＭＰａ（８５ｐｓｉｇ）で硬化された）固形ＢＭＩ／炭素積層板に等しい機械的かつ物理的エッジバンド特徴を提供する。我々の試験は、我々のパネルにおいてエッジバンドの硬化プライ厚さが固形積層板に等しく、エッジバンド１６０（図５および図６）が固形積層板非破壊検査仕様の要件を満たすことを確認する。エッジバンドおよびフェースシートの機械的性能は、我々がスクリムに支持される接着剤、バリヤフィルム、接着剤の組合せを欠くサンドイッチ構造で達成した結果よりも改良される。貫層方向引っ張り機械的性能も設計要件を満たす。特にフェノールコアについて、サンドイッチパネルをレイアップする前にコアを摂氏約２３５度（華氏４５５度）に加熱することによって硬化させる間に、揮発が進行しないようにコアを予備調整することで、さもなくばコアからのガス抜けにより生じる、コアと積層板との離脱をなくす。オートクレーブ圧力が加えられかつ樹脂が溶けるときに、フェースシート１０２に対してバリヤフィルム１１０とコア１０６とがずれるとき、チャンファ部領域１５５でコアクラッシュ２００（図５）が生じる。図５に図示するように、バリヤフィルム１００とコア１０６とはチャンファ部領域１５５内のコアを圧縮するように右に移動し、コアクラッシュ２００を生み出す。スキン１０２はコアが移動したエッジバンド領域１６０内で撓む。図６を参照し、改良されたハニカムサンドイッチパネルは、チャンファ部１５５に沿ってコア１０６と接触する少なくとも１つの固定用プライ１５０を含む。このようなチャンファ部（すなわちしばしばエッジバンド１６０にある、コア内の角度が付いた移行部）は典型的にはパネルの周辺付近で生じるが、組立られた構造においては、ファスナまたは貫通部が必要となるであろうパネルの中間のジョイントラインまたは硬化した箇所で生じるであろう。ハルツ他が説明するように典型的には、我々は、５または８ｌｂ／ｆｔ³ＨＲＰコアを有するビスマレイミドパネルの作製において、従来の０／９０繊維配向を備える炭素繊維またはガラスファイバ織物の単一のプライ１５０を使用する。固定用プライ１５０は、さもなければずれによって起こるコアクラッシュを減じるよう、コアに対してのスキンのずれを禁ずるかまたは制限するよう機能する。オートクレーブ処理サイクルの間にプレフォームが加熱され、マトリクス樹脂が軟化し溶け、そして流れの大きい樹脂については本質的に融解するとき、固定用プライ１５０は、繊維の固有の粗さによってコアを留め付ける。これらのパネルにより、我々はコアクラッシュに悩まされることなくより低密度のハニカムコアを使用できるので、２．５から４ｌｂ／ｆｔ³のコアを節約できる。戦闘機については、この変化により１台あたり２５ｌｂも節約できる。図６に図示するように、固定用プライ１５０は、コア１０６と約１インチ重なり合いチャンファ部１５５の少なくとも一部分に沿ってコア１０６と接触し、この部品のトリムライン１６５を超えてエッジバンド１６０へと外側に向けて延びる、幅の狭い周辺ストリップである。固定用プライ１５０は、チャンファ部の平らな側または（図６で図示しているように）角度の付いた表面のいずれかの上にあるであろう。重要な要因は、固定用プライ１５０が、積層板スキンをコアに結合させるために使用される接着剤およびバリヤフィルム１１０の下でコアと接触することである。固定用プライ１５０は、チャンファ部領域内の狭い周辺区域以外の部品の本体内のすべての所で切取られ、パネルの端縁のまわりに周辺フレームを形成する。このようにして、固定用プライ１５０は、パネル領域内のコア１０６とスキン１０２との間の接着界面を可能にする。従来、ハルツ型パネルの製造において、我々は、層およびコアを留め付けるために４つの完全なカバーシート固定用プライ１７５を使用し、これらプライすべてを図６に図示する。これら従来のプライ１７５は、ハルツ型バリヤフィルムを導入する前にサンドイッチパネル作製において通常使用され、我々は通常これらをすべて使用するが、今では外部プライおよび周辺のコアに接触する固定用プライ１５０以外のすべてのプライを除去できると信じる。すなわち、図６に図示するように５つではなく全部で３つのプライを使用するであろう。固定用プライ１５０および１７５は、エッジバンド１６０を通り正味のトリムライン１６５を超えて、我々がレイアップマンドレルにテープで取付ける留め付点まで延びる。さらに固定用プライのずれを防止するため、我々は部品の正味のトリムラインのすぐ外側で固定用プライの間に低温硬化（すなわちＢＭＩパネルについては摂氏１２１度）フィルム状接着剤１８０を組入れた。フィルム状接着剤１８０は、オートクレーブ硬化サイクルの間に圧力を加えるとき、１プライの他プライに対しての運動をなくす。積層板樹脂の硬化温度より華氏約１００度から１５０度下の温度で硬化させることで、我々がオートクレーブ圧力を上げねばならなくなる前に固定用接着剤が硬化し、硬化した接着剤が固定用プライを互いに結合させる。この接着方法を使用することにより、さもなければ生じ得る、プライの相対的運動、フェースシートのしわおよびコアクラッシュがなくなる。この固定用方法は、（従来の内部シートが省かれた）「ピクチャフレーム」周辺固定用プライ１５０を使用するので、材料を節約し、コストを減じ、重量を節約する。通常の固定用手順は、スキンの外側表面上およびスキンと基礎接着剤との間の内部にプライを必要とする（図５）。従来の固定用システムは、バリヤフィルム１１０がコアのずれを可能にするため「ピクチャフレーム」プライがないとうまく働かないであろう。コルベット（ Corbett）およびスミス（Smith）の方法はこの発明の接着方法がないと時々うまく働かないであろう。先に説明したビスマレイミドプリプレグおよび接着システムを備える軽量コア（すなわち５−８ｌｂ／ｆｔ³）について、我々は２０°±２°のチャンファ部角度を保持する。「チャンファ部」という用語で、我々は、完全な厚みから厚みがなくなるまで一定の傾斜で先細りしていくハニカムコアの角度のついた切削領域（湾曲部）を意味する。チャンファ部は、組込まれたハニカムを有するパネルの構造本体と全くハニカムコアがかけた接続エッジバンドとの間の滑らかな移行部を提供するため、複合ハニカムサンドイッチパネルのエッジバンドで使用される。この発明の方法は、もし１つの固定用プライもなしにコアクラッシュを避けようとするならばしばしば従来の実施において必要とされる角度よりもはるかに急なチャンファ部角度を使用することを可能にする。我々は２０゜のチャンファ部を好むが、パネルの設計要件に適した任意の角度にこの角度を増加させることができると我々は信ずる。「オートクレーブ処理」という語で、我々は積層板内の樹脂を圧密しかつ硬化させ、同時に硬化した積層板をハニカムコアに結合またはさもなくば接着させるためパネルに高温および高圧を加えるサイクルを意味する。我々の好ましいサイクルを図７に図示する。固定用プライ用の我々の接着剤は華氏約２５０度（摂氏１２１度）で硬化するので、パネル内の層の間に相対的動きを導入し得るオートクレーブ圧力の増加よりも前に硬化する。もしコアクラッシュが生じると、パネルへの損傷は通常極めて広範囲なものなので修理は不可能であり、その部品は廃棄される。今日の先進複合樹脂および補強繊維のコストでは、実質的にコアクラッシュがない処理が必要である。さもなくば、処理コストは法外なものとなる。パネルが可能な限り設計限界に近づけて設計されると、コアクラッシュは大きな問題である。この発明の方法は、コアクラッシュおよびプライの運動もしくは皺を減じる。好ましい実施例を説明してきたが、この発明の着想を逸脱することなく行ない得るであろう変形、変更および修正が当業者には容易に認識されるであろう。したがって、この明細書に基づき当業者には既知の均等物全範囲を支えとして請求の範囲を自由に解釈されたい。ここでの例はこの発明を例示するために挙げたものでありこの発明を限定することを意図するのではない。したがって、この発明を請求の範囲によって規定し、関連する先行技術に鑑みて必要であるようにのみ請求の範囲を限定されたい。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Composite Honeycomb Sandwich Structure Technical field The present invention relates to a composite honeycomb sandwich structure, and more particularly to a resin forming an external skin adhered to opposing surfaces of a honeycomb core, comprising an intermediate barrier to eliminate resin flow from the skin to the core. The present invention relates to an impregnated woven sheet. Background art Aerospace honeycomb core sandwich panels (with a composite laminate skin that is cured with an adhesive to the core through autoclaving) provide the high stiffness-to-weight ratio (i.e., "specific stiffness") that this panel provides. It is widely used today due to its strength-to-weight ratio (ie, specific strength). Exemplary honeycomb core sandwich panels are described in U.S. Patent Nos. 5,284,702, 4,622,091 and 4,353,947. Alteneder et al., "Processing and Characterization Studies of Honeycomb Composite Structures," 38th International SAMPE Symposium, May 10-13, 1993 (PCL Internal No. 200 -01 / 93-AWA) discusses issues common to these panels, including core collapse (ie, core crush), skin laminate porosity, and poor tool surface finish. Patent No. 5,445,861 describes a composite sandwich structure for sound absorption (acoustic insulation) and other applications, which sandwich structure has the following seven layers: (1) outer skin (2) small cell (3) Front internal septum (4) Intermediate honeycomb core in large cell (5) Rear internal septum (6) The rear small cell honeycomb or foam core, and (7) a tuned cavity absorber in the inner skin mid-honeycomb core absorbs sound. The resulting resin flow to the cells of the honeycomb core is adversely affected, and such flow changes the resonance of the structure. Summary of the Invention In high flow resin systems, large amounts of resin may flow into the core during the autoclave cycle. Such flow results in loss of resin from the laminate, requiring additional weight of the panel to achieve the desired performance, and excessive design of the laminate ply to cope with losses due to flow. Loss of resin from the laminate ply also reduces the thickness of the cured ply and degrades mechanical performance. To achieve the desired performance and the corresponding laminate thickness, additional plies are required, resulting in additional costs and weight. Addition of weight is serious in terms of the impact on vehicle performance and the cost of modern aircraft, and the flow is a relatively unpredictable and uncontrollable process, making it an aerospace design and manufacturing process. It is required that the flow to the core be eliminated or significantly reduced. In addition to adding weight due to resin flow to the core, we have discovered that microcracks generated in the transferred resin can propagate to the bond line, degrading mechanical performance. The potential for such microcracks poses a serious threat to the integrity of the panel and requires that flow be eliminated or at least controlled. The flow from the laminate to the core occurs due to the reduced viscosity (ie, thinning) of the resin at high processing temperatures. Thus, prior art attempts to solve the flow problem have generally focused on maintaining the ambient temperature viscosity of the resin at the cure temperature. For example, the processing cycle could be changed to initiate curing of the resin during the slow heat-up low pressure phase to cause resin chain growth before hot and high pressure completion. In this staged cure cycle, it will attempt to preserve the viscosity of the resin by accumulating molecular weight at low temperatures. Higher molecular weight resins have an inherent higher viscosity and therefore remain thicker and are more resistant to harmful core flow. Unfortunately, the staged cure cycle still produces too much flow and the potential problems of microcracks are still many. Also, the porosity of the facesheet may increase beyond acceptable limits. In addition, changing the curing cycle increases the autoclave processing time. As processing time increases, fabrication costs increase significantly, with the risk of rejecting expensive components depending on factors that are improperly understood and not controlled. We use a high flow resin system to eliminate resin (matrix) flow into honeycomb cores for sandwich structures and to ensure reproducibility and predictability in sandwich panel fabrication and the structural performance of the resulting panels. Get the sex. We use a scrim supported barrier film between the fiber reinforced resin composite laminate and the honeycomb core. This sandwich construction is the same because the resin stays in the laminate (skin) that gives it structural strength, rather than flowing into the core where it becomes meaningless, causing excess weight and potential panel defects. Lighter than prior art panels for performance characteristics. We also generally use an unsupported film adhesive between the barrier film and the laminate to bond the laminate to the barrier film. These layers (which may be combined into a single product) allow the designer to achieve improved performance, retain the resin in the laminate, and thereby control the flow of resin to the core by the designer. Reduce the amount of excess resin that needs to be incorporated into the design and make structurally reliable panels reliable. Core crashes often occurred in the chamfer region of the honeycomb core when trying to cure a panel having a barrier film supported by a scrim, especially when trying to use a lightweight core material. By including a securing ply under the barrier film (and adhesive) that contacts the core, reducing the core crush in these panels because the securing ply reduces the displacement of the barrier film relative to the core during cure. Can be. In the present invention, by controlling the displacement of the core, a honeycomb core having a lower density can be used because the structure is manufactured without expensive scrap due to a core crash. We both reduce time, materials and reclaim / scrap, and increase the reliability of the manufacturing process to produce high quality aerospace panels with the highest specified strength and stiffness. Reduce manufacturing costs. The added anchoring ply means that three or more anchoring plies will be included in the final preform of the panel. In conventional practice, there will be a securing ply on the exterior surface of the panel, and possibly also between the laminate and the adhesive barrier film. Retaining plies each extend outwardly from the part beyond the net trim line of the finished product. Conventionally, the fixing plies are individually and sequentially fixed to the lay-up mandrel with tape. It is important to determine the relationship between plies and to the mandrel, especially when using low density cores. Tape defects can cause face sheet ply wrinkles or core crashes. Core crashes may still occasionally occur when the securing ply contacting the core is pulled backwards from the tape securing it to the mandrel and displaced relative to other securing plies. Tape adhesion alone is not sufficient to overcome the forces acting on the core in the panel when applying autoclave pressure. We have found an easy and inexpensive way to bond the securing plies together reliably. Adhering the plies together distributes the forces acting on any individual plies to all the securing plies, reducing the maximum force on the tape that bonds the securing plies to the mandrel. Although described with reference to a composite honeycomb sandwich structure, this bonding method is generally applicable to all applications involving securing plies in the composite structure. Accordingly, in one aspect, the present invention relates to improvements in the manufacture of composite structures, and more particularly, to a composite honeycomb sandwich structure in which a securing ply is used to secure components during autoclave curing at high temperatures and pressures. To lock several plies during the initial phase of autoclave curing before applying pressure, to lock the securing plies together so that there is no movement of one ply with respect to the other plies, we use lower temperatures. Use an adhesive that cures. We apply the adhesive outside the net trim line of the part, so that the adhesive can be removed during finishing of the part. In another aspect, the invention relates to the bonding of anchoring plies to one another during construction of a composite structure, particularly during autoclaving the composite honeycomb sandwich structure under high temperature and pressure. Conventional practice of tapering the securing ply only to the mandrel is inadequate, as the tape attachment must be sufficient to prevent any ply or one ply from shifting relative to one another. We believe that by attaching a cold setting film adhesive between the securing plies just outside the net trim line of the part, the plies can be effectively bonded together so that the maximum force on the tape is reduced. Was found. In an autoclave, this film-like adhesive melts and cures at a lower temperature than the resin in the laminate, and thus, before the resin in the laminate flows and hardens, before the autoclave pressure increases at higher temperatures. The fixing plies are bonded together. The film adhesive eliminates the movement of the securing plies relative to each other. In our preferred embodiment for bismaleimide (BMI) sandwich panels, we cure at about 375 degrees F (191 degrees C) and about 250 degrees F (121 degrees C) for a BMI that post cures at about 440 degrees F. Preference is given to using an adhesive which cures in degrees. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES FIG. 1 is a diagram showing a typical composite honeycomb sandwich structure. FIG. 2 is a schematic partial cross-sectional view of the skin-core interface in a sandwich structure having a barrier film supported by a scrim to prevent resin flow from the skin to the core. FIG. 3 is a schematic partial cross-sectional view of a prior art honeycomb sandwich structure that is adversely affected by resin flow to the core using a backed film adhesive without a barrier film. FIG. 4 is another schematic partial cross-sectional view showing a sandwich structure where the resin in the skin is reduced, but the curved unsupported barrier film prevents the resin from reaching the core. FIG. 5 is a schematic cross-sectional elevation view showing a core crush of the honeycomb sandwich panel caused by a displacement between the core and the barrier film. FIG. 6 is another schematic cross-sectional elevation view illustrating the use of a securing ply to reduce core crash. FIG. 7 is a graph of a typical autoclave cure cycle for making a composite honeycomb sandwich panel, showing that our fixing adhesive cures before high pressure is applied in the cycle. Detailed Description of the Preferred Embodiment As a criterion for this description, we first describe a typical composite honeycomb sandwich structure. Next, we describe our inventive method of reliably attaching the securing plies to one another. The composite honeycomb sandwich panel minimizes, eliminates, or significantly reduces resin flow from the laminate to the core, thereby enabling a more robust and easier processing cycle for the manufacture of aerospace structures. Such a sandwich panel 100 (FIG. 1) has an external facesheet or skin 102 that is usually adhered to a central honeycomb core 106. Finished skin 102 comprises a laminate of layers of a cured, consolidated, composite, fiber reinforced organic matrix resin. Core 106 may be paper, synthetic paper, metal, composite, etc., suitable for this application. In the panels of the present invention, by incorporating at least one anchoring ply between the core 106 and the skin 102 to reduce the otherwise detrimental shift between the core and the skin. Reduces core crush during autoclaving, so we get higher specific strength and higher specific stiffness. In order to prevent the resin from flowing from the composite laminate skin to the core, a non-support film adhesive 108 (see FIG. 4) is provided between the skin 102 and the core 106 so as to maintain the resin outside the cells 114 of the core 106. 2) We use a barrier film 110 and a film adhesive 112 supported on the scrim. FIG. 3 illustrates a core filling problem that can occur when using film adhesive 112 alone without barrier film 110 and film adhesive 108. The honeycomb cells 114 are filled with a resin 118 that moves from the laminate and thereby reduces the resin in the skin 102. This has an adverse effect on structural performance as the thickness of the ply is reduced by the reduction in resin. Since the resin 118 in the cell is simply wasted, the total weight increases by reducing the resin. In any case, the uncontrolled flow and reduction of resin can begin in the resin 118 in the cell, especially during thermal cycling, and can be achieved by the fiber-reinforced skin 102, and in particular, the bond between the skin 102 and the core 106. The panel becomes suspicious of microcracks that can move to the line. FIG. 4 illustrates the undesirable bulging that may occur if barrier film 110 is used without scrim-supported film adhesive 112 in an attempt to eliminate cell resin 118. Here, the useless resin bulge 120 projects downward to the cell 114 of the honeycomb core 106. Although the resin is contained within the bulge 120, the resin of the skin 102 is still reduced. The resin flow to the bulge 120 imposes a penalty on structural performance and an additional weight, comparable to the uncontrolled condition shown in FIG. As shown in FIG. 2 with the film adhesive 108, the barrier film 110 and the film adhesive 12 supported on the scrim, the resin flow without the cell resin 118 or resin bulge 120 is examined. However, we have found that the barrier film creates a sliding surface between the laminate skin and the core, which often causes a core crash during the autoclave cycle. In fact, in our initial tests, 22 of the 31 test panels experienced a core crash. This defect rate is unacceptable from a cost and schedule point of view. Our anchoring plies in the chamfer area reduce or eliminate the frequency of detrimental core misalignment and core crashes due to such misalignment. RIGIDITE (registered trademark) 5250-4-W-IM7-GP-CSW, RIGIDITE (registered trademark) 5250-4- of Cytec Engineered Materials Inc. (Cytec) For bismaleimide laminate skins made of W-IM7-GP-CSX and RIGIDITE® 5250-4-W-IM7-GP-PW prepreg, film adhesive 108 is also available from Scitech. It is preferably METALBOND® 2550U adhesive of .015 psf. The film adhesive provides additional resin to promote a high quality bond between the laminate and the barrier film 110. Barrier film 110 was surface treated to a thickness of 0.001 inches, or bondable, to withstand a cure cycle to provide a resin impermeable membrane between skin 102 and core 106. Preferably, it is a KAPTON (registered trademark) polyimide barrier film. The scrim is preferably glass fiber, "Style 104" fiber cloth, and the film adhesive 112 is 0.06 psf METLBOND (R) 2550G adhesive available from Scitech. The film-like adhesive supported by the scrim prevents the barrier film from swelling into the core cell, thereby retaining the resin in the laminate (ie, skin layer) to maximize the thickness of the cured ply, We achieve maximum performance with minimal weight for the panel. The film adhesive 108, the barrier film 110, and the film adhesive 112 are METLBOND (registered trademark) 2550B-. 08236 "as a single product from Cytec. The ply for skin 102 is typically a carbon fiber prepreg impregnated with a bismaleimide thermoset, but the present invention relates to other resin systems. Tow may be used instead of prepreg, film adhesive 108 must be adjusted to achieve proper bonding between skin 102 and barrier film 110. The honeycomb core is typically a Hexel HRP Fiberglass Reinforced Phenolichoneycomb available from (Hexcel) The film adhesive with support in the sandwich structure and the barrier film layer are made of metal such as aluminum and skin of carbon If it contains galvanic electrically dissimilar materials such as fibers, the skin 10 It also acts as a barrier to corrosion between the core 2 and the core 106. Additional information on preferred panels is available in the technical article we incorporated by reference, Hartz et al., "Development of Bismaleimide / Carbon Honeycomb Sandwich Structures." (Development of a Bismaleimade / Carbon Honeycomb Sandwich Structure), SAMPE). This article describes both the improvement of the barrier film of Harz et al., The ply method for securing and the bonding method of the present invention. Harz-type panels provide mechanical and physical edge band characteristics equivalent to solid BMI / carbon laminates (cured at 85 psig). Our tests confirm that the edge band cure ply thickness is equal to the solid laminate in our panel and that the edge band 160 (FIGS. 5 and 6) meets the requirements of the solid laminate non-destructive inspection specification. The mechanical performance of the edge bands and facesheets is improved over the results we have achieved with a sandwich construction that lacks the adhesive, barrier film, and adhesive combination supported on the scrim. Translaminar tensile mechanical performance also meets design requirements. Particularly for phenolic cores, by preconditioning the cores to prevent volatilization while curing the cores by heating them to about 235 degrees Celsius (455 degrees Fahrenheit) before laying up the sandwich panel, For example, separation between the core and the laminate, which is caused by outgassing from the core, is eliminated. When the barrier film 110 and the core 106 deviate from the face sheet 102 when the autoclave pressure is applied and the resin melts, a core crash 200 (FIG. 5) occurs in the chamfer region 155. As shown in FIG. 5, the barrier film 100 and the core 106 move to the right to compress the core in the chamfer region 155, creating a core crash 200. Skin 102 flexes in the edge band region 160 where the core has moved. Referring to FIG. 6, the improved honeycomb sandwich panel includes at least one anchoring ply 150 that contacts the core 106 along the chamfer 155. Such chamfers (i.e., angled transitions in the core, often in edge band 160) typically occur near the perimeter of the panel, but fasteners or penetrations are required in the assembled structure. Will occur in the middle joint line or hardened point of the panel that will be. Typically, as described by Harz et al., We have 5 or 8 lb / ft. ^Three In making bismaleimide panels with HRP cores, a single ply 150 of carbon fiber or glass fiber fabric with conventional 0/90 fiber orientation is used. The anchoring ply 150 functions to inhibit or limit the displacement of the skin relative to the core to reduce core crashes otherwise caused by the displacement. When the preform is heated during the autoclave cycle, the matrix resin softens and melts, and essentially melts for high flow resins, the anchoring ply 150 clamps the core due to the inherent roughness of the fibers . These panels allow us to use lower density honeycomb cores without having to suffer from core crashes, so that 2.5 to 4 lb / ft. ^Three Cores can be saved. For fighters, this change can save 25 lbs per fighter. As shown in FIG. 6, the anchoring ply 150 overlaps the core 106 by about one inch and contacts the core 106 along at least a portion of the chamfer portion 155 and crosses the part over the trim line 165 to the edge band 160. Narrow peripheral strips extending outward. The anchoring ply 150 may be on either the flat side of the chamfer or on an angled surface (as illustrated in FIG. 6). An important factor is that the securing ply 150 contacts the core under the adhesive and barrier film 110 used to bond the laminate skin to the core. The anchoring ply 150 is cut everywhere in the body of the part except in the narrow peripheral area in the chamfer area to form a peripheral frame around the edge of the panel. In this manner, the anchoring ply 150 allows for an adhesive interface between the core 106 and the skin 102 in the panel area. Conventionally, in the manufacture of Harz-type panels, we have used four complete coversheet anchoring plies 175 to fasten layers and cores, all of which are illustrated in FIG. These conventional plies 175 are commonly used in sandwich panel fabrication prior to the introduction of the Harz-type barrier film, and we usually use all of them, but now other than the outer plies and the anchoring plies 150 that contact the surrounding core. Believe that all plies can be removed. That is, a total of three plies would be used instead of five as shown in FIG. The anchoring plies 150 and 175 extend through the edge band 160 and beyond the net trim line 165 to the point of attachment where we tape to the lay-up mandrel. To further prevent misalignment of the securing ply, we incorporated a low temperature cured (ie, 121 degrees Celsius for BMI panels) film adhesive 180 between the securing plies just outside the net trim line of the part. Film adhesive 180 eliminates movement of one ply relative to the other ply when pressure is applied during the autoclave cure cycle. By curing at a temperature about 100 to 150 degrees Fahrenheit below the curing temperature of the laminate resin, the fixing adhesive cures before we have to increase the autoclave pressure, and the cured adhesive becomes Are combined with each other. Using this bonding method eliminates the relative movement of the plies, facesheet wrinkles and core crashes that could otherwise occur. This fastening method uses "picture frame" perimeter fastening plies 150 (without conventional internal sheets), thus saving material, reducing cost and saving weight. A typical fixing procedure requires a ply on the outer surface of the skin and inside between the skin and the base adhesive (FIG. 5). Conventional fastening systems will not work without a "picture frame" ply because the barrier film 110 allows for core misalignment. The Corbett and Smith methods will sometimes not work well without the bonding method of the present invention. A lightweight core with a bismaleimide prepreg and an adhesive system as described above (ie, 5-8 lb / ft) ^Three ) We keep a chamfer angle of 20 ° ± 2 °. By the term "chamfer" we mean the angled cutting area (curved portion) of a honeycomb core that tapers at a constant slope from full thickness to zero thickness. The chamfer section is used in the edge band of a composite honeycomb sandwich panel to provide a smooth transition between the structural body of the panel with the integrated honeycomb and the connecting edge band hung entirely by the honeycomb core. The method of the present invention allows the use of chamfer angles that are often much steeper than required in conventional practice if one were to avoid core crashes without a single securing ply. I do. We prefer a 20 ° chamfer, but we believe that this angle can be increased to any angle appropriate to the design requirements of the panel. By the term "autoclaving" we mean the cycle of applying high temperature and pressure to the panel to consolidate and cure the resin in the laminate, while simultaneously bonding or otherwise bonding the cured laminate to the honeycomb core . Our preferred cycle is illustrated in FIG. Since our adhesive for the anchoring ply cures at about 250 degrees Fahrenheit (121 degrees Celsius), it cures before increasing the autoclave pressure, which can introduce relative movement between layers within the panel. If a core crash occurs, the damage to the panel is usually so extensive that repair is not possible and the part is discarded. The cost of today's advanced composite resins and reinforcing fibers requires processing that is substantially free of core crashes. Otherwise, processing costs would be prohibitive. Core crashes are a major problem when panels are designed as close to design limits as possible. The method of the present invention reduces core crush and ply movement or wrinkles. Having described the preferred embodiment, those skilled in the art will readily perceive variations, changes and modifications that could be made without departing from the spirit of the invention. Accordingly, the claims should be interpreted freely based on this description, with the full scope of equivalents known to those skilled in the art. The examples herein are provided to illustrate the invention and are not intended to limit the invention. Accordingly, the invention is to be defined by the appended claims, and should only be limited as necessary in view of the related prior art.

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (31)優先権主張番号０８／６２０，８２９ (32)優先日平成８年３月20日(1996．3．20) (33)優先権主張国米国（ＵＳ） (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ)，ＵＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＨＵ，ＩＬ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＺ，ＶＮ (72)発明者ホプキンス，ウィリアム・ビィアメリカ合衆国、98112 ワシントン州、シアトル、マウントレイク・ブールバード・イー、2740 (72)発明者ピーダーソン，クリストファー・エルアメリカ合衆国、98126 ワシントン州、シアトル、サーティーセブンス・アベニュ・エス・ダブリュ、4749 (72)発明者エリックソン，デイブ・ジィアメリカ合衆国、98108 ワシントン州、シータック、ビィ・ミリタリー・ロード・サウス、15031、アパートメント・ナンバー・168 (72)発明者コルベット，ダレル・エイチアメリカ合衆国、98038 ワシントン州、メープル・バレー、エス・イー・ワンハンドレッドアンドナインティセカンド・ストリート、26025 (72)発明者スミス，スチュアート・エイアメリカ合衆国、98031 ワシントン州、ケント、エス・イー・トゥーハンドレッドアンドトゥエンティス・プレイス、10923 【要約の続き】層間のずれも防止されるよう、固定用プライは互いにかつマンドレルに対してロックされる。────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (31) Priority claim number 08 / 620,829 (32) Priority date March 20, 1996 (March 20, 1996) (33) Priority country United States (US) (81) Designated countries EP (AT, BE, CH, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, L U, MC, NL, PT, SE), OA (BF, BJ, CF) , CG, CI, CM, GA, GN, ML, MR, NE, SN, TD, TG), AP (KE, LS, MW, SD, S Z, UG), UA (AM, AZ, BY, KG, KZ, MD , RU, TJ, TM), AL, AM, AT, AU, AZ , BB, BG, BR, BY, CA, CH, CN, CZ, DE, DK, EE, ES, FI, GB, GE, HU, I L, IS, JP, KE, KG, KP, KR, KZ, LK , LR, LS, LT, LU, LV, MD, MG, MK, MN, MW, MX, NO, NZ, PL, PT, RO, R U, SD, SE, SG, SI, SK, TJ, TM, TR , TT, UA, UG, UZ, VN (72) Inventor Hopkins, William B. United States, 98112 Washington, Seattle, Mount Lake Boulevard De Y, 2740 (72) Inventors Pederson, Christopher L United States, 98126 Washington, Seattle, Thirty Seventh Avenue S.W., 4749 (72) Inventor Ericsson, Dave Zee United States, 98108 Washington, Seatac, Bee Military Road South, 15031, apartment number ー 168 (72) Inventor Corvette, Darrell H 98038 Washington, United States, Maple Valley, S.E.Wanhan Dread and Ninety Second Strike REIT, 26025 (72) Inventor Smith, Stuart A United States, 98031 Washington, Kent, SEE To Hundred And Twentys Place, 10923 [Continuation of summary] Fixing plies should be separated from each other to prevent any displacement between layers. Locked against one mandrel.

Claims

[Claims] 1. A composite honeycomb sandwich structure, (A) a honeycomb core having a core cell; (B) having a ply of matrix resin reinforced with fibers bonded to the core At least one composite laminate; (C) The resin flows from the laminate to the core cell while bonding the laminate and the core. A film barrier layer between the laminate and the core to eliminate (D) Do not allow the resin flow to the core cell or the bending of the barrier film to the core cell. Film adhesive with support scrim between barrier layer and core for combing And a composite honeycomb sandwich structure. 2. The composite honeycomb according to claim 1, wherein the laminate includes a bismaleimide matrix resin. Honeycomb sandwich structure. 3. 2. The composite honeycomb according to claim 1, wherein the barrier layer is a bondable polyimide. Cam sandwich structure. 4. The composite honeycomb according to claim 2, wherein the film adhesive includes bismaleimide. Musi sandwich structure. 5. Further comprising an unsupported film adhesive layer between the barrier layer and the laminate. Item 6. The composite honeycomb sandwich structure according to Item 4. 6. Resin from honeycomb skin to honeycomb cell of composite honeycomb sandwich panel A method for eliminating flow, A screen that is impervious to resin and adheres between the skin and the honeycomb Including resin in a skin with a barrier film supported by the system. A method to eliminate resin flow. 7. A method for joining and bonding fixing plies in the manufacture of a composite structure, , (A) Assembling a composite preform in the form of a composite structure on a lay-up mandrel Removing the preform from at least one resin-impregnated laminate. At least two anchoring plies, the method further comprising: (B) Film applied to the ply outside the composite trim net line Adhering the fixing plies to each other with a state adhesive, The film adhesive cures at a lower temperature than the resin in the laminate, A method for joining and bonding fixing plies in manufacturing. 8. The composite structure of claim 7, wherein the laminate comprises a bismaleimide matrix resin. For bonding together fixing plies in the manufacture of 9. Preform is a barrier film made of polyimide that can be bonded 8. The method of claim 7, wherein the fixing plug comprises: A method for bonding together. 10. The preform consists of a honeycomb core and the connection between the barrier film and the core. 9. The fixing ply is joined and joined in the production of the composite structure according to claim 8, which comprises an adhesive. How to wear. 11. The preform has a film adhesive layer between the barrier film and the laminate. The bonding of the fixing plies in the manufacture of a composite structure according to claim 10, comprising: The way to go. 12. The preform should be used to prevent the barrier film from bending into the core cell. The composite of claim 10 including a supporting scrim between the rear film adhesive and the core. A method for joining and bonding fixing plies in the manufacture of a composite structure. 13. The preform includes a fixing ply that contacts the core between the adhesive and the core. In the manufacture of the composite structure according to claim 12, the fixing ply is bonded and adhered. Way for. 14． Composite housing with chamfered part having resin impregnated laminate bonded to honeycomb core A method for reducing core crashes in honeycomb sandwich panels , The core has a chamfer portion, and the method comprises: (A) To prevent displacement between the core and the laminate, Contacting the honeycomb core of the flannel with the fixing ply, (B) assembling a securing ply on the outer surface of the laminate; (C) than is given to the fixing ply outside the panel's net trim line An adhesive that cures at a low temperature allows the securing plies to each other and Adhering to the The adhesive dissolves the resin in the laminate before autoclave pressure is applied. Composite honeycomb sandwich pad with chamfer that melts and hardens before flowing Ways to reduce core crashes in flannels. 15. The laminate prevents resin flow from the facesheet of the laminate to the core cell 1 ply for fixing, between the barrier film and the core The composite honeycomb sandwich panel with a chamfer portion according to claim 14, wherein To reduce core crashes. 16. Composite honeycomb sandwich with improved resistance to core crash H structure, (A) a honeycomb core having a core cell and a peripheral chamfer portion; (B) having a ply of matrix resin reinforced with fibers bonded to the core At least one composite laminate; (C) The resin flows from the laminate to the core cell while bonding the laminate and the core. To eliminate the barrier film adhesive between the laminate and the core, (D) by eliminating the displacement of the barrier film with respect to the core, To reduce core crash, make contact with the core chamfer under the adhesive. A composite honeycomb sandwich structure including a side fixing ply. 17． 17. The composite according to claim 16, wherein the laminate comprises a bismaleimide matrix resin. Combined honeycomb sandwich structure. 18. 17. The barrier film of claim 16, wherein the barrier film is a bondable polyimide. Composite honeycomb sandwich structure. 19. 18. The composite honeycomb sand of claim 17, wherein the adhesive comprises bismaleimide. Switch structure. 20. Further comprising a film adhesive layer between the barrier film and the laminate Item 20. A composite honeycomb sandwich structure according to item 19. 21. To prevent the barrier film from bending into the core cell, a barrier film 17. The composite honeycomb of claim 16, further comprising a supporting scrim between the adhesive and the core. Musi sandwich structure. 22. Caused by misalignment of the composite laminate along the chamfer of the honeycomb core Composite honeycomb sandwich structure that is resistant to core crashes, (A) a honeycomb core having a chamfer portion; (B) a fixing ply that contacts the chamfer portion; (C) at least one adhesive bonded to the core through the fixing ply at the chamfer portion; And two laminates, The fixing ply has an autoclave hardening of this structure for bonding the core to the laminate. No detrimental effect of the laminate to the core, which will create a core crash during The composite honeycomb sandwich structure that prevents this. 23. Composite Honeycomb with Chamfer Part Having Laminated Plate Adhered to Honeycomb Core A method for reducing core crash in sandwich panels, wherein the core is Having a chamfer portion, the method comprising: Panel bumps in the area of the chamfer to prevent misalignment between the core and the laminate Including a step of contacting a fixing ply with the honeycomb core; A method to reduce core crashes in honeycomb sandwich panels. 24. Laminate is a barrier filter to prevent resin flow from the laminate to the core cell 24. The composite honeycomb sandwich panel with a chamfer section according to claim 23, comprising a To reduce core crashes in