JP2001048096A - 複合材翼の製造方法 - Google Patents

複合材翼の製造方法

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を１回
の加熱硬化で成形することで、成形工程の短縮と組立て
工数の削減を可能にする。 【解決手段】 強化繊維織物１０，１１，１２，１６，
１７をマンドレル９，１４，１５に積層し、これら強化
繊維織物を翼構造にしたがって配置して組立て周囲を治
具２，３で密閉し、強化繊維織物に含浸された熱硬化性
樹脂をを半硬化させて形成される後桁２０と小骨２１と
上下外板２２，２３からマンドレル９，１４，１５およ
び治具２，３を外し、同様な方法で成形された半硬化前
桁２４を接着剤を介して小骨２１および上下外板２２，
２３に接合し、前桁と後桁と小骨と上下外板を高温で加
熱硬化させて一体結合する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、繊維強化樹脂製の
複合材翼の製造方法に係り、特に従来のコンセプトから
なり、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を高温下の
１回の加熱硬化で成形し、成形工程の短縮と組立て工数
の削減を可能にする複合材翼の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の航空機の主翼の多くは、アルミニ
ウム材のビルドアップ構造であり、さらに軽量化を図る
ために、比強度の高い複合材を使用した航空機の主翼が
開発されている。
【０００３】航空機の複合材主翼は、箱型構造を構成す
る桁、外板、リブ等の部品をＲＴＭ法やハンドアップ法
等により個別に成形し、個別に成形した部品を接着組立
やファスナ組立によりボックス構造を組み立てるように
している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記航空機の複合材主
翼においては、箱型構造を構成する桁、外板、リブ等の
部品を成形するために、部品個別の成型治具が必要であ
り、また、部品の成形を高温の加熱硬化で行うため、成
型治具を耐熱性材料で作らなければならないという問題
点がある。
【０００５】上記航空機の複合材主翼において、複合材
主翼を接着組立で行う場合、部品製造と接着組立てのた
めに、２回の高温の加熱硬化が必要であり、しかも、接
着組立てのために複雑な治具を必要とするという問題点
がある。
【０００６】また、繊維強化樹脂複合材は、硬化前では
柔らかい材料であるので、マンドレルを使用して成形す
べき形状に保持しなければならず、硬化後にマンドレル
を除く必要があり、従来の翼構造のように閉鎖空間を持
つ構造は一体成形できず、マンドレルを除くための開口
部を設けて成形し、別に成形した開口部の部材を成形後
にファスナー結合もしくは接着結合により組み立てなけ
ればならない。
【０００７】上記航空機の複合材主翼において、複合材
主翼をファスナ組立で行う場合、組立て治具が必要であ
るとともに組立てに時間がかかるという問題点がある。
【０００８】本発明は上記した点に鑑みてなされたもの
で、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を低温による
半硬化と１回の加熱硬化で成形することで、成形工程の
短縮と組立て工数の削減を可能にする複合材翼の製造方
法を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の複合材翼の製造
方法は、マンドレルに積層した強化繊維織物を治具で密
閉し、熱硬化性樹脂を治具内に導入して半硬化させた
後、マンドレルと治具を除去して半硬化状態の強化繊維
樹脂複合材の翼の構成部品もしくは構成部品を結合した
一体部品を製作し、半硬化した部品を接着剤を介して組
み立て固定して加熱硬化して構成される。
【００１０】本発明の複合材翼の製造方法は、前桁と、
後桁と、前桁と後桁の間に配された小骨と、これらの上
下を覆う上下外板とを備えた複合材翼の製造方法におい
て、後桁と小骨と上下外板を補強する強化繊維織物をマ
ンドレルに積層し、これら強化繊維織物を翼構造にした
がって配置して組立て周囲を治具で密閉し、熱硬化性樹
脂を治具に導入して熱硬化性樹脂を強化繊維織物に含浸
させて半硬化させ、熱硬化性樹脂を半硬化させて形成さ
れる後桁と小骨と上下外板からマンドレルおよび治具を
外し、同様な方法で成形した熱硬化性樹脂を半硬化させ
た前桁を接着剤を介して小骨および上下外板に接合し、
前桁と後桁と小骨と上下外板を加熱硬化させて一体結合
することを特徴とする。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下本発明の実施の形態を図面を
参照して説明する。
【００１２】図１および図２において、符号１は本発明
の複合材翼の製造方法に用いられる密閉治具１を示し、
この密閉治具１は、後桁と小骨と上下外板をＲＴＭ法で
熱硬化性樹脂を含浸させ半硬化させるようにセットした
際の小骨のない部分を通る断面を図１で示され、後桁と
小骨と上下外板をＲＴＭ法で熱硬化性樹脂を含浸させ半
硬化させるようにセットした際の小骨を通る断面を図２
で示されている。ここで、半硬化とは、樹脂は固体化し
ているが完全に硬化（架橋）していない状態で、完全に
硬化させる温度の１８０℃程度以下の温度下では液化
（ゲル化）しない程度の硬化状態をいう。ただし、この
ゲル化というのは、ガラス転移点を意味しない。こうし
た半硬化の状態では、油化シェルエポキシ株式会社製の
商標名エピコート６００３（主剤）と商標名エピキュア
１５０Ｄ（硬化剤）を決められた割合で配合した２液混
合タイプの熱硬化性樹脂を６０℃の温度下で約１２時間
放置した時に得られる状態に相当する。
【００１３】上記密閉治具１は、上型治具２と下型治具
３を有し、上型治具２と下型治具３は図示しない締結具
により密閉空間４を形成するように結合される。下型治
具３には密閉空間４に通じるパイプ５が弁６を介して接
続され、上型治具２には密閉空間４に通じるパイプ７が
弁８を介して接続される。
【００１４】密閉治具１の図１に示す位置の密閉空間４
に外板用マンドレル９が配置されている。外板用マンド
レル９に上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維
織物１１と後桁用強化繊維織物１２が積層されている。
上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維織物１１
は図６では一体であるが別体であってもよい。
【００１５】密閉治具１の図２に示す位置の密閉空間４
に小骨用マンドレル１３，１４，１５が配置されてい
る。小骨用マンドレル１４に小骨用強化繊維織物１６が
積層され、小骨用マンドレル１５に小骨用強化繊維織物
１７が積層されている。
【００１６】図３は熱硬化性樹脂の半硬化品である後桁
２０と小骨２１と上下外板２２，２３と熱硬化性樹脂の
半硬化品である前桁２４とを接着し硬化させる成形治具
３０を示す。
【００１７】成形治具３０は、半硬化状態の外板２２，
２３と後桁２０を所定形状に保持する外板用治具３１
と、半硬化状態の前桁と外板を接合した状態に保持する
前桁クランプ３２とを有する。外板用治具３１は、図４
に示すように、着脱自在な２つ部材３３，３４を有し、
半硬化品である後桁２０と小骨２１と上下外板２２，２
３を予め定めた位置関係に保持する。前桁クランプ３２
は、図５に示すように、半硬化品である前桁２４を上下
外板２２，２３（図５では一方の外板２３を示す）に接
着剤を介して接合する状態に保持する。
【００１８】つぎに、本発明の複合材翼の製造方法を図
６ないし図１０により説明する。
【００１９】まず、強化繊維を用いた立体織物または平
面織物の素材を前桁と後桁と小骨と上下外板のそれぞれ
に相応する寸法に裁断することで上外板用強化繊維織物
１０と下外板用強化繊維織物１１と後桁用強化繊維織物
１２と小骨用強化繊維織物１６，１７と前桁用強化繊維
織物１８を形成する。
【００２０】つぎに、図６に示すように、小骨用強化繊
維織物１６，１７を小骨用マンドレル１４，１５に積層
し、上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維織物
１１と後桁用強化繊維織物１２を外板用マンドレル９，
９，９に積層するとともに、図７に示すように、前桁用
強化繊維織物１８を図示しない前桁用マンドレルに積層
する。これにより、各強化繊維織物は所定の形状に予備
成形される。
【００２１】小骨用強化繊維織物１６，１７と上下外板
用強化繊維織物１０，１１とと後桁用強化繊維織物１２
は、成形しようとする複合材翼構造にしたがって配置さ
れ組立てられ周囲を上型治具２と下型治具３で密閉され
る。
【００２２】つぎに、上型治具２と下型治具３との間に
形成される密封空間４を真空引きし、比較的低温でも硬
化する特性を有する前記２液混合タイプの熱硬化性樹脂
を真空状態の密封空間４に注入する。密封空間４の真空
引きは、上型治具２に接続されたパイプ７により行な
い、密封封空間４への熱硬化性樹脂の注入は、下型治具
３に接続されたパイプ５により行なう。上型治具２に接
続されたパイプ７からの真空引きは、下型治具３に接続
されたパイプ５から注入される熱硬化樹脂が上型治具２
に接続されたパイプ７からでてくるまで行なわれる。
【００２３】密封封空間４へ注入された熱硬化性樹脂
は、強化繊維織物１０，１１，１２，１６，１７に含浸
される。強化繊維織物１０，１１，１２，１６，１７へ
の熱硬化性樹脂の含浸が確認されると、図示しない制御
手段により熱硬化性樹脂を温度６０℃で約１２時間加熱
処理し熱硬化性樹脂を半硬化状態にする。
【００２４】これとは別に、図７に示すように、前桁用
強化繊維織物１８を図示しない前桁用マンドレルに積層
し、周囲を上型治具２ａと下型治具３ａで密閉し、密封
空間を真空引きし、比較的低温でも硬化する特性を有す
る前記２液混合タイプの熱硬化性樹脂を真空状態の密封
空間に注入し、密封封空間４へ注入された熱硬化樹脂を
前桁用強化繊維織物１８に含浸させ、含浸された熱硬化
性樹脂を温度６０℃で約１２時間加熱処理し熱硬化性樹
脂を半硬化状態にする。
【００２５】強化繊維織物１０，１１，１２，１６，１
７に含浸された熱硬化性樹脂の半硬化が確認されたら、
上型治具２と下型治具３を開き、半硬化の後桁２０と小
骨２１と上下外板１０，１１からマンドレル９，１３，
１４，１５を取り外し、さらに上型治具２と下型治具３
も取り外す。マンドレル９，１３，１４，１５と上型治
具２と下型治具３を取り外した半硬化状態の一体成型品
４０を図８に示す。
【００２６】つぎに、半硬化一体成型品４０の開口端側
に半硬化の前桁２４を図８に示すように対向配置し、一
体成型品４０と前桁２４の接合する部位、すなわち図９
で斜線で示す小骨２１および上下外板２２，２３と前桁
２４の部位に接着剤を塗布し、一体成型品４０と前桁２
４を接着剤を介して接合する。
【００２７】接着剤を介して接合された一体成型品４０
と前桁２４は、半硬化状態の外板２２，２３と後桁２０
を保持する外板用治具３１と、半硬化状態の前桁２４と
外板２２，２３を接合した状態に保持する前桁クランプ
３２とを有する成形治具３０により所定形状を保持され
る。
【００２８】成形治具３０により所定形状に保持された
半硬化一体成型品４０と前桁２４は、温度１８０℃で約
２時間高温加熱して、熱硬化性樹脂と接着剤を同時に硬
化処理し、図１０に示す複合材翼５０を成形する。この
高温加熱硬化処理を行う際に、半硬化一体成型品４０と
前桁２４の外表面全体を抑えるように別の治具を配設す
ることができる。
【００２９】以上、できるだけ多くの構成部品を一体で
半硬化し、最も作業性の改善と低コスト化が図れる例と
して、外板と後桁と小骨とを一体にして半硬化させる翼
部品を製作し、同時に別に半硬化させた前桁を接着剤を
介して接合し、加熱硬化処理して製造する方法を紹介し
たが、本製造方法はこの例のみに拘束されない。
【００３０】たとえば、上下いずれか一方の外板と前後
桁と小骨とを一体にして半硬化させた繊維強化樹脂製の
翼部品を製作し、別に製造した半硬化の繊維強化樹脂製
の他方の外板を高温硬化型の接着剤を介して接合し加熱
硬化させることもできる。この方法でも、加熱硬化の際
に翼の周端を位置決めすることで外板の位置ずれを防ぐ
ことができる。
【００３１】さらに、上下の外板、前後桁および小骨
を、それぞれのマンドレルに積層した強化繊維をそれぞ
れ別個に製作された型内に密閉して熱硬化性樹脂を圧入
し含浸させて半硬化させ型とマンドレルを除去して半硬
化状態の各部品とし、上下外板間に、前後桁および小骨
を高温硬化型の接着剤を介して接合して固定し、加熱処
理して硬化させることもできる。硬化時の小骨の位置ず
れを防止するには、桁等に設けられた点検孔を利用し
て、ボルト（タックボルト）で数箇所固定することで行
うことができる。
【００３２】
【発明の効果】以上述べたように、本発明の複合材翼の
製造方法は、マンドレルに積層した強化繊維織物を治具
で密閉し、熱硬化性樹脂を治具内に導入して半硬化させ
た後、マンドレルと治具を除去して半硬化状態の強化繊
維樹脂複合材の翼の構成部品もしくは構成部品を結合し
た一体部品を製作し、半硬化した部品を接着剤を介して
組み立て固定して加熱硬化するので、箱型の閉鎖空間を
もつ構造の複合材翼を１回の加熱硬化により成形するこ
とができ、成形工程の短縮と組立て工数の削減を可能に
する。
【００３３】また、本発明の複合材翼の製造方法は、後
桁と小骨と上下外板を補強する強化繊維織物をマンドレ
ルに積層し、これら強化繊維織物を翼構造にしたがって
配置して組立て周囲を治具で密閉し、熱硬化性樹脂を治
具に導入して熱硬化性樹脂を強化繊維織物に含浸させて
半硬化させ、熱硬化性樹脂を半硬化させて形成される後
桁と小骨と上下外板からマンドレルおよび治具を外し、
同様な方法で成形した熱硬化性樹脂を半硬化させた前桁
を接着剤を介して小骨および上下外板に接合し、前桁と
後桁と小骨と上下外板を加熱硬化させて一体結合するの
で、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を低温による
仮硬化と高温による１回の加熱硬化で成形でき、成形工
程の短縮と組立て工数の削減を可能にする。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の複合材翼の製造方法に用いられる密閉
治具の断面図。
【図２】本発明の複合材翼の製造方法に用いられる密閉
治具の他の部位の断面図。
【図３】半硬化品である一体成型品と前桁を接着し硬化
させる成形治具を示す図。
【図４】図３のＡ−Ａ線に沿った図。
【図５】図３のＢ−Ｂ線に沿った図。
【図６】本発明の複合材翼の製造方法の第１段階で外
板、後桁および小骨と各マンドレルと製作用治具を示す
図。
【図７】本発明の複合材翼の製造方法の第１段階で前桁
用の強化繊維と製作用治具を示す図。
【図８】本発明の複合材翼の製造方法の第２段階で半硬
化された各部品を示す図。
【図９】本発明の複合材翼の製造方法の第３段階で接着
剤を塗布した状態を示す図。
【図１０】本発明の複合材翼の製造方法により成形され
た複合材翼を示す図。
【符号の説明】
１ 密閉治具 ２ 上型治具 ３ 下型治具 ４ 密閉空間 ５ 外板用マンドレル １０，１１ 外板用強化繊維織物 １２ 後桁用強化繊維織物 １３，１４，１５ 小骨用マンドレル １６，１７ 小骨用強化繊維織物 ２０ 後桁 ２１ 小骨 ２２，２３ 外板 ２４ 前桁 ３０ 成形治具 ３１ 外板用治具 ３２ 前桁クランプ

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】マンドレルに積層した強化繊維織物を治具
    で密閉し、熱硬化性樹脂を治具内に導入して半硬化させ
    た後、マンドレルと治具を除去して半硬化状態の強化繊
    維樹脂複合材の翼の構成部品もしくは構成部品を結合し
    た一体部品を製作し、半硬化した部品を接着剤を介して
    組み立て固定して加熱硬化することを特徴とする複合材
    翼の製造方法。
  2. 【請求項２】前桁と、後桁と、前桁と後桁の間に配され
    た小骨と、これらの上下を覆う上下外板とを備えた複合
    材翼の製造方法において、後桁と小骨と上下外板を補強
    する強化繊維織物をマンドレルに積層し、これら強化繊
    維織物を翼構造にしたがって配置して組立て周囲を治具
    で密閉し、熱硬化性樹脂を治具に導入して熱硬化性樹脂
    を強化繊維織物に含浸させて半硬化させ、熱硬化性樹脂
    を半硬化させて形成される後桁と小骨と上下外板からマ
    ンドレルおよび治具を外し、同様な方法で成形した熱硬
    化性樹脂を半硬化させた前桁を接着剤を介して小骨およ
    び上下外板に接合し、前桁と後桁と小骨と上下外板を加
    熱硬化させて一体結合することを特徴とする複合材翼の
    製造方法。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003034297A (ja) * 2001-07-24 2003-02-04 Fuji Heavy Ind Ltd 翼構造およびその製造方法
JP2003072691A (ja) * 2001-09-03 2003-03-12 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼の製造方法および複合材翼
JP2010523397A (ja) * 2007-04-05 2010-07-15 ザ・ボーイング・カンパニー 複合トラス構造のための方法とシステム
WO2014112274A1 (ja) * 2013-01-18 2014-07-24 三菱重工業株式会社 複合材の製造方法
JP2015214151A (ja) * 2014-05-09 2015-12-03 エアバス オペラシオン ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ 航空機構造用の複合材料部品を製造する方法
CN110386244A (zh) * 2018-04-20 2019-10-29 北京京东尚科信息技术有限公司 无人机机翼骨架及包含其的无人机机翼、无人机

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020090874A1 (en) * 2000-09-08 2002-07-11 Mckague Elbert L. Unitized fastenerless composite structure
DE10141721B4 (de) * 2001-08-25 2013-05-23 Eurocopter Deutschland Gmbh Tragarm einer Passagiertür eines Flugzeuges
US6811120B1 (en) * 2003-04-15 2004-11-02 Adam Aircraft Industries, Inc. Modular spar tunnel
GB2417933A (en) * 2004-09-10 2006-03-15 Airbus Uk Ltd Landing gear support assembly for an aircraft
US7166251B2 (en) * 2004-12-01 2007-01-23 The Boeing Company Segmented flexible barrel lay-up mandrel
US7387277B2 (en) * 2004-12-29 2008-06-17 The Boeing Company Aircraft wing composed of composite and metal panels
EP1764307A1 (en) * 2005-09-14 2007-03-21 EADS Construcciones Aeronauticas, S.A. Process for manufacturing a monolithic leading edge
EP2153979B1 (en) 2007-04-30 2016-10-19 Airbus Operations S.L. Multispar torsion box made from composite material
FR2921899B1 (fr) * 2007-10-04 2011-04-15 Airbus France Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce
US7871041B2 (en) * 2007-10-17 2011-01-18 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
DE102008013759B4 (de) * 2008-03-12 2012-12-13 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines integralen Faserverbundbauteils sowie Kernform zur Durchführung des Verfahrens
JP5588645B2 (ja) * 2009-09-15 2014-09-10 川崎重工業株式会社 横断面に肉厚部位を有する複合材料構造物製造用治具
DE102010010802B4 (de) * 2010-03-09 2014-05-28 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von faserverstärkten Polymer-Formteilen
JP2013022834A (ja) * 2011-07-21 2013-02-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 繊維強化樹脂と軽量化コアとの複合材ならびにそれを製造する方法および装置
DE102011082399A1 (de) * 2011-09-09 2013-03-14 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen von faserverstärkten Bauteilen in einem mehrstufigen Werkzeugsatz
GB201120994D0 (en) * 2011-12-07 2012-01-18 Airbus Uk Ltd Integral stiffener
US9126355B2 (en) * 2012-05-02 2015-09-08 Spirit Aerosystems, Inc. Composite material part manufacturing process using removable and retainable material
EP2878435B1 (en) * 2013-11-28 2018-07-18 Airbus Operations, S.L. Method for manufacturing an integrated composite trailing edge
AT517198B1 (de) * 2015-04-24 2021-12-15 Facc Ag Steuerflächenelement für ein Flugzeug
ES2812608T3 (es) * 2015-04-30 2021-03-17 Airbus Operations Sl Método y molde para la fabricación de piezas de material compuesto
FR3046563B1 (fr) * 2016-01-13 2018-11-16 Safran Aircraft Engines Outillage de maintien en forme et de transport pour preforme fibreuse et procede de fabrication d'une piece en materiau composite
RU168933U1 (ru) * 2016-08-25 2017-02-28 Российская Федерация от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Оснастка для изготовления крыла летательного аппарата
CN112173160B (zh) * 2019-07-02 2023-05-26 宁波昱图航空科技有限公司 一种无人机机翼的成型工艺及其装夹工装
US11613383B2 (en) 2019-10-07 2023-03-28 Rohr, Inc. Tool for fabricating an aircraft control surface
CN113733595B (zh) * 2021-08-30 2022-06-14 北京航空航天大学 一种全包裹式复合材料泡沫夹芯翼肋加工方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2954828A (en) * 1953-06-19 1960-10-04 Sud Aviation Laminated airfoil structure
US3028292A (en) * 1957-05-27 1962-04-03 Parsons Corp Method of manufacturing plastic rotor blades
DE3341564A1 (de) * 1983-11-17 1985-05-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung
US5152949A (en) * 1990-12-19 1992-10-06 United Technologies Corporation Tooling method for resin transfer molding
US5403537A (en) * 1993-09-14 1995-04-04 Martin Marietta Corporation Method for forming composite structures
US6217000B1 (en) * 1996-10-25 2001-04-17 The Boeing Company Composite fabrication method and tooling to improve part consolidation
US5911932A (en) * 1997-07-09 1999-06-15 R. Charles Balmer Method of prepregging with resin

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003034297A (ja) * 2001-07-24 2003-02-04 Fuji Heavy Ind Ltd 翼構造およびその製造方法
JP2003072691A (ja) * 2001-09-03 2003-03-12 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼の製造方法および複合材翼
JP4574086B2 (ja) * 2001-09-03 2010-11-04 富士重工業株式会社 複合材翼の製造方法および複合材翼
JP2010523397A (ja) * 2007-04-05 2010-07-15 ザ・ボーイング・カンパニー 複合トラス構造のための方法とシステム
WO2014112274A1 (ja) * 2013-01-18 2014-07-24 三菱重工業株式会社 複合材の製造方法
JP2014136418A (ja) * 2013-01-18 2014-07-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材の製造方法
US10086563B2 (en) 2013-01-18 2018-10-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Method of producing composite material
JP2015214151A (ja) * 2014-05-09 2015-12-03 エアバス オペラシオン ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ 航空機構造用の複合材料部品を製造する方法
CN110386244A (zh) * 2018-04-20 2019-10-29 北京京东尚科信息技术有限公司 无人机机翼骨架及包含其的无人机机翼、无人机

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Publication number Publication date
JP4316059B2 (ja) 2009-08-19
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