JP2001293738A - 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 - Google Patents
複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体Info
- Publication number
- JP2001293738A JP2001293738A JP2000113439A JP2000113439A JP2001293738A JP 2001293738 A JP2001293738 A JP 2001293738A JP 2000113439 A JP2000113439 A JP 2000113439A JP 2000113439 A JP2000113439 A JP 2000113439A JP 2001293738 A JP2001293738 A JP 2001293738A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- composite material
- manufacturing
- material structure
- composite
- skin
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
- B29C70/342—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using isostatic pressure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
- B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
- B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
- B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2007/00—Flat articles, e.g. films or sheets
- B29L2007/002—Panels; Plates; Sheets
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Abstract
(57)【要約】
【課題】 製品の軽量化及び製造コストの低減を同時に
図ることが可能な、３次曲面部及び円筒部から構成され
る複合材製構造体の製造方法、並びにその方法により製
造される複合材製構造体を提供する。 【解決手段】 ３次曲面部及び円筒部から構成される複
合材製構造体の製造方法であって、(a)成形型上に複合
材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側ス
キンの３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載
置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキ
ンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する
部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたスト
リンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び
加圧により成形することを特徴とする複合材製構造体の
製造方法。
図ることが可能な、３次曲面部及び円筒部から構成され
る複合材製構造体の製造方法、並びにその方法により製
造される複合材製構造体を提供する。 【解決手段】 ３次曲面部及び円筒部から構成される複
合材製構造体の製造方法であって、(a)成形型上に複合
材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側ス
キンの３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載
置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキ
ンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する
部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたスト
リンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び
加圧により成形することを特徴とする複合材製構造体の
製造方法。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は３次曲面部及び円筒
部から構成される複合材製構造体の製造方法、及びその
方法により製造される複合材製構造体に関する。
部から構成される複合材製構造体の製造方法、及びその
方法により製造される複合材製構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】複合材プリプレグは軽量で高強度である
ために、自動車、船舶、航空機等の構造部材として広く
使用されている。一般に、複合材からなる航空機の胴体
構造体等は３次曲面部及び円筒部から構成される。この
ような複合材製構造体は、通常ハニカムサンドイッチパ
ネル又はスティフンドパネルにより形成する。
ために、自動車、船舶、航空機等の構造部材として広く
使用されている。一般に、複合材からなる航空機の胴体
構造体等は３次曲面部及び円筒部から構成される。この
ような複合材製構造体は、通常ハニカムサンドイッチパ
ネル又はスティフンドパネルにより形成する。
【０００３】ハニカムサンドイッチパネルからなる複合
材製構造体は、ハニカム材を所望の形状に切削して作製
したハニカムコアと複合材プリプレグからなるスキンを
成形型の上でサンドイッチ状に積層し、加熱及び加圧に
より成形して製造する。このように、ハニカムサンドイ
ッチパネルを用いる場合はプロセスが比較的容易であ
り、コストを低減することができる。しかしながら、ハ
ニカムサンドイッチパネルを用いると充分な軽量化の効
果が得られないことが多い。
材製構造体は、ハニカム材を所望の形状に切削して作製
したハニカムコアと複合材プリプレグからなるスキンを
成形型の上でサンドイッチ状に積層し、加熱及び加圧に
より成形して製造する。このように、ハニカムサンドイ
ッチパネルを用いる場合はプロセスが比較的容易であ
り、コストを低減することができる。しかしながら、ハ
ニカムサンドイッチパネルを用いると充分な軽量化の効
果が得られないことが多い。
【０００４】一方、スティフンドパネルからなる複合材
製構造体は、成形型上に複合材プリプレグからなるスキ
ン及びスティフナ（ストリンガーやフレーム）を積層
し、加圧バッグ等を使用して加熱及び加圧により成形し
て製造する。スティフンドパネルは軽量化には最適な構
造様式であり、特にスキン及びスティフナを一体成形す
る場合に大きな軽量化効果が得られる。しかしながら、
この場合スティフナを事前に予備成形し、型上で治具を
用いてスキンと一体化するためコストが高くなる。特
に、３次曲面部に適用する際には高コスト化が大きな問
題となる。
製構造体は、成形型上に複合材プリプレグからなるスキ
ン及びスティフナ（ストリンガーやフレーム）を積層
し、加圧バッグ等を使用して加熱及び加圧により成形し
て製造する。スティフンドパネルは軽量化には最適な構
造様式であり、特にスキン及びスティフナを一体成形す
る場合に大きな軽量化効果が得られる。しかしながら、
この場合スティフナを事前に予備成形し、型上で治具を
用いてスキンと一体化するためコストが高くなる。特
に、３次曲面部に適用する際には高コスト化が大きな問
題となる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従って本発明の目的
は、製品の軽量化及び製造コストの低減を同時に図るこ
とが可能な、３次曲面部及び円筒部から構成される複合
材製構造体の製造方法、並びにその方法により製造され
る複合材製構造体を提供することである。
は、製品の軽量化及び製造コストの低減を同時に図るこ
とが可能な、３次曲面部及び円筒部から構成される複合
材製構造体の製造方法、並びにその方法により製造され
る複合材製構造体を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題に鑑み鋭意研究
の結果、本発明者は３次曲面部及び円筒部から構成され
る複合材製構造体を製造する際、３次曲面部をハニカム
サンドイッチパネルにより形成し、円筒部をスティフン
ドパネルにより形成し、これらを同時に成形することに
より製品の軽量化効果及び製造コスト低減効果が同時に
得られることを発見し、本発明に想到した。
の結果、本発明者は３次曲面部及び円筒部から構成され
る複合材製構造体を製造する際、３次曲面部をハニカム
サンドイッチパネルにより形成し、円筒部をスティフン
ドパネルにより形成し、これらを同時に成形することに
より製品の軽量化効果及び製造コスト低減効果が同時に
得られることを発見し、本発明に想到した。
【０００７】すなわち、本発明の複合材製構造体の製造
方法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構
造体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プ
リプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキン
の３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置
し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキン
を重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部
分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリ
ンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加
圧により成形することを特徴とする。
方法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構
造体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プ
リプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキン
の３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置
し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキン
を重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部
分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリ
ンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加
圧により成形することを特徴とする。
【０００８】ハニカムサンドイッチパネルの成形圧力は
一般に３kg/cm2程度であり、スティフンドパネルの成形
圧力は一般に６kg/cm2程度である。これらを３kg/cm2で
同時に成形するとスティフンドパネルの品質が悪化し、
６kg/cm2で成形するとハニカムサンドイッチパネルのハ
ニカムコア端部が成形圧力に耐えられずクラッシュ（変
形）してしまうことが多い。そこで本発明ではハニカム
コアのクラッシュを抑制するために、成形する際に上記
外側スキンと内側スキンが重なり合った余肉部の上に平
板状の弾性部材及び押え部材を載置するのが非常に好ま
しい。また、余肉部の幅を500mm以上とすると平板状の
弾性部材及び押え部材を用いなくてもハニカムコアのク
ラッシュを抑えることができ、非常に好ましい。このよ
うな場合、６kg/cm2程度の成形圧力でハニカムサンドイ
ッチパネル及びスティフンドパネルを、ハニカムコアの
クラッシュや成形不良が起こることなく同時に成形する
ことができる。成形圧力は６〜７kg/cm2であるのがより
好ましい。また成形はストリンガー部材とフレーム部材
の交差部に当接させる弾性治具、及び該交差部以外の位
置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具
を用いて行うのが好ましい。
一般に３kg/cm2程度であり、スティフンドパネルの成形
圧力は一般に６kg/cm2程度である。これらを３kg/cm2で
同時に成形するとスティフンドパネルの品質が悪化し、
６kg/cm2で成形するとハニカムサンドイッチパネルのハ
ニカムコア端部が成形圧力に耐えられずクラッシュ（変
形）してしまうことが多い。そこで本発明ではハニカム
コアのクラッシュを抑制するために、成形する際に上記
外側スキンと内側スキンが重なり合った余肉部の上に平
板状の弾性部材及び押え部材を載置するのが非常に好ま
しい。また、余肉部の幅を500mm以上とすると平板状の
弾性部材及び押え部材を用いなくてもハニカムコアのク
ラッシュを抑えることができ、非常に好ましい。このよ
うな場合、６kg/cm2程度の成形圧力でハニカムサンドイ
ッチパネル及びスティフンドパネルを、ハニカムコアの
クラッシュや成形不良が起こることなく同時に成形する
ことができる。成形圧力は６〜７kg/cm2であるのがより
好ましい。また成形はストリンガー部材とフレーム部材
の交差部に当接させる弾性治具、及び該交差部以外の位
置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具
を用いて行うのが好ましい。
【０００９】本発明の製造方法は、航空機の胴体構造体
を製造するために好適に用いることができる。また、本
発明の複合材製構造体は上記製造方法により製造される
ことを特徴とする。
を製造するために好適に用いることができる。また、本
発明の複合材製構造体は上記製造方法により製造される
ことを特徴とする。
【００１０】
【発明の実施の形態】本発明の複合材製構造体の製造方
法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造
体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プリ
プレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキンの
３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、
(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重
ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部分上
に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガ
ー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加圧に
より成形することを特徴とする。また、本発明の複合材
製構造体は上記本発明の方法により製造される。以下、
本発明について図１〜８を用いて詳述する。
法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造
体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プリ
プレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキンの
３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、
(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重
ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部分上
に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガ
ー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加圧に
より成形することを特徴とする。また、本発明の複合材
製構造体は上記本発明の方法により製造される。以下、
本発明について図１〜８を用いて詳述する。
【００１１】図１は本発明の複合材製構造体の一実施例
を示す部分斜視図である。本発明の複合材製構造体１は
３次曲面部２及び円筒部３から構成される。３次曲面部
２は外側スキン４及び内側スキン５の間にハニカムコア
６を含有するハニカムサンドイッチパネルにより形成さ
れ、円筒部３はストリンガー７及びフレーム８を有する
スティフンドパネルにより形成される。上記外側スキン
４、内側スキン５、ストリンガー７及びフレーム８は複
合材プリプレグからなる。もちろん、３次曲面部及び円
筒部の形状は図１により限定されない。また複合材製構
造体は平板部等を含んでいてもよく、複雑な形状の部分
にはハニカムサンドイッチパネルを用い、単純な形状の
部分にはスティフンドパネルを用いる。
を示す部分斜視図である。本発明の複合材製構造体１は
３次曲面部２及び円筒部３から構成される。３次曲面部
２は外側スキン４及び内側スキン５の間にハニカムコア
６を含有するハニカムサンドイッチパネルにより形成さ
れ、円筒部３はストリンガー７及びフレーム８を有する
スティフンドパネルにより形成される。上記外側スキン
４、内側スキン５、ストリンガー７及びフレーム８は複
合材プリプレグからなる。もちろん、３次曲面部及び円
筒部の形状は図１により限定されない。また複合材製構
造体は平板部等を含んでいてもよく、複雑な形状の部分
にはハニカムサンドイッチパネルを用い、単純な形状の
部分にはスティフンドパネルを用いる。
【００１２】図２は本発明の方法により複合材製構造体
を製造する様子を示す部分断面図である。なお、図２で
は簡略化のために全ての部材を直線により記載するが、
本発明はこれにより限定されるものではない。本発明で
は、まず成形型９上に複合材プリプレグからなる外側ス
キン４を敷き、次に外側スキン４の３次曲面部２を形成
する部分上にハニカムコア６を載置し、その上に複合材
プリプレグからなる内側スキン５を重ね合わせる。内側
スキン５の円筒部３を形成する部分上には、複合材プリ
プレグからなる予備成形されたストリンガー部材（図示
せず）及びフレーム部材8aを配置し、続いて加熱及び加
圧により３次曲面部２及び円筒部３を同時に成形して複
合材製構造体を製造する。また、本発明では必要に応じ
て各層間に接着剤を加えてもよく、成形する際に真空バ
ッグ、シール材等を用いてもよい。
を製造する様子を示す部分断面図である。なお、図２で
は簡略化のために全ての部材を直線により記載するが、
本発明はこれにより限定されるものではない。本発明で
は、まず成形型９上に複合材プリプレグからなる外側ス
キン４を敷き、次に外側スキン４の３次曲面部２を形成
する部分上にハニカムコア６を載置し、その上に複合材
プリプレグからなる内側スキン５を重ね合わせる。内側
スキン５の円筒部３を形成する部分上には、複合材プリ
プレグからなる予備成形されたストリンガー部材（図示
せず）及びフレーム部材8aを配置し、続いて加熱及び加
圧により３次曲面部２及び円筒部３を同時に成形して複
合材製構造体を製造する。また、本発明では必要に応じ
て各層間に接着剤を加えてもよく、成形する際に真空バ
ッグ、シール材等を用いてもよい。
【００１３】本発明では複合材プリプレグ中の熱硬化性
樹脂又は熱可塑性樹脂を加熱及び加圧により流動化させ
て一体的に成形する。成形する際に上記外側スキン４と
内側スキン５が重なり合った余肉部の上に平板状の弾性
部材10を載置し、更にその上に平板状の押え部材11を重
ねるのが非常に好ましい。このようにすることで６kg/c
m2程度の高圧下で成形しても、加圧下で強化される摩擦
力及び押え部材のエッジ効果によりスキンの滑りが抑え
られ、ハニカムコア６のクラッシュを抑制することがで
きる。また上記余肉部の幅L1を500mm以上とすると弾性
部材10及び押え部材11を用いなくても同様の効果が得ら
れ、非常に好ましい。
樹脂又は熱可塑性樹脂を加熱及び加圧により流動化させ
て一体的に成形する。成形する際に上記外側スキン４と
内側スキン５が重なり合った余肉部の上に平板状の弾性
部材10を載置し、更にその上に平板状の押え部材11を重
ねるのが非常に好ましい。このようにすることで６kg/c
m2程度の高圧下で成形しても、加圧下で強化される摩擦
力及び押え部材のエッジ効果によりスキンの滑りが抑え
られ、ハニカムコア６のクラッシュを抑制することがで
きる。また上記余肉部の幅L1を500mm以上とすると弾性
部材10及び押え部材11を用いなくても同様の効果が得ら
れ、非常に好ましい。
【００１４】成形する際の成形圧力は５〜７kg/cm2であ
るのが好ましく、６〜７kg/cm2であるのがより好まし
い。本発明では従来法（ハニカムサンドイッチパネルの
場合、通常３〜４kg/cm2）よりも高圧下でハニカムサン
ドイッチパネル及びスティフンドパネルを同時に成形で
き、圧力不足による成形不良が起こりにくい。成形時の
加熱温度は複合材プリプレグ中に含まれる熱硬化性樹脂
又は熱可塑性樹脂の種類によって若干異なるが、一般に
120〜250℃とするのが好ましい。
るのが好ましく、６〜７kg/cm2であるのがより好まし
い。本発明では従来法（ハニカムサンドイッチパネルの
場合、通常３〜４kg/cm2）よりも高圧下でハニカムサン
ドイッチパネル及びスティフンドパネルを同時に成形で
き、圧力不足による成形不良が起こりにくい。成形時の
加熱温度は複合材プリプレグ中に含まれる熱硬化性樹脂
又は熱可塑性樹脂の種類によって若干異なるが、一般に
120〜250℃とするのが好ましい。
【００１５】ストリンガー及びフレームの形状精度及び
位置精度を得るために成形する際に治具を用いてもよ
く、上記ストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当
接させる弾性治具、及び該交差部以外の位置に当接させ
る剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いるのが
好ましい。このような治具を用いることにより、一体成
形スティフンドパネルがより低コストで成形可能とな
る。特に単純形状でその効果は大きい。
位置精度を得るために成形する際に治具を用いてもよ
く、上記ストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当
接させる弾性治具、及び該交差部以外の位置に当接させ
る剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いるのが
好ましい。このような治具を用いることにより、一体成
形スティフンドパネルがより低コストで成形可能とな
る。特に単純形状でその効果は大きい。
【００１６】本発明の方法は、自動車、船舶、航空機等
の胴体構造体の製造に適しており、特に航空機の胴体構
造体の製造に好適に用いられる。この場合、上記円筒部
は航空機のキャビン部を形成し、３次曲面部は航空機の
コックピット部を形成する。即ち、形状が単純なキャビ
ン部を一体成形スティフンドパネルとすることで軽量化
し、コックピット部をハニカムサンドイッチパネルとす
ることでコストを抑える。
の胴体構造体の製造に適しており、特に航空機の胴体構
造体の製造に好適に用いられる。この場合、上記円筒部
は航空機のキャビン部を形成し、３次曲面部は航空機の
コックピット部を形成する。即ち、形状が単純なキャビ
ン部を一体成形スティフンドパネルとすることで軽量化
し、コックピット部をハニカムサンドイッチパネルとす
ることでコストを抑える。
【００１７】以下、本発明の各要素についてより詳細に
説明する。 [1]成形型 本発明で用いる成形型の材料としては、例えば金属、CF
PR等が使用可能である。また、成形型９のハニカムコア
６が載置された面と余肉部が載置された面とがなす角θ
1（図３参照）は30〜180°であるのが好ましい。図３の
ように、角θ1が45〜90°であると（図３では60°）、
弾性部材及び押え部材の幅L2及びL3を小さくしても十分
に複合材プリプレグの滑りを押えることができ、特に好
ましい。
説明する。 [1]成形型 本発明で用いる成形型の材料としては、例えば金属、CF
PR等が使用可能である。また、成形型９のハニカムコア
６が載置された面と余肉部が載置された面とがなす角θ
1（図３参照）は30〜180°であるのが好ましい。図３の
ように、角θ1が45〜90°であると（図３では60°）、
弾性部材及び押え部材の幅L2及びL3を小さくしても十分
に複合材プリプレグの滑りを押えることができ、特に好
ましい。
【００１８】[2]外側スキン及び内側スキン 外側スキン及び内側スキンはそれぞれ複合材プリプレグ
からなり、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強
化繊維の織布に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含侵さ
せたものが使用できる。熱硬化性樹脂はエポキシ樹脂が
好ましく、熱可塑性樹脂はナイロンが好ましい。外側ス
キン及び内側スキンの材料は同じでも異なっていてもよ
いが、同じであるのが好ましい。
からなり、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強
化繊維の織布に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含侵さ
せたものが使用できる。熱硬化性樹脂はエポキシ樹脂が
好ましく、熱可塑性樹脂はナイロンが好ましい。外側ス
キン及び内側スキンの材料は同じでも異なっていてもよ
いが、同じであるのが好ましい。
【００１９】[3]ハニカムコア 本発明で用いるハニカムコアの材料としては、紙又はこ
れに各種樹脂を含侵したもの、各種プラスチック、アル
ミニウム、鋼材等が使用できる。中でも比強度が大きい
アラミド繊維強化熱硬化性樹脂が好ましく、この場合熱
硬化性樹脂はフェノール樹脂であるのが好ましい。また
ハニカムコアは面取り加工されたテーパー部を有するの
が好ましい。ハニカムエッジ角度θ2（図３参照）は30
〜90°であればよいが、十分にクラッシュを抑制するた
めには30〜45°であるのが好ましい。本発明の方法では
ハニカムエッジ角を従来（通常30°以下）よりも大きく
することができるので、デッドスペースであるテーパー
部を小さくすることができ、設計の自由度が向上する。
れに各種樹脂を含侵したもの、各種プラスチック、アル
ミニウム、鋼材等が使用できる。中でも比強度が大きい
アラミド繊維強化熱硬化性樹脂が好ましく、この場合熱
硬化性樹脂はフェノール樹脂であるのが好ましい。また
ハニカムコアは面取り加工されたテーパー部を有するの
が好ましい。ハニカムエッジ角度θ2（図３参照）は30
〜90°であればよいが、十分にクラッシュを抑制するた
めには30〜45°であるのが好ましい。本発明の方法では
ハニカムエッジ角を従来（通常30°以下）よりも大きく
することができるので、デッドスペースであるテーパー
部を小さくすることができ、設計の自由度が向上する。
【００２０】[4]ストリンガー部材及びフレーム部材 上記ストリンガー部材及びフレーム部材の形状は特に限
定されず、図２のようにＴ型であっても、Ｃ型、Ｊ型等
であってもよい。またストリンガー部材及びフレーム部
材を内側スキン上に配置する際の各部材の数及び位置関
係も特に限定されず、例えば図４のように配置すればよ
い。図４では、面部及び突起部を有するフレーム部材8
b、8c及び8dを所定間隔で直線状に配列し、面部及び突
起部を有するストリンガー部材7a及び7bをフレーム部材
8b、8c及び8dと直交するように配置している。フレーム
部材8b、8c及び8dの面部には一部に段が形成されてい
る。
定されず、図２のようにＴ型であっても、Ｃ型、Ｊ型等
であってもよい。またストリンガー部材及びフレーム部
材を内側スキン上に配置する際の各部材の数及び位置関
係も特に限定されず、例えば図４のように配置すればよ
い。図４では、面部及び突起部を有するフレーム部材8
b、8c及び8dを所定間隔で直線状に配列し、面部及び突
起部を有するストリンガー部材7a及び7bをフレーム部材
8b、8c及び8dと直交するように配置している。フレーム
部材8b、8c及び8dの面部には一部に段が形成されてい
る。
【００２１】ストリンガー部材及びフレーム部材はそれ
ぞれ複数の複合材プリプレグを積層すること、又はそれ
に含まれる樹脂を一部反応又は溶着することにより予備
形成する。複合材プリプレグとしては炭素繊維、ガラス
繊維、アラミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂
又は熱可塑性樹脂を含浸させてなるものを用いるのが好
ましい。熱硬化性樹脂としてはエポキシ樹脂が好まし
く、熱可塑性樹脂としてはナイロンが好ましい。ストリ
ンガー部材及びフレーム部材は異なる材料から形成して
もよいが、同じ材料からなるのが好ましい。また、上記
外側スキン及び内側スキンと同じ材料により形成するの
がより好ましい。ストリンガー部材及びフレーム部材は
予め予備成形し、半硬化状態としてスキン上に配置する
のが好ましい。
ぞれ複数の複合材プリプレグを積層すること、又はそれ
に含まれる樹脂を一部反応又は溶着することにより予備
形成する。複合材プリプレグとしては炭素繊維、ガラス
繊維、アラミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂
又は熱可塑性樹脂を含浸させてなるものを用いるのが好
ましい。熱硬化性樹脂としてはエポキシ樹脂が好まし
く、熱可塑性樹脂としてはナイロンが好ましい。ストリ
ンガー部材及びフレーム部材は異なる材料から形成して
もよいが、同じ材料からなるのが好ましい。また、上記
外側スキン及び内側スキンと同じ材料により形成するの
がより好ましい。ストリンガー部材及びフレーム部材は
予め予備成形し、半硬化状態としてスキン上に配置する
のが好ましい。
【００２２】[5]弾性部材及び押え部材 本発明で用いる弾性部材及び押え部材の形状は、成形型
の形状に関わらず単純な平板状でよい。図５に示すよう
に、成形型９が曲面状であっても、弾性部材10を用いる
ことでその弾性力により加圧力を均一に成形品に伝達す
ることができる。弾性部材の幅L2及び押え部材の幅L3
は、充分にクラッシュを抑制するためにはそれぞれ40mm
以上であればよく、実用上は40〜250mmであるのが好ま
しい。また、弾性部材及び押え部材の厚さは0.3mm未満
であると効果が得られず２mmを超えると形状になじみづ
らいため、それぞれ0.3〜２mmであるのが好ましく、0.5
〜１mmであるのがより好ましい。弾性部材及び押え部材
は非常に薄いので、真空バッグを掛ける場合にも邪魔に
なったり真空バッグを破いたりする事が無い。
の形状に関わらず単純な平板状でよい。図５に示すよう
に、成形型９が曲面状であっても、弾性部材10を用いる
ことでその弾性力により加圧力を均一に成形品に伝達す
ることができる。弾性部材の幅L2及び押え部材の幅L3
は、充分にクラッシュを抑制するためにはそれぞれ40mm
以上であればよく、実用上は40〜250mmであるのが好ま
しい。また、弾性部材及び押え部材の厚さは0.3mm未満
であると効果が得られず２mmを超えると形状になじみづ
らいため、それぞれ0.3〜２mmであるのが好ましく、0.5
〜１mmであるのがより好ましい。弾性部材及び押え部材
は非常に薄いので、真空バッグを掛ける場合にも邪魔に
なったり真空バッグを破いたりする事が無い。
【００２３】弾性部材は柔軟性及び耐熱性を有するエラ
ストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴムで形成
するのがより好ましい。また、押え部材は強度及び剛性
に優れ、熱膨張の少ない材料により形成するのが好まし
い。そのような材料としては、鋼鉄、ステンレススチー
ル、アルミニウム等の金属材料や、グラファイト、CFRP
等が挙げられる。中でも、アルミニウムが特に好まし
い。
ストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴムで形成
するのがより好ましい。また、押え部材は強度及び剛性
に優れ、熱膨張の少ない材料により形成するのが好まし
い。そのような材料としては、鋼鉄、ステンレススチー
ル、アルミニウム等の金属材料や、グラファイト、CFRP
等が挙げられる。中でも、アルミニウムが特に好まし
い。
【００２４】[6]成形治具 図４に示すストリンガー部材7a及び7b及びフレーム部材
8b、8c及び8dに上記弾性治具13及び剛性治具14の組み合
わせからなる上記成形治具12を当接させた状態を図６に
示す。弾性治具13はストリンガー部材7a及び7bとフレー
ム部材8b、8c及び8dがそれぞれ交差する部位に配置し、
剛性治具14は該交差部以外の位置に配置する。このよう
に弾性治具及び剛性治具を成形品の形状に合わせて互い
の欠点を補う様に分類して使用する。即ち、複雑な形状
を有する交差部には弾性治具を用いて形状精度を得、剛
性治具により弾性治具の位置を固定し高い位置精度を得
ることができる。
8b、8c及び8dに上記弾性治具13及び剛性治具14の組み合
わせからなる上記成形治具12を当接させた状態を図６に
示す。弾性治具13はストリンガー部材7a及び7bとフレー
ム部材8b、8c及び8dがそれぞれ交差する部位に配置し、
剛性治具14は該交差部以外の位置に配置する。このよう
に弾性治具及び剛性治具を成形品の形状に合わせて互い
の欠点を補う様に分類して使用する。即ち、複雑な形状
を有する交差部には弾性治具を用いて形状精度を得、剛
性治具により弾性治具の位置を固定し高い位置精度を得
ることができる。
【００２５】弾性治具の形状は、剛性治具と組み合わせ
ることができストリンガー部材及びフレーム部材を載置
できる形状であればよい。優れた成形精度を得るために
は、上記フレーム部材を配列した方向における弾性治具
の幅は成形時の所望の幅よりも若干大きいのが好まし
い。例えば、図７（a）に示す成形前の弾性治具13の幅L
4は、図７（b）に示す成形後の幅L5よりも大きいのが好
ましく、具体的には、２％＜[(L4−L5)/L5]×100％＜５
％であるのが好ましい。
ることができストリンガー部材及びフレーム部材を載置
できる形状であればよい。優れた成形精度を得るために
は、上記フレーム部材を配列した方向における弾性治具
の幅は成形時の所望の幅よりも若干大きいのが好まし
い。例えば、図７（a）に示す成形前の弾性治具13の幅L
4は、図７（b）に示す成形後の幅L5よりも大きいのが好
ましく、具体的には、２％＜[(L4−L5)/L5]×100％＜５
％であるのが好ましい。
【００２６】弾性治具は柔軟性、耐熱性及び離型性を有
するエラストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴ
ムで形成するのがより好ましい。また上記剛性治具の形
状は特に限定されず、弾性治具と組み合わせることによ
り成形物の位置精度を保持できる形状であればよい。剛
性治具は寸法安定性、強度及び剛性に優れ、熱膨張の少
ない材料により形成するのが好ましい。そのような材料
としては、鋼鉄、ステンレススチール、アルミニウム等
の金属材料や、グラファイト、CFRP等が挙げられる。中
でもアルミニウムが特に好ましい。
するエラストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴ
ムで形成するのがより好ましい。また上記剛性治具の形
状は特に限定されず、弾性治具と組み合わせることによ
り成形物の位置精度を保持できる形状であればよい。剛
性治具は寸法安定性、強度及び剛性に優れ、熱膨張の少
ない材料により形成するのが好ましい。そのような材料
としては、鋼鉄、ステンレススチール、アルミニウム等
の金属材料や、グラファイト、CFRP等が挙げられる。中
でもアルミニウムが特に好ましい。
【００２７】上記成形治具は、上記内側スキン上にスト
リンガー部材とフレーム部材を拘束するための２つ以上
の保持手段と共に用いるのが好ましい。具体的には、例
えば図８のように内側スキン４上にフレーム部材の端部
を保持手段15により拘束して成形する（剛性治具等は図
示せず）。弾性治具及び剛性治具を互いに組み合わせる
ことにより相対的位置精度を確保しているので、更に予
備成形構造体の端部を保持手段によって拘束するだけで
全ての位置精度を確保でき、大型の位置決め治具等を用
いる必要がない。保持手段はネジ、クランプ等の機械的
拘束手段の他、ドライヤー、低温ハンダごて等を用いた
部分的加熱による融着でもよい。
リンガー部材とフレーム部材を拘束するための２つ以上
の保持手段と共に用いるのが好ましい。具体的には、例
えば図８のように内側スキン４上にフレーム部材の端部
を保持手段15により拘束して成形する（剛性治具等は図
示せず）。弾性治具及び剛性治具を互いに組み合わせる
ことにより相対的位置精度を確保しているので、更に予
備成形構造体の端部を保持手段によって拘束するだけで
全ての位置精度を確保でき、大型の位置決め治具等を用
いる必要がない。保持手段はネジ、クランプ等の機械的
拘束手段の他、ドライヤー、低温ハンダごて等を用いた
部分的加熱による融着でもよい。
【００２８】以上の通り、図面を参照して本発明を説明
したが、本発明はそれらに限定されず本発明の趣旨を変
更しない限り種々の変更を加えることができる。
したが、本発明はそれらに限定されず本発明の趣旨を変
更しない限り種々の変更を加えることができる。
【００２９】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明の製造方法
ではハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネ
ルを同時に成形するので、製造工程が簡略化でき、製造
コストの低減及び製品の軽量化が可能である。加えて本
発明では６kg/cm2程度の高い成形圧力下で成形可能であ
るために圧力不足による成形不良の発生を抑えることが
できる。本発明の方法は航空機の胴体構造体の製造に非
常に有用である。
ではハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネ
ルを同時に成形するので、製造工程が簡略化でき、製造
コストの低減及び製品の軽量化が可能である。加えて本
発明では６kg/cm2程度の高い成形圧力下で成形可能であ
るために圧力不足による成形不良の発生を抑えることが
できる。本発明の方法は航空機の胴体構造体の製造に非
常に有用である。
【図１】 本発明の複合材製構造体の一実施例を示す部
分斜視図である。
分斜視図である。
【図２】 本発明の製造方法の一実施例を示す部分断面
図である。
図である。
【図３】 本発明の製造方法の他の実施例を示す部分断
面図である。
面図である。
【図４】 本発明で用いるストリンガー部材及びフレー
ム部材を内側スキン上に配置した一実施例を示す斜視図
である。
ム部材を内側スキン上に配置した一実施例を示す斜視図
である。
【図５】 本発明の製造方法において曲面状の成形型を
用いた場合の、弾性部材及び押え部材を示す部分断面図
である。
用いた場合の、弾性部材及び押え部材を示す部分断面図
である。
【図６】 図４に示すストリンガー部材及びフレーム部
材に弾性治具及び剛性治具の組み合わせからなる成形治
具を配置した状態を示す斜視図である。
材に弾性治具及び剛性治具の組み合わせからなる成形治
具を配置した状態を示す斜視図である。
【図７】 図７(a)は本発明で好ましく用いることがで
きる弾性治具の一例を示す断面図であり、図７(b)は図
７(a)に示す弾性治具をストリンガー部材とフレーム部
材との交差部に当接させ、剛性治具を組み合わせた状態
を示す正面図である。
きる弾性治具の一例を示す断面図であり、図７(b)は図
７(a)に示す弾性治具をストリンガー部材とフレーム部
材との交差部に当接させ、剛性治具を組み合わせた状態
を示す正面図である。
【図８】 本発明の製造方法において、成形治具を配置
したストリンガー部材及びフレーム部材を、保持手段に
より内側スキン上に拘束した状態を示す部分斜視図であ
る。
したストリンガー部材及びフレーム部材を、保持手段に
より内側スキン上に拘束した状態を示す部分斜視図であ
る。
１・・・複合材製構造体 ２・・・３次曲面部 ３・・・円筒部 ４・・・外側スキン ５・・・内側スキン ６・・・ハニカムコア ７・・・ストリンガー 7a、7b・・・ストリンガー部材 ８・・・フレーム 8a、8b、8c、8d・・・フレーム部材 ９・・・成形型 10・・・弾性部材 11・・・押え部材 12・・・成形治具 13・・・弾性治具 14・・・剛性治具 15・・・保持手段
Claims (7)
- 【請求項１】 ３次曲面部及び円筒部から構成される複
合材製構造体の製造方法であって、(a)成形型上に複合
材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側ス
キンの前記３次曲面部を形成する部分上にハニカムコア
を載置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側
スキンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの前記円筒部を
形成する部分上に複合材プリプレグからなる予備成形さ
れたストリンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)
加熱及び加圧により成形することを特徴とする複合材製
構造体の製造方法。 - 【請求項２】 請求項１に記載の複合材製構造体の製造
方法において、前記成形する際、前記外側スキンと内側
スキンが重なり合った余肉部の上に平板状の弾性部材及
び押え部材を載置することを特徴とする複合材製構造体
の製造方法。 - 【請求項３】 請求項１又は２に記載の複合材製構造体
の製造方法において、前記外側スキンと内側スキンが重
なり合った余肉部の幅が500mm以上であることを特徴と
する複合材製構造体の製造方法。 - 【請求項４】 請求項１〜３のいずれかに記載の複合材
製構造体の製造方法において、前記成形は６〜７kg/cm2
に加圧して行うことを特徴とする複合材製構造体の製造
方法。 - 【請求項５】 請求項１〜４のいずれかに記載の複合材
製構造体の製造方法において、前記成形は、前記ストリ
ンガー部材とフレーム部材の交差部に当接させる弾性治
具及び該交差部以外の位置に当接させる剛性治具の組み
合わせからなる成形治具を用いて行うことを特徴とする
複合材製構造体の製造方法。 - 【請求項６】 請求項１〜５のいずれかに記載の複合材
製構造体の製造方法において、航空機の胴体構造体を製
造するために用いられることを特徴とする複合材製構造
体の製造方法。 - 【請求項７】 請求項１〜６のいずれかに記載の複合材
製構造体の製造方法により製造される複合材製構造体。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000113439A JP4425422B2 (ja) | 2000-04-14 | 2000-04-14 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
| US09/832,794 US6802931B2 (en) | 2000-04-14 | 2001-04-12 | Method for producing composite structure |
| DE60100821T DE60100821T2 (de) | 2000-04-14 | 2001-04-17 | Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur und damit hergestellte Verbundstruktur |
| EP01303507A EP1145828B1 (en) | 2000-04-14 | 2001-04-17 | Method for producing composite structure and composite structure produced thereby |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000113439A JP4425422B2 (ja) | 2000-04-14 | 2000-04-14 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001293738A true JP2001293738A (ja) | 2001-10-23 |
| JP4425422B2 JP4425422B2 (ja) | 2010-03-03 |
Family
ID=18625401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000113439A Expired - Fee Related JP4425422B2 (ja) | 2000-04-14 | 2000-04-14 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6802931B2 (ja) |
| EP (1) | EP1145828B1 (ja) |
| JP (1) | JP4425422B2 (ja) |
| DE (1) | DE60100821T2 (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005231618A (ja) * | 2004-01-23 | 2005-09-02 | Toray Ind Inc | 自動車用外板部材 |
| JP2007532384A (ja) * | 2004-04-06 | 2007-11-15 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| WO2008157075A1 (en) * | 2007-06-21 | 2008-12-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method of forming panels using an in-situ tape placement process and panels formed therefrom |
| JP2009519153A (ja) * | 2005-08-03 | 2009-05-14 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 複合熱可塑性マトリックス機体構造体およびその製造方法 |
| JP2010505700A (ja) * | 2006-10-10 | 2010-02-25 | エアバス フランス | 長手方向パネルから製作される航空機の胴体およびそのような胴体の製造方法 |
| CN101791821A (zh) * | 2010-04-08 | 2010-08-04 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料长桁的成形工装 |
| CN102015261A (zh) * | 2008-03-07 | 2011-04-13 | 空中客车公司 | 用于模制由复合材料制成的弯曲部件的方法和设备以及相应的部件 |
| JP2011161976A (ja) * | 2010-02-05 | 2011-08-25 | Honda Motor Co Ltd | 航空機翼構造の製造方法 |
| CN102019592B (zh) * | 2009-09-10 | 2012-07-04 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料加筋壁板成形的定位装置 |
| JP2012520787A (ja) * | 2009-03-17 | 2012-09-10 | エアバス・オペレーションズ・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | ハイブリッド構造の航空機の機体のセル構造 |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4425424B2 (ja) * | 2000-05-01 | 2010-03-03 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなるジョグル付き半硬化物品の製造方法、及びそれを用いた予備成形構造体の製造方法 |
| US7134629B2 (en) | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7325771B2 (en) | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
| US7503368B2 (en) | 2004-11-24 | 2009-03-17 | The Boeing Company | Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections |
| US7335012B2 (en) * | 2004-12-22 | 2008-02-26 | General Electric Company | Apparatus for fabricating reinforced composite materials |
| US7431978B2 (en) * | 2004-12-22 | 2008-10-07 | General Electric Company | Reinforced matrix composite containment duct |
| US7332049B2 (en) * | 2004-12-22 | 2008-02-19 | General Electric Company | Method for fabricating reinforced composite materials |
| ES2357841T3 (es) | 2005-10-17 | 2011-05-03 | Saab Ab | Procedimiento de fabricación para un objeto curvado de material compuesto y objeto curvado así obtenido. |
| DE102007003275B4 (de) * | 2007-01-23 | 2013-11-28 | Airbus Operations Gmbh | Schalenelement als Teil eines Flugzeugrumpfes |
| US8388795B2 (en) | 2007-05-17 | 2013-03-05 | The Boeing Company | Nanotube-enhanced interlayers for composite structures |
| ITMI20071448A1 (it) * | 2007-07-18 | 2009-01-19 | Alenia Aermacchi Spa | Procedimento di realizzazione di un pannello fonoassorbente per veicoli |
| US8042767B2 (en) | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
| US9175479B2 (en) | 2009-09-14 | 2015-11-03 | Bwdt, Llc | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US9121545B2 (en) | 2009-09-14 | 2015-09-01 | Bwdt, Llc | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US8623158B2 (en) | 2009-09-14 | 2014-01-07 | Joel A. Stanley | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US8608884B2 (en) * | 2009-09-14 | 2013-12-17 | Joel A. Stanley | Method and system for mounting objects to polymeric membranes |
| US8557070B2 (en) | 2009-09-14 | 2013-10-15 | Joel A. Stanley | Method of mounting objects to polymeric membranes |
| US9121180B2 (en) * | 2009-09-14 | 2015-09-01 | Bwdt, Llc | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US7935202B2 (en) * | 2009-09-14 | 2011-05-03 | Stanley Joel A | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US8499524B2 (en) * | 2009-09-14 | 2013-08-06 | Joel A. Stanley | System for mounting objects to polymeric membranes |
| DE102009057006A1 (de) * | 2009-12-04 | 2011-06-09 | Eads Deutschland Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines gekrümmten Verbundbauteils sowie Verbundbauteil |
| US8491743B2 (en) | 2009-12-15 | 2013-07-23 | The Boeing Company | Composite ply stabilizing method |
| US20130115429A1 (en) | 2010-07-13 | 2013-05-09 | Learjet | Composite structure and method of forming same |
| US20120199292A1 (en) * | 2011-02-03 | 2012-08-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ply locking for honeycomb panels |
| CN103341987B (zh) * | 2013-06-17 | 2015-09-09 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | Ω长桁纵横加筋复合材料整体壁板共固化工艺 |
| EP2865516B1 (en) * | 2013-10-28 | 2016-03-09 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Skin-stiffened composite panel and method of its manufacture |
| GB2528080A (en) * | 2014-07-08 | 2016-01-13 | Airbus Operations Ltd | Structure |
| EP3272640B1 (en) | 2016-07-21 | 2019-04-17 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A helicopter with a fuselage and a composite tail boom |
| US11390045B2 (en) | 2018-09-07 | 2022-07-19 | Textron Innovations Inc. | Molding assembly and method of co-curing stiffener with panel |
| US11180238B2 (en) * | 2018-11-19 | 2021-11-23 | The Boeing Company | Shear ties for aircraft wing |
| CN113650196B (zh) * | 2021-07-27 | 2023-04-14 | 中航西安飞机工业集团股份有限公司 | 一种t型湿长桁成型模具精确定位装置及使用方法 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5942621B2 (ja) * | 1981-01-12 | 1984-10-16 | 富士重工業株式会社 | ハニカムサンドイツチ構造物の製造法 |
| US4416349A (en) * | 1981-09-30 | 1983-11-22 | The Boeing Company | Viscoelastically damped reinforced skin structures |
| JPH058316A (ja) * | 1991-07-05 | 1993-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 複合材製構造体の製造方法 |
| US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| US5451377A (en) | 1993-09-29 | 1995-09-19 | Rockwell International Corp. | Composite structures and methods of manufacturing such structures |
| US5580502A (en) * | 1995-03-23 | 1996-12-03 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method of fabricating a composite article having an integral, co-cured composite stiffening member |
| FR2771330B1 (fr) | 1997-11-26 | 2004-02-27 | Aerospatiale | Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef |
| GB9802597D0 (en) * | 1998-02-07 | 1998-04-01 | Hurel Dubois Uk Ltd | Panels and structures |
| CN1222561C (zh) * | 1998-05-22 | 2005-10-12 | 塞特克技术公司 | 防止夹芯压碎的制品和方法 |
| US6197146B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-03-06 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method and apparatus for forming airfoil structures |
| JP4191343B2 (ja) * | 1999-11-26 | 2008-12-03 | 本田技研工業株式会社 | ハニカムサンドイッチパネルの製造方法 |
| US6523246B1 (en) * | 1999-11-26 | 2003-02-25 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Jig used for formation of fiber-reinforced composite structure and method for formation of fiber-reinforced composite structure using jig |
-
2000
- 2000-04-14 JP JP2000113439A patent/JP4425422B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-04-12 US US09/832,794 patent/US6802931B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-04-17 DE DE60100821T patent/DE60100821T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-04-17 EP EP01303507A patent/EP1145828B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005231618A (ja) * | 2004-01-23 | 2005-09-02 | Toray Ind Inc | 自動車用外板部材 |
| JP2007532384A (ja) * | 2004-04-06 | 2007-11-15 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2008184156A (ja) * | 2004-04-06 | 2008-08-14 | Boeing Co:The | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2008184155A (ja) * | 2004-04-06 | 2008-08-14 | Boeing Co:The | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP2008222221A (ja) * | 2004-04-06 | 2008-09-25 | Boeing Co:The | 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム |
| JP4792084B2 (ja) * | 2005-08-03 | 2011-10-12 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 複合熱可塑性マトリックス機体構造体およびその製造方法 |
| JP2009519153A (ja) * | 2005-08-03 | 2009-05-14 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 複合熱可塑性マトリックス機体構造体およびその製造方法 |
| JP2010505700A (ja) * | 2006-10-10 | 2010-02-25 | エアバス フランス | 長手方向パネルから製作される航空機の胴体およびそのような胴体の製造方法 |
| WO2008157075A1 (en) * | 2007-06-21 | 2008-12-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method of forming panels using an in-situ tape placement process and panels formed therefrom |
| US8043458B2 (en) | 2007-06-21 | 2011-10-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method of forming panels using an in-situ tape placement process and panels formed therefrom |
| CN102015261A (zh) * | 2008-03-07 | 2011-04-13 | 空中客车公司 | 用于模制由复合材料制成的弯曲部件的方法和设备以及相应的部件 |
| CN102015261B (zh) * | 2008-03-07 | 2013-11-27 | 空中客车公司 | 用于模制由复合材料制成的弯曲部件的方法和设备以及相应的部件 |
| JP2012520787A (ja) * | 2009-03-17 | 2012-09-10 | エアバス・オペレーションズ・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | ハイブリッド構造の航空機の機体のセル構造 |
| US9586668B2 (en) | 2009-03-17 | 2017-03-07 | Airbus Operations Gmbh | Fuselage cell structure for an aircraft in hybrid design |
| CN102019592B (zh) * | 2009-09-10 | 2012-07-04 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料加筋壁板成形的定位装置 |
| JP2011161976A (ja) * | 2010-02-05 | 2011-08-25 | Honda Motor Co Ltd | 航空機翼構造の製造方法 |
| CN101791821A (zh) * | 2010-04-08 | 2010-08-04 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料长桁的成形工装 |
| CN101791821B (zh) * | 2010-04-08 | 2011-09-14 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料长桁的成形装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60100821D1 (de) | 2003-10-30 |
| EP1145828A3 (en) | 2002-03-20 |
| US20010030380A1 (en) | 2001-10-18 |
| DE60100821T2 (de) | 2004-04-08 |
| EP1145828A2 (en) | 2001-10-17 |
| US6802931B2 (en) | 2004-10-12 |
| JP4425422B2 (ja) | 2010-03-03 |
| EP1145828B1 (en) | 2003-09-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2001293738A (ja) | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 | |
| EP1149687B1 (en) | Method for producing body structure of fiber-reinforced composite, and body structure produced thereby | |
| JP4191343B2 (ja) | ハニカムサンドイッチパネルの製造方法 | |
| EP2676787B1 (en) | Composite hat stiffener and methods of making the same | |
| EP3521002B1 (en) | Composite material structure and method for manufacturing composite material structure | |
| JP4407964B2 (ja) | 複合ハニカムサンドイッチ構造 | |
| CA2355366C (en) | Forming reinforcing components | |
| US9302759B2 (en) | Flexible truss frame and method of making the same | |
| JP6273804B2 (ja) | 繊維強化プラスチック成形体の製造方法 | |
| US10611328B2 (en) | Composite material structural member and method of manufacturing the composite material structural member | |
| US6523246B1 (en) | Jig used for formation of fiber-reinforced composite structure and method for formation of fiber-reinforced composite structure using jig | |
| JP3016786B2 (ja) | 繊維強化樹脂部材の製造方法 | |
| KR101839743B1 (ko) | 탄소섬유 프리프레그와 폼코어를 이용한 자동차 루프 및 이의 제조방법 | |
| US20150273788A1 (en) | Honeycomb structural body and method of manufacturing honeycomb structural body | |
| JP3590346B2 (ja) | Ｆｒｐ構造体 | |
| JP4459401B2 (ja) | 複合材ビームの成形方法 | |
| KR100408833B1 (ko) | 복합재항공기의도어및그제작방법 | |
| JPH11192991A (ja) | 自転車用ｆｒｐ製モノコックフレ−ムの構造及びその製造方法 | |
| JP5398110B2 (ja) | 自動車用ボンネット | |
| JP4472107B2 (ja) | 成形治具及びそれを用いた繊維強化複合材の成形方法 | |
| WO2019059260A1 (ja) | 複合材翼の成形方法、複合材翼及び複合材翼の成形型 | |
| JP2019077061A (ja) | 樹脂構造体及びその製造方法 | |
| WO2015098751A1 (ja) | 積層構造体およびその製造方法 | |
| JP2021187341A (ja) | 車両の複合構造体 | |
| JP2008080749A (ja) | 積層体およびこれを用いた自動車用ボンネット |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20061201 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090407 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090513 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090623 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20091202 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20091209 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131218 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |