JP2001510746A - 熱可塑性マトリックスを有する複合材料から成る航空機胴体部等の大寸法のパーツの組立方法 - Google Patents

熱可塑性マトリックスを有する複合材料から成る航空機胴体部等の大寸法のパーツの組立方法

Info

Publication number
JP2001510746A
JP2001510746A JP2000503980A JP2000503980A JP2001510746A JP 2001510746 A JP2001510746 A JP 2001510746A JP 2000503980 A JP2000503980 A JP 2000503980A JP 2000503980 A JP2000503980 A JP 2000503980A JP 2001510746 A JP2001510746 A JP 2001510746A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
strip
skin
blank
mandrel
cured
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.)
Pending
Application number
JP2000503980A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2001510746A5 (ja
Inventor
セルジュ・メゾン
セルジュ・ミュニエ
セドリック・ティボー
リュク・モートン
エルヴェ・パイェン
フィリップ・ヴォウティ
カロル・コワフィエ−コラス
ジョエル・デルベス
Original Assignee
アエロスパティアル・ソシエテ・ナショナル・インダストリエル
ユーロコプター
ダソルト・アヴィアシオン
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by アエロスパティアル・ソシエテ・ナショナル・インダストリエル, ユーロコプター, ダソルト・アヴィアシオン filed Critical アエロスパティアル・ソシエテ・ナショナル・インダストリエル
Publication of JP2001510746A publication Critical patent/JP2001510746A/ja
Publication of JP2001510746A5 publication Critical patent/JP2001510746A5/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/78—Means for handling the parts to be joined, e.g. for making containers or hollow articles, e.g. means for handling sheets, plates, web-like materials, tubular articles, hollow articles or elements to be joined therewith; Means for discharging the joined articles from the joining apparatus
    • B29C65/7858—Means for handling the parts to be joined, e.g. for making containers or hollow articles, e.g. means for handling sheets, plates, web-like materials, tubular articles, hollow articles or elements to be joined therewith; Means for discharging the joined articles from the joining apparatus characterised by the feeding movement of the parts to be joined
    • B29C65/7879—Means for handling the parts to be joined, e.g. for making containers or hollow articles, e.g. means for handling sheets, plates, web-like materials, tubular articles, hollow articles or elements to be joined therewith; Means for discharging the joined articles from the joining apparatus characterised by the feeding movement of the parts to be joined said parts to be joined moving in a closed path, e.g. a rectangular path
    • B29C65/7882—Means for handling the parts to be joined, e.g. for making containers or hollow articles, e.g. means for handling sheets, plates, web-like materials, tubular articles, hollow articles or elements to be joined therewith; Means for discharging the joined articles from the joining apparatus characterised by the feeding movement of the parts to be joined said parts to be joined moving in a closed path, e.g. a rectangular path said parts to be joined moving in a circular path
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/11—Joint cross-sections comprising a single joint-segment, i.e. one of the parts to be joined comprising a single joint-segment in the joint cross-section
    • B29C66/112—Single lapped joints
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/13—Single flanged joints; Fin-type joints; Single hem joints; Edge joints; Interpenetrating fingered joints; Other specific particular designs of joint cross-sections not provided for in groups B29C66/11 - B29C66/12
    • B29C66/131—Single flanged joints, i.e. one of the parts to be joined being rigid and flanged in the joint area
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/301—Three-dimensional joints, i.e. the joined area being substantially non-flat
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/50—General aspects of joining tubular articles; General aspects of joining long products, i.e. bars or profiled elements; General aspects of joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; General aspects of joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/51—Joining tubular articles, profiled elements or bars; Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; Joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/52—Joining tubular articles, bars or profiled elements
    • B29C66/524—Joining profiled elements
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/50—General aspects of joining tubular articles; General aspects of joining long products, i.e. bars or profiled elements; General aspects of joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; General aspects of joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/61—Joining from or joining on the inside
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B29C66/7214—Fibre-reinforced materials characterised by the length of the fibres
    • B29C66/72141—Fibres of continuous length
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/73—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset
    • B29C66/739—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset
    • B29C66/7392—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the intensive physical properties of the material of the parts to be joined, by the optical properties of the material of the parts to be joined, by the extensive physical properties of the parts to be joined, by the state of the material of the parts to be joined or by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the material of the parts to be joined being a thermoplastic or a thermoset characterised by the material of at least one of the parts being a thermoplastic
    • 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
    • B29C70/32—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 on a rotating mould, former or core
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/40—General aspects of joining substantially flat articles, e.g. plates, sheets or web-like materials; Making flat seams in tubular or hollow articles; Joining single elements to substantially flat surfaces
    • B29C66/47—Joining single elements to sheets, plates or other substantially flat surfaces
    • B29C66/474—Joining single elements to sheets, plates or other substantially flat surfaces said single elements being substantially non-flat
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/50—General aspects of joining tubular articles; General aspects of joining long products, i.e. bars or profiled elements; General aspects of joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; General aspects of joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/51—Joining tubular articles, profiled elements or bars; Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; Joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/53—Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars
    • B29C66/532—Joining single elements to the wall of tubular articles, hollow articles or bars
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/71—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the composition of the plastics material of the parts to be joined
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B29C66/7212—Fibre-reinforced materials characterised by the composition of the fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1089—Methods of surface bonding and/or assembly therefor of discrete laminae to single face of additional lamina

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Shaping Of Tube Ends By Bending Or Straightening (AREA)

Abstract

(57)【要約】 熱可塑性マトリックスを有する複合材料から成る航空機胴体部のような外板１０及び補強板１２，１６から成る大寸法のパーツの製造に対して、簡単で，速く，かつ低価格な方法が提供されている。補強材が積層，硬化，及び成形により個別に作られた後、補強材が治具２３上に配置され、かつ外板１０が製造され、同時に拡散溶着により補強材１２，１６と組み立てられる。さらに、正確には、外板１０が積層され、かつ必要なパーツが直接得られるようにレイアップヘッド３６により連続的に硬化される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、外板と補強材を備える大寸法のパーツ、及び熱可塑性マトリックス
を有する複合材料の製造方法に関するものである。
【０００２】 本発明による方法は、外板及び追加の補強材を備えた大寸法のパーツを作るた
めの複合材料に特有の有利点からの利益を必要とするならば、多くの工業部門で
使用されても良い。よって、航空機産業において、本発明による方法が、特に、
航空機胴体部、航空機ジェットエンジンシュラウド等に使用されても良い。
【０００３】
【従来の技術】
好適な機械的挙動を有するが過度な重量増のない薄い覆い（以降の明細書全体
を通して「外板」と称される）を作る必要がある場合に、この目的を達成するた
めの通常の手段は、レールやフレームや局所補強材等といった補強材を使用する
ことである。
【０００４】 過去において、このタイプの構造は常に全て金属製であって、外板はシート状
金属プレートの形態であり、かつ補強材は複数のシート状金属プレートまたはリ
ベットのようなファスナにより外板に結合された複数の部分から成る形態であっ
た。多くの金属製構造は、特に大寸法のパーツに対して、現在でもこのような方
法で製造されている。特に、航空機産業において、航空機胴体部及びジェットエ
ンジンシュラウドは、特に米国特許第 ５６０ １０２号明細書及び米国特許第 ５８６ ３８１号明細書に記載されているように、常にこのような方法により製 造されている。
【０００５】 最近の数年間において、非常に多くの金属製パーツが、樹脂マトリックス内に
埋め込まれた炭素繊維のような長寸法繊維から形成された複合材料製パーツに置
き換えられている。この変化は、複合材料に特有な数々の有利点により説明され
る。特に、これらの有利点には、金属製パーツに比較して２５％の重量が節約さ
れる一方で、機械的特性が金属製パーツの特性と同等であり、かつ要求に応じて
変更することができる点が含まれている。複合材料製パーツは、さらに、良好な
耐疲労性、非腐食性、及び優れた物性値を有している。重量の節減及び樹脂マト
リックス内に埋め込まれた複数の長寸法繊維を有する複合材料の優れた機械的特
性は、航空機産業におけるこれらの材料の顕著な浸透を物語っている。
【０００６】 さらに正確には、現在航空機産業で使用されている大多数の複合材料製パーツ
は、熱硬化性樹脂から成っている。初期の頃には、この熱硬化性樹脂が、要求さ
れた機械的特性を提供することができた唯一のタイプの樹脂であった。
【０００７】 しかしながら、熱硬化性樹脂を含む複合材料から成るパーツの製造には、重大
な欠点があった。使用された樹脂の熱硬化性のために、パーツの製造は必然的に
比較的長時間の重合工程（通常、オートクレーブ内で行われる）で終了していた
。
【０００８】 この最終工程は、小寸法のパーツの場合には、特に不利にはならない。小さく
かつ比較的廉価なオートクレーブが使用され、かつ複数のパーツが各オートクレ
ーブ内で同時に重合することが可能である。
【０００９】 他方、パーツのサイズが比較的大きい場合には、一つのパーツだけが一度に同
一のオートクレーブ内で重合することができ、かつ非常に大きくかつ非常に高価
なオートクレーブが使用されねばならない。この工程にかかる期間及びオートク
レーブのコストにより、即座に、この方法の工業的実用性が乏しくなる。米国特
許第 １７０ ９６７号明細書及び米国特許第 ２２３ ０６７号明細書では、航空
機胴体部の製造用に熱硬化性マトリックスを含む複合材料の使用を考えているが
、この技術を使用して大型パーツを工業的に製造することを正当化することは不
可能である。
【００１０】 長寸法繊維及び熱可塑性マトリックスを有する複合材料を製作するために使用
でき、かつ熱硬化性マトリックスを有する最も最近の複合材料の機械的特性と等
しい機械的特性を有するＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂といった
熱可塑性樹脂が比較的最近登場したので、既存の金属製パーツを熱可塑性マトリ
ックスを有する複合材料を使用して成るパーツにより置き換える傾向がある。
【００１１】 上述した有機マトリックスを有する複合材料の有利点に加えて、熱可塑性マト
リックスを有する複合材料は、良好な耐衝撃性、耐火性、及び低吸湿性を有して
いる。よって、半完成品は、スレッドに含浸した樹脂がすでに重合されているた
めに、周囲温度において保持することができ、かつ事実上無制限の寿命を有して
いる。
【００１２】 米国特許第３６２ ３４７号明細書に特に示されているように、航空機の翼の 前縁部が熱可塑性材料を有する複合材料を使用して作ることが可能である。さら
に正確には、この文献には、補強材と外板とを別々に製作することが可能であり
、かつ溶着／拡散により組み立てることが可能であることが記載されている。
【００１３】 組み立てられる前に補強材と外板とが別々に製造されるために、互いに組み立
てられる前に、外板と補強材に対して硬化工程が施されねばならない。これらの
硬化工程の主たる機能は、空孔を除去しながら、第１に外板を形成しかつ第２に
各補強材を形成する各種層間の結合を作ることであることを記憶に留められたい
。これらの工程には、硬化すべき部材に圧力を負荷する段階と、それを樹脂の融
解温度よりも高い温度に加熱する段階とからなる。これらの硬化工程はオートク
レーブ内で実施される。このため、熱硬化性マトリックスを有する複合材料から
成る各パーツの組立に対する記載で上述したのと同様の理由により、この硬化工
程が大寸法の外板を有するパーツの組立に対しては不向きとなる。
【００１４】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、熱可塑性マトリックスを有する複合材料を使用して、比較的
高速な工業的組立に適した高速かつ安価な方法により、航空機胴体部といった大
寸法のパーツを作るための方法であって外板及び最終的構造体のいずれもが、最
終組立工程においてオートクレーブ内に配置される必要がないために、事実上サ
イズの制限を受けることのない方法を提供することである。
【００１５】
【課題を解決するための手段】
本発明によると、上記課題は、外板及び補強材を備える複合材料から、大寸法
を有するパーツを組み立てる組立方法であって、 −熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維のストリップから開始し、積層、硬
化、及び成形により、補強材を個別に作成する段階と、 −組み立てるべきパーツ形状と相補的な形状を有する治具上に補強材を配置す
る段階と、 −補強材が配置される治具上に直接熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維の
少なくとも一つのストリップを連続的に積層しかつ硬化することにより、外板を
製造すると同時に、外板と補強材とを組み立てる段階と、 を備えることを特徴とする組立方法により達成される。
【００１６】 補強材及び外板が外板の組立時に組み立てられるために、さらにこの組立が積
層時に外板を形成する繊維のストリップを連続的に硬化しているために、外板ま
たは所望のパーツをオートクレーブ内に配置する必要がなく、自在な寸法を有す
る各パーツを製造することができる。
【００１７】 さらに、外板及び補強材が外板が製造されると同時に組み立てられるので、パ
ーツの組立時間は特に短い。さらに、先の部分の外板の製造中に、別の部分の補
強材を作ることができる。
【００１８】 本願発明の好適な一実施形態において、補強材は、従来の金属製パーツにおけ
る一枚の金属製シートと同様にパネルを形成するために、重合した熱可塑性樹脂
を含浸させた長寸法繊維のストリップを連続的かつ自動的に配置して行き、パネ
ルからブランクを切り出し、かつこれらのブランクを硬化し成形することにより
作られる。
【００１９】 通常、ブランクは成形される前に硬化される。
【００２０】 ブランクは、オートクレーブ内あるいは加熱プレス装置内で硬化されても良い
。オートクレーブ内あるいは加熱プレス装置内で硬化できるものは、（通常の寸
法を有する通常のオートクレーブあるいは通常の加熱プレス装置を使用でき、か
つ複数のブランクがプレス装置内で同時に硬化可能であるような）比較的小さな
パーツに関してである。
【００２１】 さらに、ブランクは熱成形により成形されることが好ましい。繊維を補強材内
で良好に配置させる必要がある場合には、熱成形は曲げ工程により行われても良
い。
【００２２】 特別な場合（特に、補強材が平面と比べて比較的限られた曲率を有する場合）
には、ブランクが加熱プレス装置内で熱成形することにより同時に硬化され成形
されても良い。
【００２３】 本発明に従う方法は、中空のパーツの製造に対して有利に適用できる。補強材
は、治具のマンドレル形成部上に形成された凹所内に配置され、積層が行われ、
かつマンドレルがその軸を中心として回転することによりストリップがこのマン
ドレル上にて連続的に硬化される。
【００２４】 本発明による方法が航空機胴体部の製造に適用される特別な場合には、レール
、フレーム、及び局所補強材を備える補強材が製造される。
【００２５】 何ら限定しない具体例として、本発明の好適な実施形態を添付の図面を参照し
て以下で記載する。
【００２６】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る方法を航空機胴体部の製造に適用した場合を例として説明
する。図２及び図３で特に示されるように、この種の胴体部は、外板１０と、レ
ール１２，フレーム１４，及び局所補強材１６により形成された補強材とを備え
ている。長手方向及び周方向にそれぞれ配置されたレール１２とフレーム１４は
、胴体部が金属製である場合と同様に、胴体部の骨組を形成している（図３）。
局所補強材１６は、外板を補強するために外板１０上に（特に、窓１７の周囲領
域に）局所的に追加された過剰厚み部を形成している（図３）。
【００２７】 ただし、本発明は限定されるものではない。既に述べたように、本発明による
方法は、外板と補強材との組立により形成され熱可塑性マトリックスを有する複
合材料から成る大寸法を有するあらゆるタイプのパーツの製造に使用することが
可能である。結果として、パーツの形状及び寸法は異なっても良く、かつ補強材
の特性，数，及び配置も多様であって良い。特に、本発明は回転体の中空パーツ
の製造に特に適しているが、本発明は回転形状でない異なる形状を有するパーツ
の製造に対しても使用することが可能である。
【００２８】 本発明に従う製造方法の第１段階によれば、レール１２，フレーム１４，及び
局所補強材１６から構成された各種補強材は、重合した熱可塑性樹脂を含浸させ
た長寸法繊維のストリップ１８から開始し、積層、硬化、及び成形により、別々
に製造される。
【００２９】 実際には、ＰＥＥＫ（ポリエーテルエーテルケトン）樹脂を含浸させた炭素繊
維が通常使用される。しかしながら、異なる特性を有する繊維及び／または熱可
塑性樹脂が、本発明の枠組みの範囲を超えることなく、複数の適用例に使用され
ても良い。
【００３０】 重合した熱可塑性樹脂により互いに結合された一方向繊維から成るストリップ
１８が通常使用される。しかしながら、変形例として、重合した樹脂を含浸させ
織られた繊維のストリップが、別の場合に使用されても良い。周囲温度において
、重合した熱可塑性樹脂を含浸させた繊維の層１８は、柔軟かつ非結合ストリッ
プであり、かつ通常ロール状に蓄積される。
【００３１】 ストリップ１８の積層段階（図１のａに示されている）は、種々の厚さのスト
リップ１８を配置して、得るべき機械的特性を考慮するために、異なる層同士で
異なる配置または同じ配置を有する多数の層（すなわちプライ）を形成すること
を有している。さらに、積層段階における重ね合わされた層の数は、補強材１２
，１４，及び１６に対して必要とされる機械的特性に依存する。
【００３２】 図１のａで示した積層段階は、これらの要素が同じ厚さを有する必要の有無に
依存して、レール１２，フレーム１４，局所補強材により形成された全補強材に
対して共通であっても良く、あるいはこれらの補強材にそれぞれ特有なものであ
っても良い。さらに、ストリップ１８は、全ての補強材に対して同じであっても
良く、あるいは複数の補強材に対して異なっていても良い。
【００３３】 場合に応じて、一つあるいは複数のタイプの平板パネル２０を積層により作る
ことが可能である。
【００３４】 ストリップ１８に対する積層工程は、材料が巻回されたロールから開始され、
重合した熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維から成るストリップを積層する
ように構成されたレイアップヘッド（図示しない）を使用して好適に実施される
。この工程は、仏国特許出願第９６ １４７９９号明細書に記載された高速レイ アップヘッドを使用することで、有利に実施される。
【００３５】 レイアップヘッドがストリップ１８を樹脂の融点温度以上の温度に加熱する。
次いで、配置されたストリップに圧力を付与し、これを前に置かれたストリップ
上に拡散により溶着する。レイアップヘッドは、ストリップ同士が再び分離する
ことを防止するために、その後すぐにストリップを冷却する。さらに、各ストリ
ップの互いに正確な位置決めを行うための手段を備えていても良い。
【００３６】 レイアップヘッドは、平坦でかつ通常は固定された支持部上にストリップ１８
を配置する。よって、この積層工程により得られたパネル２０は、好ましくは大
寸法を有する平坦なパネルであり、工業的工程の枠組み内で連続的に製造するこ
とが可能である。
【００３７】 ブランク２２は、パネルの製造中もしくは製造後に、パネル２０から切り出さ
れる。製造すべき補強材１２，１４，及び１６の寸法に適した寸法を有するブラ
ンクを製造するために、切断が行われる。さらに、これらの寸法は、補強材が成
形された後に整形が必要な場合には若干大きくてもよい。
【００３８】 図１のｂで図示しているように、パネル２０から切断されたブランク２２に硬
化工程（材料内部の空孔を除去し、かつ種々の構成層間の結合を向上させる主た
る目的を有している）が実施される。
【００３９】 この硬化工程は、ブランク２２を（使用する材料のタイプにより、通常２バー
ルから２０バールの間に）加圧すること、及び樹脂を軟化させるために樹脂溶融
温度よりも通常高温（例えば、ＰＥＥＫ樹脂の場合には約４００°Ｃ）に加熱す
ることにより特徴付けられている。
【００４０】 これらブランク２２は、オートクレーブ内または加熱プレス装置内で硬化され
ても良い。
【００４１】 オートクレーブ内で硬化する場合には、通常の寸法を有した通常のオートクレ
ーブが用いられることに留意されたい。なぜなら、硬化すべきブランク２２の寸
法は、補強部材における、これらの部材が成形される前に組み立てられる部分の
寸法に対応しているからである。同一のオートクレーブ内で複数のブランクを通
常硬化することも可能であり、その場合には時間及びコストの大幅な節約が可能
である。
【００４２】 変形例として、ブランク２２は、欧州特許第５８４ ０１７号公開公報にて記 載されたものと同様の加熱プレス装置内で硬化されても良い。
【００４３】 硬化された種々のブランク２２は、レール１２についてはｃに、フレーム１４
についてはｄに，及び局所補強材１６についてはｅにそれぞれ図示されているよ
うに、別々に成形されている。
【００４４】 図１のｃに概略で図示したように、レール１２は、概略オメガ断面形状を有す
るストレート部（あるいは概略ストレート部）である。異なる断面（例えば、Ｌ
字状、Ｚ字状、またはＵ字状断面）を有するストレート部が、同様な方法により
製造され、最終パーツに組み立てられても良い。
【００４５】 レール１２のような補強材は、例えばパンチ及びマトリックス、またはパンチ
及びバックを備えた加熱プレスタイプの装置で、熱成形により成形される。熱可
塑性マトリックスを有する複合材料から成る成形パーツに対する熱成形手法は周
知であり、従って、ここでは、熱成形手法についての詳細な説明は行わない。
【００４６】 さらに、図１のｄで図示したように、平面に対して若干曲げられたパネル部か
ら成る局所補強材１６といった補強材も、予め硬化された平坦なブランク２２か
ら開始して、特にパンチとバッグの間で、熱成形により製造されても良い。特に
、成形は、上述した欧州特許第５８４ ０１７号公開公報にて記載された加熱プ レス装置と同様な加熱プレス装置内で行っても良い。
【００４７】 さらに、局所補強材１６の小さな曲率を考慮すると、これらの補強材の硬化段
階及び成形段階は同時に行われても良い。次に、パネル２０から切り出された平
坦なブランク２２は、これら二つの機能を同時に行う加熱プレス装置内に直接配
置される。ここでも、欧州特許第５８４ ０１７号公開公報にて記載された加熱 プレス装置と同様な加熱プレス装置を使用することができる。
【００４８】 図１のｅで図示したように、フレーム１４のような補強材は、円形または円弧
状に湾曲した部分である。図示した実施形態において、これらの部分はＵ字断面
形状を有している。本発明の範囲から逸脱しなければ、他の断面（例えば、Ｌ字
断面形状）とすることも可能である。
【００４９】 最初にストレートストリップの形態である平坦なブランク２２から始めて、円
形部材を得るために、まずこのブランクは、部材の全周囲で繊維の連続性が確実
となるように、その平面内で曲げられねばならない。特に、仏国特許第６３５ ４８４号公開公報にて記載された装置と同様の装置を（使用する樹脂の熱可塑性
を考慮して変更した後に）使用して、上記の曲げが行われても良い。この変更は
、ストリップを曲げる円錐状ローラの入力側に、特に加熱手段を追加することに
より行われる。
【００５０】 ストリップの形態のブランク２２がその面内で曲げられると、このブランクが
パンチとダイの間、またはパンチとバッグの間で熱成形により成形される。同様
にして、レール１２が上述したよう成形されても良い。
【００５１】 上述した補強材１２，１４，及び１６の製造における第１段階を形成する種々
の積層工程、硬化工程、及び成形工程を、胴体部の大量製造に対する工程の枠組
みの範囲内で同時に実施できるということに気づくことが重要である。
【００５２】 胴体部の製造に必要なレール１２，局所補強材１６、及びフレーム１４が利用
可能である場合には、図２に示しているように、これら全ての補強材が治具２３
上に配置されている。
【００５３】 さらに正確には、治具２３は、中空のマンドレル２４（例えば金属製マンドレ
ル）を備えている。このマンドレルにおいて、外表面の形状は製造すべき胴体部
の外板１０の下側表面の形状と相補的である。円形マンドレル２４は、簡単な記
載にて図２に示されている。
【００５４】 概略で図示したように、中空のマンドレル２４は、中央ハブ２８と結合してい
る各スポーク２６に取り付けられている。この中央ハブを介して、マンドレルは
、図２における矢印Ｆ方向に回転駆動される。この回転駆動は、制御された比較
的低定速度でマンドレル２４を回転させる適切な手段により提供される。
【００５５】 マンドレル２４は外面に複数の凹所３０を備え、凹所の形状は、種々の補強材
１２，１４，及び１６の形状と相補的である。よって、レール１２，フレーム１
４，及び局所補強材１６がこれら各凹所３０に配置された場合には、これら全て
の補強材が、各凹所３０間のマンドレル２４の外面と面一にされる。
【００５６】 図３に概略図示したように、これらの補強材が交差する位置に、各ノッチ１４
ａが（例えばフレーム１４に）形成されているために、各レール１２及び交差す
る各フレーム１４を組み立てることが可能である。各ノッチ１４ａは、レール１
２とフレーム１４とが凹所３０内に配置される前に形成される。
【００５７】 補強材は、続いて取り外しが容易なように、両面粘着テープ，接着ダブ（glue dabs），または吸引等といった適切な手段により凹所３０の位置にて保持され ても良い。マンドレル２４それ自体は、この取り外しを容易にするために除去す
ることも可能である。結果として、マンドレルは、互いに組み立てられかつ取り
外し可能な複数のセクタから形成されても良い。あるいは、マンドレルは、それ
自体に引込み可能としても良く、あるいはマンドレルが終了した時に、パーツの
取り外しを容易にする他の手段を使用しても良い。
【００５８】 図２に示すように、複数の補強材（この場合レール１２）は、これらの部材が
各凹所３０に配置されたときに、外方に面する中空のパーツを有している。好ま
しくは、コア４０がこれら中空パーツ内に配置され、外板が組み立てられている
間に外板１０が変形することを防止している。パーツの組立が終了したときに、
容易に破壊できまたは取り外し可能な材料から成っているコア４０（例えば、溶
解可能コア）が、成形に対して使用される技法と同様な技法を用いて、使用され
る。
【００５９】 胴体部の構成で使用される全ての補強材が各凹所３０内に配置されると、各工
程の次の段階が図２に示すように始まる。この段階の間、この外板と補強材１２
，１４，及び１６とが、積層及び重合した熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊
維のストリップ３２の連続的硬化により組み立てられると同時に、外板１０が、
これら補強材が結合したマンドレル２４上に直接組み立てられる。
【００６０】 樹脂を含浸させた長寸法の繊維を有するストリップ３２の特性は、通常、レー
ル１２，フレーム１４，及び局所補強材１６に対して使用されたストリップの特
性と同様である。よって、このストリップは、通常、既に重合されたＰＥＥＫ（
ポリエーテルエーテルケトン）樹脂を含浸させた炭素繊維ストリップである。し
かしながら、特別な適用例においては、外板１０を形成する複合材料は、補強材
が形成されている材料とは異なるものであって良いことを注意されたい。
【００６１】 図２に概略的に示したように、積層及び連続硬化工程は、最初リール３４に巻
回されたストリップ３２から始まって、実施される。積層及び連続硬化は、符号
３６で図示されたレイアップヘッドを使用して行われる。このレイアップヘッド
３６は支持部（図示せず）に取り付けられ、これによりマンドレル２４の軸と平
行に前進移動する。マンドレルが矢印Ｆ方向に回転駆動されるときに、ストリッ
プ３２は、パーツの外板１０を前進形成するように定められた積層手順に従って
、マンドレルの周囲に螺旋形状に巻回される。さらに、ストリップ３２は、マン
ドレル２４の軸に平行に配置されても良い。
【００６２】 本発明の枠組みを逸脱しなければ、レイアップヘッド３６とマンドレル２４と
の他の相対移動が、外板１０を形成するために採用されても良いことを注意され
たい。
【００６３】 レイアップヘッド３６は、マンドレル２４上にストリップ３２を同時に積層し
、（組立てられた）外板１０を連続的に硬化させ、この外板１０とレール１２，
フレーム１４，及び局所補強材１６により形成された各補強材とを組み立てるよ
うに、構成されている。結果として、レイアップヘッド３６は、所定の圧力周期
及び所定の温度周期を材料に作用させる。この周期は、マンドレル２４上での作
用工程（すなわち、ストリップがマンドレル上に当てられたときに、ストリップ
３２を加圧する作用工程）が、配置されたばかりのストリップを冷却する工程に
移行する前に、急速にストリップ３２を加熱する工程を有している。
【００６４】 樹脂を充分に液状化させて、多様な層が配置された各層を拡散により互いに溶
着させ、かつ空孔の除去を容易にするように、ストリップ３２が樹脂の溶融温度
よりも高い温度に予め加熱される。一例として（ただし、これに限定されない）
、約４００°Ｃの温度がＰＥＥＫ樹脂に使用されても良い。
【００６５】 ストリップ３２は、使用される材料のタイプに依存して２バールと２０バール
の間の圧力で（例えばロール３８により）マンドレル２４に当接される。
【００６６】 配置されたストリップは、ストリップが再び分離することを防止するために、
続いて冷却される。目標は、樹脂の溶融温度以下に（可能ならばガラス転移温度
以下に）ストリップの温度を低下させることである。
【００６７】 外板１０に対して必要な層数が得られると、マンドレル２４の回転が停止され
、かつストリップ３２が切断される。外板１０が、既に硬化されかつ（この場合
に、レール１２，フレーム１４，及び局所補強材１６から成る）補強材に対する
拡散により溶着される。
【００６８】 結果として、マンドレル２４を取り外しあるいは引込み、及び各レール１２の
内側に位置した各コア４０を除去した後に、胴体部が即座に得られる。特に、得
られた胴体部は、その後オートクレーブ内に配置する必要がない。
【００６９】 本発明による方法をさらに拡張し、必要ならば、構造の外板内に避雷保護（li
ghtning protection）を組み込み、かつペイントを塗ることが可能な第１コーテ
ィングの塗布のような少なくとも部分的な最終工程を行うように、マンドレル２
４とレイアップヘッド３６を支持するフレーム（図示せず）を使用しても良い。
【００７０】 上記記載は、本発明による方法が、実際には工業上何らサイズ制限が無くかつ
低コストにより、外板と補強材とを組み立てることにより形成され熱可塑性マト
リックスを有する複合材料から成り大寸法を有するパーツを組み立てるために使
用できることを示している。通常金属製の非常に多くのパーツは複合材料で構成
することが可能であり、そのためこれらの材料に特有な有利点を得ることが可能
である。
【００７１】 本発明による方法は、補強材等の部材を製造するのに、熱可塑性マトリックス
を有する複合材料を用いた製造技法を使用することが出来ないか、あるいは使用
するには非常に高価である場合に、別の材料（特に金属製材料）から成る他の補
強材または他の部材を追加することを妨げるものではない点に注意すべきである
。
【図面の簡単な説明】
【図１】 レール、局所補強材、及びフレームが別々に製造される本発明に
よる方法における第１段階を記載した図である。
【図２】 外板が補強材と組み立てられると同時に外板が製造される本発明
による方法の最終段階を示す横断面図である。
【図３】 組み立てられるべき胴体部におけるレールとフレームの相対配置
を示す斜視図である。
【符号の説明】 １０ 外板 １２，１４，１６ 補強材（レール，フレーム，局所補強材） １８ ストリップ ２０ パネル ２２ ブランク ２３ 治具
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１２年１月２１日（２０００．１．２１）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１５
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１５】
【課題を解決するための手段】 本発明によると、上記課題は、外板及び補強材を備える複合材料から、大寸法
を有するパーツを組み立てる組立方法であって、 −熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維のストリップから開始し、積層、硬
化、及び成形により、補強材を個別に作成する段階と、 −組み立てるべきパーツ形状と相補的な形状を有する治具上に、補強材を配置
する段階と、 −補強材が配置される治具上に直接熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維の
少なくとも一つのストリップを積層しかつ連続的に硬化することにより、外板を
製造すると同時に、外板と補強材とを組み立てる段階と、を備えてなる組立方法において、 前記補強材が配置される前記治具上に直接前記熱可塑性樹脂を含浸させた長寸 法の繊維の少なくとも一つのストリップを積層しかつ連続的に硬化し、続いて配 置されたばかりの前記ストリップを前記樹脂の溶融温度以下の温度に冷却するこ とにより、前記外板を製造すると同時に、該外板を前記補強材と組み立てる段階 と、 をさらに備えることを特徴とする組立方法により達成される。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１６
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１６】 補強材及び外板がそれらの組立時に組み立てられるために、さらにこの組立が
積層時に外板を形成する繊維のストリップを連続的に硬化することを有している
ために、外板または所望のパーツをオートクレーブ内に配置する必要がなく、自
在な寸法を有する各パーツを製造することができる。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１８
【補正方法】変更
【補正内容】
【００１８】 本願発明の好適な一実施形態において、補強材は、従来の金属製パーツにおけ
る一枚のシート状金属と同様にパネルを形成するために、重合した熱可塑性樹脂
を含浸させた長寸法繊維のストリップを連続的かつ自動的に配置して行き、パネ
ルからブランクを切り出し、かつこれらのブランクを硬化し成形することにより
作られる。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 ダソルト・アヴィアシオン フランス・Ｆ−75008・パリ・マルセル・ ダソルト・ロン・ポワント・デ・シャン− ゼリゼ・９ (72)発明者 セルジュ・メゾン フランス・Ｆ−75012・パリ・リュ・デ ュ・フォウブール・サン・アントワン・ 264 (72)発明者 セルジュ・ミュニエ フランス・Ｆ−75014・パリ・リュ・ペル ネティ・93 (72)発明者 セドリック・ティボー フランス・Ｆ−75004・パリ・リュ・デ・ ブランク・マントー・23 (72)発明者 リュク・モートン フランス・Ｆ−13127・ヴィトロール・ レ・ザレ・デュ・リオン・21 (72)発明者 エルヴェ・パイェン フランス・Ｆ−13880・ヴロウ・アレ・ス ザンヌ・ヴァラドン・101 (72)発明者 フィリップ・ヴォウティ フランス・Ｆ−92500・リュイル・マルメ ゾン・リュ・ドゥ・ラ・シャペル・42 (72)発明者 カロル・コワフィエ−コラス フランス・Ｆ−92500・リュイル・マルメ ゾン・リュ・デ・ヴォウソール・15 (72)発明者 ジョエル・デルベス フランス・Ｆ−33700・メリニャック・リ ュ・デ・ゾリンピアデ・１・バティメ ン・”メキシコ”・レジダンス・”レ・オ リンピアデ" Ｆターム(参考） 4F205 AA32 AC03 AD02 AD16 AD35 AH31 HA06 HA08 HA14 HA17 HA18 HA34 HA37 HB01 HB11 HC02 HC17 HE16 HF05 HF23 HG03 HG05 HG06 HK17 HK22 HK23 HK31 HL01 HL12 HW02 4F209 AA32 AC03 AD02 AD16 AD35 AH31 NA01 NA13 NA16 NB01 NB11 NG02 NG07 NH18 NJ08 NJ22 NK02 NL02 NW05

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 外板（１０）及び補強材（１２，１４，１６）を備える複合
    材料から、大寸法を有するパーツを組み立てる組立方法であって、 −熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維のストリップ（１８）から開始し、
    積層、硬化、及び成形により、前記補強材（１２，１４，１６）を個別に作成す
    る段階と、 −組み立てるべき前記パーツの形状と相補的な形状を有する治具（２３）上に
    前記補強材（１２，１４，１６）を配置する段階と、 −前記補強材（１２，１４，１６）が配置される前記治具（２３）上に直接前
    記熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の繊維の少なくとも一つのストリップ（３２
    ）を積層しかつ連続的に硬化することにより、前記外板（１０）を製造すると同
    時に、該外板と前記補強材（１２，１４，１６）とを組み立てる段階と、 を備えることを特徴とする組立方法。
  2. 【請求項２】 前記補強材（１２，１４，１６）は、パネル（２０）を形成
    するために、重合された前記熱可塑性樹脂を含浸させた長寸法の前記繊維の前記
    ストリップ（１８）を連続的かつ自動的に配置し、ブランク（２２）を前記パネ
    ルから切り出し、かつ前記ブランク（２２）を硬化しかつ成形することにより作
    製されることを特徴とする請求項１記載の組立方法。
  3. 【請求項３】 前記ブランク（２２）は、成形される前に硬化されることを
    特徴とする請求項２記載の組立方法。
  4. 【請求項４】 前記ブランク（２２）は、オートクレーブまたは加熱プレス
    装置内で硬化されることを特徴とする請求項２または３に記載の組立方法。
  5. 【請求項５】 前記ブランク（２２）は、熱成形により成形されることを特
    徴とする請求項２乃至４のいずれか一つに記載の組立方法。
  6. 【請求項６】 前記ブランク（２２）は、熱成形により成形される前に、曲
    げられることを特徴とする請求項５記載の組立方法。
  7. 【請求項７】 前記ブランク（２２）は、加熱プレス装置内で、同時に硬化
    されかつ成形されることを特徴とする請求項２記載の組立方法。
  8. 【請求項８】 中空のパーツの製造に適用する組立方法であって、前記補強
    材（１２，１４，１６）を前記治具（２４）のマンドレル（２３）形成部上に形
    成された凹所内に配置し、次に積層が行い、かつ前記マンドレルをその軸を中心
    として回転させることにより、前記ストリップ（３２）を前記マンドレル上で連
    続的に硬化することを特徴とする請求項１乃至７のいずれか一つに記載の組立方
    法。
  9. 【請求項９】 補強材を、レール（１２），フレーム（１４），及び局所補
    強材（１６）より構成し、該補強材を航空機胴体部の製造に適用することを特徴
    とする請求項８記載の組立方法。
  10. 【請求項１０】 避雷保護が前記外板（１０）内に組み込まれていることを
    特徴とする請求項１乃至９のいずれか一つに記載の組立方法。
JP2000503980A 1997-07-22 1998-07-20 熱可塑性マトリックスを有する複合材料から成る航空機胴体部等の大寸法のパーツの組立方法 Pending JP2001510746A (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR97/09265 1997-07-22
FR9709265A FR2766407B1 (fr) 1997-07-22 1997-07-22 Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs
PCT/FR1998/001584 WO1999004952A1 (fr) 1997-07-22 1998-07-20 Procede de fabrication de pieces en materiau composite a matrice thermoplastique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2001510746A true JP2001510746A (ja) 2001-08-07
JP2001510746A5 JP2001510746A5 (ja) 2008-07-03

Family

ID=9509457

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000503980A Pending JP2001510746A (ja) 1997-07-22 1998-07-20 熱可塑性マトリックスを有する複合材料から成る航空機胴体部等の大寸法のパーツの組立方法

Country Status (9)

Country Link
US (1) US6613258B1 (ja)
EP (1) EP0998383B1 (ja)
JP (1) JP2001510746A (ja)
CN (1) CN1077842C (ja)
CA (1) CA2297266C (ja)
DE (1) DE69809427T2 (ja)
ES (1) ES2186202T3 (ja)
FR (1) FR2766407B1 (ja)
WO (1) WO1999004952A1 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009519860A (ja) * 2005-12-20 2009-05-21 エアバス フランス 複合材製の航空機の胴体の製造方法
JP2010516559A (ja) * 2007-01-30 2010-05-20 エアバス オペレーションズ，ソシエダド リミタダ 航空機の胴体のための複合材料構造物およびその製造方法
JP2011518687A (ja) * 2008-04-23 2011-06-30 エアバス オペレーションズ リミティド 熱可塑性複合材料のテープ載置の方法
JP2012153362A (ja) * 2004-04-06 2012-08-16 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

Families Citing this family (109)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2001026871A1 (en) 1999-10-08 2001-04-19 Khouri, Anthony Vehicle mounted plastics drum for concrete mixing and methods of manufacture thereof
US6889937B2 (en) 1999-11-18 2005-05-10 Rocky Mountain Composites, Inc. Single piece co-cure composite wing
US7681835B2 (en) 1999-11-18 2010-03-23 Rocky Mountain Composites, Inc. Single piece co-cure composite wing
WO2002040254A2 (en) * 2000-11-15 2002-05-23 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. One-piece closed-shape structure and method of forming same
AUPS275302A0 (en) 2002-05-31 2002-06-27 Khouri, Anthony Vehicle mounted concrete mixing drum and method of manufacture thereof
US7204951B2 (en) * 2002-07-30 2007-04-17 Rocky Mountain Composites, Inc. Method of assembling a single piece co-cured structure
US6729576B2 (en) * 2002-08-13 2004-05-04 Sikorsky Aircraft Corporation Composite tail cone assembly
CA2535779C (en) 2003-08-15 2011-09-27 Mcneilus Truck And Manufacturing, Inc. Mixing drum hatch
AU2003259863A1 (en) 2003-08-15 2005-03-10 Composite Technology R And D Pty Limited Mixing drum blade support
MXPA06001790A (es) 2003-08-15 2007-04-17 Mcneilus Truck & Mfg Inc Anillo motor para tambor mezclador.
US7282107B2 (en) * 2003-08-22 2007-10-16 The Boeing Company Multiple head automated composite laminating machine for the fabrication of large barrel section components
AU2004318001A1 (en) 2004-03-04 2005-10-13 Composite Technology R & D Pty Limited Mixing drum
ES2263324B1 (es) * 2004-03-18 2007-11-01 Manuel Torres Martinez Procedimiento para la fabricacion de fuselajes de aeronaves y dispositivo para llevar a cabo dicho procedimiento.
US7638084B2 (en) * 2004-03-19 2009-12-29 Frankel Kenneth A Methods for forming fiber reinforced composite parts having one or more selectively positioned core, structural insert, or veneer pieces integrally associated therewith
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
FR2872782B1 (fr) * 2004-07-08 2007-10-05 Airbus France Sas Plancher pour aeronef
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
ATE457265T1 (de) * 2004-12-06 2010-02-15 Saab Ab Verfahren zur herstellung eines gekrümmten trägers aus verbundwerkstoff
FR2879496B1 (fr) * 2004-12-16 2008-12-12 Eurocopter France Procede et dispositif de fabrication d'une carene de rotor d'helicoptere, et carene obtenue
US7410352B2 (en) * 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation
US8632653B2 (en) 2005-05-03 2014-01-21 The Boeing Company Method of manufacturing curved composite structural elements
ATE409577T1 (de) * 2005-12-20 2008-10-15 Saab Ab Versteifungselement und verfahren zu dessen herstellung
US7459048B2 (en) * 2006-01-31 2008-12-02 The Boeing Company One-piece inner shell for full barrel composite fuselage
DE102006044683A1 (de) * 2006-02-07 2007-08-23 Grob, Margret Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung
WO2007113345A1 (es) * 2006-03-31 2007-10-11 Airbus España, S.L. Procedimiento de fabricacion de estructuras de material compuesto con un utillaje colapsable
WO2007113344A1 (es) 2006-03-31 2007-10-11 Airbus España, S.L. Procedimiento de fabricacion de estructuras de material compuesto con un utillaje colapsable de material inerte
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026170B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026169B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
EP2062814B1 (en) * 2006-08-31 2013-07-10 Airbus Operations S.L. Method and tool for producing tubular components for fuselages
CN100411856C (zh) * 2006-09-29 2008-08-20 连云港中复连众复合材料集团有限公司 一种玻璃钢曲面模塑格栅的制作工艺
US7871040B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 The Boeing Company Composite aircraft structures with hat stiffeners
GB0624208D0 (en) * 2006-12-04 2007-01-10 Airbus Uk Ltd Composite structure
EP1932652A1 (en) * 2006-12-11 2008-06-18 Saab Ab A method and apparatus for manufacturing a curved elongated structural element
US8691037B2 (en) * 2006-12-14 2014-04-08 The Boeing Company Method for minimizing fiber distortion during fabrication of one-piece composite barrel section
EP2128777A4 (en) * 2007-02-27 2014-03-19 Airbus Espana Sl METHOD FOR THE DESIGN OF A PART MADE OF COMPOSITE MATERIAL WITH A CURVED SURFACE
US8388795B2 (en) 2007-05-17 2013-03-05 The Boeing Company Nanotube-enhanced interlayers for composite structures
WO2008145771A1 (es) * 2007-05-28 2008-12-04 Airbus España, S.L. Procedimiento y utillaje para la fabricación de estructuras de material compuesto
US8043554B2 (en) * 2007-06-08 2011-10-25 The Boeing Company Manufacturing process using bladderless mold line conformal hat stringer
US20080302912A1 (en) * 2007-06-08 2008-12-11 The Boeing Company Bladderless Mold Line Conformal Hat Stringer
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
DE102007037649A1 (de) * 2007-08-09 2009-02-12 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Bauteils sowie faserverstärktes thermoplastisches Bauteil
US8042767B2 (en) 2007-09-04 2011-10-25 The Boeing Company Composite fabric with rigid member structure
FR2928295B1 (fr) * 2008-03-07 2017-12-08 Duqueine Rhone Alpes Procede et dispositif de moulage d'une piece courbe en materiau composite,et piece correspondante.
US9278484B2 (en) 2008-04-17 2016-03-08 The Boeing Company Method and apparatus for producing contoured composite structures and structures produced thereby
US8932423B2 (en) * 2008-04-17 2015-01-13 The Boeing Company Method for producing contoured composite structures and structures produced thereby
US9090028B2 (en) 2008-04-17 2015-07-28 The Boeing Company Method for producing contoured composite structures and structures produced thereby
US8349105B2 (en) 2008-04-17 2013-01-08 The Boeing Company Curved composite frames and method of making the same
ES2352941B1 (es) * 2008-05-16 2012-01-25 Airbus Operations, S.L. Estructura integrada de aeronave en material compuesto
DE102008028865B4 (de) * 2008-06-19 2015-04-02 Airbus Defence and Space GmbH Verfahren zur Herstellung von Faserverbund-Profilbauteilen, sowie Verwendung derartig hergestellter Faserverbund-Profilbauteile
US9238335B2 (en) * 2008-07-10 2016-01-19 The Boeing Company Mandrel for autoclave curing applications
US9327467B2 (en) 2008-07-10 2016-05-03 The Boeing Company Composite mandrel for autoclave curing applications
DE102008042452A1 (de) 2008-09-29 2010-04-08 Airbus Deutschland Gmbh Faserverbundbauteil zur Energieabsorption im Crash-Fall für ein Luft- oder Raumfahrzeug, Rumpfstrukturabschnitt eines Luft- oder Raumfahrzeugs und Luft- oder Raumfahrzeug
DE102008057247B3 (de) * 2008-11-13 2010-01-28 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Paneel in einer Semimonocoque-Bauweise und Herstellungsverfahren dafür
DE102008044229A1 (de) * 2008-12-01 2010-06-10 Airbus Deutschland Gmbh Schalenbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug
FR2942600A1 (fr) * 2009-02-27 2010-09-03 Airbus France Procede de compactage en cote finie d'une piece composite thermoplastique a fibres continues
ES2390318B1 (es) * 2009-03-10 2013-09-16 Airbus Operations, S.L. Estructura cerrada en material compuesto.
FR2943944A1 (fr) * 2009-04-06 2010-10-08 Eads Europ Aeronautic Defence Procede de fabrication d'un panneau raidi en materiau composite a matrice thermoplastique et panneau ainsi obtenu
DE102009057009B4 (de) 2009-12-04 2015-01-08 Airbus Defence and Space GmbH Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines schalenförmigen Verbundbauteils
DE102009057006A1 (de) 2009-12-04 2011-06-09 Eads Deutschland Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines gekrümmten Verbundbauteils sowie Verbundbauteil
DE102009056978A1 (de) * 2009-12-07 2011-06-09 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung einer aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpfschale für ein Luftfahrzeug
DE102009060695A1 (de) * 2009-12-29 2011-07-07 Airbus Operations GmbH, 21129 Flugzeugrumpf und Hautfeld
DE102010008711A1 (de) * 2010-02-19 2011-08-25 GKN Aerospace Services Limited, Isle of Wight Verfahren und Anordnung zur Herstellung eines einstückigen Hohlprofilbauteils mit Faserverbundwerkstoff
DE102010013713A1 (de) 2010-04-02 2011-10-06 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines faserverstärkten thermoplastischen Verbundbauteils
DE102010026018A1 (de) * 2010-07-03 2012-03-08 H. Bloeß - H.-J. Bloeß GbR (vertretungsberechtigter Gesellschafter Herr Heye Bloeß, Birkenweg 1, 26789 Leer) Rotorblatt für Windenergieanlagen in Wickeltechnik und unter Infusionsverfahren sowie Verfahren zu dessen Herstellung
FR2962409B1 (fr) * 2010-07-09 2012-09-21 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'un caisson central de voilure
GB201013524D0 (en) * 2010-08-12 2010-09-29 Hexcel Composites Ltd Improved composite materials
WO2012076308A1 (en) 2010-12-08 2012-06-14 Bcomp Gmbh Stiffened thin-walled fibre composite products and method of making same
FR2975333B1 (fr) * 2011-05-19 2014-03-21 Daher Aerospace Panneau composite raidi double face et procede de realisation d'un tel panneau
US8844873B2 (en) * 2011-09-23 2014-09-30 The Boeing Company Stabilizer torque box assembly and method
US9051062B1 (en) * 2012-02-08 2015-06-09 Textron Innovations, Inc. Assembly using skeleton structure
US9649820B1 (en) 2012-02-08 2017-05-16 Textron Innovations, Inc. Assembly using skeleton structure
FR2987304B1 (fr) 2012-02-29 2018-03-02 Daher Aerospace Procede de formage par estampage d'un materiau composite thermoplastique a renfort fibreux continu
US8844760B2 (en) * 2012-08-08 2014-09-30 CNG Storage Solutions, LLC Storage vessel for compressed fluids
US9333713B2 (en) 2012-10-04 2016-05-10 The Boeing Company Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave
FR2998545B1 (fr) * 2012-11-23 2016-10-28 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
FR3000470B1 (fr) 2012-12-28 2015-12-25 Airbus Operations Sas Peau auto-raidie pour fuselage d'aeronef comprenant des lisses a section fermee et procede de fabrication associe
EP2878432B1 (en) * 2013-11-29 2019-01-02 Airbus Operations GmbH Method and system for producing composite component
CN103644083A (zh) * 2013-12-06 2014-03-19 内蒙古金岗重工有限公司 一种风力发电机的复合材料塔筒及其制备方法和制备模具
FR3015346B1 (fr) * 2013-12-19 2016-06-24 Aerolia Procede de fabrication d'une piece de fuselage d'aeronef, piece de fuselage obtenue par un tel procede et aeronef equipe d'une telle piece de fuselage
WO2015162406A2 (en) * 2014-04-24 2015-10-29 Bae Systems Plc Production of airframe components
US10364046B2 (en) 2014-04-24 2019-07-30 Bae Systems Plc Airframe production
WO2015162401A2 (en) 2014-04-24 2015-10-29 Bae Systems Plc Assembly tool production
RU2568515C1 (ru) * 2014-07-01 2015-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш") Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса возвращаемого с гиперзвуковыми скоростями летательного аппарата
DE102014109362B4 (de) * 2014-07-04 2016-03-03 Airbus Operation GmbH Luftfahrzeugstrukturkomponente
PL2979975T3 (pl) * 2014-07-30 2018-01-31 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Statek powietrzny ze strukturą ramową, która zawiera co najmniej jedną pustą ramę
GB2532451B (en) 2014-11-19 2018-12-26 Bae Systems Plc Object production
US10005267B1 (en) 2015-09-22 2018-06-26 Textron Innovations, Inc. Formation of complex composite structures using laminate templates
US20170087745A1 (en) * 2015-09-30 2017-03-30 The Boeing Company Fiber-reinforced Thermoplastic Composite Structure and Method for Making the Same
JP6254564B2 (ja) * 2015-11-18 2017-12-27 トヨタ自動車株式会社 タンクの製造方法およびタンク
DE102016201928B4 (de) * 2016-02-09 2024-02-08 Airbus Operations Gmbh Isolationsbauteil
DE102016210079A1 (de) * 2016-06-08 2017-12-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Rumpfabschnitts
US11331867B2 (en) * 2016-08-23 2022-05-17 Textron Innovations, Inc. Nested manufacturing of composite structures
EP3406434A1 (en) 2017-05-22 2018-11-28 Ratier-Figeac SAS Composite blade and method of manufacture
US11040512B2 (en) * 2017-11-08 2021-06-22 Northrop Grumman Systems Corporation Composite structures, forming apparatuses and related systems and methods
EP3584150B1 (en) 2018-06-19 2024-05-01 Airbus Operations, S.L.U. Method for manufacturing a rear section of an aircraft and aircraft rear section manufactured by said method
US11358348B2 (en) * 2019-01-02 2022-06-14 The Boeing Company Mold insert for use with a mandrel for forming a composite structure
FR3093947B1 (fr) * 2019-03-21 2021-04-09 Centre Techn Ind Mecanique Méthode et installation de fabrication de pièce de révolution en matériau composite
DE102019108769A1 (de) 2019-04-03 2020-10-08 Airbus Operations Gmbh Versteiftes flächiges Bauteil aus Polymermaterial und Verfahren zum Herstellen desselben
US11344942B2 (en) 2019-05-22 2022-05-31 The Boeing Company Actuator-based compensation for deformation of a mandrel
US11623414B2 (en) * 2019-10-22 2023-04-11 Arris Composites Inc. Method and apparatus for continuous fabrication of fiber-bundle-based and tape-base preforms
US11524468B2 (en) 2020-02-03 2022-12-13 Rohr, Inc. Systems and methods for thermoplastic panel stretch/roll forming
EP4000845B1 (en) 2020-11-18 2024-06-12 The Boeing Company Fabrication systems and methods for fuselage sections
EP4000910B1 (en) 2020-11-18 2024-02-28 The Boeing Company Fabrication line, systems, and methods for fuselage sections
NL2027417B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-26 Boeing Co Fabrication line, systems, and methods for fuselage sections
NL2027415B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-26 Boeing Co Fabrication line, systems, and methods for fuselage sections
CN113844078B (zh) * 2021-07-20 2023-07-28 航天材料及工艺研究所 一种超轻质多特征无蒙皮骨架式复合材料壳体制备方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3300355A (en) * 1963-06-20 1967-01-24 William E Adams Method of making irregularly shaped hollow plastic bodies
US3906308A (en) * 1973-09-27 1975-09-16 Mc Donnell Douglas Corp Aircraft lightning protection system
DE3341564A1 (de) * 1983-11-17 1985-05-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung
US4946526A (en) * 1987-10-29 1990-08-07 Ltv Aerospace And Defense Company Method for compression molding of laminated panels
US4963215A (en) * 1987-12-07 1990-10-16 The Boeing Company Method for debulking precured thermoplastic composite laminae
US4937032A (en) * 1988-05-31 1990-06-26 Phillips Petroleum Company Method for molding a composite with an integrally molded rib
GB2225742A (en) * 1988-12-09 1990-06-13 Westland Helicopters Moulding a fibre reinforced composite, into a hollow structure comprising outer and inner skins connected by ribs
US5223067A (en) * 1990-02-28 1993-06-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method of fabricating aircraft fuselage structure
JP2935722B2 (ja) * 1990-02-28 1999-08-16 富士重工業株式会社 航空機の胴体構造およびその成形方法
US5593633A (en) * 1990-05-03 1997-01-14 Dull; Kenneth M. Edge and surface breather for high temperature composite processing
DE4017978C2 (de) * 1990-06-05 1993-09-30 Dornier Luftfahrt Herstellung profilierter Stringer
US5326347A (en) * 1991-08-12 1994-07-05 Cumming J Stuart Intraocular implants
GB9118186D0 (en) * 1991-08-23 1991-10-09 British Aerospace Fusion bonded thermoplastic leading edge for aircraft aerodynamic
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5344602A (en) * 1992-08-14 1994-09-06 The Board Of Trustees Of The Leland Stanford Junior University Continuous forming of fiber composite materials
US5560102A (en) 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012153362A (ja) * 2004-04-06 2012-08-16 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
JP2009519860A (ja) * 2005-12-20 2009-05-21 エアバス フランス 複合材製の航空機の胴体の製造方法
JP2010516559A (ja) * 2007-01-30 2010-05-20 エアバス オペレーションズ，ソシエダド リミタダ 航空機の胴体のための複合材料構造物およびその製造方法
JP2011518687A (ja) * 2008-04-23 2011-06-30 エアバス オペレーションズ リミティド 熱可塑性複合材料のテープ載置の方法

Also Published As

Publication number Publication date
CA2297266C (fr) 2008-04-29
DE69809427T2 (de) 2003-09-25
US6613258B1 (en) 2003-09-02
CN1077842C (zh) 2002-01-16
WO1999004952A1 (fr) 1999-02-04
DE69809427D1 (de) 2002-12-19
FR2766407B1 (fr) 1999-10-15
ES2186202T3 (es) 2003-05-01
FR2766407A1 (fr) 1999-01-29
EP0998383A1 (fr) 2000-05-10
CN1270551A (zh) 2000-10-18
CA2297266A1 (fr) 1999-02-04
EP0998383B1 (fr) 2002-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2001510746A (ja) 熱可塑性マトリックスを有する複合材料から成る航空機胴体部等の大寸法のパーツの組立方法
JP4960318B2 (ja) 複合材部品の表面に出現する不整合を最小化するための方法および装置
US4053667A (en) Stiffened structural laminate and method of molding laminate with stiffener beads
US9694898B2 (en) Methods for manufacturing an I-stringer of an aircraft and devices for use in such methods
US6460240B1 (en) Method of manufacturing a profile member of a hybrid composite material
US7097731B2 (en) Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel
JP2003312590A (ja) 航空機スキンパネル用補強体および補強体を備えたスキンパネルの製造方法
EP2170587B1 (en) A method of manufacturing a curved element made of composite material
EP2318466B1 (en) Method for manufacturing a composite structure and intermediate composite structure
JPH10503441A (ja) 翼構造体の製造方法及び製造装置
KR20160055764A (ko) 멀티박스 날개 보 및 표면
US20070102839A1 (en) Method to control thickness in composite parts cured on closed angle tool
JP2011516316A (ja) 両側にカバー層を備えたコア複合体を製造する方法
JP2011518720A (ja) 航空機および宇宙機のための繊維複合構成材を製造するための方法および成形装置
US9051062B1 (en) Assembly using skeleton structure
US20160332409A1 (en) Aircraft component with closed box structure
EP3587089B1 (en) Method for forming a flat composite charge
US9649820B1 (en) Assembly using skeleton structure
US7138031B2 (en) Mandrel and method for manufacturing composite structures
EP1762355B1 (en) Use of a helical tool and a method for producing a surface member comprising at least one stiffening member
JP2685549B2 (ja) 繊維強化プラスチック製トラス構造体の製造法
EP2522495B1 (en) Structural member with flange having a clean cut edge, and process for the manufacture thereof
JP2011102013A (ja) 炭素繊維強化樹脂材及びその製造方法
JPS5924037B2 (ja) 中心軸を有する構造体の製造方法
JPH0289624A (ja) 繊維強化プラスチックリングの製造法及びその装置

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050520

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080115

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20080415

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20080422

A524 Written submission of copy of amendment under article 19 pct

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A524

Effective date: 20080515

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20090421

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20090626

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20090728