JP2007230036A - 複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 - Google Patents
複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2007230036A JP2007230036A JP2006052918A JP2006052918A JP2007230036A JP 2007230036 A JP2007230036 A JP 2007230036A JP 2006052918 A JP2006052918 A JP 2006052918A JP 2006052918 A JP2006052918 A JP 2006052918A JP 2007230036 A JP2007230036 A JP 2007230036A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- composite material
- laminating
- sheet
- thickness
- forming
- 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
Images
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
【解決手段】シート状複合材料31を積層してなる平板状のプリプレグ30からコ字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法において、複合材料30が、シート状複合材料31を最小厚さt1に積層して平板状のベース素材32を得るベース素材積層工程の後、成形後にフランジ面の凸部となる位置に限定してベース素材32にシート状複合材料31を所望の厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層される。
【選択図】図1
Description
ところで、航空機等の骨格構造部材にはH型断面、T型断面及びL型断面等を有するものがあるが、強度は従来の鋼材部材と同等であり、かつ軽量化の要求から、このような各構造部材も複合材料を用いて製造されつつある。特に航空機では、このような長尺の構造部材がストリンガと称されている。このようなストリンガを製作する場合、最初にコ字型断面形状のチャンネル材またはL字型断面形状のアングル材を2個製作した後、両チャンネル材または両アングル材を背中合わせに組み付けてH型断面形状またはT型断面形状の長尺棒状部材(複合材を用いた構造部材)とする工法がある。
この成形法においては、たとえば図7(a)に示すように、ホット・ドレープ槽1内のブラダ2上に、所望の厚さとしたプリプレグ(複合材プリプレグシートの積層体)3び角柱形状としたマンドレル(成形型)4を配置し、所定位置に位置決めしてからブラダ2の下に設けられたヒータ(不図示)を所定温度に加熱する。この加熱により、プリプレグ3が所望の温度まで昇温して軟化するので、この加熱状態を所定時間保持した後、ホット・ドレープ槽1内を密閉空間5にして真空圧まで減圧する。
この減圧により、図7(b)に示すように、大気圧に連通するブラダ2の内部は真空の密閉空間5内より相対的に高圧となり、従って、膨張したブラダ2がプリプレグ3をマンドレル4に向けて押圧する。この結果、プリプレグ3はマンドレル4に沿って略コ字状の断面形状に変形するので、室温状態のマンドレル4に所定時間押し付けられることで硬化したCチャンネルが成形される。(たとえば、特許文献1参照)
また、無端状としたプリプレグを一対の棒状賦型で両側に引っ張りながら成形型に押し付けて中間形状に形成した後、棒状賦型を引き抜いて略L状断面等の所定形状に形成する繊維強化複合材の成形方法が開示されている。(たとえば、特許文献3参照)
このため、構造部材Cの構成部品となるCチャンネル10(図10参照)の成形に使用するプリプレグ(複合材料)3は、たとえば図9に示すように、同一幅としたプリプレグシート3aの積層数を長手方向に変化させたものとなる。すなわち、複合材料のプリプレグシート積層数は、長手方向と直交する断面において、Cチャンネル10のフランジ面11及びウェブ面12が同一となる。
従って、Cチャンネル10のウェブ面12どうしを背中合わせに接合してH型断面形状の構造部材Cとする工程では、たとえば図11に示すように、積層数が少ない凹部のウェブ面12,12間に隙間13が形成される。このため、接合時の押圧力が隙間13を埋めるように作用し、ウェブ12を形成するプリプレグシート3aの層間にしわ(波形変形)を発生させるという問題が指摘されている。このようなしわの発生は、加工時の圧縮応力を低下させるとともに成形品の強度低下をまねく原因となるため好ましくない。
また、一対のアングル材を背中合わせに組み付けてT型断面形状の構造部材とする場合においても、H型断面形状の構造部材Cと同様にしわ発生の問題が指摘されている。
本発明の請求項1は、シート状複合材料を積層してなる平板状の複合材料からコ字状またはL字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法であって、
前記複合材料が、前記シート状複合材料を最小厚さに積層して平板状のベース素材を得るベース素材積層工程の後、成形後に前記フランジ面の凸部となる位置に限定して前記ベース素材に前記シート状複合材料を所望の厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層されることを特徴とするものである。
前記複合材料が、前記シート状複合材料を最小厚さに積層して平板状のベース素材を得るベース素材積層工程の後、成形後に前記フランジ面の凸部となる位置に限定して前記ベース素材に前記シート状複合材料を所望の厚さまで積層するとともに、前記ウェブ面となる位置に最大厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層されることを特徴とするものである。
前記フランジ面の凹部となる位置に当て材を配設した状態で前記シート状複合材料を最大厚さに積層し、全体を同一厚さとした平板状の複合材料を得る積層工程と、前記複合材料を前記コ字状断面またはL字状断面に成形する成形工程と、前記複合材料を成形した後、前記フランジ面から前記当て材を除去して前記凹部を所望の板厚とする凹部形成工程と、を備えていることを特徴とするものである。
前記フランジ面の凹部となる位置及び前記ウェブ面となる位置に当て材を配設した状態で前記シート状複合材料を最大厚さに積層し、全体を同一厚さとした平板状の複合材料を得る積層工程と、前記複合材料を前記コ字状断面またはL字状断面に成形する成形工程と、前記複合材料を成形した後、前記フランジ面から前記当て材を除去して前記凹部を所望の板厚にするとともに、前記ウェブ面から前記当て材を除去して最小厚さとする凹部形成工程と、を備えていることを特徴とするものである。
従って、接合面及び近傍の複合材料は、接合面を接着させる押圧力を受けてもしわを発生することがなくなるので、歩留まりが向上して良好な品質の複合材を用いた構造部材を安定して製造することができる。また、しわに起因する圧縮応力の低下も防止される。
図3は、複合材を用いた構造部材(以下、「構造部材」と呼ぶ)Cの使用例として、航空機における主翼の一部を構成するウイングボックスの構成例を示す斜視図である。このウイングボックス20は、多数のH型ストリンガ21及びリブ材22を井桁状に組み合わせて骨格を形成し、その外側をスキン23及びスパー24で覆った中空の構造体である。以下の説明では、構造部材Cの一例として、H型ストリンガ21について説明する。
本発明の第1の実施形態を図1及び図2に基づいて説明する。
この実施形態において、Cチャンネル10Aの成形には、図1に示すプリプレグ(複合材料)30が使用される。このプリプレグ30は、シート状複合材料31を積層した平板状の複合材料であり、以下に説明する工程で積層される。
最初のベース素材積層工程では、シート状複合材料31を最小厚さt1とするのに必要な枚数を積層して平板状のベース素材32を得る。この工程で積層するシート状複合材料31は、プリプレグ30の全面をカバーする同形状とされる。
次の凸部積層工程では、Cチャンネル10Aの成形後にフランジ面11の凸部(パッドアップ部)となる肉厚位置33に限定して、ベース素材32に必要枚数のシート状複合材料31を所望の厚さまで追加して積層する。この結果、シート状複合材料31の厚さは、肉厚位置33において所望の最大厚さt2まで増加する。
このような肉厚部33は、たとえば航空機の主翼において、構造部材Cを取り付ける位置のスキン23と整合をとるため、すなわち、必要強度に応じてスキン23の内面に形成される凹凸(積層数差)に合わせてフランジ面11に設けられるものであるから、必要強度を確保したウェブの板厚t1との関連性はない。
すなわち、背中合わせに接合して貼り合わせるウェブ面12は、シート状複合材料31の積層数に差がない同一積層数のベース素材32であるから、接合面間に積層数差に起因した隙間が形成されることはない。従って、Cチャンネル10Aを接合する際には、隙間を埋めるようにして無理な力が作用することはなくなるので、しわの発生を防止することができる。
従って、上述した成形方法を用いて製造された構造部材Cは、しわのない良好な品質の部材となる。
続いて、本発明の第2の実施形態を図4及び図5に基づいて説明する。なお、上述した実施形態と同様の部分には同じ符号を付し、その詳細な説明は省略する。
この実施形態において、Cチャンネル10Bの成形には、図4に示すプリプレグ(複合材料)40が使用される。このプリプレグ40は、シート状複合材料41を積層した平板状の複合材料であり、以下に説明する工程で積層される。
最初のベース素材積層工程では、シート状複合材料41を最小厚さt1とするのに必要な枚数を積層して平板状のベース素材42を得る。この工程で積層するシート状複合材料41は、プリプレグ40の全面をカバーする同形状とされる。
次の凸部積層工程では、Cチャンネル10Bの成形後にフランジ面11の凸部(パッドアップ部)となる肉厚位置43及びウェブ面12となる位置に限定して、ベース素材42に必要枚数のシート状複合材料41を所望の厚さまで追加して積層する。この結果、シート状複合材料41の厚さは、肉厚位置43において所望の最大厚さt2まで増加する。
このため、上述したプリプレグ40を使用して成形したCチャンネル10Bは、ウェブ面12が積層数変化による凹凸のない平坦面となり、積層数変化のあるフランジ面11には、最小厚さt1の凹部及び最大厚さt2の凸部による凹凸が形成される。従って、Cチャンネル10Bを背中合わせに接合して構造部材Cを製造する場合、ウェブ面12が互いに平坦面となるため接合部に隙間を形成することはないので、隙間を埋めるようにして無理な力が作用することはなく、しわの発生を防止することができる。
続いて、本発明の第3の実施形態を図6に基づいて説明する。なお、上述した実施形態と同様の部分には同じ符号を付し、その詳細な説明は省略する。
この実施形態において、Cチャンネル10A,10Bの成形には、図6(a),(b)に示すプリプレグ(複合材料)30A,40Aが使用される。
すなわち、この実施形態における複合材を用いた構造部材の成形方法は、フランジ面11の凹部となる位置に当て材50を配設した状態でシート状複合材料41を肉厚部43と同様の最大厚さt2に積層し、全体を同一厚さt2とした平板状のプリプレグ40Aを得る積層工程と、プリプレグ40Aをコ字状断面またはL字状断面に成形する成形工程と、プリプレグ40Aを成形した後、フランジ面11から当て材50を除去して凹部を所望の板厚(たとえば最小板厚t1)にする凹部形成工程とを備えている。
なお、当て材50については、たとえば、マンドレル4と同じ材料等のように、複合材料以外の材料を採用してもよい。
すなわち、フランジ面11の凹部となる位置にも、シート状複合材料41または類似の複合材料等を積層して得られる当て材50を配設し、あるいは、当て材50となる積層体等の部材を配設して、プリプレグ40Aの全体を同一厚さt2の状態にしてから成形工程を実施するので、曲げ加工力を均等化して成形することができる。
また、成形工程が終了した後には、フランジ面11から当て材50を除去することにより、フランジ面11には所望の凹凸が形成される。
従って、プリプレグ30Aの全体を同一厚さt2の状態にして成形工程を実施可能となるので、曲げ加工力を均等化して成形することができる。
なお、当て材50が複合材料製の場合には、曲げ加工により複合材料どうしが樹脂分の接着作用で接着されるので、当て材50の下面とベース素材32,42の表面との間にビニールシート等の中間材を挿入することで、成形完了後に当て材50を除去する作業が容易になる。
また、上述した実施形態では、積層数が2種類の例を示したが、3種類またはそれ以上の場合に適用することも可能である。
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更することができる。
11 フランジ面
12 ウェブ面
13 隙間
30,30A,40,40A プリプレグ(複合材料)
31,41 シート状複合材料
32,42 ベース素材
33,43 肉厚部
50 当て材
Claims (6)
- シート状複合材料を積層してなる平板状の複合材料からコ字状断面またはL字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法であって、
前記複合材料が、前記シート状複合材料を最小厚さに積層して平板状のベース素材を得るベース素材積層工程の後、成形後に前記フランジ面の凸部となる位置に限定して前記ベース素材に前記シート状複合材料を所望の厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層されることを特徴とする複合材を用いた構造部材の成形方法。 - シート状複合材料を積層してなる平板状の複合材料からコ字状断面またはL字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法であって、
前記複合材料が、前記シート状複合材料を最小厚さに積層して平板状のベース素材を得るベース素材積層工程の後、成形後に前記フランジ面の凸部となる位置に限定して前記ベース素材に前記シート状複合材料を所望の厚さまで積層するとともに、前記ウェブ面となる位置に最大厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層されることを特徴とする複合材を用いた構造部材の成形方法。 - 前記凸部積層工程で形成された凹部に、成形時のみ前記複合材料全体の板厚を均一にする当て材が配設されることを特徴とする請求項1または2に記載の複合材を用いた構造部材の成形方法。
- シート状複合材料を積層してなる平板状の複合材料からコ字状断面またはL字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法であって、
前記フランジ面の凹部となる位置に当て材を配設した状態で前記シート状複合材料を最大厚さに積層し、全体を同一厚さとした平板状の複合材料を得る積層工程と、
前記複合材料を前記コ字状断面またはL字状断面に成形する成形工程と、
前記複合材料を成形した後、前記フランジ面から前記当て材を除去して前記凹部を所望の板厚とする凹部形成工程と、を備えていることを特徴とする複合材を用いた構造部材の成形方法。 - シート状複合材料を積層してなる平板状の複合材料からコ字状断面またはL字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法であって、
前記フランジ面の凹部となる位置及び前記ウェブ面となる位置に当て材を配設した状態で前記シート状複合材料を最大厚さに積層し、全体を同一厚さとした平板状の複合材料を得る積層工程と、
前記複合材料を前記コ字状断面またはL字状断面に成形する成形工程と、
前記複合材料を成形した後、前記フランジ面から前記当て材を除去して前記凹部を所望の板厚にするとともに、前記ウェブ面から前記当て材を除去して最小厚さとする凹部形成工程と、を備えていることを特徴とする複合材を用いた構造部材の成形方法。 - 請求項1から5のいずれかに記載の複合材を用いた構造部材の成形方法により成形したことを特徴とする複合材を用いた構造部材。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2006052918A JP4354463B2 (ja) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | 複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2006052918A JP4354463B2 (ja) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | 複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2007230036A true JP2007230036A (ja) | 2007-09-13 |
JP4354463B2 JP4354463B2 (ja) | 2009-10-28 |
Family
ID=38551114
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006052918A Active JP4354463B2 (ja) | 2006-02-28 | 2006-02-28 | 複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP4354463B2 (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010524771A (ja) * | 2007-04-26 | 2010-07-22 | エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー | 航空機胴体の構造 |
JP2010274910A (ja) * | 2009-05-28 | 2010-12-09 | Boeing Co:The | 縦通材の遷移及び縦通材の遷移を用いた複合部品の製造方法 |
JP2011518068A (ja) * | 2008-04-17 | 2011-06-23 | ザ・ボーイング・カンパニー | 輪郭に合致した複合構造物を生産する方法及びその方法によって生産される構造物 |
JP2013248848A (ja) * | 2012-06-04 | 2013-12-12 | Jamco Corp | 複合材ストリンガーの連続プリフォーム装置 |
CN108205017A (zh) * | 2016-12-20 | 2018-06-26 | 波音公司 | 用于制造在检查复合结构中使用的褶皱参比标准品的方法 |
JP2020104351A (ja) * | 2018-12-27 | 2020-07-09 | 東レ株式会社 | 積層体 |
-
2006
- 2006-02-28 JP JP2006052918A patent/JP4354463B2/ja active Active
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010524771A (ja) * | 2007-04-26 | 2010-07-22 | エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー | 航空機胴体の構造 |
US8905349B2 (en) | 2007-04-26 | 2014-12-09 | Airbus Operations Gmbh | Structural element of an aircraft fuselage |
JP2011518068A (ja) * | 2008-04-17 | 2011-06-23 | ザ・ボーイング・カンパニー | 輪郭に合致した複合構造物を生産する方法及びその方法によって生産される構造物 |
JP2010274910A (ja) * | 2009-05-28 | 2010-12-09 | Boeing Co:The | 縦通材の遷移及び縦通材の遷移を用いた複合部品の製造方法 |
JP2013248848A (ja) * | 2012-06-04 | 2013-12-12 | Jamco Corp | 複合材ストリンガーの連続プリフォーム装置 |
CN108205017A (zh) * | 2016-12-20 | 2018-06-26 | 波音公司 | 用于制造在检查复合结构中使用的褶皱参比标准品的方法 |
JP2020104351A (ja) * | 2018-12-27 | 2020-07-09 | 東レ株式会社 | 積層体 |
JP7230499B2 (ja) | 2018-12-27 | 2023-03-01 | 東レ株式会社 | 積層体 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP4354463B2 (ja) | 2009-10-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5161432B2 (ja) | 複合材料製構造部材の成形方法 | |
US6743504B1 (en) | Co-cured composite structures and method of making them | |
JP4354463B2 (ja) | 複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 | |
AU2008273838B2 (en) | A method of manufacturing an integral profile monolithic wing structure | |
KR101786342B1 (ko) | 멀티박스 날개 보 및 표면 | |
JP5722045B2 (ja) | 湾曲した外形を有する複合部品 | |
JP6096434B2 (ja) | 寸法の変化する外郭適合化された複合補強材を製作するための方法および装置 | |
US9096021B2 (en) | Method and shaping device for producing a composite fiber component for air and space travel | |
JP6401859B2 (ja) | 複合材構造体及び複合材構造体の製造方法 | |
US8703269B2 (en) | Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same | |
US7097731B2 (en) | Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel | |
EP2878435B1 (en) | Method for manufacturing an integrated composite trailing edge | |
JP5315713B2 (ja) | Frp製部材用プリフォームの製造方法 | |
JP5303380B2 (ja) | 翼構造の成形方法 | |
JP2005059596A (ja) | 段付き積層体の形成方法 | |
EP2318466A1 (en) | Flat-cured composite structure | |
KR101153303B1 (ko) | 인서트와 이를 갖는 샌드위치 패널 및 샌드위치 패널의 제조방법 | |
KR101872737B1 (ko) | 외피가 없는 언아이소그리드 복합재 구조물의 제조방법 | |
CA2986070C (en) | Improved method for producing a sandwich metal part having a non-developable shape | |
WO2015008536A1 (ja) | 繊維強化複合材料成形体とその製造方法、及びパネル材 | |
JP4969692B2 (ja) | 複合材料製構造部材の成形方法 | |
JP2007528804A (ja) | 複合材料からサンドイッチパネルコアを製造するための方法 | |
JP7095118B2 (ja) | 複合材の成形方法 | |
WO2024209714A1 (ja) | 賦形装置及び賦形方法 | |
JP2012183914A (ja) | 複合体及びその製造方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090424 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090512 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090601 |
|
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: 20090630 |
|
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: 20090729 |
|
R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 4354463 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120807 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130807 Year of fee payment: 4 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |