JP3403201B2 - ハニカムコア複合製品の製造方法 - Google Patents

ハニカムコア複合製品の製造方法

Info

Publication number
JP3403201B2
JP3403201B2 JP52282896A JP52282896A JP3403201B2 JP 3403201 B2 JP3403201 B2 JP 3403201B2 JP 52282896 A JP52282896 A JP 52282896A JP 52282896 A JP52282896 A JP 52282896A JP 3403201 B2 JP3403201 B2 JP 3403201B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
composite skin
composite
honeycomb core
skin
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.)
Expired - Fee Related
Application number
JP52282896A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH10512820A (ja
Inventor
ヴィ． フォスター，ウィリアム
エム． ノーワック，ケネス
ジェイ． オジエッキー，ラリー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Sikorsky Aircraft Corp
Original Assignee
Sikorsky Aircraft Corp
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 Sikorsky Aircraft Corp filed Critical Sikorsky Aircraft Corp
Publication of JPH10512820A publication Critical patent/JPH10512820A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3403201B2 publication Critical patent/JP3403201B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

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
    • 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
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/543—Fixing the position or configuration of fibrous reinforcements before or during moulding
    • 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
    • B29D24/00—Producing articles with hollow walls
    • B29D24/002—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled
    • B29D24/005—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled the structure having joined ribs, e.g. honeycomb
    • B29D24/007—Producing articles with hollow walls formed with structures, e.g. cores placed between two plates or sheets, e.g. partially filled the structure having joined ribs, e.g. honeycomb and a chamfered edge

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、ハニカムコア複合製品の製造方法に係り、
より具体的には、そのハニカムコアが正確に位置され、
実質的にゆがみのないハニカムコア複合製品の改良され
た製造方法に関する。
発明の背景 ハニカムコアを備えた複合製品は、その有利な強度対
重量比故に、航空宇宙構造体を作製するために普通に利
用されている。ハニカムコア（HC）複合製品は、典型的
には、ハニカムコアにより分離され、安定化された上側
および下側複合スキン、すなわち、繊維強化樹脂マトリ
ックスラミネートから構成される。HC複合製品の高い曲
げ剛性および圧縮強度特性故に、すなわち、ハニカムコ
アが剪断ウエブとして機能し、複合スキンを曲げ中立軸
から一定間隔に保つために、HC複合製品は、航空機の胴
体パネルおよびドア構造のような航空宇宙用途に特に有
用である。そのような構造の高強度および軽量により、
航空機システムの全体の重量が低いものとなる。
HC複合製品は、種々の複合体成形方法を利用して作製
することができる。最も普通に採用されている方法は、
複合スキンを固化し、中央に配置されたハニカムコアへ
適切に接着するために、不透過性膜すなわち「真空バッ
グ」を使用するところの真空バッグ成形アッセンブリー
を使用することを含むものである。より具体的には、下
側複合スキン、ハニカムコアおよび上側複合スキンを、
ハニカムコアが上側および下側複合スキンによって覆わ
れるように、順に硬い型部材内に置く。上側および下側
複合スキンは、エポキシ、フェノール系または他の同様
の有機樹脂質材料のような結合マトリックス内に配置さ
れたグラファイト、アラミドまたはガラス繊維のような
繊維強化材から構成される未硬化「プルプレグ」または
「Ｂ−ステージ」ラミネートから成形される。積層前に
ハニカムコアに設けられるフィルム接着剤は、上側およ
び下側複合ラミネートとハニカムコアとの間の結合を行
う。真空バッグを硬い型部材上に配置し、未硬化複合積
層物により占められる型キャビティを形成するように型
部材に密着させる。ついで、型キャビティ内を排気し、
オートクレーブオーブンにより追加の圧力および温度を
印加して積層物を硬化させる。真空と外部圧力の組合わ
せは、複合スキンを固化させ、空気および揮発分を樹脂
結合剤から除去し、また積層物の完全で均一な接着を確
保するために必要な圧縮圧を印加する。
HC複合製品の作製中に普通に遭遇する困難さは、圧縮
圧下でのハニカムコアの位置ずれおよび／またはゆがみ
に関する。ハニカムコアは、独立のセルの方向には比較
的安定である、すなわちセルは、顕著なバッックリング
安定性を提供するものであるが、セルに対して圧力が横
方向に印加されると、セルの横方向の不適切な強度故
に、ハニカムコアのゆがみおよびまたは位置ずれ、例え
ば伸縮を引き起す。このことは、図1aを参照することに
よってより明確に理解されるものであり、図1aには、上
側および下側複合スキン100、102およびハニカムコア10
4の積層物が真空バッグ成形アッセンブリー108内に配置
されている。真空バッグ110は、ハニカムコアの傾斜端
に沿って圧力の横方向成分Ｐを印加するように示されて
おり、その横方向圧力成分はハニカム端の局所的な潰れ
およびゆがみを生じさせる。図1bは、二点鎖線112によ
り示されるゆがみが説明目的のために誇張されている、
硬化HC複合製品の頂面を示している。
ゆがみおよび位置ずれの問題を克服する試みは、ハニ
カムコアの端すなわち全周の回りのハニカムコアのいつ
くかの列を、フィルム接着剤の適用により安定化させる
か低密度合成フォームで充填するという安定化技術を含
むものである。硬化すると、フィルム接着剤および／ま
たはフォーム充填セルは、ハニカムコアの伸縮を阻止す
るように作用する、米国特許第4,680,216号および第5,3
54,195号には、ハニカムコアの安定化技術およびそれに
有用な種々の材料について論じられている。これらの技
術は、ハニカムコアのゆがみを制限（約0.64cmないし0.
95cm（0.25inないし0.375in）のオーダーで）すること
にかろうじて成功しているが、そのような材料は実質的
に寄生的なものであり、全体の航空機重量の最小化が重
要な設計基準であるような用途には実際的でない。さら
に、これらの安定化オプションは、正確でゆがみのない
コアの位置決めが非常に重要であるような用途には受入
れられ得ない。例えば、敵のレーダーを無効にするため
のレーダー吸収性（すなわち、カーボン充填）ハニカム
コアの使用を要する用途には、従来の安定化技術により
製造することができるものよりもはるかに正確な製造許
容誤差が要求される。製造過程においてレーダー吸収性
ハニカムコアの位置ずれが生じたならば、航空機に対す
るレーダー保護が危険にさらされ得る。
ゆがみのないコアを製造する他の試みは、成形アッセ
ンブリーの周囲に形成されまたは組立てられた拘束装置
を使用することを含むものである。図2aは、複数列の垂
直に突出するピン120を、硬い型部材122に固着し、かつ
製造すべきHC複合製品124に隣接して配置した真空バッ
グ成形アッセンブリーを示している。上側複合スキン12
6がハニカムコア128の上に置かれると、ピン120は、上
側複合スキン126の周囲部分130と係合、すなわち複合構
造物を突刺して成形／圧縮プロセス中の横方向の変位を
防止する。これにより、上側複合スキン126中に、すな
わちハニカムコア128の最上隅132と下側複合スキン136
の合わせ面134との間に、橋架け効果が生じて、横方向
の圧縮力に反作用し、その結果、ハニカムコア128のゆ
がみを防止する。この技術は、高許容誤差用途、例えば
LO用途には適切であるが、突出するピン120は、高いメ
ンテナンス、すなわち周期的な掃除と修復を要求する元
であり、作業者に危険を与え、真空バッグ138を硬い型
部材122にシールするときに困難さが生じる。後者に関
し、真空バッグ138は、突出するピン120の外側でシール
しなければならず、真空バッグ138への損傷を防止する
ために、突出するピン120上に保護エラストマーストリ
ップ139を配置する追加の工程が必要となる。
類似の技術が図2bに示されており、ここでは、穿孔も
しくは開口された金属ストリップ140が突出ピン120の代
りとなっている。上側複合スキン126の周囲部分130は、
圧縮圧力下において開口142が周囲部分130を捕捉または
把持して上側複合スキン126の横方向変位を防止するよ
うに、開口金属ストリップ142の上に置かれる。この技
術は、上記のピンを有する形態と類似の結果をもたらす
が、次の硬化サイクルを開始する前に、開口から余剰の
樹脂を除去するために労力を要する掃除が要求される。
ゆがみのないHC複合製品を製造するためのさらに他の
方法が、ブレイデン（Brayden）らの米国特許第5,242,6
51号に記載されている。この方法は、オートクレーブに
よって生じたもののような加圧空気もしくはガスをHC複
合製品の上側フェースプライの裏側に、特にハニカムコ
アの傾斜部分の上に配置されたフェースプライに導入す
ることを含む。この背圧は、ハニカムコアの横方向の動
きおよびゆがみを防止する均等化もしくは反作用力を実
効させる。この型アッセンブリーは、ハニカムコアによ
り占められた体積またはキャビティに対し、およびフェ
ースプライ間に、加圧空気もしくはガスを導入する圧力
ポートを備えている。ハニカムコアは、１のセルから隣
接するセルへ、最終的には上側フェースプライの裏側全
体へ圧力を伝達させる開口をセル壁に含んでいる。この
技術は独特の解決を与えるものであるが、型の変更に関
連するコスト、および内部的にHC複合製品を加圧するた
めの閉鎖内部システムを作ることに関連する労力のかか
る組み立てが経済的に不利である。
したがって、正確でゆがみのないコアの配置を提供
し、成形アッセンブリーの修復および／またはメンテナ
ンスを最小限とする、HC複合製品の改善された製造方法
の提供が要求されている。
発明の開示 本発明の目的は、そのハニカムコアが正確に配置さ
れ、実質的にゆがみのないHC複合製品を製造するための
方法を提供することである。
本発明のもう一つの目的は、成形アッセンブリーに対
する変更およびそのメンテナンスが最少とされるような
HC複合製品を製造するための方法を提供することであ
る。
これらの目的および他の目的は、コアエッジを有する
ハニカムコアを形成する工程、型面を有する堅い型部材
と組合わせて、第１の複合スキンを置く工程、ハニカム
コアを第１の複合スキンと合致させ、それにより合致サ
ブアッセンブリーを形成する工程、合致サブアッセンブ
リー上に第２の複合スキンを積層する工程であって、第
２の複合スキンは未硬化複合スキンであり、ハニカムコ
アと第１の複合スキンと第２の複合スキンが組合わされ
て複合積層物を構成するところの工程、複合積層物上に
真空バッグを配置し、それにより型面と真空バッグとの
間に型キャビティを形成する工程、型キャビティを排気
して真空バッグを合致サブアッセンブリーに対して圧縮
するために真空バッグを第２の複合スキンに対して圧迫
させる工程、および複合積層物を硬化させてハニカムコ
ア複合製品を生成させる工程を含むHC複合製品の製造方
法により達成される。この方法は、さらに、上記の置く
工程の前に、第１の複合スキンが拘束エッジを有する予
備硬化複合スキンとなるように第１の複合スキンを形成
する工程、第２の複合スキンの周囲部分が拘束エッジか
ら距離Ｘだけ越えて延びるように、さらに、この周囲部
分が堅い型部材と型面との重なり当接係合関係にあるよ
うに、第２の複合スキンを合致サブアッセンブリーと組
合わせて配置する工程、により特徴付けられ、ここで、
排気工程は、複合積層物が硬化する際第２の複合スキン
の横方向変位を防止するために真空バッグをして周囲部
分の拘束エッジおよび型面との係合を行わせるものであ
る。
本発明の上記目的および他の目的、特徴および利点
は、添付図面に図示されている例示的態様の詳細な説明
に照らしてより明らかとなるであろう。
本発明およびそれに伴う特徴および利点のより完全な
理解は、以下の図面とともに考慮される以下の発明の詳
細な記述を参照することによって得ることができる。
発明を実施するための最良の形態 さて、同様の符号が対応のまたは類似の部材をいくつ
かの図に渡って示すところの図面を参照すると、図３
は、共同して真空バッグ成形アッセンブリー16を構成し
ている硬い型部材12と真空バッグ14との間に配置された
ハニカムコア（HC）複合積層物10の分解された部分断面
図を示している。複合積層物10は、予備硬化および未硬
化の複合スキン20、22、およびそれらの間に配置された
ハニカムコア24を含む。
ハニカムコア24は、アルミニウム、フェノール系また
はノーメックス（NOMEX）（ノーメックスは、アラミド
繊維または織物についてのチャッツワース、CA所在のヘ
クセル（Hexcel）社の登録商標である）のような通常使
用されている開放セル型ハニカムのいずれであってもよ
い。重量が重要な設計基準であるような用途について
は、約28.84Kg/m3（1.8lb/ft3）の密度を有する軽量ハ
ニカムコアが好ましい。一般に、ハニカムコアは、バル
クで購入され、数値制御（NC）機械加工装置を用いて所
望の形状および寸法に機械加工される。ハニカムコア24
は、予備硬化および未硬化の複合スキン20、22へ剪断荷
重を徐々に移すために傾斜表面26を有するものとして示
されているが、本発明の教示は、直角の形態を有するハ
ニカムにも同等に適用できることが理解されるであろ
う。
予備硬化された複合スキン20は、エポキシ、フェノー
ル系または他の同様の有機樹脂質材料のような結合マト
リックス内に配置されたグラファイト、アラミドまたは
ガラス繊維のような繊維強化材を有する繊維強化樹脂マ
トリックス複合ラミネートから構成される。好ましく
は、少なくとも約0.038cm（0.015in）の合計厚さを有す
る２つの複合ラミネートが型アッセンブリー内に積層さ
れ、硬化されて硬化複合パネルを形成する。複合パネル
を成形し、硬化させるために、真空成形、樹脂トランス
ファー成形、またはマッチドメタル成形のようないずれ
も通常の作製方法を用いることができる。しかしなが
ら、好ましい方法は、HC複合積層物を形成するために用
いたものと同じ堅い型部材12を予備硬化された複合スキ
ン20を形成するために用いる真空バッグ成形アッセンブ
リーを利用するものである。硬化すると、硬化複合パネ
ルの少なくとも一端をトリミングし、予備硬化された第
１の複合スキン20を形成する。このトリミング操作は、
直角部30'を有する拘束エッジ30をも生じさせる。この
構造の有用性は、次の処理工程を考慮すると明らかとな
るものである。
次に、予備硬化された第１の複合スキン20を堅い型部
材12に戻し、ハニカムコア24をこれに合致させて合致サ
ブアッセンブリー36（図４参照）を形成する。さらに、
ハニカムコア24を、拘束エッジ30がハニカムコア24のエ
ッジ32を越えて延びるように、予備硬化複合スキン20に
対し積層関係に置く。コアのエッジ32を越えて延びる予
備硬化複合スキン20の部分は、上側に面した合わせ面38
を構成し、これは次の工程で未硬化複合スキン22と組み
合わされて配置され、かつそれに結合される。この合致
工程は、コアを予備硬化複合スキン20に結合させるため
に、合わせ面の一方または双方に、すなわちハニカムコ
ア24または予備硬化複合スキン20のいずれかに、結合用
接着剤34aを適用することをさらに含む。好ましい態様
において、結合用接着剤34aは、完成した複合積層物10
とともに、すなわち、以下記載する硬化工程（硬化サイ
クル）と同時に、硬化される。しかしながら、この結合
操作は、後の処理工程に先立って、例えば別個の硬化サ
イクルを要する独立の操作として、行うこともできる。
好ましい結合用接着剤34aは、CA、ピッツバーグ所在の
ハイゾル（Hysol）社により製造されているEA9690のよ
うなフィルム接着剤である。
未硬化複合スキン22は、エポキシ、フェノール系また
は他の同様の有機樹脂質材料のような結合マトリックス
内に配置されたグラファイト、アラミドまたはガラス繊
維のような繊維強化材を有する未硬化予備含浸繊維強化
複合材料の１またはそれ以上のラミネートから構成され
る。好ましい態様において、ハイゾル9690フィルム接着
剤のような結合用接着剤34bを、未硬化複合スキン22の
積層の準備としてハニカムコア24の露出した上側表面に
まず適用する。接着剤34bは、未硬化複合スキン22のハ
ニカムコア24への結合を容易にするが、未硬化結合マト
リックス、すなわち未硬化複合スキン22の樹脂は、硬化
サイクル中にハニカムコア表面に適切に濡らして好適な
結合を行わせるので、結合用接着剤34bの必要性を排除
できるということが認識されるであろう。
未硬化複合スキン22を、合致サブアッセンブリー上に
置き、露出した上側ハニカムコア表面40および予備硬化
複合スキン20の合わせ面38との密な接触を確保するため
に、通常のデバルキング技術を用いて予備圧縮する。さ
らに、未硬化複合スキン22を、その周囲部分44が予備硬
化スキン20の拘束エッジ30を越えて延びるように、適切
なサイズとする。さらにまた、周囲部分44は、堅い型部
材12の成形面12sと積層当接係合し、かつ拘束エッジ30
を距離Ｘだけ越える。好ましくは、周囲部分44は、エッ
ジ30から少なくとも1.9cm（0.75in）、より好ましくは
約2.5cm（1in）延びている。
組み合わせた複合積層物10の上に真空バッグ14を置
き、「プレサイト」（Prestite）（プレサイトは、MN,S
t.ポール所在の3Mにおり製造されている半接着性柔軟
（compliant）材料の商標名である）のような通常のシ
ーラーストリップ50を用いて、真空バッグ14を堅い型部
材12またはそれ自体にシールする。場合により、分離ま
たは離型フィルム52および通気性プライ（breather pl
y）54を未硬化複合スキン22と真空バッグ14との間に配
置してもよい。分離フィルム52は、複合積層物10を硬化
させた後に真空バッグ14の剥離を容易にし、通気性プラ
イ54は、硬化サイクル中の未硬化複合スキン22からの空
気および揮発分の除去を容易にする。代表的な材料は、
以下記載する例に示されている。記載した態様におい
て、離型フィルム52および通気性プライ54の使用は好ま
しいものであるが、複合積層物10は、最小限、ハニカム
コア24、予備硬化複合スキン20および未硬化複合スキン
22から構成される。
図４に示す完成した真空バッグ成形アッセンブリー16
は、密閉型キャビティ60、すなわち、堅い型部材12と真
空バッグ14との間を形成し、これは真空ポンプ62と流体
連通する。真空ポンプ62は、ガス状流体、すなわち空気
および揮発分を型キャビティ60から排気させ、真空バッ
グ14を未硬化複合スキン22に圧迫するための圧力差を生
成する。同時に、未硬化複合スキン22の周囲部分44は、
予備硬化複合スキン20の拘束エッジ30と係合し、型表面
12sに対して押しつけられる。
ついで、真空バッグアッセンブリー16をオートクレー
ブオーブン（図示せず）内に置き、ここで硬化のために
複合積層物10に更なる圧力および温度を加える。記載し
た態様に関し、オートクレーブオーブンは、約3.72×10
7〜4.46×107N/m2（25〜30lb/in2）の圧力を積層物に印
加し、その温度を約120〜180分の期間で約121〜232℃
（250〜450゜F）まで上昇させる。
真空成形工程、すなわち、型キャビティ60の排気およ
び後の硬化工程中、未硬化複合スキン22の周囲部分44
は、予備硬化複合スキン20の拘束エッジ30に対し、両者
間で機械的な連結を提供するように、係合する。拘束エ
ッジ30は、未硬化複合スキン22の横方向変位を防止し、
したがって傾斜ハニカム表面26を覆う領域において橋架
け効果をそこに生じさせるように機能する。上述したよ
うに、橋架け効果は、真空バッグ14により印加された圧
力Ｐの横方向成分に対し反作用するように機能する。同
時に、周囲部分44と型表面12sとの間の接触界面Clは、
横方向変位を防止するという目的に対して追加の拘束を
提供する。すなわち、接触界面Clに沿った摩擦力が、拘
束エッジ30の拘束能力を増大させる。したがって、未硬
化複合スキン22の横方向変位ひいては懸垂線（catenar
y）方向の変位を防止することによって、ハニカムコア2
4の位置ずれおよび／またはゆがみが最小とされる。
完成したHC複合製品は、上記の処理工程により製造さ
れた形態で使用することもできるが、硬化複合積層物
を、ラインＴLに沿って正味寸法にトリミングして均一
な厚さの周囲フランジ70を有するハニカムコア複合製品
を作ることができる。好ましくは、この操作中に拘束エ
ッジ30および周囲部分44を除去する。従って、トリミン
グ操作は、後の固定および／または結合操作のために周
囲フランジ70の強度を増大させる拘束エッジ30によって
生成される急な輪郭遷移部を除去するものである。
拘束エッジ30および型表面12sは、従来のピン式の構
成や開口金属ストリップの構成と機能的に等価である工
具表面となるが、これらの工具表面の形成の方が、はる
かに労力集中的でないことが認識されるであろう。拘束
エッジ30は、製造プロセスに伴って形成され、最終のHC
複合製品の一部分となる。さらに、唯一の追加の工程
は、予備硬化複合スキン20の生成を含むものである。ラ
ミネートの品質および強度を改善する目的のために複合
ラミネートを予備硬化させることが有利である限り、本
発明の方法は、そのような改善された品質および強度が
望まれる場合には、製造プロセスにおけるコストについ
て悪影響をもたないものである。例えば、予備硬化複合
スキン20は、繊維体積含有率を改善するため、すなわち
繊維対樹脂比を増大させて、複合ラミネートの強度を向
上させるために、1.11×108N/m2（75lb/in2）の圧力下
で製造することができる。このような向上した繊維体積
は、低密度ハニカムコアを介して高い圧縮力が伝達でき
ない限り、従来の共硬化方法、すなわち両方の複合スキ
ンがオートクレーブオーブンに入る前に未硬化である方
法を用いては達成し得ないのである。
型表面12sを含むように周囲部分44の超過配置のため
にやや拡大されている堅い型部材12を作製することに関
しては、そのような付加的な領域表面を作製すること
は、時間および労力の点でとるに足らないものであるこ
とが認識されるであろう。
また、本発明の方法により、従来の工具表面の危険性
および周期的なメンテナンスが全く排除されることが認
識されるであろう。すなわち、本方法は、危険な工具表
面、例えばピン、あるいは周期的な掃除を必要とする他
の工具表面、例えば開口を用いない。
例 本発明の教示を用いてハニカムコア（HC）複合製品を
以下のようにして作製した。1.8lb/ft3ノーメックスハ
ニカムのシートを、厚さ寸法3.0cm（1.18in）に、長さ
および幅寸法をそれぞれ60.1cm（24in）に機械加工し
た。このハニカムコアのエッジを斜めに切断して全周囲
の回りに30゜傾斜角を形成した。ついで、このハニカム
コアをアルコールで洗浄し、オーブン中において、65.5
℃（150゜F）で120分間乾燥した。
第１の複合スキンを、ケブラー（KEVLAR）繊維強化複
合材料（ケブラーは、高引張り強度の芳香族ポリアミド
についての、DE、ウィルミントン所在のE.I.デュポン・
ドゥ・ヌムール社の登録商標である）の２プライ（pl
y）を長さおよび幅寸法それぞれ66.04cm（26in）に切断
することにより構成した。ついで、これらプライを真空
バッグ成形アッセンブリーの堅い型部材中に置いた。フ
ッ素化エチレン−プロピレン（FEP）分離フィルムと、
Ｎ−10のような柔軟な多孔質材料から作られた通気性プ
ライ（FEPおよびＮ−10は、CA、カールソン所在のエア
ーテク・インターナショナルから入手した）とをそれぞ
れ積層物に重ねた。この積層物に真空バッグを適用し、
プレサイト接着剤を用いて堅い型部材にシールした。つ
いで、この完成した真空バッグ成形アッセンブリーをオ
ートクレーブオーブン中に置き、プライを硬化させた。
オートクレーブオーブンにおいて、複合プライは、ピー
ク圧力および温度がそれぞれ1.11×108N/m2（75lb/i
n2）および182.2℃（360゜F）となるまで180分間で段階
的に硬化させた。積層物は、厚さ寸法0.038cm（0.015i
n）を有する硬化複合パネルとなった。ついで、この硬
化複合パネルをその周囲でトリミングして拘束エッジを
有する予備硬化複合スキンを生成した。この予備硬化複
合スキンの正味サイズは、約63.5cm（25in）平方であっ
た。
上記予備硬化複合スキンを堅い型部材に戻し、その露
出表面に、ハイゾル9690フィルム接着剤からなる第１の
層を重ねた。ついで、前に形成したハニカムコアを、拘
束エッジがハニカムコアのエッジから約2.54cm（1in）
延びるように、予備硬化複合スキン上の中央に重ね合わ
せた。ついで、ハニカムコアの露出した上側表面にハイ
ゾル9690フィルム接着剤からなる第２の層を重ねた。
ケブラー材料の２プライからなる未硬化複合スキン
を、合致サブアッセンブリー、すなわちハニカムコアお
よび予備硬化複合スキン上に、未硬化複合スキンの周囲
部分が予備硬化複合スキンの拘束エッジから2.54cm（1i
n）延びるように、置いた。未硬化複合スキンを通常の
真空デバルキング装置を用いて５分間デバルキングし
た。未硬化複合スキン上に、FEP分離フィルムおよびＮ
−10通気性プライを順次置いた。ついで、真空バッグを
未硬化複合スキン上に置き、堅い型部材にシールし、そ
れにより真空バッグアッセンブリー全体を構成した。真
空バッグを介して、下に位置する積層物に対して大気圧
を印加する（完全真空）ように、型キャビティを排気し
た。それにより、同時に、未硬化複合スキンの周囲部分
をそれぞれ予備硬化複合スキンの拘束エッジおよび堅い
型部材の型表面と強制的に係合させた。
ついで、真空バッグ成形アッセンブリーをオートクレ
ーブオーブンに置き、以下のように段階硬化させた。最
初の60分の保持相に対し、オートクレーブ圧力を1.49×
107N/m2（10lb/in2）まで上げ、オートクレーブ温度を9
3.3℃（200゜F）まで上昇させた。この第１の保持相で
約30分、オートクレーブ圧を徐々に3.72×107N/m2（10l
b/in2）まで増加させた。第１の保持相後、温度を徐々
に182.2℃（360゜F）まで上げ、120分間第２の保持相
（最終硬化相）に保持した。
得られた複合製品のハニカムコアは、実質的にゆがみ
がなく、複合スキンに対して正確に位置していることが
見い出された。
上記方法は、単独で、あるいは米国特許第4,680,216
号および第5,354,195号に記載されているもののような
種々のコア安定化技術と組み合わせて用いることができ
る。さらに、得られる結合の効力を改善するために、上
記積層工程のそれぞれの間にデバルキング操作を行うこ
ともできる。
本発明のその例示的態様に関して示し、かつ記載した
が、本発明の精神および範囲から逸脱することなく、上
記のおよび他の変更、省略および付加を行うことができ
るということが当業者に理解されるべきである。
図面の簡単な説明 図1aおよび図1bは、真空バッグアッセンブリー中で形
成されているハニカムコアコア（HC）複合製品および成
形アッセンブリー圧力下で生じたハニカムコアのゆがみ
を示し、 図2aおよび図2bは、真空成形HC複合製品のゆがみを防
止するための従来技術の成形装置を示し、 図３は、本発明の技術を用いたHC複合積層物の分離さ
れた部分断面図を示し、 図４は、本発明の方法、より具体的には、真空バッグ
成形アッセンブリーによる合体した積層物を示す。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ノーワック，ケネス エム. アメリカ合衆国，コネチカット 06612, イーストン，ハーマン レイン 63 (72)発明者 オジエッキー，ラリー ジェイ. アメリカ合衆国，コネチカット 06478, オックスフォード，ムース ヒル ロー ド 197 (56)参考文献 特開 平４−4112（ＪＰ，Ａ) 特公 昭59−42621（ＪＰ，Ｂ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B32B 1/00 - 35/00 B29C 70/00 - 70/88

Claims (13)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】コアエッジ（32）を有するハニカムコア
    （24）を形成する工程、 型面（12s）を有する堅い型部材（12）と組合わせて、
    第１の複合スキン（20）を置く工程、 上記第１の複合スキンのエッジ（30）が上記コアエッジ
    （32）を越えて延びるように、上記ハニカムコア（24）
    を上記第１の複合スキン（20）と合致させ、合致サブア
    ッセンブリー（36）を形成する工程、 上記合致サブアッセンブリー（36）上に、未硬化複合ス
    キンからなる第２の複合スキン（22）を積層し、上記ハ
    ニカムコア（24）と上記第１の複合スキン（20）と該第
    ２の複合スキン（22）とが組合わされてなる複合積層物
    （10）を構成する工程、 上記複合積層物（10）上に真空バッグ（14）を配置し、
    それにより上記型面（12s）と上記真空バッグ（14）と
    の間に型キャビティ（60）を形成する工程、 上記型キャビティ（60）を排気して真空バッグ（14）を
    合致サブアッセンブリー（36）に対して圧縮するために
    該真空バッグ（14）を第２の複合スキン（22）に対して
    圧迫させる工程、および 上記複合積層物（10）を硬化させてハニカムコア複合製
    品を生成する工程、 を含むハニカムコア複合製品の製造方法であって、 上記の第１の複合スキンを置く工程の前に、第１の複合
    スキン（20）が拘束エッジ（30）を有する予備硬化複合
    スキンとなるように第１の複合スキン（20）を形成する
    工程、 上記第２の複合スキン（22）の周囲部分（44）が上記拘
    束エッジ（30）から距離Ｘだけ延び、かつ、上記周囲部
    分（44）が堅い型部材（12）の型面（12s）との重なり
    当接係合関係にあるように、未硬化の第２の複合スキン
    （22）を合致サブアッセンブリー（36）と組合わせて配
    置する工程、 を有し、 上記排気工程において、上記真空バッグ（14）が上記周
    囲部分（44）を上記拘束エッジ（30）および上記型面
    （12s）に係合させるように作用し、上記複合積層物（1
    0）が硬化する際の上記第２の複合スキン（22）の横方
    向変位を防止することを特徴とする、ハニカムコア複合
    製品の製造方法。
  2. 【請求項２】上記ハニカムコア（24）を上記予備硬化さ
    れた複合スキン（20）に合致させる工程が、上記ハニカ
    ムコア（24）と上記予備硬化された複合スキン（20）と
    の間にフィルム接着剤（34a）を適用するサブ工程を含
    むことを特徴とする請求項１記載の方法。
  3. 【請求項３】上記合致させたサブアッセンブリーと上記
    未硬化複合スキン（22）との間に、結合用接着剤（34
    b）を適用する工程をさらに含むことを特徴とする請求
    項２記載の方法。
  4. 【請求項４】上記未硬化複合スキン（22）が、上記距離
    Ｘが約1.9cm（0.75in）よりも大きくなるように積層さ
    れることを特徴とする請求項１記載の方法。
  5. 【請求項５】上記拘束エッジ（30）および上記周囲部分
    （44）が除去されるように、上記ハニカムコア複合製品
    をトリミングする工程を含むことを特徴とする請求項１
    記載の方法。
  6. 【請求項６】上記予備硬化複合スキン（20）を形成する
    工程が、該予備硬化複合スキン（20）を、その厚さが約
    0.038cm（0.015in）よりも大きく、かつ上記拘束エッジ
    （30）が直角形態（30'）をなすように、形成すること
    を特徴とする請求項１記載の方法。
  7. 【請求項７】上記予備硬化複合スキン（20）を形成する
    工程が、上記堅い型部材（12）において複合ラミネート
    の積層物を真空成形し、該真空成形された積層物をトリ
    ミングして、上記予備硬化された複合スキン（20）の上
    記拘束エッジ（30）を形成するサブ工程を含むことを特
    徴とする請求項１記載の方法。
  8. 【請求項８】上記未硬化複合スキン（20）とともに、離
    型フィルム（52）を適用する工程を含むことを特徴とす
    る請求項１記載の方法。
  9. 【請求項９】上記離型フィルム（52）とともに、通気性
    プライ（54）を適用する工程を含むことを特徴とする請
    求項８記載の方法。
  10. 【請求項１０】上記予備硬化複合スキン（20）の形成工
    程が、その厚さが約0.038cm（0.015in）よりも大きいよ
    うに上記予備硬化複合スキンを形成することを含むこと
    を特徴とし、さらに、上記拘束エッジ（30）および上記
    周囲部分（44）が除去されるように、上記ハニカムコア
    複合製品をトリミングする工程を有することを特徴とす
    る請求項４記載の方法。
  11. 【請求項１１】上記予備硬化複合スキン（20）を形成す
    る工程が、上記堅い型部材（12）において複合ラミネー
    トの積層物を真空成形し、該真空成形された積層物をト
    リミングして、上記予備硬化された複合スキン（20）の
    上記拘束エッジ（30）を形成するサブ工程を含むことを
    特徴とする請求項10記載の方法。
  12. 【請求項１２】上記未硬化複合スキン（20）とともに、
    離型フィルム（52）を適用する工程を含むことを特徴と
    する請求項10記載の方法。
  13. 【請求項１３】上記離型フィルム（52）とともに、通気
    性プライ（54）を適用する工程を含むことを特徴とする
    請求項10記載の方法。
JP52282896A 1995-01-27 1995-01-27 ハニカムコア複合製品の製造方法 Expired - Fee Related JP3403201B2 (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US1995/001099 WO1996022878A1 (en) 1995-01-27 1995-01-27 Method for making honeycomb core composite articles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH10512820A JPH10512820A (ja) 1998-12-08
JP3403201B2 true JP3403201B2 (ja) 2003-05-06

Family

ID=22248575

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP52282896A Expired - Fee Related JP3403201B2 (ja) 1995-01-27 1995-01-27 ハニカムコア複合製品の製造方法

Country Status (11)

Country Link
US (1) US5897739A (ja)
EP (1) EP0805747B1 (ja)
JP (1) JP3403201B2 (ja)
KR (1) KR19980701706A (ja)
AU (1) AU2584095A (ja)
BR (1) BR9510294A (ja)
DE (1) DE69506447T2 (ja)
ES (1) ES2124550T3 (ja)
IL (1) IL116783A (ja)
TW (1) TW421627B (ja)
WO (1) WO1996022878A1 (ja)

Families Citing this family (64)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT1275957B1 (it) * 1995-03-22 1997-10-24 Viv Int Spa Procedimento per verniciare e/o decorare semilavorati estrusi o trafilati e simili
GB9620296D0 (en) 1996-09-28 1996-11-13 Carton Edge Ltd Apparatus for mounting a cutting strip
GB9709011D0 (en) * 1997-05-03 1997-06-25 Advanced Composites Group Ltd Improvements in or relating to pressure enhancers for use in the production of composite components
US6644954B2 (en) 1997-05-03 2003-11-11 Advanced Composites Group Ltd. Pressure transmitters for use in the production of composite components
FR2763882B1 (fr) * 1997-05-29 1999-08-20 Aerospatiale Outillage de reparation sur site d'une structure composite presentant une zone endommagee et procede correspondant
US6179943B1 (en) * 1997-07-30 2001-01-30 The Boeing Company Method for forming a composite acoustic panel
SE511321C2 (sv) * 1998-01-22 1999-09-13 Sture Sjoeberg Förfarande för gjutning av en kropp
IT1299073B1 (it) * 1998-04-15 2000-02-07 Viv Int Spa Procedimento per la produzione di manufatti variamente verniciati e/o decorati mediante la tecnica del trasferimento da un supporto a colori
JP2003524666A (ja) * 1998-05-22 2003-08-19 サイテック テクノロジイ コーポレーション 製品およびコアクラッシュ防止方法
US6630093B1 (en) 1999-08-21 2003-10-07 Ronald D. Jones Method for making freeform-fabricated core composite articles
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
AU3789801A (en) * 1999-12-07 2001-06-18 Boeing Company, The Double bag vacuum infusion process and system for low cost, advanced composite fabrication
US6557702B1 (en) * 2001-10-31 2003-05-06 Skb Corporation Golf club travel bag
US7226559B2 (en) * 2000-12-08 2007-06-05 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Method for molding structures
JP2002264846A (ja) * 2001-03-06 2002-09-18 Toray Ind Inc Ｆｒｐ製自動車用パネル
JP2002340280A (ja) * 2001-05-18 2002-11-27 Jamco Corp 真空断熱ブロック
US6530330B2 (en) 2001-06-29 2003-03-11 Midcoast Aviation, Inc. Lightweight aircraft table top
US6890401B2 (en) * 2001-10-30 2005-05-10 The Boeing Company Liquid molded hollow cell core composite articles
US6739861B2 (en) 2001-11-26 2004-05-25 Sikorsky Aircraft Corporation High pressure co-cure of lightweight core composite article utilizing a core having a plurality of protruding pins
DE10320791B4 (de) * 2002-11-06 2016-09-15 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen textiler Vorformlinge aus textilen Halbzeugen
NL1021860C2 (nl) * 2002-11-06 2004-05-07 Stork Fokker Aesp Bv Werkwijze voor het vervaardigen van een laminaat.
US7048986B2 (en) 2003-06-12 2006-05-23 Northrop Grumman Corporation End gaps of filled honeycomb
US6830079B1 (en) * 2003-08-27 2004-12-14 General Electric Company Integrated apparatus and method for filling porous composite preforms
US7138031B2 (en) * 2003-09-09 2006-11-21 The Boeing Company Mandrel and method for manufacturing composite structures
US7294220B2 (en) * 2003-10-16 2007-11-13 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material
JP4016013B2 (ja) * 2004-05-10 2007-12-05 本田技研工業株式会社 積層成形物の製造方法
US8052831B2 (en) * 2005-02-02 2011-11-08 The Boeing Company Low temperature, vacuum cure fabrication process for large, honeycomb core stiffened composite structures
US7416401B2 (en) * 2005-06-13 2008-08-26 The Boeing Company Lightweight composite fairing bar and method for manufacturing the same
JP2007098819A (ja) * 2005-10-06 2007-04-19 Mitsubishi Rayon Co Ltd サンドイッチパネルの製造方法
DE102006031336B4 (de) 2006-07-06 2010-08-05 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt
DE102006031325B4 (de) * 2006-07-06 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE502006007847D1 (de) * 2006-07-27 2010-10-21 Geke Equitec Gmbh Vulkanisationsverfahren für grossflächige, mehrlagige Bauteile
GB0702781D0 (en) * 2007-02-13 2007-03-21 Airbus Uk Ltd Method of processing a composite material
US20080277531A1 (en) * 2007-05-11 2008-11-13 The Boeing Company Hybrid Composite Panel Systems and Methods
FR2921295A1 (fr) * 2007-09-24 2009-03-27 Airbus France Sas Dispositif pour la fabrication d'une piece en materiau composite integrant un systeme de drainage
US8403624B2 (en) * 2007-12-12 2013-03-26 General Electric Company Composite containment casings having an integral fragment catcher
US8371009B2 (en) * 2007-12-12 2013-02-12 General Electric Company Methods for repairing composite containment casings
GB0805268D0 (en) * 2008-03-25 2008-04-30 Airbus Uk Ltd Composite joint protection
DE102009010621B3 (de) * 2009-02-12 2010-12-02 Mt Aerospace Ag Wabenstabilisierung
FR2945573B1 (fr) * 2009-05-12 2014-06-27 Snecma Mandrin pour la fabrication d'un carter en materiau composite pour une turbine a gaz.
EP2266784A1 (en) * 2009-06-22 2010-12-29 Eurocopter Deutschland GmbH Method for producing a sandwich component having a honeycomb core
DK2295235T3 (da) * 2009-08-20 2013-07-29 Siemens Ag Fiberforstærket plaststruktur og fremgangsmåde til fremstilling af den fiberforstærkede plaststruktur
US8491743B2 (en) * 2009-12-15 2013-07-23 The Boeing Company Composite ply stabilizing method
US10369772B2 (en) 2012-07-10 2019-08-06 Textron Innovations Inc. Method of making core-stiffened structure
CA2786533C (en) * 2010-02-05 2016-03-22 Bell Helicopter Textron Inc. Method of making core-stiffened structure
GB2478312B (en) 2010-03-02 2012-08-22 Gkn Aerospace Services Ltd Seamless acoustic liner
US20120199292A1 (en) * 2011-02-03 2012-08-09 Sikorsky Aircraft Corporation Ply locking for honeycomb panels
GB201200912D0 (en) * 2012-01-19 2012-02-29 Airbus Operations Ltd Fastener receptacle strip
WO2015095135A1 (en) * 2013-12-20 2015-06-25 United Technologies Corporation Enhanced volatile removal for composite layup
US10357925B2 (en) 2013-12-20 2019-07-23 United Technologies Corporation Enhanced volatile removal for composite layup
JP6199191B2 (ja) * 2014-01-10 2017-09-20 公益財団法人鉄道総合技術研究所 接合材の製造方法
RU2559446C1 (ru) * 2014-03-05 2015-08-10 Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала
RU2564952C1 (ru) * 2014-04-14 2015-10-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала
GB201514579D0 (en) 2015-08-17 2015-09-30 Invibio Device Component Mfg Ltd A device
CN107627625B (zh) * 2016-07-18 2021-04-09 深圳光启高等理工研究院 复合材料制件的阴模成型方法
RU2685218C1 (ru) * 2017-12-18 2019-04-16 Общество с ограниченной ответственностью "Тулпар Интерьер Групп" Способ изготовления криволинейной трехслойной композитной панели
US11007724B2 (en) * 2018-08-08 2021-05-18 Textron Innovations Inc. Skin-to-core bond line mapping system and method
CN111745999A (zh) * 2020-06-12 2020-10-09 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种带r角复合材料件的外观加工方法
CN112223783A (zh) * 2020-09-22 2021-01-15 肇庆市海特复合材料技术研究院 一种复合材料电池包下框的成型模具及制备方法
CN112454938A (zh) * 2020-09-30 2021-03-09 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种碳纤维蜂窝夹心复合材料构件的成型方法
KR102369172B1 (ko) * 2021-05-11 2022-03-03 한국항공우주산업 주식회사 항공기용 복합재 성형 장치
US11413795B1 (en) * 2021-08-12 2022-08-16 King Abdulaziz University Method of making composite from green material
KR102395954B1 (ko) * 2021-11-01 2022-05-12 덕양산업 주식회사 진공압력을 이용한 내장재 제조 장치
CN115350976A (zh) * 2022-07-21 2022-11-18 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种芳纶纸蜂窝芯抗侧压预处理方法及芳纶纸蜂窝芯

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1430484A (en) * 1972-06-30 1976-03-31 Nippon Sheet Glass Co Ltd Method of producing laminated sheet-like material
US4053667A (en) * 1974-09-09 1977-10-11 Lockheed Aircraft Corporation Stiffened structural laminate and method of molding laminate with stiffener beads
FR2383769A1 (fr) * 1977-03-17 1978-10-13 Chrysler France Procede de moulage de pieces moulees armees et machine formant presse de moulage pour la mise en oeuvre de ce procede
US4542056A (en) * 1983-08-26 1985-09-17 The Boeing Company Composite structure having conductive surfaces
US4680216A (en) * 1984-09-04 1987-07-14 United Technologies Corporation Method for stabilizing thick honeycomb core composite articles
US4816106A (en) * 1984-12-13 1989-03-28 Aeritalia Saipa - Gruppo Velivoli Da Trasporto Method for the controlled curing of composites
US4826106A (en) * 1987-02-18 1989-05-02 Grumman Aerospace Corporation Advanced composite aircraft cowl
US4869770A (en) * 1987-12-03 1989-09-26 The Boeing Company Method and apparatus for laminating composite materials
US4942013A (en) * 1989-03-27 1990-07-17 Mcdonnell Douglas Corporation Vacuum resin impregnation process
US5242651A (en) * 1990-07-25 1993-09-07 Vought Aircraft Company Pressure balanced processing of composite structures
US5281388A (en) * 1992-03-20 1994-01-25 Mcdonnell Douglas Corporation Resin impregnation process for producing a resin-fiber composite
US5261993A (en) * 1992-06-08 1993-11-16 Airtech International Inc. Means for bonding shaped parts of composites or other materials
US5354195A (en) * 1992-12-23 1994-10-11 United Technologies Corporation Composite molding apparatus for high pressure co-cure molding of lightweight honeycomb core composite articles having ramped surfaces utilizing low density, stabilized ramped honeycomb cores

Also Published As

Publication number Publication date
IL116783A0 (en) 1996-05-14
KR19980701706A (ko) 1998-06-25
IL116783A (en) 2000-07-26
DE69506447T2 (de) 1999-07-01
EP0805747B1 (en) 1998-12-02
AU2584095A (en) 1996-08-14
TW421627B (en) 2001-02-11
WO1996022878A1 (en) 1996-08-01
DE69506447D1 (de) 1999-01-14
JPH10512820A (ja) 1998-12-08
BR9510294A (pt) 1997-11-11
US5897739A (en) 1999-04-27
ES2124550T3 (es) 1999-02-01
EP0805747A1 (en) 1997-11-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3403201B2 (ja) ハニカムコア複合製品の製造方法
US4963215A (en) Method for debulking precured thermoplastic composite laminae
EP0904929B1 (en) Method for forming a caul plate during moulding of a part
US5431870A (en) Process for producing composite material connections of lattice elements
US4869770A (en) Method and apparatus for laminating composite materials
KR100286153B1 (ko) 복합성형장치, 이를 사용한 고압 동시-경화 성형방법 및 이로부터 제조된 벌집모양 코아 성형제품
US4680216A (en) Method for stabilizing thick honeycomb core composite articles
US7097731B2 (en) Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel
EP0375814A2 (en) Controlled curing of composites
JPH07187085A (ja) 繊維強化複合パネル構造およびその製造方法
EP2569142B1 (en) Method of making a composite sandwich structure
US20080210372A1 (en) Composite article debulking process
JP2963198B2 (ja) 複合構造部材用の楕円状端部を有する補強部とその製造における成形法
US8192574B1 (en) Process for bonding a vented hollow component
JP2002302097A (ja) 複合材翼およびその製造方法
EP0319895A2 (en) Method for debulking partially precured thermoplastic composite laminae
JP4328579B2 (ja) ハニカムサンドイッチパネルの製造方法
US20140360665A1 (en) Reflector manufactured using multiple use precision extractable tooling
US4878979A (en) Method of reusably sealing a silicone rubber vacuum bag to a mold for composite manufacture
US6565690B1 (en) Process for manufacturing structures of composite material
CA2211556A1 (en) Method for making honeycomb core composite articles
JP2573977B2 (ja) ハニカムコア複合材の成形法
JP4464208B2 (ja) ハニカムサンドイッチパネルの製造方法
JP3204528B2 (ja) 曲面ハニカムパネルの製造方法
JP2740219B2 (ja) 複合材構造体の製造方法

Legal Events

Date Code Title Description
LAPS Cancellation because of no payment of annual fees