JP4425422B2 - 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 - Google Patents
複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4425422B2 JP4425422B2 JP2000113439A JP2000113439A JP4425422B2 JP 4425422 B2 JP4425422 B2 JP 4425422B2 JP 2000113439 A JP2000113439 A JP 2000113439A JP 2000113439 A JP2000113439 A JP 2000113439A JP 4425422 B2 JP4425422 B2 JP 4425422B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- manufacturing
- composite material
- composite
- jig
- molding
- 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
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
- B29C70/342—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using isostatic pressure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
- B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
- B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
- B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2007/00—Flat articles, e.g. films or sheets
- B29L2007/002—Panels; Plates; Sheets
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体の製造方法、及びその方法により製造される複合材製構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
複合材プリプレグは軽量で高強度であるために、自動車、船舶、航空機等の構造部材として広く使用されている。一般に、複合材からなる航空機の胴体構造体等は３次曲面部及び円筒部から構成される。このような複合材製構造体は、通常ハニカムサンドイッチパネル又はスティフンドパネルにより形成する。
【０００３】
ハニカムサンドイッチパネルからなる複合材製構造体は、ハニカム材を所望の形状に切削して作製したハニカムコアと複合材プリプレグからなるスキンを成形型の上でサンドイッチ状に積層し、加熱及び加圧により成形して製造する。このように、ハニカムサンドイッチパネルを用いる場合はプロセスが比較的容易であり、コストを低減することができる。しかしながら、ハニカムサンドイッチパネルを用いると充分な軽量化の効果が得られないことが多い。
【０００４】
一方、スティフンドパネルからなる複合材製構造体は、成形型上に複合材プリプレグからなるスキン及びスティフナ（ストリンガーやフレーム）を積層し、加圧バッグ等を使用して加熱及び加圧により成形して製造する。スティフンドパネルは軽量化には最適な構造様式であり、特にスキン及びスティフナを一体成形する場合に大きな軽量化効果が得られる。しかしながら、この場合スティフナを事前に予備成形し、型上で治具を用いてスキンと一体化するためコストが高くなる。特に、３次曲面部に適用する際には高コスト化が大きな問題となる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従って本発明の目的は、製品の軽量化及び製造コストの低減を同時に図ることが可能な、３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体の製造方法、並びにその方法により製造される複合材製構造体を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記課題に鑑み鋭意研究の結果、本発明者は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体を製造する際、３次曲面部をハニカムサンドイッチパネルにより形成し、円筒部をスティフンドパネルにより形成し、これらを同時に成形することにより製品の軽量化効果及び製造コスト低減効果が同時に得られることを発見し、本発明に想到した。
【０００７】
すなわち、本発明の複合材製構造体の製造方法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキンの３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加圧により成形することを特徴とする。
【０００８】
ハニカムサンドイッチパネルの成形圧力は一般に３kg/cm2程度であり、スティフンドパネルの成形圧力は一般に６kg/cm2程度である。これらを３kg/cm2で同時に成形するとスティフンドパネルの品質が悪化し、６kg/cm2で成形するとハニカムサンドイッチパネルのハニカムコア端部が成形圧力に耐えられずクラッシュ（変形）してしまうことが多い。そこで本発明ではハニカムコアのクラッシュを抑制するために、成形する際に上記外側スキンと内側スキンが重なり合った余肉部の上に平板状の弾性部材及び押え部材を載置するのが非常に好ましい。また、余肉部の幅を500mm以上とすると平板状の弾性部材及び押え部材を用いなくてもハニカムコアのクラッシュを抑えることができ、非常に好ましい。このような場合、６kg/cm2程度の成形圧力でハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネルを、ハニカムコアのクラッシュや成形不良が起こることなく同時に成形することができる。成形圧力は６〜７kg/cm2であるのがより好ましい。また成形はストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当接させる弾性治具、及び該交差部以外の位置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いて行うのが好ましい。
【０００９】
本発明の製造方法は、航空機の胴体構造体を製造するために好適に用いることができる。また、本発明の複合材製構造体は上記製造方法により製造されることを特徴とする。
【００１０】
【発明の実施の形態】
本発明の複合材製構造体の製造方法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキンの３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加圧により成形することを特徴とする。また、本発明の複合材製構造体は上記本発明の方法により製造される。以下、本発明について図１〜８を用いて詳述する。
【００１１】
図１は本発明の複合材製構造体の一実施例を示す部分斜視図である。本発明の複合材製構造体１は３次曲面部２及び円筒部３から構成される。３次曲面部２は外側スキン４及び内側スキン５の間にハニカムコア６を含有するハニカムサンドイッチパネルにより形成され、円筒部３はストリンガー７及びフレーム８を有するスティフンドパネルにより形成される。上記外側スキン４、内側スキン５、ストリンガー７及びフレーム８は複合材プリプレグからなる。もちろん、３次曲面部及び円筒部の形状は図１により限定されない。また複合材製構造体は平板部等を含んでいてもよく、複雑な形状の部分にはハニカムサンドイッチパネルを用い、単純な形状の部分にはスティフンドパネルを用いる。
【００１２】
図２は本発明の方法により複合材製構造体を製造する様子を示す部分断面図である。なお、図２では簡略化のために全ての部材を直線により記載するが、本発明はこれにより限定されるものではない。本発明では、まず成形型９上に複合材プリプレグからなる外側スキン４を敷き、次に外側スキン４の３次曲面部２を形成する部分上にハニカムコア６を載置し、その上に複合材プリプレグからなる内側スキン５を重ね合わせる。内側スキン５の円筒部３を形成する部分上には、複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材（図示せず）及びフレーム部材8aを配置し、続いて加熱及び加圧により３次曲面部２及び円筒部３を同時に成形して複合材製構造体を製造する。また、本発明では必要に応じて各層間に接着剤を加えてもよく、成形する際に真空バッグ、シール材等を用いてもよい。
【００１３】
本発明では複合材プリプレグ中の熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を加熱及び加圧により流動化させて一体的に成形する。成形する際に上記外側スキン４と内側スキン５が重なり合った余肉部の上に平板状の弾性部材10を載置し、更にその上に平板状の押え部材11を重ねるのが非常に好ましい。このようにすることで６kg/cm2程度の高圧下で成形しても、加圧下で強化される摩擦力及び押え部材のエッジ効果によりスキンの滑りが抑えられ、ハニカムコア６のクラッシュを抑制することができる。また上記余肉部の幅L1を500mm以上とすると弾性部材10及び押え部材11を用いなくても同様の効果が得られ、非常に好ましい。
【００１４】
成形する際の成形圧力は５〜７kg/cm2であるのが好ましく、６〜７kg/cm2であるのがより好ましい。本発明では従来法（ハニカムサンドイッチパネルの場合、通常３〜４kg/cm2）よりも高圧下でハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネルを同時に成形でき、圧力不足による成形不良が起こりにくい。成形時の加熱温度は複合材プリプレグ中に含まれる熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂の種類によって若干異なるが、一般に120〜250℃とするのが好ましい。
【００１５】
ストリンガー及びフレームの形状精度及び位置精度を得るために成形する際に治具を用いてもよく、上記ストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当接させる弾性治具、及び該交差部以外の位置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いるのが好ましい。このような治具を用いることにより、一体成形スティフンドパネルがより低コストで成形可能となる。特に単純形状でその効果は大きい。
【００１６】
本発明の方法は、自動車、船舶、航空機等の胴体構造体の製造に適しており、特に航空機の胴体構造体の製造に好適に用いられる。この場合、上記円筒部は航空機のキャビン部を形成し、３次曲面部は航空機のコックピット部を形成する。即ち、形状が単純なキャビン部を一体成形スティフンドパネルとすることで軽量化し、コックピット部をハニカムサンドイッチパネルとすることでコストを抑える。
【００１７】
以下、本発明の各要素についてより詳細に説明する。
[1]成形型
本発明で用いる成形型の材料としては、例えば金属、CFPR等が使用可能である。また、成形型９のハニカムコア６が載置された面と余肉部が載置された面とがなす角θ1（図３参照）は30〜180°であるのが好ましい。図３のように、角θ1が45〜90°であると（図３では60°）、弾性部材及び押え部材の幅L2及びL3を小さくしても十分に複合材プリプレグの滑りを押えることができ、特に好ましい。
【００１８】
[2]外側スキン及び内側スキン
外側スキン及び内側スキンはそれぞれ複合材プリプレグからなり、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含侵させたものが使用できる。熱硬化性樹脂はエポキシ樹脂が好ましく、熱可塑性樹脂はナイロンが好ましい。外側スキン及び内側スキンの材料は同じでも異なっていてもよいが、同じであるのが好ましい。
【００１９】
[3]ハニカムコア
本発明で用いるハニカムコアの材料としては、紙又はこれに各種樹脂を含侵したもの、各種プラスチック、アルミニウム、鋼材等が使用できる。中でも比強度が大きいアラミド繊維強化熱硬化性樹脂が好ましく、この場合熱硬化性樹脂はフェノール樹脂であるのが好ましい。またハニカムコアは面取り加工されたテーパー部を有するのが好ましい。ハニカムエッジ角度θ2（図３参照）は30〜90°であればよいが、十分にクラッシュを抑制するためには30〜45°であるのが好ましい。本発明の方法ではハニカムエッジ角を従来（通常30°以下）よりも大きくすることができるので、デッドスペースであるテーパー部を小さくすることができ、設計の自由度が向上する。
【００２０】
[4]ストリンガー部材及びフレーム部材
上記ストリンガー部材及びフレーム部材の形状は特に限定されず、図２のようにＴ型であっても、Ｃ型、Ｊ型等であってもよい。またストリンガー部材及びフレーム部材を内側スキン上に配置する際の各部材の数及び位置関係も特に限定されず、例えば図４のように配置すればよい。図４では、面部及び突起部を有するフレーム部材8b、8c及び8dを所定間隔で直線状に配列し、面部及び突起部を有するストリンガー部材7a及び7bをフレーム部材8b、8c及び8dと直交するように配置している。フレーム部材8b、8c及び8dの面部には一部に段が形成されている。
【００２１】
ストリンガー部材及びフレーム部材はそれぞれ複数の複合材プリプレグを積層すること、又はそれに含まれる樹脂を一部反応又は溶着することにより予備形成する。複合材プリプレグとしては炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含浸させてなるものを用いるのが好ましい。熱硬化性樹脂としてはエポキシ樹脂が好ましく、熱可塑性樹脂としてはナイロンが好ましい。ストリンガー部材及びフレーム部材は異なる材料から形成してもよいが、同じ材料からなるのが好ましい。また、上記外側スキン及び内側スキンと同じ材料により形成するのがより好ましい。ストリンガー部材及びフレーム部材は予め予備成形し、半硬化状態としてスキン上に配置するのが好ましい。
【００２２】
[5]弾性部材及び押え部材
本発明で用いる弾性部材及び押え部材の形状は、成形型の形状に関わらず単純な平板状でよい。図５に示すように、成形型９が曲面状であっても、弾性部材10を用いることでその弾性力により加圧力を均一に成形品に伝達することができる。弾性部材の幅L2及び押え部材の幅L3は、充分にクラッシュを抑制するためにはそれぞれ40mm以上であればよく、実用上は40〜250mmであるのが好ましい。また、弾性部材及び押え部材の厚さは0.3mm未満であると効果が得られず２mmを超えると形状になじみづらいため、それぞれ0.3〜２mmであるのが好ましく、0.5〜１mmであるのがより好ましい。弾性部材及び押え部材は非常に薄いので、真空バッグを掛ける場合にも邪魔になったり真空バッグを破いたりする事が無い。
【００２３】
弾性部材は柔軟性及び耐熱性を有するエラストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴムで形成するのがより好ましい。また、押え部材は強度及び剛性に優れ、熱膨張の少ない材料により形成するのが好ましい。そのような材料としては、鋼鉄、ステンレススチール、アルミニウム等の金属材料や、グラファイト、CFRP等が挙げられる。中でも、アルミニウムが特に好ましい。
【００２４】
[6]成形治具
図４に示すストリンガー部材7a及び7b及びフレーム部材8b、8c及び8dに上記弾性治具13及び剛性治具14の組み合わせからなる上記成形治具12を当接させた状態を図６に示す。弾性治具13はストリンガー部材7a及び7bとフレーム部材8b、8c及び8dがそれぞれ交差する部位に配置し、剛性治具14は該交差部以外の位置に配置する。このように弾性治具及び剛性治具を成形品の形状に合わせて互いの欠点を補う様に分類して使用する。即ち、複雑な形状を有する交差部には弾性治具を用いて形状精度を得、剛性治具により弾性治具の位置を固定し高い位置精度を得ることができる。
【００２５】
弾性治具の形状は、剛性治具と組み合わせることができストリンガー部材及びフレーム部材を載置できる形状であればよい。優れた成形精度を得るためには、上記フレーム部材を配列した方向における弾性治具の幅は成形時の所望の幅よりも若干大きいのが好ましい。例えば、図７（a）に示す成形前の弾性治具13の幅L4は、図７（b）に示す成形後の幅L5よりも大きいのが好ましく、具体的には、２％＜[(L4−L5)/L5]×100％＜５％であるのが好ましい。
【００２６】
弾性治具は柔軟性、耐熱性及び離型性を有するエラストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴムで形成するのがより好ましい。また上記剛性治具の形状は特に限定されず、弾性治具と組み合わせることにより成形物の位置精度を保持できる形状であればよい。剛性治具は寸法安定性、強度及び剛性に優れ、熱膨張の少ない材料により形成するのが好ましい。そのような材料としては、鋼鉄、ステンレススチール、アルミニウム等の金属材料や、グラファイト、CFRP等が挙げられる。中でもアルミニウムが特に好ましい。
【００２７】
上記成形治具は、上記内側スキン上にストリンガー部材とフレーム部材を拘束するための２つ以上の保持手段と共に用いるのが好ましい。具体的には、例えば図８のように内側スキン４上にフレーム部材の端部を保持手段15により拘束して成形する（剛性治具等は図示せず）。弾性治具及び剛性治具を互いに組み合わせることにより相対的位置精度を確保しているので、更に予備成形構造体の端部を保持手段によって拘束するだけで全ての位置精度を確保でき、大型の位置決め治具等を用いる必要がない。保持手段はネジ、クランプ等の機械的拘束手段の他、ドライヤー、低温ハンダごて等を用いた部分的加熱による融着でもよい。
【００２８】
以上の通り、図面を参照して本発明を説明したが、本発明はそれらに限定されず本発明の趣旨を変更しない限り種々の変更を加えることができる。
【００２９】
【発明の効果】
以上詳述したように、本発明の製造方法ではハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネルを同時に成形するので、製造工程が簡略化でき、製造コストの低減及び製品の軽量化が可能である。加えて本発明では６kg/cm2程度の高い成形圧力下で成形可能であるために圧力不足による成形不良の発生を抑えることができる。本発明の方法は航空機の胴体構造体の製造に非常に有用である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の複合材製構造体の一実施例を示す部分斜視図である。
【図２】 本発明の製造方法の一実施例を示す部分断面図である。
【図３】 本発明の製造方法の他の実施例を示す部分断面図である。
【図４】 本発明で用いるストリンガー部材及びフレーム部材を内側スキン上に配置した一実施例を示す斜視図である。
【図５】 本発明の製造方法において曲面状の成形型を用いた場合の、弾性部材及び押え部材を示す部分断面図である。
【図６】 図４に示すストリンガー部材及びフレーム部材に弾性治具及び剛性治具の組み合わせからなる成形治具を配置した状態を示す斜視図である。
【図７】 図７(a)は本発明で好ましく用いることができる弾性治具の一例を示す断面図であり、図７(b)は図７(a)に示す弾性治具をストリンガー部材とフレーム部材との交差部に当接させ、剛性治具を組み合わせた状態を示す正面図である。
【図８】 本発明の製造方法において、成形治具を配置したストリンガー部材及びフレーム部材を、保持手段により内側スキン上に拘束した状態を示す部分斜視図である。
【符号の説明】
１・・・複合材製構造体
２・・・３次曲面部
３・・・円筒部
４・・・外側スキン
５・・・内側スキン
６・・・ハニカムコア
７・・・ストリンガー
7a、7b・・・ストリンガー部材
８・・・フレーム
8a、8b、8c、8d・・・フレーム部材
９・・・成形型
10・・・弾性部材
11・・・押え部材
12・・・成形治具
13・・・弾性治具
14・・・剛性治具
15・・・保持手段
【発明の属する技術分野】
本発明は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体の製造方法、及びその方法により製造される複合材製構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
複合材プリプレグは軽量で高強度であるために、自動車、船舶、航空機等の構造部材として広く使用されている。一般に、複合材からなる航空機の胴体構造体等は３次曲面部及び円筒部から構成される。このような複合材製構造体は、通常ハニカムサンドイッチパネル又はスティフンドパネルにより形成する。
【０００３】
ハニカムサンドイッチパネルからなる複合材製構造体は、ハニカム材を所望の形状に切削して作製したハニカムコアと複合材プリプレグからなるスキンを成形型の上でサンドイッチ状に積層し、加熱及び加圧により成形して製造する。このように、ハニカムサンドイッチパネルを用いる場合はプロセスが比較的容易であり、コストを低減することができる。しかしながら、ハニカムサンドイッチパネルを用いると充分な軽量化の効果が得られないことが多い。
【０００４】
一方、スティフンドパネルからなる複合材製構造体は、成形型上に複合材プリプレグからなるスキン及びスティフナ（ストリンガーやフレーム）を積層し、加圧バッグ等を使用して加熱及び加圧により成形して製造する。スティフンドパネルは軽量化には最適な構造様式であり、特にスキン及びスティフナを一体成形する場合に大きな軽量化効果が得られる。しかしながら、この場合スティフナを事前に予備成形し、型上で治具を用いてスキンと一体化するためコストが高くなる。特に、３次曲面部に適用する際には高コスト化が大きな問題となる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従って本発明の目的は、製品の軽量化及び製造コストの低減を同時に図ることが可能な、３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体の製造方法、並びにその方法により製造される複合材製構造体を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記課題に鑑み鋭意研究の結果、本発明者は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体を製造する際、３次曲面部をハニカムサンドイッチパネルにより形成し、円筒部をスティフンドパネルにより形成し、これらを同時に成形することにより製品の軽量化効果及び製造コスト低減効果が同時に得られることを発見し、本発明に想到した。
【０００７】
すなわち、本発明の複合材製構造体の製造方法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキンの３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加圧により成形することを特徴とする。
【０００８】
ハニカムサンドイッチパネルの成形圧力は一般に３kg/cm2程度であり、スティフンドパネルの成形圧力は一般に６kg/cm2程度である。これらを３kg/cm2で同時に成形するとスティフンドパネルの品質が悪化し、６kg/cm2で成形するとハニカムサンドイッチパネルのハニカムコア端部が成形圧力に耐えられずクラッシュ（変形）してしまうことが多い。そこで本発明ではハニカムコアのクラッシュを抑制するために、成形する際に上記外側スキンと内側スキンが重なり合った余肉部の上に平板状の弾性部材及び押え部材を載置するのが非常に好ましい。また、余肉部の幅を500mm以上とすると平板状の弾性部材及び押え部材を用いなくてもハニカムコアのクラッシュを抑えることができ、非常に好ましい。このような場合、６kg/cm2程度の成形圧力でハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネルを、ハニカムコアのクラッシュや成形不良が起こることなく同時に成形することができる。成形圧力は６〜７kg/cm2であるのがより好ましい。また成形はストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当接させる弾性治具、及び該交差部以外の位置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いて行うのが好ましい。
【０００９】
本発明の製造方法は、航空機の胴体構造体を製造するために好適に用いることができる。また、本発明の複合材製構造体は上記製造方法により製造されることを特徴とする。
【００１０】
【発明の実施の形態】
本発明の複合材製構造体の製造方法は３次曲面部及び円筒部から構成される複合材製構造体を製造する方法であって、(a)成形型上に複合材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)該外側スキンの３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重ね合わせ、(d)該内側スキンの円筒部を形成する部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)加熱及び加圧により成形することを特徴とする。また、本発明の複合材製構造体は上記本発明の方法により製造される。以下、本発明について図１〜８を用いて詳述する。
【００１１】
図１は本発明の複合材製構造体の一実施例を示す部分斜視図である。本発明の複合材製構造体１は３次曲面部２及び円筒部３から構成される。３次曲面部２は外側スキン４及び内側スキン５の間にハニカムコア６を含有するハニカムサンドイッチパネルにより形成され、円筒部３はストリンガー７及びフレーム８を有するスティフンドパネルにより形成される。上記外側スキン４、内側スキン５、ストリンガー７及びフレーム８は複合材プリプレグからなる。もちろん、３次曲面部及び円筒部の形状は図１により限定されない。また複合材製構造体は平板部等を含んでいてもよく、複雑な形状の部分にはハニカムサンドイッチパネルを用い、単純な形状の部分にはスティフンドパネルを用いる。
【００１２】
図２は本発明の方法により複合材製構造体を製造する様子を示す部分断面図である。なお、図２では簡略化のために全ての部材を直線により記載するが、本発明はこれにより限定されるものではない。本発明では、まず成形型９上に複合材プリプレグからなる外側スキン４を敷き、次に外側スキン４の３次曲面部２を形成する部分上にハニカムコア６を載置し、その上に複合材プリプレグからなる内側スキン５を重ね合わせる。内側スキン５の円筒部３を形成する部分上には、複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材（図示せず）及びフレーム部材8aを配置し、続いて加熱及び加圧により３次曲面部２及び円筒部３を同時に成形して複合材製構造体を製造する。また、本発明では必要に応じて各層間に接着剤を加えてもよく、成形する際に真空バッグ、シール材等を用いてもよい。
【００１３】
本発明では複合材プリプレグ中の熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を加熱及び加圧により流動化させて一体的に成形する。成形する際に上記外側スキン４と内側スキン５が重なり合った余肉部の上に平板状の弾性部材10を載置し、更にその上に平板状の押え部材11を重ねるのが非常に好ましい。このようにすることで６kg/cm2程度の高圧下で成形しても、加圧下で強化される摩擦力及び押え部材のエッジ効果によりスキンの滑りが抑えられ、ハニカムコア６のクラッシュを抑制することができる。また上記余肉部の幅L1を500mm以上とすると弾性部材10及び押え部材11を用いなくても同様の効果が得られ、非常に好ましい。
【００１４】
成形する際の成形圧力は５〜７kg/cm2であるのが好ましく、６〜７kg/cm2であるのがより好ましい。本発明では従来法（ハニカムサンドイッチパネルの場合、通常３〜４kg/cm2）よりも高圧下でハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネルを同時に成形でき、圧力不足による成形不良が起こりにくい。成形時の加熱温度は複合材プリプレグ中に含まれる熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂の種類によって若干異なるが、一般に120〜250℃とするのが好ましい。
【００１５】
ストリンガー及びフレームの形状精度及び位置精度を得るために成形する際に治具を用いてもよく、上記ストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当接させる弾性治具、及び該交差部以外の位置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いるのが好ましい。このような治具を用いることにより、一体成形スティフンドパネルがより低コストで成形可能となる。特に単純形状でその効果は大きい。
【００１６】
本発明の方法は、自動車、船舶、航空機等の胴体構造体の製造に適しており、特に航空機の胴体構造体の製造に好適に用いられる。この場合、上記円筒部は航空機のキャビン部を形成し、３次曲面部は航空機のコックピット部を形成する。即ち、形状が単純なキャビン部を一体成形スティフンドパネルとすることで軽量化し、コックピット部をハニカムサンドイッチパネルとすることでコストを抑える。
【００１７】
以下、本発明の各要素についてより詳細に説明する。
[1]成形型
本発明で用いる成形型の材料としては、例えば金属、CFPR等が使用可能である。また、成形型９のハニカムコア６が載置された面と余肉部が載置された面とがなす角θ1（図３参照）は30〜180°であるのが好ましい。図３のように、角θ1が45〜90°であると（図３では60°）、弾性部材及び押え部材の幅L2及びL3を小さくしても十分に複合材プリプレグの滑りを押えることができ、特に好ましい。
【００１８】
[2]外側スキン及び内側スキン
外側スキン及び内側スキンはそれぞれ複合材プリプレグからなり、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含侵させたものが使用できる。熱硬化性樹脂はエポキシ樹脂が好ましく、熱可塑性樹脂はナイロンが好ましい。外側スキン及び内側スキンの材料は同じでも異なっていてもよいが、同じであるのが好ましい。
【００１９】
[3]ハニカムコア
本発明で用いるハニカムコアの材料としては、紙又はこれに各種樹脂を含侵したもの、各種プラスチック、アルミニウム、鋼材等が使用できる。中でも比強度が大きいアラミド繊維強化熱硬化性樹脂が好ましく、この場合熱硬化性樹脂はフェノール樹脂であるのが好ましい。またハニカムコアは面取り加工されたテーパー部を有するのが好ましい。ハニカムエッジ角度θ2（図３参照）は30〜90°であればよいが、十分にクラッシュを抑制するためには30〜45°であるのが好ましい。本発明の方法ではハニカムエッジ角を従来（通常30°以下）よりも大きくすることができるので、デッドスペースであるテーパー部を小さくすることができ、設計の自由度が向上する。
【００２０】
[4]ストリンガー部材及びフレーム部材
上記ストリンガー部材及びフレーム部材の形状は特に限定されず、図２のようにＴ型であっても、Ｃ型、Ｊ型等であってもよい。またストリンガー部材及びフレーム部材を内側スキン上に配置する際の各部材の数及び位置関係も特に限定されず、例えば図４のように配置すればよい。図４では、面部及び突起部を有するフレーム部材8b、8c及び8dを所定間隔で直線状に配列し、面部及び突起部を有するストリンガー部材7a及び7bをフレーム部材8b、8c及び8dと直交するように配置している。フレーム部材8b、8c及び8dの面部には一部に段が形成されている。
【００２１】
ストリンガー部材及びフレーム部材はそれぞれ複数の複合材プリプレグを積層すること、又はそれに含まれる樹脂を一部反応又は溶着することにより予備形成する。複合材プリプレグとしては炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含浸させてなるものを用いるのが好ましい。熱硬化性樹脂としてはエポキシ樹脂が好ましく、熱可塑性樹脂としてはナイロンが好ましい。ストリンガー部材及びフレーム部材は異なる材料から形成してもよいが、同じ材料からなるのが好ましい。また、上記外側スキン及び内側スキンと同じ材料により形成するのがより好ましい。ストリンガー部材及びフレーム部材は予め予備成形し、半硬化状態としてスキン上に配置するのが好ましい。
【００２２】
[5]弾性部材及び押え部材
本発明で用いる弾性部材及び押え部材の形状は、成形型の形状に関わらず単純な平板状でよい。図５に示すように、成形型９が曲面状であっても、弾性部材10を用いることでその弾性力により加圧力を均一に成形品に伝達することができる。弾性部材の幅L2及び押え部材の幅L3は、充分にクラッシュを抑制するためにはそれぞれ40mm以上であればよく、実用上は40〜250mmであるのが好ましい。また、弾性部材及び押え部材の厚さは0.3mm未満であると効果が得られず２mmを超えると形状になじみづらいため、それぞれ0.3〜２mmであるのが好ましく、0.5〜１mmであるのがより好ましい。弾性部材及び押え部材は非常に薄いので、真空バッグを掛ける場合にも邪魔になったり真空バッグを破いたりする事が無い。
【００２３】
弾性部材は柔軟性及び耐熱性を有するエラストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴムで形成するのがより好ましい。また、押え部材は強度及び剛性に優れ、熱膨張の少ない材料により形成するのが好ましい。そのような材料としては、鋼鉄、ステンレススチール、アルミニウム等の金属材料や、グラファイト、CFRP等が挙げられる。中でも、アルミニウムが特に好ましい。
【００２４】
[6]成形治具
図４に示すストリンガー部材7a及び7b及びフレーム部材8b、8c及び8dに上記弾性治具13及び剛性治具14の組み合わせからなる上記成形治具12を当接させた状態を図６に示す。弾性治具13はストリンガー部材7a及び7bとフレーム部材8b、8c及び8dがそれぞれ交差する部位に配置し、剛性治具14は該交差部以外の位置に配置する。このように弾性治具及び剛性治具を成形品の形状に合わせて互いの欠点を補う様に分類して使用する。即ち、複雑な形状を有する交差部には弾性治具を用いて形状精度を得、剛性治具により弾性治具の位置を固定し高い位置精度を得ることができる。
【００２５】
弾性治具の形状は、剛性治具と組み合わせることができストリンガー部材及びフレーム部材を載置できる形状であればよい。優れた成形精度を得るためには、上記フレーム部材を配列した方向における弾性治具の幅は成形時の所望の幅よりも若干大きいのが好ましい。例えば、図７（a）に示す成形前の弾性治具13の幅L4は、図７（b）に示す成形後の幅L5よりも大きいのが好ましく、具体的には、２％＜[(L4−L5)/L5]×100％＜５％であるのが好ましい。
【００２６】
弾性治具は柔軟性、耐熱性及び離型性を有するエラストマーで形成するのが好ましく、シリコンゴムで形成するのがより好ましい。また上記剛性治具の形状は特に限定されず、弾性治具と組み合わせることにより成形物の位置精度を保持できる形状であればよい。剛性治具は寸法安定性、強度及び剛性に優れ、熱膨張の少ない材料により形成するのが好ましい。そのような材料としては、鋼鉄、ステンレススチール、アルミニウム等の金属材料や、グラファイト、CFRP等が挙げられる。中でもアルミニウムが特に好ましい。
【００２７】
上記成形治具は、上記内側スキン上にストリンガー部材とフレーム部材を拘束するための２つ以上の保持手段と共に用いるのが好ましい。具体的には、例えば図８のように内側スキン４上にフレーム部材の端部を保持手段15により拘束して成形する（剛性治具等は図示せず）。弾性治具及び剛性治具を互いに組み合わせることにより相対的位置精度を確保しているので、更に予備成形構造体の端部を保持手段によって拘束するだけで全ての位置精度を確保でき、大型の位置決め治具等を用いる必要がない。保持手段はネジ、クランプ等の機械的拘束手段の他、ドライヤー、低温ハンダごて等を用いた部分的加熱による融着でもよい。
【００２８】
以上の通り、図面を参照して本発明を説明したが、本発明はそれらに限定されず本発明の趣旨を変更しない限り種々の変更を加えることができる。
【００２９】
【発明の効果】
以上詳述したように、本発明の製造方法ではハニカムサンドイッチパネル及びスティフンドパネルを同時に成形するので、製造工程が簡略化でき、製造コストの低減及び製品の軽量化が可能である。加えて本発明では６kg/cm2程度の高い成形圧力下で成形可能であるために圧力不足による成形不良の発生を抑えることができる。本発明の方法は航空機の胴体構造体の製造に非常に有用である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の複合材製構造体の一実施例を示す部分斜視図である。
【図２】 本発明の製造方法の一実施例を示す部分断面図である。
【図３】 本発明の製造方法の他の実施例を示す部分断面図である。
【図４】 本発明で用いるストリンガー部材及びフレーム部材を内側スキン上に配置した一実施例を示す斜視図である。
【図５】 本発明の製造方法において曲面状の成形型を用いた場合の、弾性部材及び押え部材を示す部分断面図である。
【図６】 図４に示すストリンガー部材及びフレーム部材に弾性治具及び剛性治具の組み合わせからなる成形治具を配置した状態を示す斜視図である。
【図７】 図７(a)は本発明で好ましく用いることができる弾性治具の一例を示す断面図であり、図７(b)は図７(a)に示す弾性治具をストリンガー部材とフレーム部材との交差部に当接させ、剛性治具を組み合わせた状態を示す正面図である。
【図８】 本発明の製造方法において、成形治具を配置したストリンガー部材及びフレーム部材を、保持手段により内側スキン上に拘束した状態を示す部分斜視図である。
【符号の説明】
１・・・複合材製構造体
２・・・３次曲面部
３・・・円筒部
４・・・外側スキン
５・・・内側スキン
６・・・ハニカムコア
７・・・ストリンガー
7a、7b・・・ストリンガー部材
８・・・フレーム
8a、8b、8c、8d・・・フレーム部材
９・・・成形型
10・・・弾性部材
11・・・押え部材
12・・・成形治具
13・・・弾性治具
14・・・剛性治具
15・・・保持手段
Claims (5)
- ハニカムサンドイッチパネルからなる３次曲面部及びスティフンドパネルからなる円筒部で構成される複合材製構造体の製造方法であって、(a)成形型上に複合材プリプレグからなる外側スキンを敷き、(b)前記外側スキンの前記３次曲面部を形成する部分上にハニカムコアを載置し、(c)その上に複合材プリプレグからなる内側スキンを重ね合わせ、(d)前記内側スキンの前記円筒部を形成する部分上に複合材プリプレグからなる予備成形されたストリンガー部材及びフレーム部材を配置し、(e)前記外側スキンと内側スキンとが重なり合った余肉部の上に平板状の弾性部材及び平板状の押え部材を順に載置し、(f)前記ハニカムサンドイッチパネルからなる３次曲面部、前記スティフンドパネルからなる円筒部、及び前記余肉部を加熱しながら同じ圧力で同時に加圧して成形することを特徴とする複合材製構造体の製造方法。
- 請求項１に記載の複合材製構造体の製造方法において、前記外側スキンと内側スキンが重なり合った余肉部の幅が500mm以上であることを特徴とする複合材製構造体の製造方法。
- 請求項１又は２に記載の複合材製構造体の製造方法において、前記成形は６〜７kg/cm2に加圧して行うことを特徴とする複合材製構造体の製造方法。
- 請求項１〜３のいずれかに記載の複合材製構造体の製造方法において、前記成形は、前記ストリンガー部材とフレーム部材の交差部に当接させる弾性治具及び該交差部以外の位置に当接させる剛性治具の組み合わせからなる成形治具を用いて行うことを特徴とする複合材製構造体の製造方法。
- 請求項１〜４のいずれかに記載の複合材製構造体の製造方法において、航空機の胴体構造体を製造するために用いられることを特徴とする複合材製構造体の製造方法。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000113439A JP4425422B2 (ja) | 2000-04-14 | 2000-04-14 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
| US09/832,794 US6802931B2 (en) | 2000-04-14 | 2001-04-12 | Method for producing composite structure |
| EP01303507A EP1145828B1 (en) | 2000-04-14 | 2001-04-17 | Method for producing composite structure and composite structure produced thereby |
| DE60100821T DE60100821T2 (de) | 2000-04-14 | 2001-04-17 | Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur und damit hergestellte Verbundstruktur |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000113439A JP4425422B2 (ja) | 2000-04-14 | 2000-04-14 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001293738A JP2001293738A (ja) | 2001-10-23 |
| JP4425422B2 true JP4425422B2 (ja) | 2010-03-03 |
Family
ID=18625401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000113439A Expired - Fee Related JP4425422B2 (ja) | 2000-04-14 | 2000-04-14 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6802931B2 (ja) |
| EP (1) | EP1145828B1 (ja) |
| JP (1) | JP4425422B2 (ja) |
| DE (1) | DE60100821T2 (ja) |
Families Citing this family (42)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4425424B2 (ja) * | 2000-05-01 | 2010-03-03 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなるジョグル付き半硬化物品の製造方法、及びそれを用いた予備成形構造体の製造方法 |
| JP2005231618A (ja) * | 2004-01-23 | 2005-09-02 | Toray Ind Inc | 自動車用外板部材 |
| US7527222B2 (en) | 2004-04-06 | 2009-05-05 | The Boeing Company | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
| US7134629B2 (en) | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7325771B2 (en) | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
| US7503368B2 (en) | 2004-11-24 | 2009-03-17 | The Boeing Company | Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections |
| US7335012B2 (en) * | 2004-12-22 | 2008-02-26 | General Electric Company | Apparatus for fabricating reinforced composite materials |
| US7431978B2 (en) * | 2004-12-22 | 2008-10-07 | General Electric Company | Reinforced matrix composite containment duct |
| US7332049B2 (en) * | 2004-12-22 | 2008-02-19 | General Electric Company | Method for fabricating reinforced composite materials |
| US8920594B2 (en) * | 2005-08-03 | 2014-12-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Composite thermoplastic matrix airframe structure and method of manufacture therefore |
| EP1775106B1 (en) * | 2005-10-17 | 2010-12-22 | Saab Ab | Manufacturing method for a curved object of composite material and curved object obtained thereby |
| FR2906785B1 (fr) * | 2006-10-10 | 2009-12-04 | Airbus France | Fuselage d'aeronef realise a partir de panneaux longitudinaux et procede de realisation d'un tel fuselage |
| DE102007003275B4 (de) * | 2007-01-23 | 2013-11-28 | Airbus Operations Gmbh | Schalenelement als Teil eines Flugzeugrumpfes |
| US8388795B2 (en) | 2007-05-17 | 2013-03-05 | The Boeing Company | Nanotube-enhanced interlayers for composite structures |
| 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 |
| ITMI20071448A1 (it) * | 2007-07-18 | 2009-01-19 | Alenia Aermacchi Spa | Procedimento di realizzazione di un pannello fonoassorbente per veicoli |
| US8042767B2 (en) | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
| 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. |
| DE102009013585B4 (de) * | 2009-03-17 | 2012-01-26 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfzellenstruktur für ein Flugzeug in Hybridbauweise |
| CN102019592B (zh) * | 2009-09-10 | 2012-07-04 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料加筋壁板成形的定位装置 |
| US7935202B2 (en) * | 2009-09-14 | 2011-05-03 | Stanley Joel A | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US8499524B2 (en) | 2009-09-14 | 2013-08-06 | Joel A. Stanley | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US8557070B2 (en) | 2009-09-14 | 2013-10-15 | Joel A. Stanley | Method of mounting objects to polymeric membranes |
| US8623158B2 (en) | 2009-09-14 | 2014-01-07 | Joel A. Stanley | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US8608884B2 (en) | 2009-09-14 | 2013-12-17 | Joel A. Stanley | Method and system for mounting objects to polymeric membranes |
| US9121545B2 (en) | 2009-09-14 | 2015-09-01 | Bwdt, Llc | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US9121180B2 (en) * | 2009-09-14 | 2015-09-01 | Bwdt, Llc | System for mounting objects to polymeric membranes |
| US9175479B2 (en) | 2009-09-14 | 2015-11-03 | Bwdt, Llc | System for mounting objects to polymeric membranes |
| DE102009057006A1 (de) * | 2009-12-04 | 2011-06-09 | Eads Deutschland Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines gekrümmten Verbundbauteils sowie Verbundbauteil |
| US8491743B2 (en) | 2009-12-15 | 2013-07-23 | The Boeing Company | Composite ply stabilizing method |
| JP5550370B2 (ja) * | 2010-02-05 | 2014-07-16 | 本田技研工業株式会社 | 航空機翼構造の製造方法 |
| CN101791821B (zh) * | 2010-04-08 | 2011-09-14 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料长桁的成形装置 |
| CN103249542A (zh) | 2010-07-13 | 2013-08-14 | 里尔喷射机公司 | 复合结构及其形成方法 |
| US20120199292A1 (en) * | 2011-02-03 | 2012-08-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ply locking for honeycomb panels |
| CN103341987B (zh) * | 2013-06-17 | 2015-09-09 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | Ω长桁纵横加筋复合材料整体壁板共固化工艺 |
| EP2865516B1 (en) * | 2013-10-28 | 2016-03-09 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Skin-stiffened composite panel and method of its manufacture |
| GB2528080A (en) * | 2014-07-08 | 2016-01-13 | Airbus Operations Ltd | Structure |
| EP3272640B1 (en) | 2016-07-21 | 2019-04-17 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A helicopter with a fuselage and a composite tail boom |
| US11390045B2 (en) | 2018-09-07 | 2022-07-19 | Textron Innovations Inc. | Molding assembly and method of co-curing stiffener with panel |
| US11180238B2 (en) * | 2018-11-19 | 2021-11-23 | The Boeing Company | Shear ties for aircraft wing |
| CN113650196B (zh) * | 2021-07-27 | 2023-04-14 | 中航西安飞机工业集团股份有限公司 | 一种t型湿长桁成型模具精确定位装置及使用方法 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5942621B2 (ja) * | 1981-01-12 | 1984-10-16 | 富士重工業株式会社 | ハニカムサンドイツチ構造物の製造法 |
| US4416349A (en) | 1981-09-30 | 1983-11-22 | The Boeing Company | Viscoelastically damped reinforced skin structures |
| JPH058316A (ja) * | 1991-07-05 | 1993-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 複合材製構造体の製造方法 |
| US5242523A (en) | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| US5451377A (en) | 1993-09-29 | 1995-09-19 | Rockwell International Corp. | Composite structures and methods of manufacturing such structures |
| US5580502A (en) | 1995-03-23 | 1996-12-03 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method of fabricating a composite article having an integral, co-cured composite stiffening member |
| FR2771330B1 (fr) | 1997-11-26 | 2004-02-27 | Aerospatiale | Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef |
| GB9802597D0 (en) * | 1998-02-07 | 1998-04-01 | Hurel Dubois Uk Ltd | Panels and structures |
| WO1999061233A2 (en) * | 1998-05-22 | 1999-12-02 | Cytec Technology Corp. | Products and method of core crush prevention |
| US6197146B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-03-06 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method and apparatus for forming airfoil structures |
| US6523246B1 (en) * | 1999-11-26 | 2003-02-25 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Jig used for formation of fiber-reinforced composite structure and method for formation of fiber-reinforced composite structure using jig |
| 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 |
-
2000
- 2000-04-14 JP JP2000113439A patent/JP4425422B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-04-12 US US09/832,794 patent/US6802931B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-04-17 DE DE60100821T patent/DE60100821T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-04-17 EP EP01303507A patent/EP1145828B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6802931B2 (en) | 2004-10-12 |
| EP1145828A3 (en) | 2002-03-20 |
| DE60100821D1 (de) | 2003-10-30 |
| JP2001293738A (ja) | 2001-10-23 |
| DE60100821T2 (de) | 2004-04-08 |
| EP1145828B1 (en) | 2003-09-24 |
| US20010030380A1 (en) | 2001-10-18 |
| EP1145828A2 (en) | 2001-10-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4425422B2 (ja) | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 | |
| US11518494B2 (en) | Composite material structure and manufacturing method of composite material structure | |
| JP4318381B2 (ja) | 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 | |
| KR102047554B1 (ko) | 복합재 햇 보강재, 복합재 햇-보강 압력 웨브, 및 그 제조 방법 | |
| CA2355366C (en) | Forming reinforcing components | |
| US9302759B2 (en) | Flexible truss frame and method of making the same | |
| JP4407964B2 (ja) | 複合ハニカムサンドイッチ構造 | |
| US8703269B2 (en) | Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same | |
| JP4191343B2 (ja) | ハニカムサンドイッチパネルの製造方法 | |
| US20170029137A1 (en) | Methods for manufacturing an i-stringer of an aircraft and devices for use in such methods | |
| EP2834063B1 (en) | Hat stiffeners with canted webs and method of forming the same | |
| JPH091681A (ja) | 繊維強化複合材の構造体及びその製造方法 | |
| US10611328B2 (en) | Composite material structural member and method of manufacturing the composite material structural member | |
| JP2003071864A (ja) | 複合材補強板の製造方法 | |
| US6523246B1 (en) | Jig used for formation of fiber-reinforced composite structure and method for formation of fiber-reinforced composite structure using jig | |
| JP2002160302A (ja) | Ｆｒｐ構造体 | |
| JP5398110B2 (ja) | 自動車用ボンネット | |
| JP4472107B2 (ja) | 成形治具及びそれを用いた繊維強化複合材の成形方法 | |
| JP5398111B2 (ja) | 積層体およびこれを用いた自動車用ボンネット | |
| WO2015098751A1 (ja) | 積層構造体およびその製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20061201 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090407 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090513 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090623 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20091202 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20091209 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121218 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131218 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |