WO2020003608A1 - 複合材、複合材の製造方法、及び複合材の硬化方法 - Google Patents

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WO2020003608A1
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composite material
skin material
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filler
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一希 野間
浩庸 秋山
敏生 小佐々
将征 金升
駿一 森島
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a composite material, a method for producing the composite material, and a method for curing the composite material.
  • composite honeycomb sandwich panels exhibiting excellent strength against bending stress, shear stress and the like have been used as structural materials for aircraft and the like.
  • the composite honeycomb sandwich panel has a sandwich structure in which high-strength skin materials are arranged on upper and lower surfaces of a lightweight core material (honeycomb core).
  • a film adhesive may be used for bonding these skin materials and the honeycomb core.
  • a composite honeycomb sandwich panel for example, one described in Patent Document 1 has been reported.
  • composite honeycomb sandwich panels used in aircraft structures generally have a lightning resistant mesh attached to the aerodynamic surface.
  • a lightning-resistant mesh to a composite honeycomb sandwich panel, in a composite honeycomb sandwich panel before curing (hereinafter simply referred to as “composite material”), a lightning-resistant mesh and a resin material (for example, film)
  • An adhesive an adhesive for integrating the lightning-resistant mesh into the composite material
  • a surface conditioner is applied.
  • FIG. 5 is a schematic diagram for explaining an example (secondary adhesive molding) of a method for manufacturing a conventional composite honeycomb sandwich panel.
  • Step (a) of FIG. 5 is a view showing a state in which a prepreg for forming a skin material is prepared
  • step (b) of FIG. 5 is a view showing a state in which a laminated prepreg is cured.
  • Step (c) is a view showing a state where the composite material is cured.
  • step (a) of FIG. 5 for example, three prepregs 110, which are two types of upper and lower skin materials, are prepared, and each of them is laminated.
  • step (b) of FIG. 5 the laminated uncured prepregs 111 are respectively sealed in different autoclave bags 112 and cured by an autoclave. Thereby, the prepreg is cured, and two prepregs 113 after curing are obtained.
  • a resin material 108 and a lightning-resistant mesh 107 which will be described later, are cured and integrated into one of the two cured prepregs 113.
  • a resin material 108, a lightning-resistant mesh 107, a cured prepreg 113, a second film adhesive 105, a honeycomb core 102, a first film adhesive 103, and a cured prepreg 113 are laminated in this order from below to form a composite material 101.
  • Step (c) in FIG. 5 the resin material 108, the lightning-resistant mesh 107 and the cured prepreg 113 on the lower side of the paper in step (c) of FIG. 5 are integrated, although they are drawn separately in step (c) of FIG. .
  • a composite material honeycomb sandwich panel can be obtained.
  • step (a) of FIG. 6 the composite material 101 ′ obtained by replacing the cured prepreg 113 with the uncured prepreg 111 in the composite material 101 of step (c) of FIG. Prepare as.
  • step (b) of FIG. 6 the composite material 101 'is sealed in an autoclave bag 112 and cured by an autoclave.
  • the operation cost of the autoclave can be reduced, and the molding cost can be reduced since the curing bag operation is performed once. Further, the rough trimming operation and the jig cleaning operation after the hardening of the skin, which are required for the secondary bonding, are not required.
  • a chamfer in which the end of the honeycomb core is cut off at an angle of about 30 °.
  • FIG. 7 is a longitudinal sectional view showing a state near the tip of the end of the honeycomb core when the composite material 101 ′ is cured in step (b) of FIG. 6.
  • the end when chamfering is performed on the end of the honeycomb core 102, the end has an inclined shape, so that the uncured prepreg 111 moves toward the tip of the end of the honeycomb core 102. It becomes difficult to conform to the shape of the end portion of the honeycomb core 102.
  • the end of the honeycomb core 102 has an inclined shape, a portion where the pressure of the autoclave is less likely to be applied to the end of the end is generated.
  • the resin material 108 disposed in the outermost layer is accumulated at a portion of the tip of the honeycomb core 102 where autoclave pressure is relatively unlikely to be applied (adhesive accumulation 114 occurs). There is.
  • the adhesive reservoir 114 is generated, the fibers of the skin material (uncured prepreg 111 on the lower side of the paper in FIG. 7) are bent (wrinkled) by the adhesive reservoir 114, and the obtained composite honeycomb sandwich is obtained. There is a problem that the strength of the panel is reduced.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and at the time of curing of a composite material, a fiber of a skin material is bent, and a composite material and a composite material capable of suppressing a decrease in strength. It is intended to provide a manufacturing method.
  • the present invention provides a honeycomb core, a first skin material that is disposed on one surface of the honeycomb core, and is bonded to the honeycomb core, and a first skin material that is disposed on a surface opposite to the one surface of the honeycomb core.
  • a second skin material bonded to the honeycomb core; a lightning-resistant mesh disposed on a surface of the second skin material opposite to a surface bonded to the honeycomb core;
  • a resin material disposed on a surface of the mesh opposite to the second skin material side, between the honeycomb core and the first skin material, or between the honeycomb core and the second skin material.
  • the honeycomb core overlaps with the front end of the end of the honeycomb core between the honeycomb core and the first skin material, or between the honeycomb core and the second skin material, or both. Fillers are located.
  • a lightning-resistant mesh and a resin material are generally applied to an aerodynamic surface.
  • the resin material for example, a film adhesive or a surface conditioner
  • the resin material disposed on the outermost layer may accumulate in this portion (adhesive accumulation may occur).
  • the fibers of the skin material may bend (wrinkle), resulting in a decrease in strength.
  • a filler is disposed between the honeycomb core and the first skin material (upper part of the end of the honeycomb core)
  • the pressure of the autoclave via the filler increases the adhesive pool. Is more likely to be transmitted to the portion where the adhesive is generated, so that the generation of the adhesive pool can be suppressed.
  • the filler is arranged between the honeycomb core and the second skin material (the lower part of the end of the honeycomb core)
  • the rigidity of the filler has the effect of suppressing the accumulation of the adhesive, thereby suppressing the bending of the skin material. it can.
  • the composite material of the present invention can be suitably used for aircraft structures.
  • the filler disposed between the honeycomb core and the second skin material has a length equal to or less than a length of a portion overlapping a tip of an end of the honeycomb core in a horizontal view. Preferably protrude outside the composite material.
  • the filler is disposed between the honeycomb core and the second skin material as described above, the bending of the skin material can be sufficiently suppressed. Since the size of the filler can be set to an appropriate size, it is possible to suppress the composite material from becoming excessively heavy.
  • a first film adhesive for bonding the first skin material to the honeycomb core is disposed between the first skin material and the honeycomb core; It is preferable that a second film adhesive for bonding the second skin material to the honeycomb core is disposed between the honeycomb core and the honeycomb core.
  • two skin materials can be bonded to the honeycomb core using a film adhesive.
  • an end of the honeycomb core is chamfered so as to be inclined toward the second skin material.
  • the end of the honeycomb core can be chamfered.
  • the present invention provides a honeycomb core, a first skin material that is disposed on one surface of the honeycomb core, and is bonded to the honeycomb core, and a first skin material that is disposed on a surface opposite to the one surface of the honeycomb core.
  • the end of the honeycomb core is provided between the honeycomb core and the first skin material, or between the honeycomb core and the second skin material, or both.
  • the filler is placed so as to overlap the tip of the part.
  • a lightning-resistant mesh and a resin material are generally applied to an aerodynamic surface.
  • this composite material in particular, when chamfering the end of the honeycomb core, a portion where the pressure of the autoclave is less likely to be applied is generated at the tip of the end.
  • the resin material for example, a film adhesive or a surface conditioner
  • the resin material disposed on the outermost layer may accumulate in this portion (adhesive accumulation may occur).
  • the adhesive pool is generated, the fibers of the skin material may bend (wrinkle), resulting in a decrease in strength.
  • a filler is disposed between the honeycomb core and the first skin material (the upper part of the end of the honeycomb core), the pressure of the autoclave via the filler causes the accumulation of the adhesive. Since it is easily transmitted to the portion, generation of the adhesive pool can be suppressed.
  • a filler is arranged between the honeycomb core and the second skin material (below the end of the honeycomb core), the effect of suppressing the accumulation of the adhesive due to the rigidity of the filler can be obtained, so that the bending of the skin material can be suppressed.
  • the filler in the composite material as described above, it is possible to suppress the fiber of the skin material from being bent at the time of curing the composite material and causing a decrease in strength. Therefore, the method for producing a composite material of the present invention can be suitably used for aircraft structures.
  • a length equal to or less than a length of a portion overlapping an end of an end of the honeycomb core is outside the composite material. It is preferable to dispose the filler so as to protrude.
  • the filler is arranged between the honeycomb core and the second skin material as described above, the bending of the skin material can be sufficiently suppressed. Since the size of the filler can be set to an appropriate size, it is possible to suppress the composite material to be manufactured from becoming excessively heavy.
  • a first film adhesive for bonding the first skin material to the honeycomb core is disposed between the first skin material and the honeycomb core as the composite material, It is preferable to prepare a material in which a second film adhesive for bonding the second skin material to the honeycomb core is disposed between the second skin material and the honeycomb core.
  • two skin materials can be bonded to the honeycomb core using a film adhesive.
  • the preparing step it is preferable to prepare, as the composite material, a composite material in which an end portion of the honeycomb core is chamfered so as to be inclined toward the second skin material.
  • the end of the honeycomb core can be chamfered.
  • the present invention provides a method for curing a composite material, which cures the above-described composite material at once.
  • the composite material of the present invention can sufficiently prevent the fibers of the skin material from bending and causing a decrease in strength when the composite material is cured, even if the composite material is cured and molded at once (1 Shot molding). . Accordingly, by performing the one-shot molding, the operation cost of the autoclave can be reduced, and the molding cost can be reduced because the operation of curing with the curing bag is performed only once. The rough trim operation after the skin material is hardened and the jig cleaning operation, which are required for the secondary adhesive molding, are not required, which is simple.
  • the composite material and the method for producing the composite material of the present invention it is possible to suppress the fiber of the skin material from being bent at the time of curing of the composite material, thereby reducing the strength.
  • step (a) is a figure which shows the state in which the prepreg for skin material formation was prepared
  • the step (b) was the laminated prepreg. Is a diagram showing a state in which the composite material is cured
  • step (c) is a diagram showing a state in which the composite material is cured.
  • a step (a) is a figure which shows the state which the composite material was prepared
  • the step (b) is a step (b) of FIG.
  • FIG. 7 is a longitudinal sectional view showing a state near the tip of the end of the honeycomb core when the composite material is cured in step (b) of FIG. 6.
  • FIG. 4 is a perspective view for explaining the configuration of the composite material according to the present embodiment.
  • the composite material 1 according to the present embodiment includes a honeycomb core 2, a first film adhesive 3, a first skin material 4, a second film adhesive 5, , A lightning-resistant mesh 7, and a resin material 8.
  • the first film adhesive 3 is disposed on one surface (upper surface) of the honeycomb core 2, and the first skin material 4 is adhered to the honeycomb core 2 via the first film adhesive 3.
  • the second film adhesive 5 is disposed on a surface (lower surface) opposite to one surface of the honeycomb core 2, and the second skin material 6 is interposed via the second film adhesive 5. Adhered to.
  • the lightning resistant mesh 7 is disposed on the surface of the second skin material 6 opposite to the surface bonded to the honeycomb core 2, and the resin material 8 is provided on the second skin material 6 side of the lightning resistant mesh 7. Are located on the opposite side.
  • the resin material 8 include a film adhesive and a surface conditioner.
  • the end of the honeycomb core 2 is chamfered so as to be inclined toward the second skin material 6 as described later.
  • the first skin material 4 and the second skin material 6 are obtained by laminating, for example, a plurality of uncured prepregs.
  • FIG. 1 is a vertical cross-sectional view showing a state near the tip of the end of the honeycomb core 2 when the composite material 1 according to the present embodiment is cured.
  • an end portion of the honeycomb core 2 is chamfered so as to be inclined, for example, by 30 ° toward the second skin material 6.
  • a filler 9 is arranged between the second film adhesive 5 and the second skin material 6 so as to overlap with the end of the chamfered end of the honeycomb core 2.
  • the filler 9 disposed between the second film adhesive 5 and the second skin material 6 has a length equal to the length of the portion overlapping the tip of the end of the honeycomb core 2 in a horizontal view. The following length protrudes outside the composite material 1 (particularly, the end of the end of the honeycomb core 2).
  • the material of the filler 9 is not particularly limited, but examples thereof include a composite material (for example, CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastics), GFRP (Glass Fiber Reinforced Plastics), etc.), a film adhesive, and a resin material.
  • CFRP Carbon Fiber Reinforced Plastics
  • GFRP Glass Fiber Reinforced Plastics
  • the cured state of the filler 9 may be cured or uncured.
  • the lamination number (ply number) of the filler 9 is determined according to the height of the adhesive pool which is expected to be generated. When the thickness of the filler 9 is 0.3 mm / ply or less, about 1 to 3 ply is desirable. . When a plurality of the fillers 9 are applied, the length of each ply may be the same or different.
  • the filler 9 is disposed between the honeycomb core 2 and the second skin material 6 so as to overlap the tip of the end of the honeycomb core 2.
  • the rigidity of the filler 9 suppresses the accumulation of the adhesive. Since the effect is obtained, the bending of the skin material (the second skin material 6) can be suppressed.
  • the composite 1 of the present embodiment can be suitably used for an aircraft structure.
  • the length of the filler 9 that is equal to or less than the length of the portion overlapping the tip of the end of the honeycomb core 2 in the horizontal view protrudes outside the composite material 1. If the filler 9 is arranged as described above, the bending of the second skin material 6 can be sufficiently suppressed. Since the size of the filler 9 can be set to an appropriate size, it is possible to suppress the composite material 1 from becoming excessively heavy.
  • the filler 9 protrudes outside the composite material 1 by a length equal to or less than the length of the portion overlapping the tip of the end of the honeycomb core 2 in a horizontal view.
  • the present invention is not limited to this.
  • the length of the filler 9 is not particularly limited as long as the filler 9 overlaps the vicinity of the tip of the end of the honeycomb core 2 where the adhesive pool is generated.
  • FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing a state near the tip of the end of the honeycomb core 2 when the composite material 21 according to the present embodiment is cured.
  • a filler is provided between the first film adhesive 3 and the first skin material 4 so as to overlap the front end of the chamfered end of the honeycomb core 2.
  • 9 ' is arranged.
  • the filler 9 ' may be the same as the filler 9 in the first embodiment described above.
  • the filler 9 ′ is disposed between the honeycomb core 2 and the first skin material 4 so as to overlap the tip of the end of the honeycomb core 2.
  • the filler 9 ′ is arranged between the honeycomb core 2 and the first skin material 4 (the upper part of the end of the honeycomb core 2), the pressure of the autoclave is increased via the filler 9 ′.
  • it is easily transmitted to the portion where the adhesive pool is generated. Thereby, generation
  • the filler 9 ′ is arranged in the composite material 21 as described above, it is possible to prevent the fibers of the second skin material 6 from being bent at the time of curing the composite material 21, and to reduce the strength. Therefore, the composite material 21 of the present embodiment can be suitably used for an aircraft structure.
  • FIG. 1 The basic configuration of the present embodiment is basically the same as that of the first embodiment, except that the filler 9 'of the second embodiment is arranged in addition to the filler 9 in the first embodiment. I have. Therefore, in the present embodiment, the different parts will be described, and the description of the other overlapping parts will be omitted. Note that the same components as those in the first and second embodiments are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
  • FIG. 3 is a longitudinal sectional view showing a state near the tip of the end of the honeycomb core 2 when the composite material 31 according to the present embodiment is cured.
  • the composite material 31 according to the present embodiment between the first film adhesive 3 and the first skin material 4 and between the second film adhesive 5 and the second skin material 6, respectively.
  • the filler 9 is disposed between the honeycomb core 2 and the first skin material 4 (above the end of the honeycomb core 2), the pressure of the autoclave via the filler 9 becomes: It is easily transmitted to the portion where the adhesive pool is generated. Thereby, generation
  • the filler 9 ' is arranged between the honeycomb core 2 and the second skin material 6 (the lower part of the end of the honeycomb core 2), the effect of suppressing the accumulation of the adhesive due to the rigidity of the filler 9' can be obtained.
  • the bending of the second skin material 6 can be suppressed.
  • the fillers 9 and 9 ′ are arranged in the composite material 31 as described above, it is possible to prevent the fibers of the second skin material 6 from bending when the composite material 31 is cured, and to reduce the strength. . Therefore, the composite material 31 of the present embodiment can be suitably used for an aircraft structure.
  • the composite material of the present invention as described above can be cured at once.
  • the composite material of the present invention even when the composite material is cured and molded (1 Shot molding), at the time of curing the composite material, the fibers of the skin material are sufficiently suppressed from bending and causing a decrease in strength. Can be. Accordingly, by performing the one-shot molding, the operation cost of the autoclave can be reduced, and the molding cost can be reduced because the operation of curing with the curing bag is performed only once. The rough trim operation after the skin material is hardened and the jig cleaning operation, which are required for the secondary adhesive molding, are not required, which is simple.
  • the composite material of the present invention as described above can be used as a lightweight, high-profile material for future civil aircraft control surfaces, future helicopter / spaceplane panels, aircraft flooring, flooring and frame materials for new transportation and railway vehicles.
  • the present invention can be suitably applied to products that require a rigid composite honeycomb sandwich panel.
  • the method for producing a composite material of the present invention includes a preparation step and an arrangement step.
  • the preparation step the above-described composite material of the present invention is prepared.
  • the filler is arranged between the honeycomb core and the first skin material, or between the honeycomb core and the second skin material, or both, so as to overlap the tip of the end portion of the honeycomb core. .
  • the preparation step the above-described composite material 1 of the first embodiment is prepared.
  • the composite material 1 shown in FIG. 4 is prepared, and the following steps are performed.
  • a filler is provided between the second film adhesive 5 and the second skin material 6 so as to overlap the front end of the chamfered end of the honeycomb core 2. 9 is arranged.
  • the tip of the end of the honeycomb core 2 is viewed in a horizontal view.
  • the filler 9 is arranged so that a length equal to or less than the length of the overlapping portion protrudes outside the composite material 1.
  • the filler 9 is arranged between the honeycomb core 2 and the second skin material 6 so as to overlap the tip of the end of the honeycomb core 2 in the arrangement step. If the filler 9 is disposed between the honeycomb core 2 and the second skin material 6 (below the end of the honeycomb core 2) as in the present embodiment, the effect of suppressing the accumulation of the adhesive due to the rigidity of the filler 9 is obtained. Therefore, bending of the skin material (second skin material 6) can be suppressed.
  • the filler 9 is provided only between the second film adhesive 5 and the second skin material 6 as an example. Although described, it is not limited to this. As shown in FIG. 2, a filler 9 'may be provided only between the first film adhesive 3 and the first skin material 4, or as shown in FIG. Fillers 9 and 9 ′ may be provided both between the first skin material 4 and between the second film adhesive 5 and the second skin material 6. Further, the present invention is not limited to these modes.
  • the case where the first film adhesive 3 and the second film adhesive 5 are used has been described as an example.
  • the two film adhesives may not be used. This eliminates the need for a film adhesive, thereby reducing costs.
  • molding can be performed by 1-shot molding. At this time, the two skin materials (uncured prepreg) are directly bonded to the honeycomb core.
  • the case where the end portion of the honeycomb core 2 is chamfered is described as an example, but the chamfering process may not be performed. Even when the honeycomb core is not chamfered, it is expected that the above-described adhesive pool will occur. However, if a filler is provided as in the present invention, the occurrence of such an adhesive pool is suppressed. be able to.

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Abstract

複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる複合材を提供することを目的とする。複合材（１）において、ハニカムコア（２）と第１のスキン材（４）との間、又はハニカムコア（２）と第２のスキン材（６）との間、もしくはこれらの両方に、ハニカムコア（２）の端部の先端に重なるようにフィラー（９）が配置されている。ハニカムコア（２）と第２のスキン材（６）との間に配置されているフィラー（９）は、水平視で、ハニカムコア（２）の端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが複合材（１）の外側にはみ出している。

Description

複合材、複合材の製造方法、及び複合材の硬化方法
　本発明は、複合材、複合材の製造方法、及び複合材の硬化方法に関するものである。
　近年、曲げ応力、せん断応力等に対して優れた強度を発揮する複合材ハニカムサンドイッチパネルが、航空機等の構造材として使用されている。複合材ハニカムサンドイッチパネルは、軽量のコア材（ハニカムコア）の上下面に高強度のスキン材を配したサンドイッチ構造となっている。これらスキン材とハニカムコアとの接着には、フィルム状接着剤が使用されることがある。このような複合材ハニカムサンドイッチパネルの例としては、例えば特許文献１に記載されているものが報告されている。
　雷撃による損傷を防ぐため、航空機構造に使用される複合材ハニカムサンドイッチパネルにおいては、一般に空力面に耐雷メッシュを取り付けている。従来、複合材ハニカムサンドイッチパネルへの耐雷メッシュの取り付けに当たっては、硬化前の複合材ハニカムサンドイッチパネル（以下、これを単に「複合材」と言う）において、空力面に耐雷メッシュと樹脂材料（例えばフィルム接着剤（耐雷メッシュを複合材に一体化させるための接着剤）や表面調整剤）とを適用する。
米国特許第９５３９７６９号明細書
　以下、図５，６を示して、上記のような複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造方法について説明する。図５は、従来の複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造方法の一例（二次接着成形）を説明するための概略図である。図５のステップ（ａ）はスキン材形成用のプリプレグが用意された状態を示す図であり、図５のステップ（ｂ）は積層されたプリプレグが硬化される状態を示す図であり、図５のステップ（ｃ）は複合材が硬化される状態を示す図である。
　二次接着成形による製造方法においては、まず、図５のステップ（ａ）に示すように、上下２種類のスキン材の材料であるプリプレグ１１０を例えば３枚ずつ用意し、これらをそれぞれ積層する。次に、図５のステップ（ｂ）に示すように、積層した未硬化のプリプレグ１１１をそれぞれ別のオートクレーブバッグ１１２に封入してオートクレーブにて硬化する。これにより、プリプレグを硬化して、硬化後プリプレグ１１３を２つ得る。このとき、図中では省略しているが、２つのうち一方の硬化後プリプレグ１１３には、後述の樹脂材料１０８及び耐雷メッシュ１０７を一緒に硬化させて一体化させている。
　この後、下から樹脂材料１０８、耐雷メッシュ１０７、硬化後プリプレグ１１３、第２のフィルム接着剤１０５、ハニカムコア１０２、第１のフィルム接着剤１０３、硬化後プリプレグ１１３の順に積層して複合材１０１を得る（図５のステップ（ｃ））。なお、図５のステップ（ｃ）中では分離して描いているが、樹脂材料１０８、耐雷メッシュ１０７、及び図５のステップ（ｃ）中紙面下側の硬化後プリプレグ１１３は一体化されている。得られた複合材１０１をオートクレーブバッグ１１２に封入してオートクレーブにて硬化することで、複合材ハニカムサンドイッチパネルを得ることができる。
　複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造に当たっては、現状、図５に示すような二次接着成形による製造方法が一般的である。しかし、この製造方法では、オートクレーブの運転を２回以上行う必要があり、硬化するための費用が増大するという欠点があった。そこで、オートクレーブの運転回数を削減するため、図６に示すような、１回のオートクレーブにて複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造を行う１Ｓｈｏｔ成形が試みられている。以下、図６を示してこのような１Ｓｈｏｔ成形による複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造方法について説明する。図６のステップ（ａ）は複合材が用意された状態を示す図であり、図６のステップ（ｂ）は図６のステップ（ａ）の複合材が硬化される状態を示す図である。
　１Ｓｈｏｔ成形においては、図６のステップ（ａ）に示すように、図５のステップ（ｃ）の複合材１０１のうち、硬化後プリプレグ１１３を未硬化のプリプレグ１１１に替えたものを複合材１０１’として用意する。次に、図６のステップ（ｂ）に示すように、この複合材１０１’をオートクレーブバッグ１１２に封入してオートクレーブにて硬化する。これにより、１回のオートクレーブにて複合材ハニカムサンドイッチパネルを製造することができる。従って、１Ｓｈｏｔ成形であれば、オートクレーブの運転費用を削減できるほか、硬化用バッグ作業が１回となることから成形費用を削減できる。また、二次接着成形で必要となるスキン硬化後のラフトリム作業及び治具清掃作業が不要となる。
　ここで、通常、複合材ハニカムサンドイッチパネルの成形に当たり、ハニカムコアの側面に圧力がかかることにより発生するコアクラッシュを低減するために、ハニカムコアの端部を斜め３０°程度に削ぎ落とす面取り（チャンファ）加工を行う。このような面取り加工を行ったハニカムコアを備える複合材を１ｓｈｏｔ成形する場合について、以下図７を示して説明する。
　図７は図６のステップ（ｂ）の複合材１０１’の硬化時における、ハニカムコアの端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。図７に示すように、ハニカムコア１０２の端部に面取り加工を施した場合、この端部が傾斜した形状となるため、ハニカムコア１０２の端部の先端に向かうにつれて、未硬化のプリプレグ１１１がハニカムコア１０２の端部の形状になじみにくくなる。また、このハニカムコア１０２の端部は傾斜した形状になっているため、端部の先端に相対的にオートクレーブの圧力がかかりにくい部分が生じてしまう。このような複合材１０１’について１Ｓｈｏｔ成形を行うと、ハニカムコア１０２の先端の相対的にオートクレーブ圧力がかかりにくい箇所で、最外層に配置した樹脂材料１０８が溜まる（接着剤溜り１１４が生じる）ことがある。接着剤溜り１１４が生じてしまうと、この接着剤溜り１１４によりスキン材（図７中、紙面下側の未硬化のプリプレグ１１１）の繊維が屈曲（リンクル）してしまい、得られる複合材ハニカムサンドイッチパネルの強度低下が生じてしまうという問題があった。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる複合材及び複合材の製造方法を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
　本発明は、ハニカムコアと、該ハニカムコアの一方の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第１のスキン材と、前記ハニカムコアの一方の面とは反対側の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第２のスキン材と、前記第２のスキン材の前記ハニカムコアに接着される面とは反対側の面上に配置される耐雷メッシュと、該耐雷メッシュの前記第２のスキン材側とは反対側の面に配置される樹脂材料と、を備えており、前記ハニカムコアと前記第１のスキン材との間、又は前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、前記ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーが配置されている複合材を提供する。
　本発明の複合材においては、ハニカムコアと第１のスキン材との間、又はハニカムコアと第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーが配置されている。航空機構造に使用される複合材においては、一般に空力面に耐雷メッシュと樹脂材料を適用する。この複合材において、特にハニカムコアの端部に面取り加工を施す場合、この端部の先端に相対的にオートクレーブの圧力がかかりにくい部分が生じてしまう。この状態で複合材を硬化させると、この部分において、最外層に配置した樹脂材料（例えばフィルム接着剤や表面調整剤）が溜まってしまう（接着剤溜りが生じる）ことがある。接着剤溜りが生じてしまうと、スキン材の繊維が屈曲（リンクル）し、強度低下を招く恐れがある。ここで、本発明のように、ハニカムコアと第１のスキン材との間（ハニカムコアの端部の上部）にフィラーが配置されていれば、フィラーを介してオートクレーブの圧力が、接着剤溜りが生じる部分に伝達されやすくなるため、接着剤溜りの発生を抑制することができる。ハニカムコアと第２のスキン材との間（ハニカムコアの端部の下部）にフィラーが配置されていれば、フィラーの剛性により接着剤溜りを抑え込む効果が得られるため、スキン材の屈曲を抑制できる。このように複合材にフィラーが配置されていれば、複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。従って、本発明の複合材であれば、航空機構造に好適に使用することができる。
　前記複合材において、前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間に配置されている前記フィラーは、水平視で、前記ハニカムコアの端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが前記複合材の外側にはみ出していることが好ましい。
　上記のようにハニカムコアと第２のスキン材との間にフィラーが配置されていれば、スキン材の屈曲を十分に抑制できる。フィラーの大きさを適度な大きさに設定できるので、複合材が過度に重くなることを抑制することができる。
　前記複合材において、前記第１のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第１のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第１のフィルム接着剤が配置されており、前記第２のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第２のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第２のフィルム接着剤が配置されていることが好ましい。
　上記のように、本発明では、フィルム接着剤を使用して２つのスキン材をハニカムコアに接着させることができる。
　前記複合材において、前記ハニカムコアの端部は、前記第２のスキン材側に傾斜するように面取り加工が施されていることが好ましい。
　上記のように、本発明においては、ハニカムコアの端部に面取り加工を施すことができる。
　本発明は、ハニカムコアと、該ハニカムコアの一方の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第１のスキン材と、前記ハニカムコアの一方の面とは反対側の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第２のスキン材と、前記第２のスキン材の前記ハニカムコアに接着される面とは反対側の面上に配置される耐雷メッシュと、該耐雷メッシュの前記第２のスキン材側とは反対側の面に配置される樹脂材料と、を備えている複合材を準備する準備工程と、前記ハニカムコアと前記第１のスキン材との間、又は前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、前記ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーを配置する配置工程と、を有する複合材の製造方法を提供する。
　本発明の複合材の製造方法においては、配置工程において、ハニカムコアと第１のスキン材との間、又はハニカムコアと第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーを配置する。航空機構造に使用される複合材においては、一般に空力面に耐雷メッシュと樹脂材料を適用する。この複合材において、特にハニカムコアの端部に面取り加工を施す場合、この端部の先端に相対的にオートクレーブの圧力がかかりにくい部分が生じてしまう。この状態で複合材を硬化させると、この部分において、最外層に配置した樹脂材料（例えばフィルム接着剤や表面調整剤）が溜まってしまう（接着剤溜りが生じる）ことがある。接着剤溜りが生じてしまうと、スキン材の繊維が屈曲（リンクル）し、強度低下を招く恐れがある。ここで、本発明のように、ハニカムコアと第１のスキン材との間（ハニカムコアの端部の上部）にフィラーを配置すれば、フィラーを介してオートクレーブの圧力が、接着剤溜りが生じる部分に伝達されやすくなるため、接着剤溜りの発生を抑制することができる。ハニカムコアと第２のスキン材との間（ハニカムコアの端部の下部）にフィラーを配置すれば、フィラーの剛性により接着剤溜りを抑え込む効果が得られるため、スキン材の屈曲を抑制できる。このように複合材にフィラーを配置すれば、複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。従って、本発明の複合材の製造方法であれば、航空機構造に好適に使用することができる。
　前記配置工程において、前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間に、水平視で、前記ハニカムコアの端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが前記複合材の外側にはみ出すように前記フィラーを配置することが好ましい。
　上記のようにハニカムコアと第２のスキン材との間にフィラーを配置すれば、スキン材の屈曲を十分に抑制できる。フィラーの大きさを適度な大きさに設定できるので、製造する複合材が過度に重くなることを抑制することができる。
　前記準備工程において、前記複合材として、前記第１のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第１のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第１のフィルム接着剤が配置されており、前記第２のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第２のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第２のフィルム接着剤が配置されているものを準備することが好ましい。
　上記のように、本発明では、フィルム接着剤を使用して２つのスキン材をハニカムコアに接着させることができる。
　前記準備工程において、前記複合材として、前記ハニカムコアの端部に、前記第２のスキン材側に傾斜するように面取り加工が施されているものを準備することが好ましい。
　上記のように、本発明においては、ハニカムコアの端部に面取り加工を施すことができる。
　本発明は、上述の複合材を一括で硬化する複合材の硬化方法を提供する。
　本発明の複合材は、一括で硬化を行って成形（１Ｓｈｏｔ成形）しても、複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを十分に抑制することができる。従って、１Ｓｈｏｔ成形を行うことで、オートクレーブの運転費用を削減できるほか、硬化用バッグで硬化する作業が１回となるため、成形費用も削減できる。二次接着成形で必要となる、スキン材硬化後のラフトリム作業と治具清掃作業とが不要になるため、簡便である。
　本発明の複合材及び複合材の製造方法であれば、複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。
本発明の第１実施形態に係る複合材の硬化時における、ハニカムコアの端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。 本発明の第２実施形態に係る複合材の硬化時における、ハニカムコアの端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。 本発明の第３実施形態に係る複合材の硬化時における、ハニカムコアの端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。 本発明の第１実施形態に係る複合材の構成を説明するための斜視図である。 従来の複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造方法の一例を説明するための概略図であり、ステップ（ａ）はスキン材形成用のプリプレグが用意された状態を示す図、ステップ（ｂ）は積層したプリプレグが硬化される状態を示す図、ステップ（ｃ）は複合材が硬化される状態を示す図である。 従来の複合材ハニカムサンドイッチパネルの製造方法の別の一例を説明するための概略図であり、ステップ（ａ）は複合材が用意された状態を示す図、ステップ（ｂ）は図６のステップ（ａ）の複合材が硬化される状態を示す図である。 図６のステップ（ｂ）の複合材の硬化時における、ハニカムコアの端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。
　以下、本発明に係る複合材及び複合材の製造方法の一実施形態について、図面を参照して説明する。
〔複合材〕
〔第１実施形態〕
　以下、本発明の第１実施形態に係る複合材について、図１，４を用いて説明する。
　図４は、本実施形態に係る複合材の構成を説明するための斜視図である。
　図４に示すように、本実施形態に係る複合材１は、ハニカムコア２と、第１のフィルム接着剤３と、第１のスキン材４と、第２のフィルム接着剤５と、第２のスキン材６と、耐雷メッシュ７と、樹脂材料８と、を備えている。具体的には、第１のフィルム接着剤３はハニカムコア２の一方の面（上面）に配置され、第１のスキン材４は第１のフィルム接着剤３を介してハニカムコア２に接着される。一方、第２のフィルム接着剤５はハニカムコア２の一方の面とは反対側の面（下面）に配置され、第２のスキン材６は第２のフィルム接着剤５を介してハニカムコア２に接着される。そして、耐雷メッシュ７は第２のスキン材６のハニカムコア２に接着される面とは反対側の面上に配置されており、樹脂材料８は耐雷メッシュ７の第２のスキン材６側とは反対側の面に配置されている。樹脂材料８としては、例えばフィルム接着剤や表面調整剤が挙げられる。
　ハニカムコア２の端部は、後述するように、第２のスキン材６側に傾斜するように面取り加工が施されている。第１のスキン材４及び第２のスキン材６は、未硬化のプリプレグを例えば複数枚積層したものである。
　次に、図１を示して本実施形態に係る複合材１における、ハニカムコア２の端部の先端近傍の構成について具体的に説明する。図１は本実施形態に係る複合材１の硬化時における、ハニカムコア２の端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。図１に示すように、ハニカムコア２の端部は、第２のスキン材６側に例えば３０°傾斜するように面取り加工が施されている。そして、第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間には、ハニカムコア２の面取り加工が施された端部の先端に重なるようにフィラー９が配置されている。具体的には、第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間に配置されているフィラー９は、水平視で、ハニカムコア２の端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが複合材１（特にはハニカムコア２の端部の先端）の外側にはみ出している。
　フィラー９の材料としては、特に限定されないが、複合材料（例えばＣＦＲＰ（Ｃａｒｂｏｎ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）、ＧＦＲＰ（Ｇｌａｓｓ　Ｆｉｂｅｒ　Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）等）、フィルム接着剤、樹脂材料等を挙げることができる。フィラー９の硬化状態は硬化済みであっても未硬化であっても良い。フィラー９の積層数（ｐｌｙ数）は、生じると予測される接着剤溜りの高さに応じて決定されるが、フィラー９の厚みが０．３ｍｍ／ｐｌｙ以下の場合、１～３ｐｌｙ程度が望ましい。フィラー９を複数枚重ねて適用する場合、ｐｌｙ毎の長さは同じであっても、異なっても良い。
　以上に説明の構成により、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
　本実施形態の複合材１においては、ハニカムコア２と第２のスキン材６との間に、ハニカムコア２の端部の先端に重なるようにフィラー９が配置されている。本実施形態のように、ハニカムコア２と第２のスキン材６との間（ハニカムコア２の端部の下部）にフィラー９が配置されていれば、フィラー９の剛性により接着剤溜りを抑え込む効果が得られるため、スキン材（第２のスキン材６）の屈曲を抑制できる。このように複合材１にフィラー９が配置されていれば、複合材１の硬化時において、第２のスキン材６の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。従って、本実施形態の複合材１であれば、航空機構造に好適に使用することができる。
　本実施形態では、フィラー９が、水平視で、ハニカムコア２の端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが複合材１の外側にはみ出している。このようにフィラー９が配置されていれば、第２のスキン材６の屈曲を十分に抑制できる。フィラー９の大きさを適度な大きさに設定できるので、複合材１が過度に重くなることを抑制することができる。
　なお、以上に説明した第１実施形態においては、フィラー９が、水平視で、ハニカムコア２の端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが複合材１の外側にはみ出している場合を例に挙げて説明したが、これに限定されない。具体的には、接着剤溜りが発生するハニカムコア２の端部の先端近傍に重なってさえいれば，フィラー９の長さは特に限定されない。
〔第２実施形態〕
　次に、本発明の第２実施形態について、図２を用いて説明する。
　本実施形態の基本構成は、第１実施形態と基本的に同様であるが、第１実施形態とは、フィラー９の代わりに、第１のフィルム接着剤３と第１のスキン材４との間にフィラー９’が配置されている点が異なっている。よって、本実施形態においては、この異なっている部分を説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
　なお、第１実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその重複した説明を省略する。
　図２は、本実施形態に係る複合材２１の硬化時における、ハニカムコア２の端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。本実施形態に係る複合材２１においては、第１のフィルム接着剤３と第１のスキン材４との間には、ハニカムコア２の面取り加工が施された端部の先端に重なるようにフィラー９’が配置されている。なお、このフィラー９’としては、上記した第１実施形態におけるフィラー９と同様のものであればよい。
　以上に説明の構成により、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
　本実施形態の複合材２１においては、ハニカムコア２と第１のスキン材４との間に、ハニカムコア２の端部の先端に重なるようにフィラー９’が配置されている。本実施形態のように、ハニカムコア２と第１のスキン材４との間（ハニカムコア２の端部の上部）にフィラー９’が配置されていれば、フィラー９’を介してオートクレーブの圧力が、接着剤溜りが生じる部分に伝達されやすくなる。これにより、接着剤溜りの発生を抑制することができる。このように複合材２１にフィラー９’が配置されていれば、複合材２１の硬化時において、第２のスキン材６の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。従って、本実施形態の複合材２１であれば、航空機構造に好適に使用することができる。
〔第３実施形態〕
　次に、本発明の第３実施形態について、図３を用いて説明する。
　本実施形態の基本構成は、第１実施形態と基本的に同様であるが、第１実施形態とは、フィラー９に加え、第２実施形態のフィラー９’も配置されている点が異なっている。よって、本実施形態においては、この異なっている部分を説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
　なお、第１，第２実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその重複した説明を省略する。
　図３は、本実施形態に係る複合材３１の硬化時における、ハニカムコア２の端部の先端近傍の状態を示す縦断面図である。本実施形態に係る複合材３１においては、第１のフィルム接着剤３と第１のスキン材４との間、及び第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間に、それぞれフィラー９，９’が配置されている。
　以上に説明の構成により、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
　本実施形態の複合材３１においては、ハニカムコア２と第１のスキン材４との間、ハニカムコア２と第２のスキン材６との間の両方に、ハニカムコア２の端部の先端に重なるようにフィラー９，９’が配置されている。本実施形態のように、ハニカムコア２と第１のスキン材４との間（ハニカムコア２の端部の上部）にフィラー９が配置されていれば、フィラー９を介してオートクレーブの圧力が、接着剤溜りが生じる部分に伝達されやすくなる。これにより、接着剤溜りの発生を抑制することができる。ハニカムコア２と第２のスキン材６との間（ハニカムコア２の端部の下部）にフィラー９’が配置されていれば、フィラー９’の剛性により接着剤溜りを抑え込む効果が得られるため、第２のスキン材６の屈曲を抑制できる。このように複合材３１にフィラー９，９’が配置されていれば、複合材３１の硬化時において、第２のスキン材６の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。従って、本実施形態の複合材３１であれば、航空機構造に好適に使用することができる。
　以上説明したような本発明の複合材は、一括で硬化することができる。本発明の複合材であれば、一括で硬化を行って成形（１Ｓｈｏｔ成形）しても、複合材の硬化時において、スキン材の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを十分に抑制することができる。従って、１Ｓｈｏｔ成形を行うことで、オートクレーブの運転費用を削減できるほか、硬化用バッグで硬化する作業が１回となるため、成形費用も削減できる。二次接着成形で必要となる、スキン材硬化後のラフトリム作業と治具清掃作業とが不要になるため、簡便である。
　以上説明したような本発明の複合材は、将来民間機用舵面構造、将来ヘリ・宇宙往還機用パネル、航空機用床材、新交通及び鉄道車両の床材・フレーム材等、軽量・高剛性の複合材ハニカムサンドイッチパネルを必要とする製品に好適に適用可能である。
〔複合材の製造方法〕
　次に、本発明の複合材の製造方法の一実施形態について説明する。
　本発明の複合材の製造方法は、準備工程と、配置工程と、を有する。準備工程では、上述した本発明の複合材を準備する。配置工程では、ハニカムコアと第１のスキン材との間、又はハニカムコアと第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーを配置する。
　なお、以下では、図１，４に示す複合材１の製造に当たり、本発明の複合材の製造方法を適用する場合を一例として説明するが、これに限定されない。
（準備工程）
　準備工程においては、上述した第１実施形態の複合材１を準備する。ここでは一例として、図４に示す複合材１を準備し、以下の工程を行う。
（配置工程）
　配置工程においては、図１に示すように、第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間に、ハニカムコア２の面取り加工が施された端部の先端に重なるようにフィラー９を配置する。
　この配置工程においては、具体的には、図１に示すように、第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間に、水平視で、ハニカムコア２の端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが複合材１の外側にはみ出すようにフィラー９を配置する。
　以上に説明の構成により、本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
　本実施形態の複合材１の製造方法においては、配置工程において、ハニカムコア２と第２のスキン材６との間に、ハニカムコア２の端部の先端に重なるようにフィラー９を配置する。本実施形態のように、ハニカムコア２と第２のスキン材６との間（ハニカムコア２の端部の下部）にフィラー９を配置すれば、フィラー９の剛性により接着剤溜りを抑え込む効果が得られるため、スキン材（第２のスキン材６）の屈曲を抑制できる。このように複合材１にフィラー９を配置すれば、複合材１の硬化時において、第２のスキン材６の繊維が屈曲し、強度低下を招くことを抑制することができる。従って、本実施形態の複合材１の製造方法であれば、航空機構造に好適に使用することができる。
　なお、以上に説明した本発明の複合材の製造方法の一実施形態においては、第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間のみにフィラー９を設ける場合を例に挙げて説明したが、これに限定されない。図２に示すように第１のフィルム接着剤３と第１のスキン材４との間のみにフィラー９’を設けてもよいし、図３に示すように第１のフィルム接着剤３と第１のスキン材４との間、及び第２のフィルム接着剤５と第２のスキン材６との間の両方にそれぞれフィラー９，９’を設けてもよい。また、これらの形態に限定されない。
　以上に説明した本発明の複合材及び複合材の製造方法の一実施形態においては、第１のフィルム接着剤３と第２のフィルム接着剤５とを使用する場合を一例として説明したが、これらの２つのフィルム接着剤を使用しない態様としてもよい。このようにすれば、フィルム接着剤が不要となるので、コストを下げることができる。また、上記２つのフィルム接着剤を使用しない態様とした場合においても、１Ｓｈｏｔ成形で成形を行うことができる。このとき、ハニカムコアに２つのスキン材（未硬化のプリプレグ）が直接接着される。
　以上に説明した本発明の複合材及び複合材の製造方法の一実施形態においては、ハニカムコア２の端部に面取り加工する場合を一例として説明したが、面取り加工は行わなくてもよい。ハニカムコアに面取り加工を行わない場合においても、上記のような接着剤溜りが生じることが予想されるが、本発明のようにフィラーを設ければ、このような接着剤溜りの発生を抑制することができる。
１，２１，３１　複合材
２　ハニカムコア
３　第１のフィルム接着剤
４　第１のスキン材
５　第２のフィルム接着剤
６　第２のスキン材
７　耐雷メッシュ
８　樹脂材料
９，９’　フィラー

Claims (9)

  1. 　ハニカムコアと、
    　該ハニカムコアの一方の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第１のスキン材と、
    　前記ハニカムコアの一方の面とは反対側の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第２のスキン材と、
    　前記第２のスキン材の前記ハニカムコアに接着される面とは反対側の面上に配置される耐雷メッシュと、
    　該耐雷メッシュの前記第２のスキン材側とは反対側の面に配置される樹脂材料と、を備え、
    　前記ハニカムコアと前記第１のスキン材との間、又は前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、前記ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーが配置されている複合材。
  2. 　前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間に配置されている前記フィラーは、水平視で、前記ハニカムコアの端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが前記複合材の外側にはみ出している請求項１に記載の複合材。
  3. 　前記第１のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第１のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第１のフィルム接着剤が配置されており、
    　前記第２のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第２のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第２のフィルム接着剤が配置されている請求項１又は請求項２に記載の複合材。
  4. 　前記ハニカムコアの端部は、前記第２のスキン材側に傾斜するように面取り加工が施されている請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の複合材。
  5. 　ハニカムコアと、該ハニカムコアの一方の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第１のスキン材と、前記ハニカムコアの一方の面とは反対側の面に配置されるとともに、前記ハニカムコアに接着される第２のスキン材と、前記第２のスキン材の前記ハニカムコアに接着される面とは反対側の面上に配置される耐雷メッシュと、該耐雷メッシュの前記第２のスキン材側とは反対側の面に配置される樹脂材料と、を備えている複合材を準備する準備工程と、
    　前記ハニカムコアと前記第１のスキン材との間、又は前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間、もしくはこれらの両方に、前記ハニカムコアの端部の先端に重なるようにフィラーを配置する配置工程と、
    を有する複合材の製造方法。
  6. 　前記配置工程において、前記ハニカムコアと前記第２のスキン材との間に、水平視で、前記ハニカムコアの端部の先端に重なる部分の長さと同等以下の長さが前記複合材の外側にはみ出すように前記フィラーを配置する請求項５に記載の複合材の製造方法。
  7. 　前記準備工程において、前記複合材として、前記第１のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第１のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第１のフィルム接着剤が配置されており、前記第２のスキン材と前記ハニカムコアとの間に、前記第２のスキン材を前記ハニカムコアに接着させる第２のフィルム接着剤が配置されているものを準備する請求項５又は請求項６に記載の複合材の製造方法。
  8. 　前記準備工程において、前記複合材として、前記ハニカムコアの端部に、前記第２のスキン材側に傾斜するように面取り加工が施されているものを準備する請求項５から請求項７のいずれか一項に記載の複合材の製造方法。
  9. 　請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の複合材を一括で硬化する複合材の硬化方法。
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