WO2020003609A1 - 複合材構造体の成形方法 - Google Patents

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WO2020003609A1
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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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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present disclosure relates to a method of forming a composite material structure, particularly, a composite material applied to a control surface structure for a civil aircraft, a panel for a helicopter / spaceplane, a floor material for an aircraft, a floor material for a new transportation and a railway vehicle, a frame material, and the like.
  • the present invention relates to a method for forming a honeycomb sandwich panel.
  • the composite honeycomb sandwich panel is a sandwich structure in which a high-strength composite skin is arranged on the upper and lower surfaces of a lightweight honeycomb core (see Patent Document 1).
  • Composite honeycomb sandwich panels are generally formed by secondary bonding.
  • the secondary adhesive molding process will be described with reference to FIG.
  • the prepreg 10 is laid up on a molding jig (not shown) to form laminates (11a, 11b) for upper and lower composite material skins.
  • the laminate (11a, 11b) is put in an autoclave 12 in a vacuum-back state, and the matrix resin is cured using the autoclave 12, thereby forming a composite material skin (13a, 13b).
  • the prepreg 10 is a sheet in which a fiber-reinforced base material is impregnated with an uncured matrix resin.
  • the upper and lower surfaces of the composite material skin (13a, 13b) are roughened by sanding or the like in order to strengthen the adhesive strength with the film adhesive (15a, 15b).
  • the composite material skins (13a, 13b) immediately after the curing are trimmed because the matrix resin is at the end. Since the matrix resin adheres to the molding jig (not shown), a cleaning operation for removing the matrix resin is also necessary.
  • the composite material skins (13a, 13b) and the film adhesive (15a, 15b) are assembled to the honeycomb core 14 to form a composite honeycomb sandwich panel 16 in which the adhesive has not been cured.
  • the adhesive-uncured composite honeycomb sandwich panel 16 is placed in an autoclave 17 and pressurized at a high temperature to cure the film adhesives (15a, 15b). After the curing, the composite honeycomb sandwich panel is trimmed. Also, the molding jig needs to be cleaned.
  • One-shot molding is known as another method of molding a composite honeycomb sandwich panel.
  • the one-shot molding process will be described with reference to FIG.
  • a honeycomb core 24, a film adhesive (25a, 25b), and a prepreg (20a, 20b) for a composite material skin are laid up on a molding jig (not shown), and the uncured composite is formed.
  • the material is a honeycomb sandwich panel 26.
  • the uncured composite honeycomb sandwich panel 26 in the vacuum back state is put into an autoclave 27, and the matrix resin of the prepreg (20a, 20b) and the film adhesive (25a, 25b) are cured.
  • FIG. 8 shows a general curing process.
  • the horizontal axis represents time
  • the vertical axis (left) represents temperature
  • the vertical axis (right) represents pressure.
  • the composite material skin is cured under high pressure in advance, so that voids hardly remain.
  • the secondary adhesive molding requires two or more times of autoclave operation, lay-up operation, backing operation for curing, trimming and cleaning of the molding jig, respectively, so that molding costs and operation steps are increased.
  • the one-shot molding requires only one autoclave operation, lay-up operation, backing operation for curing, trimming and cleaning of the molding jig, so that the molding cost can be suppressed and the operation process can be reduced as compared with the secondary adhesive molding. Neither the upper nor lower surface treatment of the cured composite material skin and the film adhesive before bonding is required.
  • the uncured composite honeycomb sandwich panel in which the uncured prepreg 30a and the film adhesive 35a are combined with the honeycomb core 34 is subjected to autoclave pressure.
  • the pressure is applied, the viscosity of the matrix resin of the prepreg 30a and the viscosity of the film adhesive 35a decrease.
  • the prepreg 30a and the film adhesive 35a whose viscosity has decreased may enter the hollow portion 37 of the honeycomb core 34.
  • the prepreg 30a and the film adhesive 35a on the upper and lower surfaces of the cavity 37 are depressed (dimple) 38 (see FIG. 9).
  • dimples are generated between the prepreg 30a and the film adhesive 35a, the fibers of the prepreg 30a are bent, and the strength of the composite honeycomb sandwich panel is reduced.
  • Patent Document 1 in order to prevent the prepreg from sinking into the hollow portion of the honeycomb core, after the adhesive is completely cured at 135 ° C., autoclave pressure is started.
  • the honeycomb core has a structure that is strong against pressure in the direction perpendicular to the surface but weak against pressure in the direction in the surface. This limits the pressure applied during autoclaving of uncured composite honeycomb sandwich panels.
  • autoclave pressure is applied in a state of an uncured composite honeycomb sandwich panel in which a honeycomb core and a composite material skin are combined. Here, it is necessary to cure a matrix resin or the like at a low pressure so that the honeycomb core is not crushed. .
  • the prepreg (40a, 40b, 40c) and the film adhesive 41 are pressed on the cell wall of the hollow portion of the honeycomb core.
  • the prepreg and the film adhesive 41 cannot be pressed in the hollow portion. Therefore, air bubbles (voids) tend to remain after curing (see FIG. 10).
  • the present disclosure has been made in view of such circumstances, and has as its object to provide a method of forming a composite material structure using a honeycomb core and having less voids at low cost.
  • An object of the present disclosure is to provide a low-cost method of forming a composite material structure that can suppress dimples in a composite material skin using a honeycomb core.
  • the method of molding a composite material structure according to the present disclosure employs the following means.
  • the present disclosure covers an uncured composite honeycomb sandwich panel in which a prepreg is laminated on the upper and lower surfaces of a honeycomb core with a vacuum bag, and after arranging it in an autoclave, evacuates the inside of the vacuum bag and continues the evacuation.
  • the present invention provides a method for molding a composite material structure in which the matrix resin of the prepreg is cured and adhered to a honeycomb core by heating and pressurizing with the autoclave.
  • the prepreg can be laminated on upper and lower surfaces of the honeycomb core via an adhesive.
  • the inventors of the present application have thought that if vacuuming is always applied, it is possible to suppress the intrusion of volatile components into cells and the retention of voids, and have reached the above disclosure.
  • an uncured composite honeycomb sandwich panel in which a honeycomb core and an adhesive and a prepreg are assembled is heated and pressurized in an autoclave, and cured and bonded in a single autoclave operation.
  • the composite honeycomb sandwich panel a plurality of prepregs are laminated on the upper and lower surfaces of the honeycomb core, but voids may remain between the prepregs.
  • voids may remain between the prepregs.
  • a volatilization temperature range in which a volatile component is generated from the prepreg is previously confirmed, a holding temperature is set based on the volatilization temperature range, and the inside of the autoclave is heated to the holding temperature for a predetermined time. It is preferable that the holding is performed, and after the holding, the inside of the autoclave is heated to a curing temperature of the matrix resin to cure the matrix resin.
  • heating before heating at the curing temperature of the matrix resin, heating is performed at a temperature equal to or lower than the curing temperature for a certain time.
  • volatile components are generated from the prepreg. Since the viscosity of the matrix resin is reduced, the generated volatile components flow into the vacuum bag or into the cells of the honeycomb core.
  • the present disclosure covers the uncured composite honeycomb sandwich panel in which the prepreg is laminated on the upper and lower surfaces of the honeycomb core with a vacuum bag, then evacuates the inside of the vacuum bag, arranges in an autoclave, and heats and presses.
  • a method for forming a structure is provided.
  • the prepreg can be laminated on upper and lower surfaces of the honeycomb core via an adhesive.
  • the adhesive that cures at a lower temperature than the prepreg may be used.
  • the prepreg previously set a low viscosity temperature range including a temperature at which the viscosities have the lowest viscosity, and after holding at the holding temperature, before raising the temperature to the curing temperature of the matrix resin, It is preferable that the inside of the autoclave is heated to a low viscosity temperature in a temperature range and held for a predetermined time.
  • an upper limit temperature or a temperature near the upper limit of the low volatile temperature range is set as a low holding temperature.
  • a temperature near the lower limit lower than the lower limit temperature of the high volatility temperature range is set as the high holding temperature, and the low holding temperature and the high holding temperature are set.
  • the temperature in the autoclave may be raised and held in this order.
  • the holding temperature may be set for each volatile temperature range.
  • the temperature inside the autoclave is raised and held in ascending order of temperature for each set holding temperature.
  • the volatile components are released from the prepreg because the viscosity of the matrix resin is low. Since the viscosity of the matrix resin is increasing at a high holding temperature, the generation itself of volatile components can be suppressed. As a result, a composite structure having a high quality composite skin with few voids is obtained.
  • a composite material structure having a honeycomb core and having less voids than conventional can be formed at low cost.
  • the prepreg is held at a temperature at which a volatile component is generated for a certain period of time before the prepreg is cured, so that the honeycomb structure is provided with a honeycomb core, the number of voids is smaller than before, and the dimple-suppressed composite material structure is reduced. Can be molded at cost.
  • a composite material structure is formed by the following procedure.
  • S1 First, the uncured composite honeycomb sandwich panel is covered with a vacuum bag and placed in an autoclave.
  • the uncured composite sandwich panel is a laminate in which uncured prepreg is laminated on the upper and lower surfaces of a honeycomb core via an adhesive.
  • the uncured composite sandwich panel is on the forming jig. Cover the uncured composite sandwich panel with the forming jig in a vacuum bag. If the prepreg satisfies the required adhesive ability, the adhesive can be omitted.
  • the vacuum pressure in the vacuum bag is from 0 kPa (G) to -101 kPa (G), preferably from -70 kPa (G) to -101 kPa (G).
  • FIG. 1 is a graph illustrating changes in temperature and pressure during molding.
  • FIG. 1A shows the temperature transition in the autoclave.
  • the horizontal axis represents time, and the vertical axis represents temperature.
  • FIG. 1B shows changes in the pressure in the autoclave and the vacuum pressure in the vacuum bag.
  • the horizontal axis represents time, and the vertical axis represents (gauge) pressure.
  • the pressure in the autoclave is from 200 kPa (G) to 400 kPa (G).
  • the heating is performed by raising the temperature to the curing temperature of the matrix resin and then maintaining the curing temperature for a predetermined time. After maintaining for a predetermined time, the adhesive and the matrix resin are completely cured. Thereby, a composite material structure (cured composite sandwich panel) in which the composite material skin is bonded to the honeycomb core via the bonding layer is obtained.
  • FIG. 2 is an exploded perspective view showing an example of an uncured composite honeycomb sandwich panel.
  • the uncured composite honeycomb sandwich panel 1 of FIG. 2 includes a honeycomb core 2, prepregs 3a and 3b disposed on both upper and lower surfaces of the honeycomb core, and an adhesive 4a disposed between the honeycomb core 2 and the prepregs 3a and 3b. , 4b, a lightning-resistant mesh 5 disposed on the outer and upper surfaces of the lower adhesive 4b, and an adhesive 6 for bonding the lightning-resistant mesh 5 to the prepreg 3b on the lower surface.
  • the lightning-resistant mesh 5 and the adhesive 6 for bonding the mesh may be omitted.
  • the uncured composite honeycomb sandwich panel 1 may include prepregs other than those described above.
  • the honeycomb core 2 is a core material having a honeycomb-shaped hollow portion 7 (honeycomb structure).
  • the honeycomb core 2 is an aluminum honeycomb, an aramid honeycomb, a paper honeycomb, or the like.
  • the shape of the cavity 7 is not particularly limited.
  • the size of the cavity 7 is not particularly limited.
  • the thickness of the honeycomb core 2 is not particularly limited.
  • the prepregs 3a and 3b include reinforcing fibers and an uncured matrix resin.
  • the reinforcing fiber is a carbon fiber, a glass fiber, an aramid fiber, or the like.
  • the matrix resin is a thermosetting resin. More specifically, the thermosetting resin is epoxy, unsaturated polyester, vinyl ester, bismaleimide, phenol, cyanate, polyimide or the like.
  • the cured prepreg 3a, 3b matrix resin becomes the composite material skin of the composite material structure. Although only one prepreg is shown in FIG. 2, a plurality of prepregs may be stacked in order to achieve a required thickness.
  • the adhesives 4a and 4b are film adhesives and paste adhesives containing uncured thermosetting resin.
  • the thermosetting resin is, for example, epoxy, acrylic, polyurethane, or the like.
  • a material that is cured at a temperature equal to or lower than the matrix resin of the prepreg is selected.
  • the cured thermosetting resin serves as an adhesive layer for bonding the honeycomb core and the composite material skin in a composite material structure.
  • the lightning resistant mesh 5 is made of metal or plastic.
  • the metal is copper, aluminum, nickel, stainless steel, silver, titanium or the like.
  • the plastic is nylon, polyester, PVC or the like.
  • the adhesive 6 for bonding the lightning-resistant mesh 5 is a film-like adhesive containing a thermosetting resin or the like.
  • the thermosetting resin is epoxy, acrylic, polyurethane or the like.
  • the vacuum bag is made of nylon or polyimide.
  • the vacuum bag is configured such that a vacuum pump can be connected so that the inside of the vacuum bag can be decompressed.
  • Autoclave means a pressure-resistant device or container capable of increasing the internal pressure, or a process performed using the device. Nitrogen gas or the like is used for pressurization.
  • the honeycomb sandwich panel molding it is general that a vacuum pressure is not applied during heating, but in the present embodiment, pressure and full vacuum are always applied during curing of the matrix resin to remove voids.
  • the inside of the cell of the honeycomb core can be evacuated, and the volatile component can be confined in the cell of the honeycomb core.
  • the molding method of the present embodiment it is possible to obtain a composite material structure in which the remaining of the voids is suppressed, as compared with the molding method without continuing the evacuation.
  • FIG. 3 is a graph illustrating changes in temperature and pressure during molding in the present embodiment.
  • FIG. 3A shows a temperature transition in the autoclave.
  • the horizontal axis represents time
  • the vertical axis represents temperature.
  • FIG. 3B shows the pressure inside the autoclave and the vacuum pressure inside the vacuum bag.
  • the horizontal axis represents time
  • the vertical axis represents (gauge) pressure.
  • a composite material structure is formed by the following procedure. (Preparation) advance to confirm the volatilization temperature range of volatile components generated from the prepreg, to set the holding temperature (T A) on the basis of the volatiles temperature range.
  • the volatilization temperature range can be confirmed by thermogravimetry (TGA) of the same type of prepreg.
  • the volatilization temperature range is from the temperature at which the weight change of the prepreg starts to occur to the temperature at which the weight change converges.
  • the case where the weight continues to change by 0.05% or more is defined as "change”.
  • Judgment of the beginning of the change in weight is made at a point where the change is 0.05% or more.
  • “Convergence” is determined when the rate of change in weight becomes ⁇ 0.01% or less.
  • the volatile temperature range used for setting the holding temperature (T A ) is lower than the temperature at which the prepreg (matrix resin) exhibits the lowest viscosity.
  • the holding temperature (T A ) For setting the holding temperature (T A ), the first volatile temperature range in which a weight change occurs when the prepreg is heated and pressurized is preferentially used.
  • the holding temperature (T A ) may be set to a temperature within the range of the first volatilization temperature range, preferably the upper limit temperature of the temperature range.
  • an uncured composite honeycomb sandwich panel in which a prepreg is laminated on the upper and lower surfaces of a honeycomb core via an adhesive is covered with a vacuum bag, and is placed in an autoclave.
  • the uncured composite honeycomb sandwich panel is on a forming jig, and the uncured composite honeycomb sandwich panel is covered with a forming jig by a vacuum bag.
  • the uncured composite honeycomb sandwich panel has the same laminated configuration as in the first embodiment.
  • a material that cures at a temperature equal to or lower than the prepreg matrix resin is selected.
  • a material that cures at a temperature lower than the matrix resin of the prepreg and higher than the holding temperature (T A ) may be selected.
  • the pressure in the autoclave is the same as in the first embodiment.
  • the heating in (S13) includes two steps.
  • the “predetermined time” is a time during which volatile components can be removed, and a time until the viscosity of the adhesive increases when dimple suppression is intended by increasing the viscosity of the adhesive.
  • the holding temperature (T A ) is lower than the temperature at which the prepreg exhibits the lowest viscosity.
  • the adhesive cures at a lower temperature than the prepreg. Holding at the holding temperature (T A ) increases the viscosity of the adhesive before the prepreg reaches the minimum viscosity. This can prevent the matrix resin from being drawn into the cells of the honeycomb core.
  • the volatile component can be removed by maintaining the holding temperature (T A ) at a low temperature of 70 ° C. to 90 ° C. for 1 hour or more. ing.
  • the molding method of the present embodiment it is possible to obtain a composite material structure in which dimples in the composite material skin are suppressed while preventing voids from remaining.
  • FIG. 4 is a graph illustrating the transition of the viscosity at the time of molding and the viscosity of the adhesive and the prepreg in the present embodiment.
  • FIG. 4A shows a temperature transition in the autoclave.
  • the horizontal axis represents time
  • the vertical axis represents temperature.
  • FIG. 4B shows the transition of the viscosity of the adhesive and the prepreg.
  • the horizontal axis represents time
  • the vertical axis represents viscosity.
  • This embodiment further includes a step (C) of maintaining at a low viscosity temperature (T C ) in addition to the second embodiment.
  • the low viscosity temperature (T C ) is in a low viscosity temperature range including a temperature at which the prepreg exhibits the lowest viscosity.
  • the temperature at which the prepreg has the lowest viscosity can be confirmed in advance by the dynamic viscoelasticity measurement (DMA) of the prepreg.
  • Low viscosity temperature (T C) may be equivalent to the minimum viscosity is preferably lower than the temperature that indicates the minimum viscosity.
  • the low viscosity temperature (T C ) may be a temperature at which the viscosity of the prepreg can be maintained for a certain period of time, or a temperature during which the viscosity of the prepreg changes in a decreasing direction.
  • the low viscosity temperature range is a temperature range in which volatile components of the resin can be degassed.
  • the difference between the upper limit temperature and the lower limit temperature can be set in a range of 10 ° C to 50 ° C, preferably 20 ° C to 30 ° C.
  • carbon fiber reinforcing fibers as a prepreg the case of using the epoxy resin in the matrix resin, a high temperature of 140 ° C. from 100 ° C. Low viscosity temperature (T C), to be able to remove volatile components by maintaining 30 minutes to 1 hour Has been confirmed.
  • the volatile components are liable to escape from the prepreg. By maintaining such a state for a certain period of time, volatile components can be removed.
  • the low viscosity temperature (T C ) is higher than the holding temperature (T A ). Therefore, the hardened adhesive, which has advanced the curing reaction, prevents the matrix resin from entering the honeycomb core.
  • the molding method of the present embodiment it is possible to obtain a composite structure in which dimples in the composite material skin are suppressed with no or few voids remaining.
  • This embodiment is different from the second embodiment in that a plurality of holding temperatures are set in the step (A) (step A ′).
  • FIG. 5 is a graph illustrating changes in temperature, prepreg weight and viscosity during molding in the present embodiment.
  • FIG. 5A shows a temperature transition in the autoclave.
  • the horizontal axis represents time, and the vertical axis represents temperature.
  • FIG. 5B shows the weight change rate of the prepreg.
  • the horizontal axis represents temperature
  • the vertical axis represents the weight change rate of the prepreg.
  • FIG. 5C shows a change in viscosity of the prepreg.
  • the horizontal axis represents temperature
  • the vertical axis represents viscosity.
  • the prepreg of FIG. 5B has a volatile temperature range in which the volatile component (I) is generated and a volatile temperature range in which the volatile component (II) is generated.
  • the holding temperature is set as follows.
  • the lower limit temperature or the temperature near the lower limit of the volatile temperature range is set as the high-temperature side holding temperature (high holding temperature T AH ). I do.
  • the “temperature near the lower limit” allows the lower limit temperature + 2 ° C.
  • “Temperature near the lower limit” allows a lower limit temperature of ⁇ 2 ° C. or more.
  • the high holding temperature is preferably lower than the temperature at which volatile components that can occur in the high volatilization temperature range start to appear.
  • the holding temperature (T AL ) is held for a predetermined time.
  • the “predetermined time” is preferably 30 minutes or more.
  • the temperature is raised to a high holding temperature (T AH ) at 10 ° C./min or less, preferably 0.1 ° C./min or more and 3 ° C./min or less.
  • TAH high holding temperature
  • the high holding temperature ( TAH ) is held for a predetermined time.
  • the “predetermined time” is preferably 30 minutes or more.
  • the viscosity behavior of the prepreg varies depending on the type of prepreg used (see FIG. 5 (c)).
  • the third embodiment may be preferentially performed.
  • the viscosity of the prepreg decreases during the holding at the low holding temperature (T AL ). Therefore, volatile components are easily removed.
  • the high volatility temperature range is higher than the low volatility temperature range. Therefore, the curing reaction of the adhesive proceeds in the high volatility temperature range, and the adhesive is in a harder state. This can prevent the matrix resin from being drawn into the cells of the honeycomb core. Further, by holding the matrix resin at a high holding temperature to advance the curing of the matrix resin, generation of new volatile components can be prevented. As a result, voids can be avoided.
  • the heating including the above steps (A), (B), (C), and (A ') can be controlled by the control unit of the autoclave.
  • the control unit includes, for example, a CPU (Central Processing Unit), a RAM (Random Access Memory), a ROM (Read Only Memory), and a computer-readable storage medium.
  • a series of processes for realizing various functions are stored in a storage medium or the like in the form of a program as an example, and the CPU reads the program into a RAM or the like, and executes information processing and arithmetic processing. Thereby, various functions are realized.
  • the program may be installed in a ROM or other storage medium in advance, provided in a state stored in a computer-readable storage medium, or delivered via a wired or wireless communication unit. Etc. may be applied.
  • the computer-readable storage medium is a magnetic disk, a magneto-optical disk, a CD-ROM, a DVD-ROM, a semiconductor memory, or the like.

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Abstract

ハニカムコアを用い、高品質かつ低コストでボイドの残存が少ない複合材構造体の成形方法を提供することを目的とする。本開示は、ハニカムコアを用い、低コストで複合材スキンのディンプルを抑制できる複合材構造体の成形方法を提供することを目的とする。本開示の複合材構造体の成形方法では、ハニカムコアの上下面に接着剤を介してプリプレグが積層された未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆い、オートクレーブ内に配置した後、真空バック内を真空引きし、該真空引きを継続しながら、オートクレーブにより加熱・加圧して、プリプレグのマトリックス樹脂の硬化およびハニカムコアへの接着を行う。

Description

複合材構造体の成形方法
　本開示は、複合材構造体の成形方法、特に、民間機用舵面構造、ヘリ・宇宙往還機用パネル、航空機用床材、新交通および鉄道車両床材・フレーム材等に適用される複合材ハニカムサンドイッチパネルの成形方法に関するものである。
　複合材ハニカムサンドイッチパネルは、軽量のハニカムコアの上下面に、高強度の複合材スキンを配したサンドイッチ構造体である（特許文献１参照）。
　複合材ハニカムサンドイッチパネルは、二次接着成形により成形されるのが一般的である。図６を用いて二次接着成形プロセスについて説明する。二次接着成形では、まず、成形治具（不図示）上にプリプレグ１０をレイアップし、上下の複合材スキン用の積層体（１１ａ、１１ｂ）とする。積層体（１１ａ、１１ｂ）を真空バック状態にしてオートクレーブ１２に入れ、該オートクレーブ１２を用いてマトリックス樹脂を硬化させて複合材スキン（１３ａ、１３ｂ）とする。プリプレグ１０は、繊維強化基材に未硬化のマトリックス樹脂が含浸されたシートである。
　硬化後、フィルム状接着剤（１５ａ、１５ｂ）との接着力強化のため、複合材スキン（１３ａ、１３ｂ）の上下面をサンディング等により粗面化する。硬化直後の複合材スキン（１３ａ、１３ｂ）は、端部にマトリックス樹脂のただれ等があるため、トリミングされる。成形治具（不図示）にはマトリックス樹脂が付着するため、これを取り除く清掃作業も必要である。
　次に、複合材スキン（１３ａ、１３ｂ）およびフィルム状接着剤（１５ａ、１５ｂ）をハニカムコア１４に組み付けて接着剤未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル１６とする。該接着剤未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル１６をオートクレーブ１７内に入れ、高温下で加圧して、フィルム状接着剤（１５ａ、１５ｂ）を硬化させる。該硬化後、複合材ハニカムサンドイッチパネルは、トリミングされる。また、成形治具は清掃する必要がある。
　複合材ハニカムサンドイッチパネルの別の成形方法として、１ｓｈｏｔ成形が知られている。図７を用いて１ｓｈｏｔ成形プロセスについて説明する。１ｓｈｏｔ成形では、まず、成形治具（不図示）上に、ハニカムコア２４、フィルム状接着剤（２５ａ、２５ｂ）および複合材スキン用のプリプレグ（２０ａ、２０ｂ）をレイアップし、未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル２６とする。真空バック状態にした未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル２６をオートクレーブ２７に入れ、プリプレグ（２０ａ、２０ｂ）のマトリックス樹脂およびフィルム状接着剤（２５ａ、２５ｂ）を硬化させる。
　航空機の構造部品等の高い強度が要求される部品では、オートクレーブを用いた硬化プロセスにより加熱・加圧し、高い成形品質を得る必要がある。
　図８に、一般的な硬化プロセスを示す。同図において、横軸は時間、縦軸（左）は温度、縦軸（右）は圧力である。まず、真空バック内を真空引きした後、オートクレーブ内を加圧する。オートクレーブ内が所定の加圧状態となった後、ベントオフし、真空引きを停止する。その後、オートクレーブ内を、マトリックス樹脂および接着剤の硬化温度まで昇温させ、一定時間保持する。
特開２００７－１５３８５号公報
　二次接着成形は、通常、複合材スキンを事前に高圧下で硬化させるため、ボイドが残存しにくい。しかしながら、二次接着成形は、オートクレーブ運転、レイアップ作業、硬化用バック作業、トリミングおよび成形治具の清掃がそれぞれ２回以上必要であるため、成形コストおよび作業工程が増大する。
　一方、１ｓｈｏｔ成形は、オートクレーブ運転、レイアップ作業、硬化用バック作業、トリミングおよび成形治具清掃がそれぞれ１回で済むため、二次接着成形よりも成形コストを抑え、作業工程を短縮できる。硬化させた複合材スキンとフィルム状接着剤の接着前上下面処理も不要である。
　しかしながら、１ｓｈｏｔ成形では、未硬化のプリプレグ３０ａとフィルム状接着剤３５ａがハニカムコア３４と組み合わされた未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルがオートクレーブ加圧される。加圧されると、プリプレグ３０ａのマトリックス樹脂とフィルム状接着剤３５ａの粘度は下がる。その状態で複合材ハニカムサンドイッチパネルの面直方向に圧力がかかると粘度の下がったプリプレグ３０ａとフィルム状接着剤３５ａがハニカムコア３４の空洞部３７に入り込み得る。これにより、空洞部３７上下面にあるプリプレグ３０ａおよびフィルム状接着剤３５ａが陥没（ディンプル）３８する（図９参照）。プリプレグ３０ａとフィルム状接着剤３５ａのディンプルが発生すると、プリプレグ３０ａの繊維が屈曲し、複合材ハニカムサンドイッチパネルの強度が低下する。
　特許文献１では、プリプレグのハニカムコアの空洞部への陥没を防止するため、１３５℃で接着剤を完全に硬化させた後、オートクレーブ加圧を始めている。
　ハニカムコアは、面直方向への圧力には強いが、面内方向の圧力には弱い構造である。そのため、未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルのオートクレーブ硬化の際にかけられる圧力が制限される。１ｓｈｏｔ成形では、ハニカムコアと複合材スキンを組み合わせた未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルの状態でオートクレーブ加圧するが、ここで、ハニカムコアが潰れないように低圧でマトリックス樹脂等を硬化する必要がある。ハニカムコアが組み付けられた未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを加圧した場合、ハニカムコアの空洞部のセル壁ではプリプレグ（４０ａ、４０ｂ、４０ｃ）およびフィルム状接着剤４１が加圧されるが、空洞部分ではプリプレグおよびフィルム状接着剤４１を加圧できない。そのため、硬化後に、気泡（ボイド）が残存しやすい（図１０参照）。
　本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、ハニカムコアを用い、ボイドの残存が少ない複合材構造体の成形方法を低コストで提供することを目的とする。本開示は、ハニカムコアを用い、複合材スキンのディンプルを抑制できる複合材構造体の成形方法を低コストで提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本開示の複合材構造体の成形方法は以下の手段を採用する。
　本開示は、ハニカムコアの上下面にプリプレグが積層された未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆い、オートクレーブ内に配置した後、前記真空バック内を真空引きし、該真空引きを継続しながら、前記オートクレーブにより加熱・加圧して、前記プリプレグのマトリックス樹脂の硬化およびハニカムコアへの接着を行う複合材構造体の成形方法を提供する。
　前記プリプレグは、接着剤を介して前記ハニカムコアの上下面に積層させることができる。
　従来の１ｓｈｏｔ成形では、複合材スキンが陥没するという課題がある。このことから、当該技術分野では真空バック内の真空引きは常時適用せず、オートクレーブの加熱を開始する前に停止することが常識であった。接着剤が発泡することが懸念されるため、二次接着成形でも、真空引きの常時適用は採用されていない。
　本願発明者らは、真空引きを常時適用すれば、セル内への揮発成分の引き込み、ボイドの残存を抑制できるのではないかと考え、上記開示に至った。
　上記開示では、ハニカムコアに（接着剤および）プリプレグを組み付けた未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルをオートクレーブで加熱・加圧し、一回のオートクレーブ運転で硬化および接着を行う。そのため、二次接着で必要な複合材スキン硬化後のトリミングおよび成形治具の清掃、サンディング等のフィルム状接着剤と複合材スキンとの接着前処理が不要となる。よって、二次接着成形よりも成形コストを抑え、作業工程も短縮できる。
　複合材ハニカムサンドイッチパネルではハニカムコア上下面に複数のプリプレグが積層されているが、プリプレグ間にはボイドが残存していることがある。上記開示では、真空バック内を真空引きするだけでなく、複合材ハニカムサンドイッチパネル外側がオートクレーブにより押さえられるため、プリプレグ間に残存しているボイドを除去することができる。
　プリプレグを加熱すると揮発成分が発生する。上記開示によれば、積層体にオートクレーブの圧力および真空圧力を常時適用することで、ハニカムコアの空洞部（セル内）が真空となり、プリプレグで発生した揮発成分をセル内に閉じ込める効果が期待できる。これにより、ボイド残存の少ない高品質な複合材スキンを有する複合材構造体を得られる。
　上記開示の一態様では、前記プリプレグから揮発成分が発生する揮発温度域を予め確認し、該揮発温度域に基づいて保持温度を設定し、前記オートクレーブ内を前記保持温度まで昇温させて所定時間保持し、前記保持後、前記オートクレーブ内を前記マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温させて前記マトリックス樹脂を硬化させるとよい。
　上記開示の一態様によれば、マトリックス樹脂の硬化温度で加熱する前に、硬化温度以下の温度で一定時間加熱する。特定の温度で加熱すると、プリプレグから揮発成分が発生する。マトリックス樹脂の粘度は低下しているため、発生した揮発成分は真空バック側またはハニカムコアのセル内に流れる。
　プリプレグよりも低い温度で硬化する接着剤を使用した場合、特定温度での加熱により接着剤の粘度が高くなる。これにより、プリプレグのディンプルが抑制される。よって、ボイド残存およびディンプルの少ない、高品質な複合材スキンを有する複合材構造体が得られる。
　本開示は、ハニカムコアの上下面にプリプレグが積層された未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆った後、前記真空バック内を真空引きし、オートクレーブ内に配置して加熱・加圧し、前記プリプレグのマトリックス樹脂の硬化およびハニカムコアへの接着を行う複合材構造体の成形方法であって、前記プリプレグから揮発成分が発生する揮発温度域を予め確認し、該揮発温度域に基づいて保持温度を設定し、前記オートクレーブ内を前記保持温度まで昇温させて所定時間保持し、前記保持後、前記オートクレーブ内を前記マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温させて前記マトリックス樹脂を硬化させる複合材構造体の成形方法を提供する。
　上記開示の一態様において、前記プリプレグは、接着剤を介して前記ハニカムコアの上下面に積層させることができる。
　上記開示の一態様において、前記プリプレグよりも低い温度で硬化する前記接着剤を用いてもよい。
　上記開示の一態様では、前記プリプレグが最低粘度を示す温度を含む低粘度温度域を予め設定し、前記保持温度で保持した後、前記マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温する前に、前記低粘度温度域にある低粘度温度まで前記オートクレーブ内を昇温させて所定時間保持することが好ましい。
　マトリックス樹脂が低粘度となる温度で保持すると、揮発成分が複合材ハニカムサンドイッチパネルの外側へ移動しやすくなる。これにより、ボイド残存の少ない高品質の複合材スキンを有する複合材構造体が得られる。
　上記開示の一態様では、前記プリプレグから揮発成分が発生する揮発温度域が複数存在する場合、最も低い低揮発温度域では、該低揮発温度域の上限温度または上限付近温度を低保持温度と設定し、プリプレグの粘度が上がるよう変化する温度域に重複する高揮発温度域では、該高揮発温度域の下限温度未満の下限付近温度を高保持温度と設定し、低保持温度、高保持温度の順で、前記オートクレーブ内の昇温・保持を実施してもよい。
　マトリックスの種類によって、揮発温度域が複数存在する場合がある。そのような場合、揮発温度域毎に保持温度を設定するとよい。設定した保持温度毎、低い方から順に、オートクレーブ内の昇温・保持を実施する。低保持温度では、マトリックス樹脂の粘性が低いため、揮発成分はプリプレグから放出される。高保持温度ではマトリックス樹脂の粘度が高くなってきているため、揮発成分が生じること自体を抑制できる。これにより、ボイド残存の少ない高品質の複合材スキンを有する複合材構造体が得られる。
　本開示によれば、オートクレーブの加熱・加圧中に真空バック内の真空引きを継続することで、ハニカムコアを備え、従来よりもボイドの残存が少ない複合材構造体を低コストで成形できる。本開示によれば、プリプレグの硬化前に、揮発成分が生じる温度で一定時間保持することで、ハニカムコアを備え、従来よりもボイドの残存が少なく、ディンプルが抑制された複合材構造体を低コストで成形できる。
第１実施形態における成形時温度および圧力の推移を説明する図である。 未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルの一例を示す分解斜視図である。 第２実施形態における成形時温度および圧力の推移を説明する図である。 第３実施形態における成形時温度、接着剤およびプリプレグの粘度の推移を説明するグラフ図である。 第４実施形態における成形時温度、プリプレグの重量および粘度の推移を説明する図である。 二次接着成形プロセスについて説明する図である。 １ｓｈｏｔ成形プロセスについて説明する図である。 一般的な硬化プロセスを示す図である。 複合材構造体およびハニカムコアの部分断面模式図である。 複合材スキンの断面写真図である。
〔第１実施形態〕
　本実施形態では、以下の手順で複合材構造体を成形する。
（Ｓ１）まず、未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆い、オートクレーブ内に配置する。未硬化の複合材サンドイッチパネルは、ハニカムコアの上下面に接着剤を介して未硬化のプリプレグが積層された積層体である。未硬化の複合材サンドイッチパネルは成形治具上にある。成形治具とともに未硬化の複合材サンドイッチパネルを真空バックで覆う。プリプレグが要求される接着能を満たす場合、接着剤は省略されうる。
（Ｓ２）次に、真空ポンプにより真空バック内を真空引きする。
　真空バック内の真空圧は、０ｋＰａ（Ｇ）から－１０１ｋＰａ（Ｇ）、好ましくは－７０ｋＰａ（Ｇ）から－１０１ｋＰａ（Ｇ）とする。
（Ｓ３）次に、図１（ａ）および図１（ｂ）に示すように、真空引きを継続しながら、オートクレーブにより未硬化の複合材サンドイッチパネルを加熱および加圧する。
　図１は、成形時の温度および圧力の推移を説明するグラフである。図１（ａ）は、オートクレーブ内の温度推移である。同図において、横軸は時間、縦軸は温度である。図１（ｂ）は、オートクレーブ内の圧力および真空バック内の真空圧の推移である。同図において、横軸は時間、縦軸は（ゲージ）圧力である。
　オートクレーブ内の圧力は、２００ｋＰａ（Ｇ）から４００ｋＰａ（Ｇ）とする。
　加熱は、マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温させた後、硬化温度を所定時間保持して行う。所定時間維持後、接着剤およびマトリックス樹脂は完全に硬化される。これにより、ハニカムコアに接着層を介して複合材スキンが接着された複合材構造体（硬化された複合材サンドイッチパネル）が得られる。
　図２は、未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルの一例を示す分解斜視図である。
　図２の未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル１は、ハニカムコア２、ハニカムコアの上下両面に配置されたプリプレグ３ａ，３ｂ、ハニカムコア２とプリプレグ３ａ，３ｂとの間に配置された接着剤４ａ，４ｂ、下面側の接着剤４ｂの外上下面に配置された耐雷メッシュ５および耐雷メッシュ５を下面側のプリプレグ３ｂに接着させる接着剤６が積層された構成である。耐雷メッシュ５およびこれを接着させる接着剤６は、省略されてもよい。未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル１は、上記以外のプリプレグを含んでいてもよい。
　ハニカムコア２は、ハチの巣状の空洞部７（ハニカム構造）を有する芯材である。ハニカムコア２は、アルミハニカム、アラミドハニカム、ペーパーハニカム等である。空洞部７の形状は特に限定されない。空洞部７の大きさは、特に限定されない。ハニカムコア２の厚さは、特に限定されない。
　プリプレグ３ａ，３ｂは、強化繊維および未硬化のマトリックス樹脂を含む。強化繊維は、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等である。マトリックス樹脂は、熱硬化性樹脂である。より具体的に、熱硬化性樹脂は、エポキシ、不飽和ポリエステル、ビニルエステル、ビスマレイミド、フェノール、シアネート、ポリイミド等である。プリプレグ３ａ，３ｂのマトリックス樹脂を硬化させたものが複合材構造体の複合材スキンとなる。図２では、プリプレグを１枚しか記載していないが、必要な厚さを実現するために、複数枚積層されていてもよい。
　接着剤４ａ，４ｂは、未硬化の熱硬化性樹脂を含むフィルム接着剤、ペースト接着剤等である。熱硬化性樹脂は、例えば、エポキシ、アクリル、ポリウレタン等である。接着剤４ａ，４ｂとして、プリプレグのマトリックス樹脂と同等またはマトリックス樹脂よりも低い温度で硬化する材料を選択する。接着剤４ａ，４ｂは、マトリックス樹脂よりも低い温度で硬化する材料を選択するのが好ましい。熱硬化性樹脂を硬化させたものが複合材構造体でハニカムコアと複合材スキンを接着する接着層となる。
　耐雷メッシュ５は、金属製またはプラスチック製である。金属は、銅、アルミ、ニッケル、ステンレス、銀、チタン等である。プラスチックは、ナイロン、ポリエステル、ＰＶＣ等である。
　耐雷メッシュ５を接着させる接着剤６は、熱硬化性樹脂を含むフィルム状接着剤等である。熱硬化性樹脂は，エポキシ、アクリル、ポリウレタン等である。
　真空バックは、ナイロン製およびポリイミド製等である。真空バックは、その内部を減圧できるよう真空ポンプが接続可能に構成されている。
　オートクレーブは、内部を高圧力にすることが可能な耐圧性の装置や容器、あるいはその装置を用いて行う処理を意味する。加圧には窒素ガス等が用いられる。
　ハニカムサンドイッチパネル成形において、加熱中は真空圧を適用しないことが一般的であるが、本実施形態では、ボイドを除去するため、マトリックス樹脂の硬化中は常時、圧力およびフル真空を適用する。これにより、ハニカムコアのセル内を真空にして、揮発成分をハニカムコアのセル内に閉じ込めることができる。本実施形態の成形方法によれば、真空引きを継続せずに成形したものと比べて、ボイドの残存が抑制された複合材構造体を得ることができる。
〔第２実施形態〕
　図３は、本実施形態における成形時の温度および圧力の推移を説明するグラフである。図３（ａ）は、オートクレーブ内の温度推移である。同図において、横軸は時間、縦軸は温度である。図３（ｂ）は、オートクレーブ内の圧力および真空バック内の真空圧である。同図において、横軸は時間、縦軸は（ゲージ）圧力である。
　本実施形態では、以下の手順で複合材構造体を成形する。
（準備）プリプレグから揮発成分が発生する揮発温度域を予め確認し、該揮発温度域に基づいて保持温度（ＴＡ）を設定する。
　揮発温度域は、同種のプリプレグを熱重量測定（ＴＧＡ）することにより確認できる。揮発温度域は、プリプレグの重量変化が生じ始めた温度から重量変化が収束した温度までである。重量が０．０５％以上変わり続けた場合を「変化」と定義する。重量変化の生じ始めは、０．０５％以上変化する点で判断する。「収束」は、重量変化率が±０．０１％以下になる点で判断する。保持温度（ＴＡ）の設定に利用する揮発温度域は、プリプレグ（マトリックス樹脂）が最低粘度を示す温度よりも低い。保持温度（ＴＡ）の設定には、プリプレグを加熱・加圧した際に、重量変化が生じる最初の揮発温度域を優先して利用する。保持温度（ＴＡ）は、最初の揮発温度域の範囲内にある温度、好ましくは該温度域の上限温度に設定するとよい。
（Ｓ１１）まず、ハニカムコアの上下面に接着剤を介してプリプレグが積層された未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆い、オートクレーブ内に配置する。ここで未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルは成形治具上にあり、成形治具とともに未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆う。
（Ｓ１２）次に、第１実施形態の（Ｓ２）と同様に、真空ポンプにより真空バック内を真空引きする。
（Ｓ１３）次に、図３（ａ）および図３（ｂ）に示すように、オートクレーブにより未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを加熱および加圧する。
　未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルは、第１実施形態と同様の積層構成である。接着剤には、プリプレグと同等またはプリプレグのマトリックス樹脂よりも低い温度で硬化する材料を選択する。接着剤には、プリプレグのマトリックス樹脂よりも低い温度、かつ、上記保持温度（ＴＡ）よりも高い温度で硬化する材料を選択するとよい。
　真空引きは、加熱・加圧中に継続した方がよい。
　オートクレーブ内の圧力は、第１実施形態と同様とする。
　本実施形態において、上記（Ｓ１３）の加熱は、２つのステップを含む。
ステップ（Ａ）：
　保持温度（ＴＡ）まで１０℃／ｍｉｎ以下、好ましくは０．１℃／ｍｉｎ以上３℃／ｍｉｎ以下で昇温させた後、該保持温度（ＴＡ）を所定時間保持する。ここで「所定時間」は、揮発成分が除去できる時間、かつ接着剤の粘度増加によりディンプル抑制を狙う場合は、接着剤の粘度が増加するまでの時間である。
ステップ（Ｂ）：
　上記ステップ（Ａ）の後、マトリックス樹脂の硬化温度ＴＢまで１０℃／ｍｉｎ以下、好ましくは０．１℃／ｍｉｎ以上３℃／ｍｉｎ以下で昇温させ、該硬化温度（ＴＢ）を所定時間保持する。これにより、接着剤およびマトリックス樹脂は完全に硬化される。これにより、ハニカムコアに接着層を介して複合材スキンが接着された複合材構造体（未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル）が得られる。
　保持温度（ＴＡ）は、プリプレグが最低粘度を示す温度よりも低い。一方、接着剤は、プリプレグよりも低い温度で硬化する。保持温度（ＴＡ）で保持することで、プリプレグが最低粘度となる前に、接着剤の粘度が上がる。これにより、マトリックス樹脂がハニカムコアのセル内に引き込まれることを防止できる。
　保持時間（ＴＡ）で保持している間、発生した揮発成分は、複合材サンドイッチパネルの外に除去される。真空引きを継続した場合、発生した揮発成分の一部をハニカムコアのセル内に引き込む効果も期待できる。また、接着剤の硬化温度が保持温度（ＴＡ）よりも高い場合、接着剤の粘度は上がっているものの完全に硬化しているわけではない。よってこのような場合、発生した揮発成分の一部をハニカムコアのセル内に引き込む効果も期待できる。
　例えば、プリプレグとして強化繊維に炭素繊維、マトリックス樹脂にエポキシ樹脂を用いた場合、保持温度（ＴＡ）７０℃から９０℃の低温を、１時間以上維持することで揮発成分を除去できることが確認されている。
　本実施形態の成形方法によれば、ボイドの残存を防止しつつ、複合材スキンのディンプルが抑制された複合材構造体を得ることができる。
〔第３実施形態〕
　図４は、本実施形態における成形時の温度と、接着剤およびプリプレグの粘度の推移を説明するグラフである。図４（ａ）は、オートクレーブ内の温度推移である。同図において、横軸は時間、縦軸は温度である。図４（ｂ）は、接着剤およびプリプレグの粘度推移である。同図において、横軸は時間、縦軸は粘度である。
　本実施形態は第２実施形態に加え、さらに、低粘度温度（ＴＣ）で保持するステップ（Ｃ）を含む。
ステップ（Ｃ）：
　ステップ（Ａ）の後、ステップ（Ｂ）の前に実施する加熱である。ステップ（Ｃ）では、低粘度温度（ＴＣ）までオートクレーブ内を昇温させ、該低粘度温度（ＴＣ）を所定時間保持する。所定時間は、低粘度域を保持できる３０分から２時間を目安とする。
　低粘度温度（ＴＣ）は、プリプレグが最低粘度を示す温度を含む低粘度温度域にある。プリプレグの最低粘度を示す温度は、プリプレグの動的粘弾性測定（ＤＭＡ）により予め確認できる。低粘度温度（ＴＣ）は、最低粘度と同等であってよく、最低粘度を示す温度より低いことが好ましい。低粘度温度（ＴＣ）は、プリプレグの粘度を一定時間維持できる、または、プリプレグの粘度が低下する方向に変化する間の温度であってよい。低粘度温度域は、樹脂の揮発成分が脱気できる温度領域とする。低粘度温度域は、上限温度と下限温度との差が、１０℃から５０℃、好ましくは２０℃から３０℃の幅で設定されうる。
　例えば、プリプレグとして強化繊維に炭素繊維、マトリックス樹脂にエポキシ樹脂を用いた場合、低粘度温度（ＴＣ）１００℃から１４０℃の高温を、３０分から１時間維持することで揮発成分を除去できることが確認されている。
　プリプレグの粘度が低い状態では、揮発成分がプリプレグの外に抜けやすい。そのような状態で一定時間保持することで、揮発成分を除去できる。一方、低粘度温度（ＴＣ）は、保持温度（ＴＡ）よりも高い。よって、硬化反応がより進み硬くなった接着剤が、ハニカムコア側へのマトリックス樹脂の入り込みを阻止する。
　本実施形態の成形方法によれば、ボイドの残存がないまたは少なく、複合材スキンのディンプルが抑制された複合材構造体を得ることができる。
〔第４実施形態〕
　本実施形態は、上記ステップ（Ａ）の段階で複数の保持温度を設定する（ステップＡ’）点で第２実施形態と相違する。
　図５は、本実施形態における成形時の温度、プリプレグの重量および粘度の推移を説明するグラフである。図５（ａ）は、オートクレーブ内の温度推移である。同図において、横軸は時間、縦軸は温度である。図５（ｂ）は、プリプレグの重量変化率である。同図において、横軸は温度、縦軸はプリプレグの重量変化率である。図５（ｃ）は、プリプレグの粘度推移である。同図において、横軸は温度、縦軸は粘度である。
　使用するプリプレグの種類によって、揮発成分の発生する揮発温度域が複数存在する場合がある。例えば、図５（ｂ）のプリプレグは、揮発成分（Ｉ）が発生する揮発温度域と、揮発成分（ＩＩ）が発生する揮発温度域とを有する。そのようなプリプレグを用いる場合、保持温度は以下のように設定する。
ステップ（Ａ’）：
　最も低い揮発温度域（低揮発温度域）では、該低揮発温度域の上限温度または上限付近温度を低温側の保持温度（低保持温度ＴＡＬ）に設定する。「上限付近温度」は、上限温度－２℃を許容する。「上限付近温度」は、上限温度＋２℃を許容する。低保持温度は、低揮発温度域の上限温度であることが好ましい。
　プリプレグの粘度が上がるよう変化する温度域に重複する揮発温度域（高揮発温度域）では、該揮発温度域の下限温度または下限付近温度を高温側の保持温度（高保持温度ＴＡＨ）に設定する。「下限付近温度」は、下限温度＋２℃を許容する。「下限付近温度」は、下限温度－２℃以上を許容する。高保持温度は、高揮発温度域で生じ得る揮発成分の出始めの温度よりも低い方が好ましい。
　低保持温度（ＴＡＬ）まで１０℃／ｍｉｎ以下、好ましくは０．１℃／ｍｉｎ以上３℃／ｍｉｎ以下で昇温させた後、該保持温度（ＴＡＬ）を所定時間保持する。ここで「所定時間」は、３０分以上が好ましい。
　低保持温度（ＴＡＬ）を所定時間保持した後、高保持温度（ＴＡＨ）まで１０℃／ｍｉｎ以下、好ましくは０．１℃／ｍｉｎ以上３℃／ｍｉｎ以下で昇温させた後、該高保持温度（ＴＡＨ）を所定時間保持する。ここで「所定時間」は、３０分以上が好ましい。
　また、使用するプリプレグの種類によって、プリプレグの粘度挙動は異なる（図５（ｃ）参照）。高揮発温度領域の下限温度が、プリプレグの最低粘度を示す温度に近い場合は、第３実施形態を優先して実施するとよい。
　本実施形態によれば、低保持温度（ＴＡＬ）で保持している間、プリプレグの粘度が下がっている。よって、揮発成分が抜けやすい。高揮発温度域は、低揮発温度域よりも高い。よって、高揮発温度域では接着剤の硬化反応が進み、より硬い状態となっている。これにより、マトリックス樹脂がハニカムコアのセル内に引き込まれることを防止できる。さらに、高保持温度で保持してマトリックス樹脂の硬化を進めることで、新たな揮発成分の発生を防げる。結果として、ボイドの残存を避けられる。
　なお、上記第１実施形態から第３実施形態は組み合わせて実施されてもよい。
　また、上記ステップ（Ａ）、ステップ（Ｂ）、ステップ（Ｃ）、およびステップ（Ａ’）を含む加熱は、オートクレーブの制御部で制御され得る。
　制御部は、例えば、ＣＰＵ（Central　Processing　Unit）、ＲＡＭ（Random　Access　Memory）、ＲＯＭ（Read　Only　Memory）、及びコンピュータ読み取り可能な記憶媒体等から構成されている。そして、各種機能を実現するための一連の処理は、一例として、プログラムの形式で記憶媒体等に記憶されており、このプログラムをＣＰＵがＲＡＭ等に読み出して、情報の加工・演算処理を実行することにより、各種機能が実現される。なお、プログラムは、ＲＯＭやその他の記憶媒体に予めインストールしておく形態や、コンピュータ読み取り可能な記憶媒体に記憶された状態で提供される形態、有線又は無線による通信手段を介して配信される形態等が適用されてもよい。コンピュータ読み取り可能な記憶媒体とは、磁気ディスク、光磁気ディスク、ＣＤ－ＲＯＭ、ＤＶＤ－ＲＯＭ、半導体メモリ等である。
１，１６，２６　未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネル
２，１４，２４，３４　ハニカムコア
３ａ，３ｂ、１０，２０ａ，２０ｂ，３０ａ，４０ａ，４０ｂ，４０ｃ　プリプレグ
４ａ，４ｂ，６　接着剤
５　耐雷メッシュ
７，３７　空洞部
１１ａ，１１ｂ　積層体
１２，１７，２７　オートクレーブ
１３ａ，１３ｂ　複合材スキン
１５ａ，１５ｂ，２５ａ，２５ｂ，３５ａ，４１　フィルム状接着剤
３８　ディンプル
 
 

Claims (7)

  1. 　ハニカムコアの上下面にプリプレグが積層された未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆い、オートクレーブ内に配置した後、前記真空バック内を真空引きし、
    　該真空引きを継続しながら、前記オートクレーブにより加熱・加圧して、前記プリプレグのマトリックス樹脂の硬化および前記ハニカムコアへの接着を行う複合材構造体の成形方法。
  2. 　前記プリプレグから揮発成分が発生する揮発温度域を予め確認し、該揮発温度域に基づいて保持温度を設定し、
    　前記オートクレーブ内を前記保持温度まで昇温させて所定時間保持し、
    　保持後、前記オートクレーブ内を前記マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温させて前記マトリックス樹脂を硬化させる請求項１に記載の複合材構造体の成形方法。
  3. 　ハニカムコアの上下面にプリプレグが積層された未硬化の複合材ハニカムサンドイッチパネルを真空バックで覆った後、前記真空バック内を真空引きし、オートクレーブ内に配置して加熱・加圧し、前記プリプレグのマトリックス樹脂の硬化および前記ハニカムコアへの接着を行う複合材構造体の成形方法であって、
    　前記プリプレグから揮発成分が発生する揮発温度域を予め確認し、該揮発温度域に基づいて保持温度を設定し、
    　前記オートクレーブ内を前記保持温度まで昇温させて所定時間保持し、
    　保持後、前記オートクレーブ内を前記マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温させて前記マトリックス樹脂を硬化させる複合材構造体の成形方法。
  4. 　前記プリプレグは、接着剤を介して前記ハニカムコアの上下面に積層させる請求項１または請求項３に記載の複合材構造体の成形方法。
  5. 　前記プリプレグよりも低い温度で硬化する前記接着剤を用いる請求項４に記載の複合材構造体の成形方法。
  6. 　前記プリプレグが最低粘度を示す温度を含む低粘度温度域を予め設定し、
    　前記保持温度で保持した後、前記マトリックス樹脂の硬化温度まで昇温する前に、前記低粘度温度域にある低粘度温度まで前記オートクレーブ内を昇温させて所定時間保持する請求項２または請求項３に記載の複合材構造体の成形方法。
  7. 　前記プリプレグから揮発成分が発生する前記揮発温度域が複数存在する場合、
    　最も低い低揮発温度域では、該低揮発温度域の上限温度または上限付近温度を低保持温度と設定し、
    　前記プリプレグの粘度が上がるよう変化する温度域に重複する高揮発温度域では、該高揮発温度域の下限温度または下限付近温度を高保持温度と設定し、低保持温度、高保持温度の順で、前記オートクレーブ内の昇温・保持を実施する請求項２または請求項３に記載の複合材構造体の成形方法。
     
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