[go: up one dir, main page]

JP4416900B2 - 複合材パネルおよびその製造方法 - Google Patents

複合材パネルおよびその製造方法 Download PDF

Info

Publication number
JP4416900B2
JP4416900B2 JP2000066750A JP2000066750A JP4416900B2 JP 4416900 B2 JP4416900 B2 JP 4416900B2 JP 2000066750 A JP2000066750 A JP 2000066750A JP 2000066750 A JP2000066750 A JP 2000066750A JP 4416900 B2 JP4416900 B2 JP 4416900B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
stringer
connecting member
outer plate
resin
prepreg
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 - Lifetime
Application number
JP2000066750A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2001253393A (ja
Inventor
田 正 弘 野
井 康 弘 戸
尾 尚 幸 長
岡 和 昭 天
田 淳 原
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Subaru Corp
Original Assignee
Fuji Jukogyo KK
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Fuji Jukogyo KK filed Critical Fuji Jukogyo KK
Priority to JP2000066750A priority Critical patent/JP4416900B2/ja
Priority to US09/801,842 priority patent/US6502788B2/en
Publication of JP2001253393A publication Critical patent/JP2001253393A/ja
Priority to US10/290,573 priority patent/US6835341B2/en
Application granted granted Critical
Publication of JP4416900B2 publication Critical patent/JP4416900B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B32B3/18—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by an internal layer formed of separate pieces of material which are juxtaposed side-by-side
    • 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
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/685—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks by laminating inserts between two plastic films or plates
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/20—Integral or sandwich constructions
    • 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
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • 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
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3085—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining
    • Y10T29/49904—Assembling a subassembly, then assembling with a second subassembly
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining
    • Y10T29/49947—Assembling or joining by applying separate fastener
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24174—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including sheet or component perpendicular to plane of web or sheet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の機体構造や翼等に適用される複合材パネルおよびその製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の複合材翼は、下外板と上外板と桁と小骨等を別個に成形し、これらをファスナ手段により結合して構成するか、片面の外板と桁と小骨を複合材一体成形品とし、この複合材一体成形品に他面の外板をファスナ手段により結合することで構成されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
各部材をファスナ結合した航空機の複合材翼は、部品点数が多くなるため、組立てに特別な組み立て治具を必要とし、組立て作業が煩雑で、コストを下げることに難点がある。
【０００４】
片面のみを複合材一体成形品とした航空機の複合材翼は、従来の構造コンセプトをそのままで一体化しているので、治具、成形プロセスが複雑になり、コストコストを下げることに難点がある。
【０００５】
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、、部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化を可能にする複合材パネルおよびその製造方法を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の複合材パネルの製造方法は、外板を補強するストリンガーを樹脂未含浸の繊維で形成する工程と、複数のストリンガーを所定間隔を置いて配置し隣接するストリンガー同士を樹脂未含浸の繊維で形成した連結部材で連結する工程と、連結されたストリンガーおよび連結部材を成形型内に密閉し樹脂を導入してストリンガーおよび連結部材の繊維に樹脂を含浸する工程と、樹脂を含浸したストリンガーおよび連結部材を加熱硬化してストリンガーおよび連結部材を一体成形する工程と、プリプレグを外板成形型上に積層する工程と、積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材を配置する工程と、積層されたプリプレグと一体成形されたストリンガーおよび連結部材を加熱硬化して外板にストリンガーおよび連結部材を結合した外板部を成形する工程と、２つの外板部を補強部材で互いに結合して複合材パネルを形成する工程とを備え、ストリンガーと連結部材を繊維強化樹脂で一体成形することで寸法精度が向上し、連結部材と補強部材の隙間調整がなく組立時間が削減でき、ストリンガーと連結部材と外板とを一体成形する際に複雑なマンドレルを必要としないので治具セット時間が短縮できる。
【０００８】
本発明の複合材翼の製造方法は、翼外板を補強するストリンガーを樹脂未含浸の繊維で形成する工程と、複数のストリンガーを所定間隔を置いて配置し、隣接するストリンガー同士を樹脂未含浸の繊維を積層して形成した連結部材で連結する工程と、連結されたストリンガーおよび連結部材を成形型内に密閉し樹脂を導入してストリンガーおよび連結部材の繊維に樹脂を含浸する工程と、樹脂を含浸したストリンガーおよび連結部材を加熱硬化してストリンガーおよび連結部材を一体成形する工程と、プリプレグを翼の上側表面形状を持つ成形型上に積層する工程と、プリプレグを翼の下側表面形状を持つ成形型上に積層する工程と、一方の成形型上に積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材と半硬化状態に成形された前後桁を配置する工程と、他方の成形型上に積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材を配置する工程と、積層されたプリプレグと一体成形されたストリンガーおよび連結部材と前後桁を加熱硬化して翼外板にストリンガーと連結部材と前後桁を結合した翼外板部を成形する工程と、積層されたプリプレグと一体成形されたストリンガーおよび連結部材を加熱硬化して翼外板にストリンガーと連結部材とを結合した翼外板部を成形する工程と、一方の翼外板部に結合された前桁と後桁に他方の翼外板部をファスナ結合する工程と、２つの翼外板部の連結部材を補強部材で互いに結合して所定の翼形部を形成する工程とから構成される。
【０００９】
【発明の実施の形態】
以下本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
図１は本発明による複合材パネルの製造方法のブロック図を示し、この複合材翼の製造方法は、外板を補強するストリンガーを樹脂未含浸の繊維で形成する工程と、複数のストリンガーの隣接するストリンガー同士を樹脂未含浸の繊維で形成した連結部材で連結する工程と、ストリンガーおよび連結部材を成形型内に密閉し樹脂を導入してストリンガーおよび連結部材の繊維に樹脂を含浸する工程と、ストリンガーおよび連結部材を加熱硬化してストリンガーおよび連結部材を繊維強化樹脂で一体成形する工程と、プリプレグを外板表面形状を持つ成形型上に積層する工程と、積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材を配置する工程と、プリプレグとストリンガーと連結部材を加熱硬化して一体成形されたストリンガーおよび連結部材を有する外板部を成形する工程と、２つの外板部を補強部材で互いに結合して複合材パネルを形成する工程とから構成される。
【００１０】
外板を補強するストリンガーを樹脂未含浸の繊維で形成する工程では、各ストリンガー１は、２次元織物を３次元形状に成形したドライプリフォームまた
は３次元形状に織られたドライプリフォームから作られる。ストリンガー１は、図２に示すように、平面部２とこの平面部２の中央部から直角の方向に延びる垂直部３を有する断面逆Ｔ形をなしている。ストリンガー１は、接着容易性を考慮して、図７に示すように、平面部２の両端部に一体に薄い張り出し部２ａを設けることができる。ストリンガー１は、航空機の胴体構造において外板の長手方向に沿って配置され外板を補強する。
【００１１】
複数のストリンガーの隣接するストリンガー同士を樹脂未含浸の繊維で形成した連結部材で連結する工程では、図２に示すように、複数本のストリンガー１が、
２本のストリンガー１，１を一対として互いに間隔を置いて並列配置され、隣接するストリンガー１，１同士を連結部材（シアタイ）４で連結する。連結部材４はフランジ部を設けた断面逆Ｔ形をなし、並列配置された２本のストリンガー３，３の間に長手方向に間隔を置いて複数個配置される。
【００１２】
並列配置されるストリンガー１が３本以上の場合には、隣接する２本のストリンガー１，１同士を連結する連結部材４は、隣り合う連結部材４に対して同一線上に配置されずに互い違いに配置されることが好ましい。各連結部材４は、織物を３次元形状に成形したドライプリフォームまたは３次元形状に織られたドライプリフォームから作られる。連結部材４は、ストリンガー１，１の間に配置された時、ストリンガー１よりも高い延長部４ａが形成される。
【００１３】
ストリンガーおよび連結部材を成形型内に密閉し樹脂を導入してストリンガーおよび連結部材の繊維に樹脂を含浸する工程では、並列配置された２本のストリンガー１，１と複数の連結部材４は、空気排出口と樹脂導入口を残して密閉された成形型内に固定される。成形型内に固定されストリンガー１と連結部材４に樹脂導入口を介して樹脂が導入され、ストリンガー１と連結部材４の繊維に含浸される。樹脂を含浸したストリンガー１と連結部材４は加熱されて硬化され、略はしご状補強構造部材５を構成する。この場合、樹脂の硬化は最終状態までは硬化されずに半硬化状態に止められている。ここで、半硬化状態とは、成形型から脱型でき、さらに高温で加熱されても成形過程で必要とする以上の負荷が加えられない限りその形状を保持することができる程度の硬化度をいう。はしご状補強構造部材５は、図２に示すように、連結部材４が延長部４ａだけストリンガー１より上方に延びている。
【００１４】
はしご状補強構造部材５は、半硬化状態において整形することができるし、また、連結部材４も半硬化状態において燃料パイプや空気抜きパイプの通過孔を成形加工することができる。また、パネル板として組み立てられていない部品単体としての非破壊検査を行うことができる。さらに、成形型ははしご状の溝を形成した比較的単純なものでよい。
【００１５】
プリプレグをパネル板表面形状を持つ成形型上に積層する工程では、プリプレグは図示しないパネル板表面形状に対応した成形面を持つ成形型上に積層される。
この時、後のパネル板の組み立てやパネル板内部を点検するための作業孔が設けられるように積層される。積層されたプリプレグは、図３に示すプリプレグ外板６を形成する。
【００１６】
積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材を配置する工程では、複数の半硬化状態のはしご状補強構造部材５がプリプレグ外板６の上に接着フィルム７（図５）を介して並列配置される。各はしご状補強構造部材５は、ストリンガー３がプリプレグ外板６の長手方向に延びように配置される。
この場合、はしご状補強構造部材５，５の間隔を広くすることで作業孔のスペースが確保される。
【００１７】
プリプレグとストリンガーと連結部材を加熱硬化して一体成形されたストリンガーおよび連結部材を有する複合材の外板部を成形する工程では、図５に示すように、プリプレグ外板６と複数の半硬化状態のはしご状補強構造部材５とシリコン製マンドレル８が所定位置に配置される。これら全体はバギングフィルム９で覆われ、加圧加熱することで半硬化状態のはしご状補強構造部材５と未硬化のプリプレグ外板６が結合され完全硬化される。これにより、図４に示すストリンガー１と連結部材４とプリプレグ外板６が一体の外板部２０が成形される。
【００１８】
２つの外板部を補強部材で互いに結合して複合材パネルを形成する工程では、図８に示すように一方の外板部２０の連結部材４の延長部４ａと他方の外板部２０の連結部材４の延長部４ａに補強部材１１をファスナ１２により結合することで複合材パネルが形成される。
【００１９】
上記複合材パネルは、２つの複合材外板２０，２０と、一体成形されたストリンガー１および連結部材４とを有し、一体成形されたストリンガー１および連結部材４は、各複合材外板２０に一体結合され、一体成形されたストリンガー１および連結部材４は、連結部材４がストリンガー１より上方に延び、連結部材４の延長部４ａに補強部材１１がファスナ１２により結合される。この作業は作業孔を使って行われる。
上記複合材パネルは、たとえば、航空機の胴体部に適用される。
【００２０】
つぎに、本発明による複合材翼の製造方法について説明する。
本発明による複合材翼の製造方法は、上記複合材パネルの製造方法と比較すると、構成部材が相違するだけで最終工程を除いて工程はほとんど同じであるので相違点についてのみ説明する。
本発明による複合材翼の製造方法におけるストリンガー１と連結部材４とプリプレグ外板６が一体の下側翼外板部２０が、上記複合材パネルの製造方法におけるストリンガー１と連結部材４とプリプレグパネル板６が一体のパネル板部２０に相当する。
【００２１】
上側翼外板部１０は、下側翼外板部２０と同様にして成形されるが、図９に示すように、上側翼外板部１０には前桁２１と後桁２２が一体に接着される。前桁２１と後桁２２は、別の工程を経て半硬化状態で成形され、はしご状補強構造部材５と同様に接着フィルムを介してプリプレグ外板６上に置かれたシリコン製マンドレルに固定されバギングフィルムで覆われた後、加圧加熱されて上側翼外板部１０に一体に成形される。
【００２２】
上側翼外板部１０と下側翼外板部２０を補強部材１１で互いに結合して所定の翼形部を形成するには、上側翼外板部１０を治具に固定し、上側翼外板部１０の連結部材４の延長部４ａと前桁２１と後桁２２に補強部材１１をファスナ１２により結合する。
そして、下側翼外板部２０を治具に固定された上側翼外板部１０の前桁２１と後桁２２に対して位置決めし、下側翼外板部２０を上側翼外板部１０の前桁２１と後桁２２にリベットまたはボルト等のファスナ１３で固定する。
【００２３】
上側翼外板部１０に前桁２１と後桁２２で結合された下側翼外板部２０は、作業孔を利用して下側翼外板部２０の連結部材４の延長部４ａに補強部材１１がファスナ１２により結合される。
【００２４】
【発明の効果】
本発明による複合材パネルの製造方法によれば、連結部材をストリンガーに結合し連結部材とストリンガーを樹脂含浸法により一体成形するので、連結部材とストリンガーの寸法精度が向上し、連結部材の位置が正確に設定できるので、連結部材と連結部材を繋ぐ補強部材との隙間調整を行う必要がなく組立時間を削減できる。
また、本発明による複合材パネルの製造方法によれば、連結部材とストリンガーを半硬化状態で一体に成形するので、連結部材とストリンガーの一体成形品の加工や非破壊検査が簡単になり、組立時間が短縮しかつ精度も向上する。
また、本発明による複合材パネルの製造方法によれば、連結部材とストリンガーを一体成形する樹脂含浸法の成形型は、細長い溝を形成するだけの比較的単純な形状でよく、その他の硬化の際に用いられる治具も簡単な形状であり、複合材パネルの大きさに応じた対応が簡単になる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による複合材パネルの製造方法のブロック図。
【図２】はしご状補強構造部材の一部を示す図。
【図３】プリプレグパネル板を示す図。
【図４】成形されたパネル板部を示す図。
【図５】パネル板部の成形方法を示す図。
【図６】パネル板部の長手方向側面図。
【図７】ストリンガ一の変形例を示す図。
【図８】本発明による複合材パネルの断面図。
【図９】本発明による複合材翼の断面図。
【符号の説明】
３ ストリンガー
４ 連結部材
５ はしご状補強構造部材
６ プリプレグパネル板
１０ 上側外板部
１１ 補強部材
２０ 下側外板部
２１ 前桁
２２ 後桁

Claims (5)

  1. ２枚の外板とその間に置かれて外板を補強するストリンガーとを有する複合材パネルの製造方法において、
    外板を補強するストリンガーを樹脂未含浸の繊維で形成する工程と、
    複数のストリンガーを所定間隔を置いて配置し、隣接するストリンガー同士を樹脂未含浸の繊維で形成した連結部材で連結する工程と、
    連結されたストリンガーおよび連結部材を成形型内に密閉し樹脂を導入してストリンガーおよび連結部材の繊維に樹脂を含浸する工程と、
    樹脂を含浸したストリンガーおよび連結部材を加熱硬化してストリンガーおよび連結部材を一体成形する工程と、
    プリプレグを外板成形型上に積層する工程と、
    積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材を配置する工程と、
    積層されたプリプレグと一体成形されたストリンガーおよび連結部材を加熱硬化して外板にストリンガーおよび連結部材を結合した外板部を成形する工程と、
    ２つの外板部を補強部材で互いに結合して複合材パネルを形成する工程とを備えたことを特徴とする複合材パネルの製造方法。
  2. 樹脂未含浸のストリンガーおよび連結部材は、３次元形状に成形した織物または３次元形状に織られた織物から成形されることを特徴とする請求項１に記載の複合材パネルの製造方法。
  3. 樹脂を含浸し加熱されたストリンガーおよび連結部材は、所定状態まで硬化された半硬化一体成形品であることを特徴とする請求項１に記載の複合材パネルの製造方法。
  4. 一体成形されたストリンガーおよび連結部材は、連結部材がストリンガーより上方に延び、延びた部分にファスナ結合されることを特徴とする請求項１に記載の複合材パネルの製造方法。
  5. 翼外板を補強するストリンガーを樹脂未含浸の繊維で形成する工程と、
    複数のストリンガーを所定間隔を置いて配置し、隣接するストリンガー同士を樹脂未含浸の繊維を積層して形成した連結部材で連結する工程と、
    連結されたストリンガーおよび連結部材を成形型内に密閉し樹脂を導入してストリンガーおよび連結部材の繊維に樹脂を含浸する工程と、
    樹脂を含浸したストリンガーおよび連結部材を加熱硬化してストリンガーおよび連結部材を一体成形する工程と、
    プリプレグを翼の上側表面形状を持つ成形型上に積層する工程と、
    プリプレグを翼の下側表面形状を持つ成形型上に積層する工程と、
    一方の成形型上に積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材と半硬化状態に成形された前後桁を配置する工程と、
    他方の成形型上に積層されたプリプレグの上に一体成形されたストリンガおよび連結部材を配置する工程と、
    積層されたプリプレグと一体成形されたストリンガーおよび連結部材と前後桁を加熱硬化して翼外板にストリンガーと連結部材と前後桁を結合した翼外板部を成形する工程と、
    積層されたプリプレグと一体成形されたストリンガーおよび連結部材を加熱硬化して翼外板にストリンガーと連結部材とを結合した翼外板部を成形する工程と、
    一方の翼外板部に結合された前桁と後桁に他方の翼外板部をファスナ結合する工程と、
    ２つの翼外板部の連結部材を補強部材で互いに結合して所定の翼形部を形成する工程と
    を備えたことを特徴とする複合材翼の製造方法。
JP2000066750A 2000-03-10 2000-03-10 複合材パネルおよびその製造方法 Expired - Lifetime JP4416900B2 (ja)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2000066750A JP4416900B2 (ja) 2000-03-10 2000-03-10 複合材パネルおよびその製造方法
US09/801,842 US6502788B2 (en) 2000-03-10 2001-03-09 Panel of composite material and method of fabricating the same
US10/290,573 US6835341B2 (en) 2000-03-10 2002-11-08 Panel of composite material and method of fabricating the same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2000066750A JP4416900B2 (ja) 2000-03-10 2000-03-10 複合材パネルおよびその製造方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2001253393A JP2001253393A (ja) 2001-09-18
JP4416900B2 true JP4416900B2 (ja) 2010-02-17

Family

ID=18586058

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000066750A Expired - Lifetime JP4416900B2 (ja) 2000-03-10 2000-03-10 複合材パネルおよびその製造方法

Country Status (2)

Country Link
US (2) US6502788B2 (ja)
JP (1) JP4416900B2 (ja)

Families Citing this family (64)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4574086B2 (ja) * 2001-09-03 2010-11-04 富士重工業株式会社 複合材翼の製造方法および複合材翼
US20040035979A1 (en) * 2002-08-23 2004-02-26 Mccoskey William Robert Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same
US7419627B2 (en) * 2002-09-13 2008-09-02 Northrop Grumman Corporation Co-cured vacuum-assisted resin transfer molding manufacturing method
US7093470B2 (en) * 2002-09-24 2006-08-22 The Boeing Company Methods of making integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and fuel tank structures
US6811120B1 (en) * 2003-04-15 2004-11-02 Adam Aircraft Industries, Inc. Modular spar tunnel
DE502004007968D1 (de) * 2003-07-08 2008-10-16 Airbus Gmbh Leichtbaustruktur
US7083147B2 (en) * 2004-03-11 2006-08-01 The Boeing Company Modularized insulation, systems, apparatus, and methods
US20050235819A1 (en) * 2004-04-13 2005-10-27 Science Applications International Corporation Modular structure
US7293737B2 (en) * 2004-04-20 2007-11-13 The Boeing Company Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method
US8720825B2 (en) * 2005-03-31 2014-05-13 The Boeing Company Composite stiffeners for aerospace vehicles
US20060237588A1 (en) * 2005-03-31 2006-10-26 The Boeing Company Composite structural member having an undulating web and method for forming the same
US7740932B2 (en) * 2005-03-31 2010-06-22 The Boeing Company Hybrid fiberglass composite structures and methods of forming the same
US7467763B2 (en) * 2005-06-03 2008-12-23 Kismarton Max U Composite landing gear apparatus and methods
US8444087B2 (en) * 2005-04-28 2013-05-21 The Boeing Company Composite skin and stringer structure and method for forming the same
US20060222837A1 (en) * 2005-03-31 2006-10-05 The Boeing Company Multi-axial laminate composite structures and methods of forming the same
US7721495B2 (en) * 2005-03-31 2010-05-25 The Boeing Company Composite structural members and methods for forming the same
US7748119B2 (en) * 2005-06-03 2010-07-06 The Boeing Company Method for manufacturing composite components
FR2888816B1 (fr) * 2005-07-20 2007-08-31 Airbus France Sas Panneau auto-raidi monolithique
US20070052554A1 (en) * 2005-08-24 2007-03-08 The Boeing Company Methods and systems for logistics health status display
US20070050104A1 (en) * 2005-08-24 2007-03-01 The Boeing Company Methods and systems for logistics health status reasoner
EP1801427A1 (en) * 2005-12-21 2007-06-27 Airbus Espana, S.L. Metallic local reinforcement for heavy loaded joints of composite components
GB0616121D0 (en) * 2006-08-14 2006-09-20 Airbus Uk Ltd Moulding tool and method of manufacturing a part
GB0619512D0 (en) * 2006-10-03 2006-11-15 Airbus Uk Ltd Fitting
ITPD20060434A1 (it) * 2006-11-21 2008-05-22 Novation S P A Procedimento per lo stampaggio di articoli in materiale polimerico rinforzato con fibre ed articoli cosl ottenuti
US7635106B2 (en) * 2006-11-30 2009-12-22 The Boeing Company Composite shear tie
GB0624208D0 (en) * 2006-12-04 2007-01-10 Airbus Uk Ltd Composite structure
US7686251B2 (en) * 2006-12-13 2010-03-30 The Boeing Company Rib support for wing panels
US7721995B2 (en) * 2006-12-13 2010-05-25 The Boeing Company Rib support for wing panels
US7954763B2 (en) * 2007-04-05 2011-06-07 The Boeing Company Methods and systems for composite structural truss
US8490362B2 (en) 2007-04-05 2013-07-23 The Boeing Company Methods and systems for composite structural truss
ES2346834B1 (es) 2007-04-30 2011-08-17 Airbus Operations, S.L. Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave.
ES2611033T3 (es) * 2007-04-30 2017-05-04 Airbus Operations S.L. Cajón de torsión multilargero integrado de material compuesto
ITTO20070557A1 (it) * 2007-07-27 2009-01-28 Alenia Aeronautica Spa Procedimento di fabbricazione di un elemento curvo in materiale composito
US7712993B2 (en) * 2007-11-30 2010-05-11 The Boeing Company Double shear joint for bonding in structural applications
US7964520B2 (en) * 2007-12-21 2011-06-21 Albany Engineered Composites, Inc. Method for weaving substrates with integral sidewalls
FR2940785B1 (fr) * 2009-01-08 2012-10-26 Airbus France Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites
GB0912016D0 (en) * 2009-07-10 2009-08-19 Airbus Operations Ltd Edge glow protection for composite component
EP2487106B1 (en) * 2009-10-08 2018-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Composite material structure, as well as aircraft wing and fuselage provided therewith
DE102010008711A1 (de) * 2010-02-19 2011-08-25 GKN Aerospace Services Limited, Isle of Wight Verfahren und Anordnung zur Herstellung eines einstückigen Hohlprofilbauteils mit Faserverbundwerkstoff
CN101913250A (zh) * 2010-08-17 2010-12-15 沈阳飞机工业（集团）有限公司 方向舵壁板成型工艺
CA2820004C (en) * 2010-12-28 2016-02-16 Bell Helicopter Textron Inc. Multi-directional load joint system
JP5535957B2 (ja) * 2011-02-21 2014-07-02 三菱航空機株式会社 翼パネルの形成方法
CN102267132B (zh) * 2011-07-20 2014-04-09 沈阳飞机工业（集团）有限公司 复杂空间曲面法向柔性划线法
US9017510B2 (en) * 2011-12-13 2015-04-28 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating large scale integrated airfoils
US9878773B2 (en) 2012-12-03 2018-01-30 The Boeing Company Split resistant composite laminate
US9797257B2 (en) 2012-12-10 2017-10-24 General Electric Company Attachment of composite article
US9777579B2 (en) 2012-12-10 2017-10-03 General Electric Company Attachment of composite article
JP6271130B2 (ja) * 2013-01-18 2018-01-31 三菱重工業株式会社 複合材の製造方法
KR20170102390A (ko) * 2013-03-11 2017-09-08 미쯔비시 케미컬 주식회사 적층 기재 및 그의 제조 방법
GB2516830A (en) * 2013-07-31 2015-02-11 Airbus Operations Ltd Aircraft Structure
EP2851283B1 (en) * 2013-09-23 2018-03-28 Airbus Operations S.L. Method for manufacturing an aeronautical torsion box, torsion box and tool for manufacturing an aeronautical torsion box
US9840041B2 (en) 2013-12-20 2017-12-12 Saab Ab Stiffening element and reinforced structure
GB2528076B (en) 2014-07-08 2020-07-29 Airbus Operations Ltd Rib foot
GB2528078B (en) 2014-07-08 2020-07-29 Airbus Operations Ltd Structure
GB2528080A (en) * 2014-07-08 2016-01-13 Airbus Operations Ltd Structure
US9657489B2 (en) * 2015-06-15 2017-05-23 The Boeing Company Fractal stiffening
US10207788B2 (en) * 2016-04-12 2019-02-19 The Boeing Company Structure having joined unitary structures
CN108177360B (zh) * 2017-12-25 2024-07-05 航天神舟飞行器有限公司 无人机复合材料机翼整体壁板的成型工装及其成型方法
US11390045B2 (en) 2018-09-07 2022-07-19 Textron Innovations Inc. Molding assembly and method of co-curing stiffener with panel
US20200122816A1 (en) * 2018-10-22 2020-04-23 The Boeing Company Bulkhead joint assembly
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
JP7198094B2 (ja) * 2019-01-29 2022-12-28 株式会社Subaru 複合材の製造方法
CN110216902B (zh) * 2019-06-19 2021-03-02 湖北菲利华石英玻璃股份有限公司 一种金属舵芯加树脂基复合材料的净尺寸rtm成型方法
CN115320128B (zh) * 2022-09-19 2024-08-27 株洲电力机车广缘科技有限责任公司 一种连续碳纤维增强复合材料悬浮架托臂与纵梁一体化成型方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5593633A (en) * 1990-05-03 1997-01-14 Dull; Kenneth M. Edge and surface breather for high temperature composite processing
GB9024387D0 (en) * 1990-11-09 1991-01-02 British Aerospace Carbon fibre composite wing manufacture
JPH058316A (ja) * 1991-07-05 1993-01-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材製構造体の製造方法
US5332178A (en) * 1992-06-05 1994-07-26 Williams International Corporation Composite wing and manufacturing process thereof
DE19529476C2 (de) * 1995-08-11 2000-08-10 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Flügel mit schubsteifen Flügelschalen aus Faserverbundwerkstoffen für Luftfahrzeuge
US5902535A (en) * 1997-07-30 1999-05-11 Mcdonnell Douglas Corporation Resin film infusion mold tooling and molding method
DE19832441C1 (de) * 1998-07-18 2000-01-05 Daimler Chrysler Aerospace Verfahren zur Herstellung einer stringerversteiften Schale in Faserverbundbauweise

Also Published As

Publication number Publication date
JP2001253393A (ja) 2001-09-18
US20030062653A1 (en) 2003-04-03
US6502788B2 (en) 2003-01-07
US6835341B2 (en) 2004-12-28
US20010051251A1 (en) 2001-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4416900B2 (ja) 複合材パネルおよびその製造方法
JP4574086B2 (ja) 複合材翼の製造方法および複合材翼
EP1070661B1 (en) Wing of composite material and method of fabricating the same
US6234423B1 (en) Composite airfoil structures and their forming methods
US9669581B2 (en) Method for manufacturing an aeronautical torsion box, torsion box and tool for manufacturing an aeronautical torsion box
EP2253460B1 (en) Method of joining composite components
JP5801885B2 (ja) 一体型補剛材を有する複合構造物およびその作製方法
JP6505997B2 (ja) 幾何学形状充填材要素を有するラミネート複合角部充填材およびそれを形成する方法
JP4316059B2 (ja) 複合材翼の製造方法
US20080302912A1 (en) Bladderless Mold Line Conformal Hat Stringer
EP2301840A2 (en) Integrated aircraft structure in composite material
US8197625B2 (en) Process of manufacturing composite structures with embedded precured tools
US10005267B1 (en) Formation of complex composite structures using laminate templates
EP1899149B1 (en) Process for producing a substantially shell-shaped component
US10549490B2 (en) Method for manufacturing a stiffened panel made from composite material
JP2002302097A (ja) 複合材翼およびその製造方法
US8870117B2 (en) Composite aircraft frame
JP2001048097A (ja) 複合材翼の一体成形方法
CN114889233A (zh) 一种轻型翼肋及其成型方法
CN119370356A (zh) 一种翼段连接端肋及其制造方法
CN118927662A (zh) 用于以复合材料制造用于航空器的盒形结构的方法
CN112440491A (zh) 使用共固化过程制造复合材料结构的方法

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20070223

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20090805

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20090814

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20091013

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: 20091030

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: 20091125

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 4416900

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121204

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121204

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131204

Year of fee payment: 4

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

S531 Written request for registration of change of domicile

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

S533 Written request for registration of change of name

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term