JP4316059B2 - 複合材翼の製造方法 - Google Patents

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Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、繊維強化樹脂製の複合材翼の製造方法に係り、特に従来のコンセプトからなり、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を高温下の１回の加熱硬化で成形し、成形工程の短縮と組立て工数の削減を可能にする複合材翼の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の主翼の多くは、アルミニウム材のビルドアップ構造であり、さらに軽量化を図るために、比強度の高い複合材を使用した航空機の主翼が開発されている。
【０００３】
航空機の複合材主翼は、箱型構造を構成する桁、外板、リブ等の部品をＲＴＭ法やハンドアップ法等により個別に成形し、個別に成形した部品を接着組立やファスナ組立によりボックス構造を組み立てるようにしている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上記航空機の複合材主翼においては、箱型構造を構成する桁、外板、リブ等の部品を成形するために、部品個別の成型治具が必要であり、また、部品の成形を高温の加熱硬化で行うため、成型治具を耐熱性材料で作らなければならないという問題点がある。
【０００５】
上記航空機の複合材主翼において、複合材主翼を接着組立で行う場合、部品製造と接着組立てのために、２回の高温の加熱硬化が必要であり、しかも、接着組立てのために複雑な治具を必要とするという問題点がある。
【０００６】
また、繊維強化樹脂複合材は、硬化前では柔らかい材料であるので、マンドレルを使用して成形すべき形状に保持しなければならず、硬化後にマンドレルを除く必要があり、従来の翼構造のように閉鎖空間を持つ構造は一体成形できず、マンドレルを除くための開口部を設けて成形し、別に成形した開口部の部材を成形後にファスナー結合もしくは接着結合により組み立てなければならない。
【０００７】
上記航空機の複合材主翼において、複合材主翼をファスナ組立で行う場合、組立て治具が必要であるとともに組立てに時間がかかるという問題点がある。
【０００８】
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を低温による半硬化と１回の加熱硬化で成形することで、成形工程の短縮と組立て工数の削減を可能にする複合材翼の製造方法を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載した本発明の複合材翼の製造方法は、
複数の構成部品により閉鎖空間を有する複合材翼を製造する方法であって、
マンドレルに積層した強化繊維織物を治具によって密閉し、
熱硬化性樹脂を上記治具内に導入して上記熱硬化性樹脂が完全に硬化する温度より低い温度で上記熱硬化性樹脂を半硬化させた後、
上記マンドレルおよび上記治具を除去して半硬化状態の強化繊維樹脂複合材の翼の構成部品もしくはこの構成部品を結合した一体部品を製作し、
この半硬化状態の構成部品もしくは一体部品と、同様に製作した他の半硬化状態の構成部品もしくは一体部品とを接着剤を介して組み立て固定し、
この組み立て固定した構成部品もしくは一体部品を上記熱硬化性樹脂が完全に硬化する温度に加熱し、上記熱硬化性樹脂および上記接着剤を硬化させて複合材翼を製造することを特徴とする複合材翼の製造方法。
【００１０】
請求項２に記載した本発明の複合材翼の製造方法は、前桁と、後桁と、前桁と後桁の間に配された小骨と、これらの上下を覆う上下外板とを備えた複合材翼の製造方法において、後桁と小骨と上下外板を補強する強化繊維織物をマンドレルに積層し、これら強化繊維織物を翼構造にしたがって配置して組立て周囲を治具で密閉し、熱硬化性樹脂を治具に導入して熱硬化性樹脂を強化繊維織物に含浸させて半硬化させ、熱硬化性樹脂を半硬化させて形成される後桁と小骨と上下外板からマンドレルおよび治具を外し、同様な方法で成形した熱硬化性樹脂を半硬化させた前桁を接着剤を介して小骨および上下外板に接合し、前桁と後桁と小骨と上下外板を加熱硬化させて一体結合することを特徴とする。
【００１１】
【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。
【００１２】
図１および図２において、符号１は本発明の複合材翼の製造方法に用いられる密閉治具１を示し、この密閉治具１は、後桁と小骨と上下外板をＲＴＭ法で熱硬化性樹脂を含浸させ半硬化させるようにセットした際の小骨のない部分を通る断面を図１で示され、後桁と小骨と上下外板をＲＴＭ法で熱硬化性樹脂を含浸させ半硬化させるようにセットした際の小骨を通る断面を図２で示されている。ここで、半硬化とは、樹脂は固体化しているが完全に硬化（架橋）していない状態で、完全に硬化させる温度の１８０℃程度以下の温度下では液化（ゲル化）しない程度の硬化状態をいう。ただし、このゲル化というのは、ガラス転移点を意味しない。こうした半硬化の状態では、油化シェルエポキシ株式会社製の商標名エピコート６００３（主剤）と商標名エピキュア１５０Ｄ（硬化剤）を決められた割合で配合した２液混合タイプの熱硬化性樹脂を６０℃の温度下で約１２時間放置した時に得られる状態に相当する。
【００１３】
上記密閉治具１は、上型治具２と下型治具３を有し、上型治具２と下型治具３は図示しない締結具により密閉空間４を形成するように結合される。下型治具３には密閉空間４に通じるパイプ５が弁６を介して接続され、上型治具２には密閉空間４に通じるパイプ７が弁８を介して接続される。
【００１４】
密閉治具１の図１に示す位置の密閉空間４に外板用マンドレル９が配置されている。外板用マンドレル９に上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維織物１１と後桁用強化繊維織物１２が積層されている。上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維織物１１は図６では一体であるが別体であってもよい。
【００１５】
密閉治具１の図２に示す位置の密閉空間４に小骨用マンドレル１３，１４，１５が配置されている。小骨用マンドレル１４に小骨用強化繊維織物１６が積層され、小骨用マンドレル１５に小骨用強化繊維織物１７が積層されている。
【００１６】
図３は熱硬化性樹脂の半硬化品である後桁２０と小骨２１と上下外板２２，２３と熱硬化性樹脂の半硬化品である前桁２４とを接着し硬化させる成形治具３０を示す。
【００１７】
成形治具３０は、半硬化状態の外板２２，２３と後桁２０を所定形状に保持する外板用治具３１と、半硬化状態の前桁と外板を接合した状態に保持する前桁クランプ３２とを有する。外板用治具３１は、図４に示すように、着脱自在な２つ部材３３，３４を有し、半硬化品である後桁２０と小骨２１と上下外板２２，２３を予め定めた位置関係に保持する。前桁クランプ３２は、図５に示すように、半硬化品である前桁２４を上下外板２２，２３（図５では一方の外板２３を示す）に接着剤を介して接合する状態に保持する。
【００１８】
つぎに、本発明の複合材翼の製造方法を図６ないし図１０により説明する。
【００１９】
まず、強化繊維を用いた立体織物または平面織物の素材を前桁と後桁と小骨と上下外板のそれぞれに相応する寸法に裁断することで上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維織物１１と後桁用強化繊維織物１２と小骨用強化繊維織物１６，１７と前桁用強化繊維織物１８を形成する。
【００２０】
つぎに、図６に示すように、小骨用強化繊維織物１６，１７を小骨用マンドレル１４，１５に積層し、上外板用強化繊維織物１０と下外板用強化繊維織物１１と後桁用強化繊維織物１２を外板用マンドレル９，９，９に積層するとともに、図７に示すように、前桁用強化繊維織物１８を図示しない前桁用マンドレルに積層する。これにより、各強化繊維織物は所定の形状に予備成形される。
【００２１】
小骨用強化繊維織物１６，１７と上下外板用強化繊維織物１０，１１とと後桁用強化繊維織物１２は、成形しようとする複合材翼構造にしたがって配置され組立てられ周囲を上型治具２と下型治具３で密閉される。
【００２２】
つぎに、上型治具２と下型治具３との間に形成される密封空間４を真空引きし、比較的低温でも硬化する特性を有する前記２液混合タイプの熱硬化性樹脂を真空状態の密封空間４に注入する。密封空間４の真空引きは、上型治具２に接続されたパイプ７により行ない、密封封空間４への熱硬化性樹脂の注入は、下型治具３に接続されたパイプ５により行なう。上型治具２に接続されたパイプ７からの真空引きは、下型治具３に接続されたパイプ５から注入される熱硬化樹脂が上型治具２に接続されたパイプ７からでてくるまで行なわれる。
【００２３】
密封封空間４へ注入された熱硬化性樹脂は、強化繊維織物１０，１１，１２，１６，１７に含浸される。強化繊維織物１０，１１，１２，１６，１７への熱硬化性樹脂の含浸が確認されると、図示しない制御手段により熱硬化性樹脂を温度６０℃で約１２時間加熱処理し熱硬化性樹脂を半硬化状態にする。
【００２４】
これとは別に、図７に示すように、前桁用強化繊維織物１８を図示しない前桁用マンドレルに積層し、周囲を上型治具２ａと下型治具３ａで密閉し、密封空間を真空引きし、比較的低温でも硬化する特性を有する前記２液混合タイプの熱硬化性樹脂を真空状態の密封空間に注入し、密封封空間４へ注入された熱硬化樹脂を前桁用強化繊維織物１８に含浸させ、含浸された熱硬化性樹脂を温度６０℃で約１２時間加熱処理し熱硬化性樹脂を半硬化状態にする。
【００２５】
強化繊維織物１０，１１，１２，１６，１７に含浸された熱硬化性樹脂の半硬化が確認されたら、上型治具２と下型治具３を開き、半硬化の後桁２０と小骨２１と上下外板１０，１１からマンドレル９，１３，１４，１５を取り外し、さらに上型治具２と下型治具３も取り外す。マンドレル９，１３，１４，１５と上型治具２と下型治具３を取り外した半硬化状態の一体成型品４０を図８に示す。
【００２６】
つぎに、半硬化一体成型品４０の開口端側に半硬化の前桁２４を図８に示すように対向配置し、一体成型品４０と前桁２４の接合する部位、すなわち図９で斜線で示す小骨２１および上下外板２２，２３と前桁２４の部位に接着剤を塗布し、一体成型品４０と前桁２４を接着剤を介して接合する。
【００２７】
接着剤を介して接合された一体成型品４０と前桁２４は、半硬化状態の外板２２，２３と後桁２０を保持する外板用治具３１と、半硬化状態の前桁２４と外板２２，２３を接合した状態に保持する前桁クランプ３２とを有する成形治具３０により所定形状を保持される。
【００２８】
成形治具３０により所定形状に保持された半硬化一体成型品４０と前桁２４は、温度１８０℃で約２時間高温加熱して、熱硬化性樹脂と接着剤を同時に硬化処理し、図１０に示す複合材翼５０を成形する。この高温加熱硬化処理を行う際に、半硬化一体成型品４０と前桁２４の外表面全体を抑えるように別の治具を配設することができる。
【００２９】
以上、できるだけ多くの構成部品を一体で半硬化し、最も作業性の改善と低コスト化が図れる例として、外板と後桁と小骨とを一体にして半硬化させる翼部品を製作し、同時に別に半硬化させた前桁を接着剤を介して接合し、加熱硬化処理して製造する方法を紹介したが、本製造方法はこの例のみに拘束されない。
【００３０】
たとえば、上下いずれか一方の外板と前後桁と小骨とを一体にして半硬化させた繊維強化樹脂製の翼部品を製作し、別に製造した半硬化の繊維強化樹脂製の他方の外板を高温硬化型の接着剤を介して接合し加熱硬化させることもできる。この方法でも、加熱硬化の際に翼の周端を位置決めすることで外板の位置ずれを防ぐことができる。
【００３１】
さらに、上下の外板、前後桁および小骨を、それぞれのマンドレルに積層した強化繊維をそれぞれ別個に製作された型内に密閉して熱硬化性樹脂を圧入し含浸させて半硬化させ型とマンドレルを除去して半硬化状態の各部品とし、上下外板間に、前後桁および小骨を高温硬化型の接着剤を介して接合して固定し、加熱処理して硬化させることもできる。硬化時の小骨の位置ずれを防止するには、桁等に設けられた点検孔を利用して、ボルト（タックボルト）で数箇所固定することで行うことができる。
【００３２】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明の複合材翼の製造方法は、マンドレルに積層した強化繊維織物を治具で密閉し、熱硬化性樹脂を治具内に導入して半硬化させた後、マンドレルと治具を除去して半硬化状態の強化繊維樹脂複合材の翼の構成部品もしくは構成部品を結合した一体部品を製作し、半硬化した部品を接着剤を介して組み立て固定して加熱硬化するので、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を１回の加熱硬化により成形することができ、成形工程の短縮と組立て工数の削減を可能にする。
【００３３】
また、本発明の複合材翼の製造方法は、後桁と小骨と上下外板を補強する強化繊維織物をマンドレルに積層し、これら強化繊維織物を翼構造にしたがって配置して組立て周囲を治具で密閉し、熱硬化性樹脂を治具に導入して熱硬化性樹脂を強化繊維織物に含浸させて半硬化させ、熱硬化性樹脂を半硬化させて形成される後桁と小骨と上下外板からマンドレルおよび治具を外し、同様な方法で成形した熱硬化性樹脂を半硬化させた前桁を接着剤を介して小骨および上下外板に接合し、前桁と後桁と小骨と上下外板を加熱硬化させて一体結合するので、箱型の閉鎖空間をもつ構造の複合材翼を低温による仮硬化と高温による１回の加熱硬化で成形でき、成形工程の短縮と組立て工数の削減を可能にする。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の複合材翼の製造方法に用いられる密閉治具の断面図。
【図２】本発明の複合材翼の製造方法に用いられる密閉治具の他の部位の断面図。
【図３】半硬化品である一体成型品と前桁を接着し硬化させる成形治具を示す図。
【図４】図３のＡ−Ａ線に沿った図。
【図５】図３のＢ−Ｂ線に沿った図。
【図６】本発明の複合材翼の製造方法の第１段階で外板、後桁および小骨と各マンドレルと製作用治具を示す図。
【図７】本発明の複合材翼の製造方法の第１段階で前桁用の強化繊維と製作用治具を示す図。
【図８】本発明の複合材翼の製造方法の第２段階で半硬化された各部品を示す図。
【図９】本発明の複合材翼の製造方法の第３段階で接着剤を塗布した状態を示す図。
【図１０】本発明の複合材翼の製造方法により成形された複合材翼を示す図。
【符号の説明】
１ 密閉治具
２ 上型治具
３ 下型治具
４ 密閉空間
５ 外板用マンドレル
１０，１１ 外板用強化繊維織物
１２ 後桁用強化繊維織物
１３，１４，１５ 小骨用マンドレル
１６，１７ 小骨用強化繊維織物
２０ 後桁
２１ 小骨
２２，２３ 外板
２４ 前桁
３０ 成形治具
３１ 外板用治具
３２ 前桁クランプ

Claims (2)

  1. 複数の構成部品により閉鎖空間を有する複合材翼を製造する方法であって、
    マンドレルに積層した強化繊維織物を治具によって密閉し、
    熱硬化性樹脂を上記治具内に導入して上記熱硬化性樹脂が完全に硬化する温度より低い温度で上記熱硬化性樹脂を半硬化させた後、
    上記マンドレルおよび上記治具を除去して半硬化状態の強化繊維樹脂複合材の翼の構成部品もしくはこの構成部品を結合した一体部品を製作し、
    この半硬化状態の構成部品もしくは一体部品と、同様に製作した他の半硬化状態の構成部品もしくは一体部品とを接着剤を介して組み立て固定し、
    この組み立て固定した構成部品もしくは一体部品を上記熱硬化性樹脂が完全に硬化する温度に加熱し、上記熱硬化性樹脂および上記接着剤を硬化させて複合材翼を製造することを特徴とする複合材翼の製造方法。
  2. 前桁と、後桁と、前桁と後桁の間に配された小骨と、これらの上下を覆う上下外板とを備えた複合材翼の製造方法において、
    後桁と小骨と上下外板を補強する強化繊維織物をマンドレルに積層し、これら強化繊維織物を翼構造にしたがって配置して組立て周囲を治具で密閉し、
    熱硬化性樹脂を治具に導入して熱硬化性樹脂を強化繊維織物に含浸させて半硬化させ、熱硬化性樹脂を半硬化させて形成される後桁と小骨と上下外板からマンドレルおよび治具を外し、
    同様な方法で成形した熱硬化性樹脂を半硬化させた前桁を接着剤を介して小骨および上下外板に接合し、前桁と後桁と小骨と上下外板を加熱硬化させて一体結合することを特徴とする複合材翼の製造方法。
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Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020090874A1 (en) * 2000-09-08 2002-07-11 Mckague Elbert L. Unitized fastenerless composite structure
JP4713778B2 (ja) * 2001-07-24 2011-06-29 富士重工業株式会社 翼構造およびその製造方法
DE10141721B4 (de) * 2001-08-25 2013-05-23 Eurocopter Deutschland Gmbh Tragarm einer Passagiertür eines Flugzeuges
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
US6811120B1 (en) * 2003-04-15 2004-11-02 Adam Aircraft Industries, Inc. Modular spar tunnel
GB2417933A (en) * 2004-09-10 2006-03-15 Airbus Uk Ltd Landing gear support assembly for an aircraft
US7166251B2 (en) * 2004-12-01 2007-01-23 The Boeing Company Segmented flexible barrel lay-up mandrel
US7387277B2 (en) * 2004-12-29 2008-06-17 The Boeing Company Aircraft wing composed of composite and metal panels
EP1764307A1 (en) * 2005-09-14 2007-03-21 EADS Construcciones Aeronauticas, S.A. Process for manufacturing a monolithic leading edge
US8490362B2 (en) * 2007-04-05 2013-07-23 The Boeing Company Methods and systems for composite structural truss
WO2008132251A1 (es) * 2007-04-30 2008-11-06 Airbus España, S.L. Cajón de torsión multilarguero integrado de material compuesto
FR2921899B1 (fr) * 2007-10-04 2011-04-15 Airbus France Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce
US7871041B2 (en) * 2007-10-17 2011-01-18 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
DE102008013759B4 (de) * 2008-03-12 2012-12-13 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines integralen Faserverbundbauteils sowie Kernform zur Durchführung des Verfahrens
JP5588645B2 (ja) * 2009-09-15 2014-09-10 川崎重工業株式会社 横断面に肉厚部位を有する複合材料構造物製造用治具
DE102010010802B4 (de) * 2010-03-09 2014-05-28 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von faserverstärkten Polymer-Formteilen
JP2013022834A (ja) * 2011-07-21 2013-02-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 繊維強化樹脂と軽量化コアとの複合材ならびにそれを製造する方法および装置
DE102011082399A1 (de) * 2011-09-09 2013-03-14 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen von faserverstärkten Bauteilen in einem mehrstufigen Werkzeugsatz
GB201120994D0 (en) * 2011-12-07 2012-01-18 Airbus Uk Ltd Integral stiffener
US9126355B2 (en) * 2012-05-02 2015-09-08 Spirit Aerosystems, Inc. Composite material part manufacturing process using removable and retainable material
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
ES2691962T3 (es) * 2013-11-28 2018-11-29 Airbus Operations, S.L. Método para fabricar un borde de salida integrado de material compuesto
FR3020780B1 (fr) * 2014-05-09 2017-01-13 Airbus Operations Sas Procede de fabrication d'une piece en materiau composite pour structure d'aeronef par pultrusion et cocuisson
AT517198B1 (de) * 2015-04-24 2021-12-15 Facc Ag Steuerflächenelement für ein Flugzeug
ES2812608T3 (es) * 2015-04-30 2021-03-17 Airbus Operations Sl Método y molde para la fabricación de piezas de material compuesto
FR3046563B1 (fr) * 2016-01-13 2018-11-16 Safran Aircraft Engines Outillage de maintien en forme et de transport pour preforme fibreuse et procede de fabrication d'une piece en materiau composite
RU168933U1 (ru) * 2016-08-25 2017-02-28 Российская Федерация от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Оснастка для изготовления крыла летательного аппарата
CN110386244A (zh) * 2018-04-20 2019-10-29 北京京东尚科信息技术有限公司 无人机机翼骨架及包含其的无人机机翼、无人机
CN112173160B (zh) * 2019-07-02 2023-05-26 宁波昱图航空科技有限公司 一种无人机机翼的成型工艺及其装夹工装
US11613383B2 (en) * 2019-10-07 2023-03-28 Rohr, Inc. Tool for fabricating an aircraft control surface
CN113733595B (zh) * 2021-08-30 2022-06-14 北京航空航天大学 一种全包裹式复合材料泡沫夹芯翼肋加工方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2954828A (en) * 1953-06-19 1960-10-04 Sud Aviation Laminated airfoil structure
US3028292A (en) * 1957-05-27 1962-04-03 Parsons Corp Method of manufacturing plastic rotor blades
DE3341564A1 (de) * 1983-11-17 1985-05-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung
US5152949A (en) * 1990-12-19 1992-10-06 United Technologies Corporation Tooling method for resin transfer molding
US5403537A (en) * 1993-09-14 1995-04-04 Martin Marietta Corporation Method for forming composite structures
US6217000B1 (en) * 1996-10-25 2001-04-17 The Boeing Company Composite fabrication method and tooling to improve part consolidation
US5911932A (en) * 1997-07-09 1999-06-15 R. Charles Balmer Method of prepregging with resin

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