WO2007129619A1 - 複合材料製構造部材の成形方法および複合材料製構造部材 - Google Patents

複合材料製構造部材の成形方法および複合材料製構造部材 Download PDF

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    • Y10T428/24132—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in different layers or components parallel

Definitions

  • the present invention relates to a method for forming a composite material structural member mainly used for a structural member, such as a channel material or an angle material, and a composite material structural member.
  • thermosetting resin composites thermoplastic resin composites
  • thermoplastic resin composites Conventionally, for example, as a structural member for aircraft, automobiles, ships, trains, and the like, fiber reinforced resin composites such as thermosetting resin composites and thermoplastic resin composites have been used.
  • the structural member is manufactured by press-molding a pre-prepader laminate in which a fiber-reinforced resin composite material is laminated in a flat plate shape by pressing it against a mold, and autoclaving (baking) the formed pre-preder laminate. .
  • Patent Document 1 discloses a fiber as a reinforcing member in a composite material by continuously applying tension to the fiber in the material during the entire continuous molding process.
  • a technique capable of aligning straight lines without repeating wavy deformation (wrinkles) is disclosed.
  • Patent Document 1 JP 2000-271949 A
  • long stringers having a H-shaped cross section or a T-shaped cross section which are structural members made of a composite material used when building a lightweight structure such as an aircraft, are not only long, May have a non-developable surface.
  • wrinkles and cracks occur, and a high-quality product cannot be obtained. There is a problem.
  • the non-developable surface mentioned here is a curved surface having a compound curvature such as a spherical surface or a hyperboloid, and mathematically obtained by a curved surface analysis, for example, a Gaussian curvature.
  • the above-described problem occurs because the fiber as the reinforcing member in the composite material does not cause plastic deformation and has no elasticity. More specifically, pre-preparer lamination on the mold When pressing the product, wrinkles occur if the fiber length is too long for the mold shape, and cracks occur if the fiber length is insufficient for the mold shape.
  • the pre-preda has elasticity in a direction that does not coincide with the fiber direction.
  • the stretched product should have elasticity in the required direction, and the strength of the final product after autoclaving should not be reduced. Is required.
  • the present invention provides a method for forming a composite material structural member and a composite material structural member capable of suppressing the occurrence of fiber wrinkles even in a long shape having a non-expandable surface. With the goal.
  • a first aspect of the present invention is a method of forming a composite material structural member that is molded into a desired shape by pressing a pre-preder laminate product obtained by laminating a pre-preda in a flat plate shape to a forming die, and includes a fiber
  • the wrinkle generation site is in the effective direction for suppressing wrinkle generation or in the vicinity thereof.
  • the fiber orientation is the wrinkle generation direction in the pre-preda or the pre-preda used for the pre-preder laminated product in which the fiber orientation matches the wrinkle generation direction.
  • the pre-predder that is most similar to the above is divided in the effective direction for suppressing the generation of wrinkles at the wrinkle generation site or in the vicinity thereof and laminated together with other pre-predators.
  • the degree of freedom of expansion and contraction of the prepredder can be improved at the divided portion, so that the fiber wrinkle Can be suppressed.
  • a composite material structure member with less wrinkles can be formed.
  • a second aspect of the present invention is a method of forming a composite material structural member that is molded into a desired shape by pressing a pre-predator laminated product obtained by laminating a pre-predator into a flat plate shape to a mold.
  • the generation of wrinkles is suppressed at the portion corresponding to or near the wrinkle generation site of the noted pre-preder where the fiber orientation matches or approximates the wrinkle generation direction.
  • a method of forming a composite structural member that partially cuts along an effective direction and produces the pre-preder laminate using the pre-preparer of interest after the cut. It is.
  • the fiber orientation is the wrinkle in the pre-predder having a fiber orientation that matches the wrinkle generation direction or the pre-predator laminated product.
  • a cut is partially made in the effective direction for suppressing the generation of wrinkles at the wrinkle generation site or in the vicinity thereof, and the pre-reader after the cut is made.
  • the degree of freedom of expansion and contraction of the pre-preg can be improved at the point of the cut, so that generation of fiber wrinkles can be suppressed.
  • a composite material structural member with less wrinkles can be formed.
  • the effective direction for suppressing the generation of wrinkles is, for example, a direction substantially orthogonal to the wrinkle generation direction.
  • a third aspect of the present invention is a structural member made of a composite material that is formed by pressing a flat plate-shaped pre-preder laminate to a forming die, and is at least one of the pre-pregs constituting the pre-preder laminate.
  • This is a structural member made of a composite material, in which a sheet is divided into wrinkle generation sites where wrinkles are predicted to occur or in the vicinity thereof.
  • the composite material structural member having such a configuration at least one of the pre-preders constituting the pre-preder laminated product is divided at or near the wrinkle-generating part, whereby the divided part is obtained.
  • the tensile or compressive force in the pre-preder in the fiber direction that matches or approximates the direction of wrinkle generation is released, and the pre-preder can freely expand and contract. As a result, the generation of wrinkles can be prevented, and a high-quality composite material structural member can be provided.
  • a fourth aspect of the present invention is a structural member made of a composite material that is formed by pressing a flat plate-shaped prepreda laminate to a mold, and at least one of the prepregs constituting the prepreder laminate. This is a composite material structural member that is partially cut at or near the wrinkle generating portion of the sheet.
  • the composite material structural member having such a configuration in at least one of the pre-preders constituting the pre-preder laminated product, a cut is partially formed at or near the wrinkle generation site. Therefore, when the fiber is cut at this cut portion, the bow I tension or compressive force in the pre-preda in the fiber direction that matches or approximates the wrinkle generation direction is released, and the pre-preda can freely expand and contract. It becomes possible to do. As a result, the generation of wrinkles can be prevented, and a high-quality composite material structural member can be provided.
  • a fifth aspect of the present invention is a structural member made of a composite material formed by pressing a flat plate-shaped pre-preder laminate to a mold, and at least one of the pre-pregs constituting the pre-pre-der laminate. It is a structural member made of composite material that is divided in the effective direction to suppress wrinkle generation at or near the wrinkle generation site where wrinkles are predicted to occur.
  • a sixth aspect of the present invention is a structural member made of a composite material formed by pressing a flat plate-shaped pre-preder laminated product against a forming die, and the pre-preparation constituting the pre-preder laminated product.
  • This is a composite material structural member in which a cut is produced in a direction effective to suppress wrinkle generation at or near the wrinkle generation site where wrinkles are predicted to occur in at least one leg.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration example in which a structural member made of a composite material is applied to a wing box of an aircraft main wing.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing the structure of a C channel as an example of a composite material structural member.
  • FIG. 3 is a diagram showing a state in which a pre-predder whose wrinkle generation direction and fiber orientation match or approximate is divided at a wrinkle generation site.
  • FIG. 4 is a flowchart showing a procedure of a method for forming a composite material structural member according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a view showing a state in which a pre-prepared laminate including divided pre-preders is pressed against a C-channel mold shown in FIG.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of a result of a comparison of properties with and without fiber splitting, regarding the tensile properties before autoclaving of a pre-prepared laminate.
  • FIG. 7 is a diagram showing an example of a result of a comparison of properties according to the presence or absence of fiber splitting, regarding the tensile properties after autoclaving of a pre-prepared laminate.
  • FIG. 8 is a view showing a state in which a cut is made in a wrinkle generation site of a pre-preda where the wrinkle generation direction and the fiber orientation match or approximate.
  • FIG. 9 is a diagram showing an example of how to make a cut when a wrinkle generation site is specified as a wide area.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration example of a wing box constituting a part of a main wing in an aircraft.
  • the wing box 10 is a hollow structure in which a large number of H-type stringers 1 and rib members 11 are combined in a cross-beam shape to form a skeleton, and the outside is covered with a skin 12 and a spar 13.
  • H-stringer 1 is a structural member made of a composite material having an H-shaped cross-sectional shape extending in the blade length (longitudinal) direction of the main wing.
  • a carbon fiber composite in which a polymer material such as epoxy resin is combined with carbon fiber Made of material.
  • the H-shaped stringer 1 includes two C-channels 2 joined back to back, and two plate-like flange members 3 joined to the upper and lower surfaces of the joined C-channel 2 respectively.
  • the C channel 2 is composed of six parts including two fillers 4 filling a space of a substantially triangular cross-sectional shape formed between the upper and lower ends of the joint part back to back and the flange member 3.
  • a carbon fiber composite member is used for the skin 12 and the spar 13 and a titanium alloy or the like is used for the rib member 11, for example.
  • a titanium alloy or the like is used for the rib member 11, for example.
  • the C channel 2 constituting the H-stringer 1 described above is an elongated composite material structural member having a substantially U-shaped cross section.
  • the formation of the C channel 2 will be described as an example.
  • FIG. 3 is a view showing an example of a mold for forming the C channel 2.
  • the mold for C channel 2 is configured as a long member having a substantially rectangular cross-sectional shape.
  • a pre-predder laminate in which a carbon fiber composite material pre-ply is laminated in a flat plate shape is pressed against this mold.
  • C channel 2 is formed.
  • C channel 2 shown in FIG. 3 is a linear channel with a curvature in the circumferential direction.
  • a pre-pre-layer laminate is pressed against such a mold, for example, circumferential wrinkles are generated in region A. Will be.
  • the prepreg of interest that has the same or similar fiber orientation as the wrinkle generation direction is identified from the prepregs that make up the pre-preder laminate (step SA1 in Fig. 4). ).
  • the pre-preder laminate is produced, for example, by sequentially stacking pre-preders having different fiber orientations.
  • a pre-preder laminate is manufactured by sequentially and repeatedly laminating different pre-preders in increments of 45 °, such as fiber orientations of 0 °, 45 °, 90 °, and the like.
  • the pre-predder having the closest fiber orientation may be identified as the noticed prepreg. It is also possible to specify all the pre-preders whose orientation is in a predetermined range before and after the wrinkle generation direction as the target pre-predators.
  • the noted pre-preder is divided along the direction in which the generation of wrinkles is suppressed at or near the site corresponding to the wrinkle generation site (step SA2 in FIG. 4).
  • the direction in which the generation of wrinkles is suppressed is, for example, a direction substantially orthogonal to the generation direction of wrinkles.
  • the region A is specified as a wrinkle generation site.
  • the pre-predder whose fiber orientation matches or most closely matches the circumferential direction is divided at the region A and stacked with other pre-predators with fiber orientation (step SA3 in Fig. 4). .
  • the pre-prepared laminate is produced in this manner, as shown in FIG.
  • the laminated product 20 By pressing the laminated product 20 against the mold (step SA4 in Fig. 4), it sticks to the lower surface of the mold and both the inner and outer sides! / Then, it is molded into a substantially U-shaped cross section, and the C channel 2 made of carbon fiber material is manufactured.
  • the pre-predder used in the pre-predder or the pre-predder laminated product in which the fiber orientation matches the wrinkle generation direction is divided in the effective direction for suppressing wrinkle generation at the wrinkle generation site or in the vicinity thereof and laminated together with other prepregs.
  • the pre-preder can freely expand and contract in the wrinkle generation direction at the divided portion, and thus generation of fiber wrinkles can be suppressed.
  • this pre-pre-deposited product is molded by pressing it against a mold, the generation of wrinkles can be suppressed, and a composite material structural member with few wrinkles can be obtained.
  • a known apparatus can be appropriately employed in a forming apparatus such as a forming jig used for forming.
  • FIG. 6 shows an example of the result of subjecting a pre-prepared laminate before autoclave to a tensile test on a fiber that is oriented in the load application direction. From this result, it was confirmed that the stretchability of the laminated product was improved by dividing the fiber in the load direction in which the fiber was divided, and the strain at the same stress was larger than that in the case where the fiber was not divided. From these results, it can be seen that the generation of wrinkles when the fiber division is pressed against the mold can be suppressed.
  • FIG. 7 shows an example of a tensile test result of the pre-predder laminate after autoclave.
  • the difference in properties is extremely small after autoclaving, and it is clear that fiber wrinkling can be suppressed without impairing the quality of the molded product.
  • a cut B may be partially made in the wrinkle generation site along the direction in which the generation of wrinkles is suppressed. Where wrinkles occur
  • the direction to suppress is a direction substantially orthogonal to the wrinkle generation direction, for example.
  • the wrinkle generation site is partially cut along the direction in which wrinkle generation is suppressed.
  • the generation of fiber wrinkles can be reduced by releasing the compressive force in the pre-preparation that acts in the fiber direction that matches or approximates the wrinkle generation direction and increases the degree of freedom of expansion and contraction.
  • the manufacturing process of the pre-preder laminate can be simplified as compared with the case of dividing.
  • the part specified as the wrinkle occurrence part may be specified over a wide range that is not localized.
  • a plurality of locations where the division is performed at predetermined distance intervals or where the cuts are to be made are set. Is possible. In other words, it is possible to suppress the generation of wrinkles by providing a space in which the pre-preda freely expands and contracts at the wrinkle generation site.
  • the correspondence for making a cut at the wrinkle generation site and the correspondence for dividing.
  • some of these sites should be dealt with by dividing the pre-preder, and other sites should be dealt with by cutting the pre-preder. It is also good.
  • the range of the break is not particularly limited as long as it is within a range in which the pre-preder is not divided.

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Description

明 細 書
複合材料製構造部材の成形方法および複合材料製構造部材
技術分野
[0001] 本発明は、たとえばチャンネル材ゃアングル材等のように、主として構造部材に使 用される複合材料製構造部材の成形方法及び複合材料製構造部材に関する。 背景技術
[0002] 従来、例えば、航空機、自動車、船舶、列車などの構造部材として、熱硬化性榭脂 複合材ゃ熱可塑性榭脂複合材などの繊維強化榭脂複合材が用いられて 、る。構造 部材の製造は、繊維強化榭脂複合材を平板状に積層したプリプレダ積層品を成形 型に押圧することによりプレス成形し、成形したプリプレダ積層品をオートクレープ (焼 付け)することにより行われる。
例えば、特開 2000— 271949号公報 (特許文献 1)には、連続成形の全工程中、 材料中の繊維に張力を継続的に付加することにより、複合材の中の補強部材として の繊維が波状の変形 (しわ)を繰り返すことなぐ直線に整列させることができる技術 が開示されている。
特許文献 1 :特開 2000— 271949号公報
発明の開示
[0003] ところで、航空機等の軽量構造を構築する際に使用する複合材料製の構造部材で ある、 H型断面または T型断面等を有する長尺のストリンガなどは、長大であることに 加え、非可展面を有していることがある。このように、非可展面を有する成形型に対し て平板状のプリプレダ積層品を押圧して成形品を作成しょうとすると、しわや亀裂が 発生し、良質な製品を得ることができな 、と 、う問題がある。
ここで言う非可展面とは、曲面の中でも、球面や双曲面のような複合した曲率を持 つものであり、数学的には、曲面解析、例えば、ガウス曲率を求めることにより求めら れる。
[0004] 上述した問題は、複合材の中の補強部材としての繊維が塑性変形を生じな 、伸縮 性のない性質のものであるために生じる。より具体的には、成形型にプリプレダ積層 品を押圧する際に、型形状に対して繊維の長さが余る場合にはしわが発生し、型形 状に対して繊維の長さが足りない場合には亀裂が発生する。
その一方で、プリプレダは繊維方向と一致しない方向には伸縮性を持つ。このよう な性質を有するプリプレダを繊維方向を層ごとに変えながら重ね合わせた積層品に ついて、必要な方向に伸縮性を持たせ、なおかつオートクレープ後の最終製品の強 度を低下させな 、ことが求められて 、る。
[0005] このような問題を解決するために、上述した特許文献 1に開示された技術を用いる ことも考えられるが、成形型が長大である場合には、材料中の繊維に対して継続的に 張力を付加することは不可能に近ぐしわや亀裂の発生を低減させる有効な手段とし て用いることができな力つた。
[0006] 本発明は、非可展面を備える長大な形状であっても、繊維しわの発生を抑制するこ とのできる複合材料製構造部材の成形方法および複合材料製構造部材を提供する ことを目的とする。
[0007] 本発明の第 1の態様は、プリプレダを平板状に積層したプリプレダ積層品を成形型 に押圧することにより、所望の形状に成形する複合材料製構造部材の成形方法であ つて、繊維配向の異なる複数のプリプレダを平板状に積層することにより、前記成形 型用のプリプレダ積層品を作製する作製過程と、前記作製過程にて作製された前記 成形型用のプリプレダ積層品を前記成形型に押圧する押圧過程とを有し、前記作製 過程では、繊維配向がしわ発生方向と一致または近似する注目プリプレダにおいて は、前記しわ発生部位またはその近傍でしわ発生を抑止するのに有効な方向に沿つ て分割し、分割後のプリプレダを用いて前記プリプレダ積層品を作製する複合材料 製構造部材の成形方法である。
[0008] このような複合材料製構造部材の成形方法によれば、繊維配向がしわ発生方向と 一致するプリプレダ、または、プリプレダ積層品に使用されるプリプレダの中で、繊維 配向が上記しわ発生方向と最も近似するプリプレダについては、上記しわ発生部位 またはその近傍において、しわの発生を抑止するのに有効な方向に分割されて、他 のプリプレダとともに積層される。これにより、分割されたプリプレダにおいては、分割 部位において、プリプレダの伸縮の自由度を向上させることができるので、繊維しわ の発生を抑制させることが可能となる。これにより、しわの少ない複合材料製構造部 材を成形することができる。
[0009] 本発明の第 2の態様は、プリプレダを平板状に積層したプリプレダ積層品を成形型 に押圧することにより、所望の形状に成形する複合材料製構造部材の成形方法であ つて、繊維配向の異なる複数のプリプレダを平板状に積層することにより、前記成形 型用のプリプレダ積層品を作製する作製過程と、前記作製過程にて作製された前記 成形型用のプリプレダ積層品を前記成形型に押圧する押圧過程とを有し、前記作製 過程では、繊維配向が前記しわ発生方向と一致または近似する注目プリプレダの前 記しわ発生部位またはその近傍に相当する部位に対して、しわ発生を抑止するのに 有効な方向に沿って部分的に切れ目を ヽれ、切れ目を入れた後の注目プリプレダを 用いて前記プリプレダ積層品を作製する複合材料製構造部材の成形方法である。
[0010] このような複合材料製構造部材の成形方法によれば、繊維配向が上記しわ発生方 向と一致するプリプレダ、または、プリプレダ積層品に使用されるプリプレダの中で、 繊維配向が上記しわ発生方向と最も近似するプリプレダについては、上記しわ発生 部位またはその近傍において、しわの発生を抑止するのに有効な方向に対して部分 的に切れ目が入れられ、この切れ目が入れられた後のプリプレダ力 他のプリプレダ とともに積層されることにより、成形型に好適なプリプレダ積層品が作製される。これ により、切れ目が入れられたプリプレダにおいては、切れ目の箇所において、プリプ レグの伸縮の自由度を向上させることができるので、繊維しわの発生を抑制させるこ とが可能となる。これにより、しわの少ない複合材料製構造部材を成形することができ る。
[0011] 上述の複合材料構造部材の成形方法において、前記しわ発生を抑止するのに有 効な方向とは、例えば、前記しわ発生方向と略直交する方向である。
[0012] このような複合材料製構造部材の成形方法によれば、しわ発生方向に一致または 近似する繊維方向のプリプレダのみを分割または切れ目を入れるので、しわ発生方 向に一致または近似する繊維方向にかかるプリプレダ内の引張または圧縮力を開放 することが可能となる。これにより、繊維しわの発生を効率的に低減させることが可能 となる。 [0013] 本発明の第 3の態様は、平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより 成形される複合材料製構造部材であって、前記プリプレダ積層品を構成するプリプ レグの少なくとも 1枚がしわが発生すると予測されるしわ発生部位またはその近傍に ぉ 、て分割されて 、る複合材料製構造部材である。
[0014] このような構成を有する複合材料製構造部材によれば、プリプレダ積層品を構成す るプリプレダの少なくとも 1枚において、しわ発生部位またはその近傍において分割さ れていることにより、この分割部位において繊維が切断されることにより、しわ発生方 向に一致または近似する繊維方向にかかるプリプレダ内の引張または圧縮力が開放 され、プリプレダが自由に伸縮することが可能となる。これにより、しわの発生を防止 することが可能となり、高品質な複合材料製構造部材を提供することができる。
[0015] 本発明の第 4の態様は、平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより 成形される複合材料製構造部材であって、前記プリプレダ積層品を構成するプリプ レグの少なくとも 1枚において、しわ発生部位またはその近傍に、部分的に切れ目が 作製されて!、る複合材料製構造部材である。
[0016] このような構成を有する複合材料製構造部材によれば、プリプレダ積層品を構成す るプリプレダの少なくとも 1枚において、しわ発生部位またはその近傍に、部分的に切 れ目が作製されて 、るので、この切れ目部分にぉ 、て繊維が切断されることにより、 しわ発生方向に一致または近似する繊維方向にかかるプリプレダ内の弓 I張または圧 縮力が開放され、プリプレダが自由に伸縮することが可能となる。これにより、しわの 発生を防止することが可能となり、高品質な複合材料製構造部材を提供することがで きる。
[0017] 本発明の第 5の態様は、平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより 成形される複合材料製構造部材であって、前記プリプレダ積層品を構成するプリプ レグの少なくとも 1枚力 しわが発生すると予測されるしわ発生部位またはその近傍で 、しわ発生を抑止するのに有効な方向に分割されている複合材料製構造部材である
[0018] 本発明の第 6の態様は、平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより 成形される複合材料製構造部材であって、前記プリプレダ積層品を構成するプリプ レグの少なくとも 1枚において、しわが発生すると予測されるしわ発生部位またはその 近傍で、しわ発生を抑止するのに有効な方向に切れ目が作製されている複合材料 製構造部材である。
[0019] 本発明によれば、繊維しわの発生を抑えることが可能となるので、高品質な複合材 料製構造部材を提供することができるという効果を奏する。
また、後述するように、分割または部分的に切れ目を入れることによる強度への影 響を強度試験で確認したところ、繊維しわによる強度の低下よりはるかに小さいことが 確認できた。したがって、本発明によれば、成形品の強度の低下を抑えることができ るという効果を奏する。
図面の簡単な説明
[0020] [図 1]複合材料製構造部材を航空機主翼のウィングボックスに適用した構成例を示 す斜視図である。
[図 2]複合材料製構造部材の一例として Cチャンネルの構造を示す断面図である。
[図 3]しわ発生方向と繊維配向が一致または近似するプリプレダをしわ発生部位にて 分割した状態を示した図である。
[図 4]本発明の一実施形態に係る複合材料製構造部材の成形方法の手順について 示したフローチャートである。
[図 5]分割されたプリプレダを含むプリプレダ積層品を図 2に示した Cチャネルの成形 型に押圧した状態を示した図である。
[図 6]プリプレダ積層品のオートクレープ前の引張特性について、繊維分割の有無に よる特性比較を行った結果の一例を示す図である。
[図 7]プリプレダ積層品のオートクレープ後の引張特性について、繊維分割の有無に よる特性比較を行った結果の一例を示す図である。
[図 8]しわ発生方向と繊維配向が一致または近似するプリプレダのしわ発生部位に切 れ目を入れた状態を示した図である。
[図 9]しわ発生部位が広 、範囲の領域として特定された場合の切れ目の入れ方の一 例を示した図である。
符号の説明 [0021] 1 H型ストリンガ
2 Cチャンネル
3 ウェブ
20 プリプレダ積層品
発明を実施するための最良の形態
[0022] 以下、本発明に係る複合材料構造部材の成形方法及び複合材料構造部材のー 実施形態を図面に基づいて説明する。
図 1は、航空機における主翼の一部を構成するウィングボックスの構成例を示す斜 視図である。このウィングボックス 10は、多数の H型ストリンガ 1及びリブ材 11を井桁 状に組み合わせて骨格を形成し、その外側をスキン 12及びスパー 13で覆った中空 の構造体である。
[0023] H型ストリンガ 1は、主翼の翼長 (長手)方向に延びる H型断面形状の複合材料製 構造部材であり、たとえば炭素繊維にエポキシ榭脂等の高分子材料を組み合わせた 炭素繊維複合部材製とされる。この H型ストリンガ 1は、たとえば図 2に示すように、背 中合わせに接合した二つの Cチャンネル 2と、接合した Cチャンネル 2の上下両面に 各々接合される 2枚の板状フランジ部材 3と、 Cチャンネル 2を背中合わせにした接合 部の上下両端部とフランジ部材 3との間に形成される略三角形断面形状の空間を埋 める二つのフィラー 4との 6部品により構成されている。
また、図示のウィングボックス 10において、スキン 12及びスパー 13には炭素繊維 製複合部材を使用し、リブ材 11にはたとえばチタン合金等を使用しているが、特に 限定されるものではない。
[0024] 上述した H型ストリンガ 1を構成する Cチャンネル 2は、断面を略コ字状に成形した 長尺状の複合材料製構造部材である。以下、複合材料構造部材の成形方法の一実 施形態として、 Cチャンネル 2の成形を例示して説明する。
[0025] 図 3は、 Cチャネル 2の成形型の一例を示した図である。図 3に示すように、 Cチヤネ ル 2の成形型は、略矩形断面形状を有する長尺部材として構成されている。本実施 形態に係る複合材料製構造部材の成形方法にお!ヽては、この成形型に対して炭素 繊維複合材料のプリプレダを平板状に積層したプリプレダ積層品を押圧することによ り、 Cチャネル 2を形成する。
[0026] 以下、本実施形態に係る複合材料構造部材の成形方法につ!、て、図 4を参照して 説明する。
まず、図 3に示した Cチャネル 2は直線状のチャネルに周方向に曲率を与えたもの であり、このような成形型にプリプレダ積層品を押圧すると、例えば領域 Aに周方向の しわが発生することとなる。
[0027] このように、しわが発生する箇所においては、プリプレダ積層品を構成するプリプレ グの中から上記しわの発生方向と繊維配向が一致または近似する注目プリプレダを 特定する（図 4のステップ SA1)。ここで、プリプレダ積層品は、例えば、繊維配向が 異なるプリプレダを順番に積層することにより作製される。例えば、繊維配向が 0° 、 4 5° 、 90° などのように、 45° 刻みで異なるプリプレダが順次、かつ、繰り返し積層さ れること〖こより、プリプレダ積層品が作製される。
上記注目プリプレダの特定においては、繊維配向がしわの発生方向と一致するプリ プレダが存在しな力つた場合に、繊維配向が最も近似するプリプレダを注目プリプレ グとして特定することとしても良いし、繊維配向がしわ発生方向の前後所定範囲に入 つている全てのプリプレダを注目プリプレダとして特定することとしても良い。
[0028] 続いて、上記注目プリプレダを、しわ発生部位に相当する部位、またはその近傍に おいて、しわの発生を抑制する方向に沿って分割する（図 4のステップ SA2)。ここで 、しわの発生を抑制する方向とは、例えば、しわの発生方向に略直交する方向である 例えば、図 3に示すように、しわ発生部位として領域 Aが特定され、更に、しわ発生 方向として周方向が特定された場合には、周方向と繊維配向が一致または最も近似 するプリプレダを領域 Aの部位で分割し、他の繊維配向を持つプリプレダとともに積 層する（図 4のステップ SA3)。この結果、繊維配向が周方向と一致または近似する プリプレダ以外においては、分割されることなく通常通りに積層されるとともに、繊維 配向が周方向と一致または最も近似するプリプレダにおいては、しわ発生部位にて 分割された状態で積層されることとなる。
[0029] このようにして、プリプレダ積層品が作製されると、図 5に示すように、このプリプレダ 積層品 20を成形型に押圧することにより（図 4のステップ SA4)、成形型の下面及び 内外両側面に張り付！/ヽて略コ字状断面に成形され、炭素繊維材料製の Cチャンネル 2が製造されることとなる。
[0030] 以上説明してきたように、本実施形態に係る複合材料製構造部材の成形方法によ れば、繊維配向がしわ発生方向と一致するプリプレダ、または、プリプレダ積層品に 使用されるプリプレダの中で、繊維配向が上記しわ発生方向と最も近似するプリプレ グについては、上記しわ発生部位またはその近傍において、しわの発生を抑止する のに有効な方向に分割されて、他のプリプレダとともに積層される。これにより、分割 されたプリプレダにおいては、分割部位において、プリプレダがしわ発生方向へ自由 に伸縮できることとなるので、繊維しわの発生を抑制させることが可能となる。これによ り、このプリプレダ積層品を成形型に押圧して成形する際に、しわの発生を抑制する ことができ、しわの少ない複合材料製構造部材を得ることができる。なお、成形に用 いられる成形治具などの成形装置においては、公知の装置を適宜採用することが可 能である。
[0031] ここで、オートクレープ前のプリプレダ積層品において、負荷を加える方向に配向さ れている繊維を分割したものを引張試験に供した結果の一例を図 6に示す。この結 果から、繊維を分割したものは同応力でのひずみが繊維を分割しないものよりも大き ぐ負荷方向の繊維の分割により積層品の伸縮性が向上していることが確認された。 このような結果から、繊維の分割が成形型に押圧する際のしわの発生を抑止できるこ とがわかる。
同様にオートクレープ後のプリプレダ積層品の引張試験結果の一例を図 7に示す。 図 6および図 7より確認できるように、オートクレープ後には特性の差はきわめて小さく なり、繊維の分割が成形品の品質を損ねることなく繊維しわの発生を抑止できること がわカゝる。
[0032] なお、上述した実施形態においては、繊維配向がしわ発生方向と一致するまたは 最も近似するプリプレダをしわ発生部位において分割することによりしわの発生を低 減させていた力 分割に代えて、図 8に示すように、しわ発生部位に、しわ発生を抑 制する方向に沿って部分的に切れ目 Bを入れることとしても良い。ここで、しわ発生を 抑制する方向とは、例えば、しわ発生方向に略直交する方向である。
[0033] このように、繊維配向がしわ発生方向と一致または近似するプリプレダにおいて、し わ発生部位に対し、しわ発生を抑制する方向に沿って部分的に切れ目を入れること により、しわ発生部位において，しわ発生方向に一致または近似する繊維方向にか 力るプリプレダ内の圧縮力が開放させ、伸縮の自由度を増加させることにより、繊維し わの発生を低減させることができる。また、この手法によれば、切れ目を入れるだけな ので、分割する場合に比べて、プリプレダ積層品の作製工程を簡略ィ匕することができ る。
[0034] また、上述した実施形態にお!、ては、しわ発生箇所として特定される部位は、局部 的ではなぐ広い範囲にわたって特定される場合がある。このような場合には、図 9に 示すように、しわ発生部位として特定された領域 D内において、所定の距離間隔で分 割を行う箇所、或いは、切れ目をいれる箇所 Cを複数個所設定することにより可能で ある。つまり、しわ発生部位においてプリプレダが自由に伸縮する空間を与えることに より、しわの発生を抑えることが可能となる。
[0035] また、上記実施形態にお!ヽて、しわ発生部位に切れ目を入れる対応と分割を行う 対応とを組み合わせることも可能である。例えば、しわ発生部位として複数の部位が 特定された場合には、そのうちの一部の部位についてはプリプレダを分割することに より対応し、他の部位についてはプリプレダに切れ目をいれることにより対応すること としても良い。なお、切れ目の範囲としては、例えば、プリプレダが分割されない範囲 内であれば、特に限定されない。

Claims

請求の範囲
[1] プリプレダを平板状に積層したプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより、所 望の形状に成形する複合材料製構造部材の成形方法であって、
繊維配向の異なる複数のプリプレダを平板状に積層することにより、前記成形型用 のプリプレダ積層品を作製する作製過程と、
前記作製過程にて作製された前記成形型用のプリプレダ積層品を前記成形型に 押圧する押圧過程と
を有し、
前記作製過程では、繊維配向がしわ発生方向と一致または近似する注目プリプレ グを、しわ発生部位またはその近傍でしわ発生を抑制するのに有効な方向に沿って 分割し、分割後のプリプレダを用いて前記プリプレダ積層品を作製する複合材料製 構造部材の成形方法。
[2] プリプレダを平板状に積層したプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより、所 望の形状に成形する複合材料製構造部材の成形方法であって、
繊維配向の異なる複数のプリプレダを平板状に積層することにより、前記成形型用 のプリプレダ積層品を作製する作製過程と、
前記作製過程にて作製された前記成形型用のプリプレダ積層品を前記成形型に 押圧する押圧過程と
を有し、
前記作製過程では、繊維配向がしわ発生方向と一致または近似する注目プリプレ グのしわ発生部位またはその近傍に相当する部位に対して、しわ発生を抑制するの に有効な方向に沿って部分的に切れ目を ヽれ、切れ目を入れた後の注目プリプレダ を用いて前記プリプレダ積層品を作製する複合材料製構造部材の成形方法。
[3] 前記しわ発生を抑制するのに有効な方向とは、前記しわ発生方向と略直交する方 向である請求項 1または請求項 2に記載の複合材料製構造部材の成形方法。
[4] 平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより成形される複合材料製構 造部材であって、
前記プリプレダ積層品を構成するプリプレダの少なくとも 1枚力 しわが発生すると 予測されるしわ発生部位またはその近傍で分割されている複合材料製構造部材。
[5] 平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより成形される複合材料製構 造部材であって、
前記プリプレダ積層品を構成するプリプレダの少なくとも 1枚において、しわが発生 すると予測されるしわ発生部位またはその近傍に、部分的に切れ目が作製されてい る複合材料製構造部材。
[6] 平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより成形される複合材料製構 造部材であって、
前記プリプレダ積層品を構成するプリプレダの少なくとも 1枚力 しわが発生すると 予測されるしわ発生部位またはその近傍で、しわ発生を抑止するのに有効な方向に 分割されて!ゝる複合材料製構造部材。
[7] 平板状のプリプレダ積層品を成形型に押圧することにより成形される複合材料製構 造部材であって、
前記プリプレダ積層品を構成するプリプレダの少なくとも 1枚において、しわが発生 すると予測されるしわ発生部位またはその近傍で、しわ発生を抑止するのに有効な 方向に切れ目が作製されて ヽる複合材料製構造部材。
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ES07742652T ES2374456T3 (es) 2006-05-01 2007-04-27 Procedimiento de moldeo de un miembro estructural de material compuesto y miembro estructural de material compuesto.
EP07742652A EP2014437B1 (en) 2006-05-01 2007-04-27 Method of molding composite material structural member and composite material structural member
US12/223,068 US20100227115A1 (en) 2006-05-01 2007-04-27 Method of Molding Composite Material Structural Member and Composite Material Structural Member
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010140205A1 (ja) * 2009-06-01 2010-12-09 三菱重工業株式会社 複合材部材の製造方法及びプリプレグシートの積層体
TWI391234B (zh) * 2009-06-05 2013-04-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd A manufacturing method of a composite member and a laminate of a prepreg sheet

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8152948B2 (en) * 2008-01-09 2012-04-10 The Boeing Company Contoured composite parts
JP5180606B2 (ja) * 2008-01-29 2013-04-10 三菱重工業株式会社 複合材部材の製造方法及びプリプレグシートの積層体
WO2010056164A1 (en) * 2008-11-13 2010-05-20 Saab Ab Method of forming a composite article
JP5713568B2 (ja) * 2010-02-10 2015-05-07 三菱航空機株式会社 構造材の製造方法、構造材
DE102011077337A1 (de) 2011-06-10 2012-12-13 Zf Friedrichshafen Ag Kunststoff-Bauteile mit komplexer, verzweigter Struktur
WO2014168682A1 (en) * 2013-04-12 2014-10-16 Sikorsky Aircraft Corporation Hollow composite structure used as waveguide
EP2868460B1 (en) 2013-10-30 2017-09-13 Airbus Operations S.L. Device for manufacturing omega stringers
WO2015156880A2 (en) 2014-01-28 2015-10-15 Inman Mills Sheath and core yarn for thermoplastic composite
JP5959558B2 (ja) * 2014-03-13 2016-08-02 アイシン高丘株式会社 複合構造体及びその製造方法
CN106232315B (zh) * 2014-04-16 2020-05-08 赫克赛尔加固材料公司 制造复合材料部件的方法
JP6061982B2 (ja) * 2015-04-28 2017-01-18 ポリプラスチックス株式会社 異方性樹脂成形体の構造解析方法
JP6691851B2 (ja) * 2016-08-23 2020-05-13 三菱重工業株式会社 素材形状の決定方法、加工方法、素材形状の決定システム及び素材形状の決定プログラム
CN108772994B (zh) * 2018-06-19 2021-04-30 江西昌河航空工业有限公司 一种复合材料h形梁组合模具的成型方法
JP7193282B2 (ja) * 2018-09-14 2022-12-20 株式会社Subaru プリフォーム賦形方法及び複合材成形方法
US11993030B2 (en) 2019-09-26 2024-05-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Composite material component shaping method and charge
DE102019128997A1 (de) 2019-10-28 2021-04-29 Airbus Operations Gmbh Komponente aus einem faserverstärkten Kunststoff mit reduzierter Aufziehspannung
KR20230002552A (ko) * 2020-04-01 2023-01-05 프로슬라이드 테크놀로지 인코포레이티드 스페이서 층이 있는 워터 슬라이드 세그먼트 및 그 제조 방법
JP7507890B2 (ja) * 2020-12-28 2024-06-28 三菱重工業株式会社 繊維強化シート積層体並びに繊維強化シート積層体の製造方法及び構造体の製造方法
CN116494558B (zh) * 2023-03-22 2025-11-18 中建材(上海)航空技术有限公司 带曲率结构的成型方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58201614A (ja) * 1982-05-20 1983-11-24 Mitsubishi Rayon Co Ltd プリプレグシ−ト
JPH06190847A (ja) * 1992-12-25 1994-07-12 Nippon Oil Co Ltd 炭素繊維強化プラスチック成形体の製造方法
JPH10100174A (ja) * 1996-09-26 1998-04-21 Sumitomo Chem Co Ltd 繊維強化熱可塑性樹脂成形体の製造方法
JP2002240068A (ja) * 2001-02-22 2002-08-28 Mitsubishi Rayon Co Ltd 繊維強化複合材料成形品の製造方法
US20030057582A1 (en) 1991-03-27 2003-03-27 Edward Bernardon Diaphragm chamber molding apparatus and method
JP2004017370A (ja) * 2002-06-13 2004-01-22 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用複合材パネルの製造方法及びその装置
JP2004017633A (ja) * 2002-06-20 2004-01-22 Kawasaki Heavy Ind Ltd プリプレグ自動積層方法及びその装置
EP1535726A1 (en) 2002-08-20 2005-06-01 Mitsubishi Rayon Co., Ltd. Method of producing formed product of fiber-reinforced composite material and the formed product

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5171510A (en) * 1988-06-08 1992-12-15 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Method of producing a frame made of a composite material, especially for the fuselage of an aircraft
JP2500317B2 (ja) * 1989-05-02 1996-05-29 防衛庁技術研究本部長 繊維強化プラスチック製レ―ダド―ム
JP3214646B2 (ja) * 1994-03-07 2001-10-02 東レ株式会社 プリフォームおよびその製造方法
JPH08312534A (ja) * 1995-05-18 1996-11-26 Toray Ind Inc ケーシング
JPH08337666A (ja) * 1995-06-13 1996-12-24 Toray Ind Inc プリフォームおよびその製造方法
US20030077515A1 (en) * 2001-04-02 2003-04-24 Chen George Zheng Conducting polymer-carbon nanotube composite materials and their uses
JP2003000780A (ja) * 2001-06-25 2003-01-07 Sumitomo Rubber Ind Ltd 繊維強化樹脂製ゴルフクラブシャフトの製造方法及び繊維強化樹脂製ゴルフクラブシャフト
US6860957B2 (en) * 2002-06-13 2005-03-01 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Automatic prepreg laminating method and apparatus for carrying out the same
RU2290483C2 (ru) * 2004-02-10 2006-12-27 Алексей Вадимович Асеев Длинномерный конструкционный элемент из композиционного материала (варианты)

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS58201614A (ja) * 1982-05-20 1983-11-24 Mitsubishi Rayon Co Ltd プリプレグシ−ト
US20030057582A1 (en) 1991-03-27 2003-03-27 Edward Bernardon Diaphragm chamber molding apparatus and method
JPH06190847A (ja) * 1992-12-25 1994-07-12 Nippon Oil Co Ltd 炭素繊維強化プラスチック成形体の製造方法
JPH10100174A (ja) * 1996-09-26 1998-04-21 Sumitomo Chem Co Ltd 繊維強化熱可塑性樹脂成形体の製造方法
JP2002240068A (ja) * 2001-02-22 2002-08-28 Mitsubishi Rayon Co Ltd 繊維強化複合材料成形品の製造方法
JP2004017370A (ja) * 2002-06-13 2004-01-22 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用複合材パネルの製造方法及びその装置
JP2004017633A (ja) * 2002-06-20 2004-01-22 Kawasaki Heavy Ind Ltd プリプレグ自動積層方法及びその装置
EP1535726A1 (en) 2002-08-20 2005-06-01 Mitsubishi Rayon Co., Ltd. Method of producing formed product of fiber-reinforced composite material and the formed product

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2014437A4

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010140205A1 (ja) * 2009-06-01 2010-12-09 三菱重工業株式会社 複合材部材の製造方法及びプリプレグシートの積層体
RU2492049C2 (ru) * 2009-06-01 2013-09-10 Мицубиси Хеви Индастриз, Лтд. Способ изготовления элемента из композитного материала и листовой слоистый материал с предварительной пропиткой
US8790566B2 (en) 2009-06-01 2014-07-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Manufacturing method of composite material member and prepreg sheet laminate
TWI391234B (zh) * 2009-06-05 2013-04-01 Mitsubishi Heavy Ind Ltd A manufacturing method of a composite member and a laminate of a prepreg sheet

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