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JP2001310798A - 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 - Google Patents

繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体

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JP2001310798A
JP2001310798A JP2000128389A JP2000128389A JP2001310798A JP 2001310798 A JP2001310798 A JP 2001310798A JP 2000128389 A JP2000128389 A JP 2000128389A JP 2000128389 A JP2000128389 A JP 2000128389A JP 2001310798 A JP2001310798 A JP 2001310798A
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reinforced composite
fiber
fuselage structure
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 繊維強化複合材による胴体構造体を安定した
高品質で且つ低コストで製造する。 【解決手段】 繊維強化複合材からなる予備成形された
ストリンガー部材３１及びアウターフレーム部材４２並
びに予め加熱・加圧により硬化したインナーフレーム部
材４３による胴体構造体を製造する方法であって、成形
型上に繊維強化複合材からなるスキン２を敷き、その上
に複数のストリンガー部材を所定の間隔を置いて配列
し、複数のアウターフレーム部材をストリンガー部材と
交差するように配列し、加熱・加圧により一体硬化して
スキン、ストリンガー及びアウターフレームを有する胴
体ユニットを作製し、又、インナーフレーム部材をアウ
ターフレームに当接させ、加熱・加圧により接着成形す
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は繊維強化複合材から
なるスティフンドパネルにより構成される胴体構造体の
製造方法、及びその方法により製造される胴体構造体に
関する。
【０００２】
【従来の技術】繊維強化複合材（プリプレグ）は軽量で
高強度であるために自動車、船舶、航空機等の構造部材
として広く使用されている。従来、繊維強化複合材から
なる航空機（コンポジット機）の胴体構造体の多くはハ
ニカムサンドイッチパネルにより形成されてきた。しか
しながら、より一層の軽量化と信頼性の向上を図るため
には一体成形によるスティフンドパネル構造とするのが
好ましい。スティフンドパネルは軽量化には最適な構造
様式であり、特にスキン及びスティフナを一体成形する
場合に大きな軽量化効果が得られる。
【０００３】図１はスティフンドパネルからなる胴体構
造体の一例を示す部分斜視図である。図１の胴体構造体
１はスキン２、長手方向に走る背の低いストリンガー３
及び周方向の背の高いフレーム４からなる。図１ではス
トリンガー及びフレームは簡略化して角柱状としたが、
実際はＣ型、Ｉ型、Ｊ型、Ｔ型等の断面形状を有する場
合が多い。このような胴体構造体は成形型上に繊維強化
複合材からなるスキン及びスティフナ部材（ストリンガ
ー部材及びフレーム部材）を載置し、加圧バッグ等を使
用して加熱・加圧により接着成形して製造する。
【０００４】ストリンガー部材及びフレーム部材をスキ
ン上に載置する際には、これらの交差部を適宜処理する
必要がある。大型機の胴体構造体の場合は通常、図２に
示すようにフレーム部材41に貫通孔５を形成し、該貫通
孔にストリンガー部材31を貫通させる。しかしながら、
孔加工はコストの増加を招くことが問題となっており、
特に小型機の胴体構造体の場合、フレーム高さは室内ス
ペースを確保するために50mm程度（大型機は100mm程
度）とするため貫通孔の加工が困難であり、高コスト化
が避けられない。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、繊維
強化複合材からなるスティフンドパネルにより構成され
る胴体構造体を安定した高い品質で製造することがで
き、従来法よりも製造コストを低減可能な胴体構造体の
製造方法、及びその方法により製造される胴体構造体を
提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題に鑑み鋭意研究
の結果、本発明者は、フレーム部材をインナーフレーム
部材とアウターフレーム部材に分割し、まずアウターフ
レーム部材をストリンガー及びスキンと一体成形し、こ
れに予め硬化したインナーフレーム部材を接着成形する
ことにより、低コストで高い品質を有する胴体構造体を
製造することができることを発見し、本発明に想到し
た。
【０００７】すなわち、本発明の胴体構造体の製造方法
は、繊維強化複合材からなる予備成形されたストリンガ
ー部材、繊維強化複合材からなる予備成形されたアウタ
ーフレーム部材、及び予め加熱・加圧により硬化した繊
維強化複合材からなるインナーフレーム部材を用いて、
繊維強化複合材からなる胴体構造体を製造する方法であ
って、(a)成形型上に繊維強化複合材からなるスキンを
敷き、その上に複数のストリンガー部材を所定の間隔を
置いて配列し、複数のアウターフレーム部材をストリン
ガー部材と交差するように配列し、加熱・加圧により一
体硬化してスキン、ストリンガー及びアウターフレーム
を有する胴体ユニットを作製する工程、及び(b)インナ
ーフレーム部材をアウターフレームに当接させ、加熱・
加圧により接着成形する工程を含むことを特徴とする。
【０００８】本発明の胴体構造体の製造方法において
は、ストリンガー部材はアウターフレーム部材とインナ
ーフレーム部材を組み立てた時に形成される空間を貫通
するため、孔加工が不要である。また、フレーム部材の
寸法誤差をインナーフレーム部材とアウターフレームの
接着部で吸収できるので、高い組み立て精度が実現でき
信頼性が向上する。
【０００９】上記アウターフレーム部材はＴ型の断面形
状を有するのが好ましく、インナーフレーム部材はＬ型
の断面形状を有するのが好ましい。Ｌ型のインナーフレ
ーム部材はＣ型やＪ型の部材に比べ容易に成形及び載置
できるため、コストが下がり品質が安定する。また、イ
ンナーフレーム部材は継ぎ目の無いリング状であるの
が、強度の観点から好ましい。
【００１０】本発明では、インナーフレーム部材を予め
加熱・加圧により硬化する際の加熱温度が120〜250℃で
あり、加熱・加圧により胴体ユニットを作製する際の加
熱温度が120〜250℃であり、インナーフレーム部材とア
ウターフレームとを加熱・加圧により接着成形する際の
加熱温度が120〜180℃であるのが好ましい。
【００１１】本発明の胴体構造体は上記本発明の胴体構
造体の製造方法により製造されることを特徴とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】〔１〕胴体構造体の製造方法 本発明の胴体構造体の製造方法は、繊維強化複合材から
なる予備成形されたストリンガー部材、繊維強化複合材
からなる予備成形されたアウターフレーム部材、及び予
め加熱・加圧により硬化した繊維強化複合材からなるイ
ンナーフレーム部材を用いて、繊維強化複合材からなる
胴体構造体を製造する方法である。
【００１３】本発明では、炭素繊維、ガラス繊維、アラ
ミド繊維等の強化繊維の織布に熱硬化性樹脂（エポキシ
樹脂、ビスマレイミド樹脂、フェノール樹脂等）又は熱
可塑性樹脂（PEEK、ナイロン６、ナイロン６６、ポリエ
チレンテレフタレート等）を含浸させてなる繊維強化複
合材が使用可能である。熱硬化性樹脂としてはエポキシ
樹脂が好ましく、熱可塑性樹脂としてはナイロンが好ま
しい。強化繊維と熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂との配
合割合は任意に調整しうる。また、繊維強化複合材には
硬化剤等の付与剤を添加してもよい。本発明で用いるス
トリンガー部材、アウターフレーム部材、インナーフレ
ーム部材及びスキンを形成する繊維強化複合材は同じで
も異なっていてもよいが、同じであるのが好ましい。
【００１４】ストリンガー部材及びアウターフレーム部
材は、予備成形し半硬化状態として用いるのが好まし
い。ここで「半硬化状態」とは繊維強化複合材が５〜20
％の硬化度を有する状態をいう。これら半硬化部材は、
複数の繊維強化複合材を積層し、これを加熱・加圧し、
次いで冷却・加圧して平板状積層体を作製する工程、平
板状積層体を切断する工程、及び切断された平板状積層
体を加熱により軟化し、成形型に載置して冷却・加圧に
より成形する工程を含む方法により作製するのが好まし
い。
【００１５】インナーフレーム部材は予め加熱・加圧に
より硬化して用いる。加熱・加圧はオートクレーブ等を
使用し、120〜250℃で行うのが好ましい。加熱温度が25
0℃より高いと樹脂が劣化し、120℃より低いと樹脂が未
反応となるため好ましくない。また加圧は６〜７kg/cm2
とするのが好ましい。７kg/cm2より大きいと樹脂不足と
なり、６kg/cm2より小さいとボイドが発生しやすくなる
ため好ましくない。
【００１６】本発明の胴体構造体の製造方法は、(a)成
形型上に繊維強化複合材からなるスキンを敷き、その上
に複数のストリンガー部材を所定の間隔を置いて配列
し、複数のアウターフレーム部材をストリンガー部材と
交差するように配列し、加熱・加圧により一体硬化して
スキン、ストリンガー及びアウターフレームを有する胴
体ユニットを作製する工程、及び(b)インナーフレーム
部材をアウターフレームに当接させ、加熱・加圧により
接着成形する工程を含む。
【００１７】図３は本発明の一実施例による胴体構造体
の構成を示す正面図であり、図４はその一部を拡大した
部分正面図、図５は同部分斜視図である。図５では各部
材を平板状に記載したが、実際は曲面状であってよい。
図３〜５に示すように、胴体構造体１は成形型（図示せ
ず）上に敷いた繊維強化複合材からなるスキン２の上に
複数のストリンガー部材31及び複数のアウターフレーム
部材42を配列して一体硬化し、インナーフレーム部材43
をアウターフレーム部材42に当接させ接着成形して製造
できる。ストリンガー部材31はアウターフレーム部材42
とインナーフレーム部材43とが形成する貫通孔５を貫通
する。即ち本発明ではフレーム部材に貫通孔を加工する
必要が無く、コストを削減できる。また、フレーム部材
の寸法誤差をインナーフレーム部材とアウターフレーム
の接着部で吸収できるので、高い組み立て精度が実現で
き信頼性が向上する。
【００１８】図３の胴体構造体１は円形の断面形状を有
するが、本発明の方法は楕円形等の様々な断面形状を有
する胴体構造体の製造に適用できる。
【００１９】本発明で使用する成形型としては、例えば
CFRP、鋼鉄、アルミニウム、シリコンゴム等からなるも
のが挙げられる。
【００２０】図３〜５に示すストリンガー部材31はＴ型
の断面形状を有する。本発明で使用するストリンガー部
材の形状はこれに限定されず、Ｃ型、Ｉ型、Ｊ型等であ
ってよい。各ストリンガー部材同士の間隔や位置関係、
数等も適宜変更してよい。
【００２１】ストリンガー部材31と交差するように配置
されるアウターフレーム部材42はＴ型の断面形状を有
し、その底面は胴体径と同じ曲率をもった曲面状であ
る。両端にはジョグルが形成されている。アウターフレ
ーム部材が形成するアウターフレームの外側フランジは
ストリンガーで分断されることになるが、ジョグルを設
けストリンガーのフランジと一体化することにより強度
が向上する。従来、フレーム部材としては貫通孔を設け
た連続した部材を用いていたが、本発明で用いるアウタ
ーフレーム部材は短く分割されているため部材を作製す
る工程や載置の工程が容易となり、自動化が可能とな
る。本発明ではＴ型のアウターフレーム部材を好ましく
使用することができるが、その断面形状は特に限定され
ず、Ｃ型、Ｉ型、Ｊ型等であってよい。各アウターフレ
ーム部材同士の間隔や位置関係、数等も図３〜５により
限定されない。
【００２２】上記胴体ユニットは加熱・加圧によりスキ
ン、ストリンガー部材及びアウターフレーム部材を一体
硬化して作製する。加熱・加圧はオートクレーブ等を使
用し、120〜250℃で行うのが好ましい。加熱温度が250
℃より高いと樹脂が劣化し、120℃より低いと樹脂が未
反応となるため好ましくない。また加圧は６〜７kg/cm2
とするのが好ましい。７kg/cm2より大きいと樹脂不足と
なり、６kg/cm2より小さいとボイドが発生しやすくなる
ため好ましくない。一体硬化する際には治具、クランプ
等の保持手段等を用いてもよい。
【００２３】本発明で用いるインナーフレーム部材は、
図３〜５に示すインナーフレーム部材43のようにＬ型の
断面形状を有する継ぎ目の無いリング状であるのが特に
好ましい。断面形状をＬ型とすることで成形及び載置作
業が容易となり、コストが下がり品質が安定する。ま
た、継ぎ目の無い連続したリング状とすることにより強
度が向上する。楕円状の胴体構造体の場合等、フレーム
にかかる荷重が一定でないときはインナーフレームの高
さは適当に変更してよい。
【００２４】インナーフレーム部材とアウターフレーム
とを加熱・加圧により接着成形する際の加熱温度は120
〜180℃であるのが好ましい。加熱温度が180℃より高い
と樹脂が劣化し、120℃より低いと樹脂が未反応となる
ため好ましくない。また加圧は0.1〜3.0kg/cm2とするの
が好ましい。3.0kg/cm2より大きいと樹脂不足となり、
0.1kg/cm2より小さいと間隙が出来やすくなるため好ま
しくない。加圧はクランプ、おもり、空気圧等を使用し
て行い、加熱はオーブン、オートクレーブ等を使用して
行うのが好ましい。またペースト状又はフィルム状のエ
ポキシ接着剤を使用するのが好ましい。接着成形の際に
は治具等を用いてもよい。
【００２５】胴体構造体が楕円状である場合はフレーム
にかかる荷重が大きい。このような場合、図６に示すよ
うにスキン２とアウターフレーム部材42との間に連続し
た平板状アウターフレーム部材44を設けるのが好まし
い。
【００２６】〔２〕胴体構造体 本発明の胴体構造体は上記本発明の胴体構造体の製造方
法により製造される。本発明の胴体構造体は自動車、船
舶、航空機等に好適に利用できる。
【００２７】以上の通り図面を参照して本発明を説明し
たが、本発明はそれらに限定されず、本発明の趣旨を変
更しない限り種々の変更を加えることができる。
【００２８】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明の繊維強化
複合材からなる胴体構造体の製造方法によれば、スティ
フンドパネルにより構成される胴体構造体を従来よりも
低コストで製造することができる。得られる胴体構造体
は安定した高い品質を示す。本発明の胴体構造体は航空
機の胴体をなす構造体として特に好ましく利用できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 スティフンドパネルからなる胴体構造体の一
例を示す部分斜視図である。
【図２】 従来の胴体構造体の構成を示す部分斜視図で
ある。
【図３】 本発明の一実施例による胴体構造体の構成を
示す正面図である。
【図４】 図３に示す胴体構造体の構成の一部を拡大し
た部分正面図である。
【図５】 図３に示す胴体構造体の構成の一部を示す部
分斜視図である。
【図６】 本発明の他の実施例による胴体構造体の構成
を示す部分斜視図である。
【符号の説明】
１・・・胴体構造体 ２・・・スキン ３・・・ストリンガー 31、32・・・ストリンガー部材 ４・・・フレーム 41・・・フレーム部材 42・・・アウターフレーム部材 43・・・インナーフレーム部材 44・・・平板状アウターフレーム部材 ５・・・貫通孔

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 繊維強化複合材からなる予備成形された
    ストリンガー部材、繊維強化複合材からなる予備成形さ
    れたアウターフレーム部材、及び予め加熱・加圧により
    硬化した繊維強化複合材からなるインナーフレーム部材
    を用いて胴体構造体を製造する方法であって、 (a)成形型上に繊維強化複合材からなるスキンを敷き、
    その上に複数の前記ストリンガー部材を所定の間隔を置
    いて配列し、複数の前記アウターフレーム部材を前記ス
    トリンガー部材と交差するように配列し、加熱・加圧に
    より一体硬化してスキン、ストリンガー及びアウターフ
    レームを有する胴体ユニットを作製する工程、及び(b)
    前記インナーフレーム部材を前記アウターフレームに当
    接させ、加熱・加圧により接着成形する工程を含むこと
    を特徴とする繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造
    方法。
  2. 【請求項２】 請求項１に記載の胴体構造体の製造方法
    において、前記アウターフレーム部材がＴ型の断面形状
    を有し、前記インナーフレーム部材がＬ型の断面形状を
    有することを特徴とする胴体構造体の製造方法。
  3. 【請求項３】 請求項１又は２に記載の胴体構造体の製
    造方法において、前記インナーフレーム部材が継ぎ目の
    無いリング状であることを特徴とする胴体構造体の製造
    方法。
  4. 【請求項４】 請求項１〜３のいずれかに記載の胴体構
    造体の製造方法において、前記インナーフレーム部材を
    予め加熱・加圧により硬化する際の加熱温度が120〜250
    ℃であり、加熱・加圧により前記胴体ユニットを作製す
    る際の加熱温度が120〜250℃であり、前記インナーフレ
    ーム部材と前記アウターフレームとを加熱・加圧により
    接着成形する際の加熱温度が120〜180℃であることを特
    徴とする胴体構造体の製造方法。
  5. 【請求項５】 請求項１〜４のいずれかに記載の胴体構
    造体の製造方法により製造されることを特徴とする胴体
    構造体。
JP2000128389A 2000-04-27 2000-04-27 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 Expired - Lifetime JP4318381B2 (ja)

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Cited By (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007532384A (ja) * 2004-04-06 2007-11-15 ザ・ボーイング・カンパニー 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
EP1894706A1 (en) 2006-08-29 2008-03-05 Jamco Corporation Method for continuously preforming composite material in uncured state
JP2009500188A (ja) * 2005-06-30 2009-01-08 エアバス ドイッチュラント ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ほぼシェル形の構成要素を製造する方法
JP2009519153A (ja) * 2005-08-03 2009-05-14 シコルスキー エアクラフト コーポレイション 複合熱可塑性マトリックス機体構造体およびその製造方法
JP2009521365A (ja) * 2005-12-29 2009-06-04 エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 補剛構造コンポーネントを寸法決めして製造する方法、構造的状態センサの用途及び航空機
EP2105287A2 (en) 2008-03-27 2009-09-30 Jamco Corporation Method for continuously proforming composite material in uncured state
FR2929169A1 (fr) * 2008-03-28 2009-10-02 Airbus France Sa Panneau structural d'aeronef en materiau composite incorporant une protection contre les impacts a haute energie
JP2009539672A (ja) * 2006-06-06 2009-11-19 エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー 航空機胴体構造及びその製造方法
JP2010531269A (ja) * 2007-06-26 2010-09-24 エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー 第１の要素と第２の要素との間の耐腐食性接続
JP2010537889A (ja) * 2007-09-07 2010-12-09 エアバス・オペレーションズ 複合材料から形成される構造フレーム及び該構造フレームを備えている航空機の胴体
JP2010540348A (ja) * 2007-10-08 2010-12-24 エアバス・オペレーションズ 複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機
JP2011510868A (ja) * 2008-02-05 2011-04-07 エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 荷重を支持し、ダメージ耐久性を有するラミネート処理された航空機の窓
JP2011514278A (ja) * 2008-02-20 2011-05-06 エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 横突合わせ継手を生成して２つの胴体セクションを接合するための方法および横突合わせ継手接合
US7951318B2 (en) 2004-09-29 2011-05-31 The Boeing Company Apparatuses, systems, and methods for manufacturing composite parts
US8042767B2 (en) 2007-09-04 2011-10-25 The Boeing Company Composite fabric with rigid member structure
US8061035B2 (en) 2004-09-23 2011-11-22 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US20110308714A1 (en) * 2008-04-30 2011-12-22 Airbus Operations Gmbh Method and shaping device for producing a composite fibre component for air and space travel
US8168023B2 (en) 2004-11-24 2012-05-01 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
JP2012101787A (ja) * 2010-11-11 2012-05-31 Boeing Co:The 多機能頂部を用いる胴体とその作製方法
US8388795B2 (en) 2007-05-17 2013-03-05 The Boeing Company Nanotube-enhanced interlayers for composite structures
US8465613B2 (en) 2011-08-24 2013-06-18 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating variable gauge, contoured composite stiffeners
US8534605B2 (en) 2006-06-06 2013-09-17 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for producing it
US8557165B2 (en) 2008-10-25 2013-10-15 The Boeing Company Forming highly contoured composite parts
US8601694B2 (en) 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US8632330B2 (en) 2006-01-31 2014-01-21 The Boeing Company Tools for manufacturing composite parts and methods for using such tools
CN104386129A (zh) * 2014-10-22 2015-03-04 徐东 一种纤维增强复合材料汽车水箱横梁及其制作方法
US8974212B2 (en) 2004-07-26 2015-03-10 The Boeing Company Systems for manufacturing composite parts with female tools
JP2015214151A (ja) * 2014-05-09 2015-12-03 エアバス オペラシオン ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ 航空機構造用の複合材料部品を製造する方法
US9254619B2 (en) 2008-05-28 2016-02-09 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating variable gauge, contoured composite stiffeners
US9387628B2 (en) 2011-08-24 2016-07-12 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating composite stringers
US20190106193A1 (en) * 2017-10-05 2019-04-11 Gulfstream Aerospace Corporation Unified canopies for aircraft
JP2019515826A (ja) * 2016-07-06 2019-06-13 大連理工大学 ストリンガー位置が変更できるフレキシブルツーリング構造
US10369740B2 (en) 2015-07-09 2019-08-06 The Boeing Company Method of forming a contoured hat stiffener
WO2021186718A1 (ja) * 2020-03-19 2021-09-23 三菱重工業株式会社 支持体および支持体取付方法

Families Citing this family (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10007995C2 (de) * 2000-02-22 2002-03-07 Airbus Gmbh Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils
US20140372082A1 (en) * 2000-12-01 2014-12-18 Aleksandr I. KAMENOMOSTSKIY Tool for optimized thin wall profile member (tpm) and tpm-panel design and selection
EP1342553B1 (de) * 2002-03-08 2016-05-18 Airbus Operations GmbH Verfahren zum Herstellen eines Fensterrahmens für Flugzeuge aus faserverstärktem Kunststoff und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US7374715B2 (en) 2002-05-22 2008-05-20 Northrop Grumman Corporation Co-cured resin transfer molding manufacturing method
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
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
JP2004287093A (ja) * 2003-03-20 2004-10-14 Fujitsu Ltd 光導波路、光デバイスおよび光導波路の製造方法
DE10314039A1 (de) * 2003-03-28 2004-10-07 Airbus Deutschland Gmbh Spantbauteil für ein Flugzeug
US6793183B1 (en) * 2003-04-10 2004-09-21 The Boeing Company Integral node tubular spaceframe
DE502004007968D1 (de) * 2003-07-08 2008-10-16 Airbus Gmbh Leichtbaustruktur
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
JP4522796B2 (ja) * 2004-09-06 2010-08-11 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材環状構造体の製造方法、及びその構造体からなる航空機胴体用環状フレーム
US7166251B2 (en) * 2004-12-01 2007-01-23 The Boeing Company Segmented flexible barrel lay-up mandrel
EP1707344B1 (en) * 2005-03-30 2010-12-29 EADS Construcciones Aeronauticas, S.A. Process for manufacturing a monolithic fan cowl
US8720825B2 (en) * 2005-03-31 2014-05-13 The Boeing Company Composite stiffeners for aerospace vehicles
US7740932B2 (en) * 2005-03-31 2010-06-22 The Boeing Company Hybrid fiberglass composite structures and methods of forming the same
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
US20060237588A1 (en) * 2005-03-31 2006-10-26 The Boeing Company Composite structural member having an undulating web and method for forming the same
US7721495B2 (en) * 2005-03-31 2010-05-25 The Boeing Company Composite structural members and methods for forming the same
US7410352B2 (en) 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation
US9359061B2 (en) * 2005-10-31 2016-06-07 The Boeing Company Compliant stiffener for aircraft fuselage
US20070274838A1 (en) * 2006-05-25 2007-11-29 Bagepalli Bharat Sampathkumara Methods and apparatus for assembling and operating semi-monocoque rotary machines
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
ITTO20060518A1 (it) * 2006-07-14 2008-01-15 Alenia Aeronautica Spa Metodo, attrezzatura e impianto per la lavorazione di strutture a guscio
US8910908B2 (en) * 2006-10-31 2014-12-16 Airbus Operations Gmbh Two-piece stiffening element
DE102007003277B4 (de) * 2007-01-23 2012-08-02 Airbus Operations Gmbh Rumpf eines Luft- oder Raumfahrzeuges in CFK-Metall Hybridbauweise mit einem Metallrahmen
DE102007003275B4 (de) * 2007-01-23 2013-11-28 Airbus Operations Gmbh Schalenelement als Teil eines Flugzeugrumpfes
DE102007004313B4 (de) * 2007-01-29 2015-01-15 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Bauteils für ein Luft- oder Raumfahrzeug
DE102007015517A1 (de) * 2007-03-30 2008-10-02 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils
US8016970B2 (en) * 2007-08-02 2011-09-13 The Boeing Company Method for applying a pre-cured composite strip to a composite component to minimize inconsistencies appearing on a surface of the composite component
US8083175B2 (en) * 2007-11-09 2011-12-27 The Boeing Company Loading fitting having intersecting holes in the web side and end
US20090266936A1 (en) * 2008-04-29 2009-10-29 Fernando Ferreira Fernandez Aircraft fuselage structural components and methods of making same
US8038099B2 (en) * 2008-04-30 2011-10-18 The Boeing Company Bonded metal fuselage and method for making the same
US8079549B2 (en) * 2008-06-30 2011-12-20 EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. Monolithic integrated structural panels especially useful for aircraft structures
US8656571B2 (en) 2008-07-18 2014-02-25 The Boeing Company Strong bonded joints for cryogenic applications
US9453293B2 (en) 2008-07-18 2016-09-27 The Boeing Company Method of making a composite tank having joint with softening strip
US10399709B2 (en) 2008-07-18 2019-09-03 The Boeing Company Method of making a device for controlling stress in joints at cryogenic temperatures
ES2385993B1 (es) * 2008-12-18 2013-06-17 Airbus Operations, S.L. Fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga de un estabilizador horizontal de cola y de un estabilizador vertical de cola que comprende elementos receptores de las cargas de dichos estabilizadores unidos a elementos estructurales del fuselaje.
FR2942165B1 (fr) 2009-02-16 2016-01-29 Airbus France Procede de fabrication d'un panneau raidi en materiau composite
ES2371951B1 (es) * 2009-03-25 2012-11-21 Airbus Operations, S.L. Disposición de junta de elementos estructurales de un material compuesto.
DE102009056978A1 (de) * 2009-12-07 2011-06-09 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung einer aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpfschale für ein Luftfahrzeug
DE102009060706B4 (de) * 2009-12-29 2014-12-04 Airbus Operations Gmbh Verfahren sowie Vorrichtung zur Herstellung einer Versteifungsstruktur für ein Flugzeugrumpfsegment sowie eine Versteifungsstruktur
ES2396328B1 (es) * 2010-06-30 2014-02-06 Airbus Operations, S.L. Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricación.
US8974135B2 (en) * 2010-07-22 2015-03-10 The Boeing Company Fabric preform insert for a composite tank Y-joint
US8939407B2 (en) 2011-02-15 2015-01-27 The Boeing Company Common bulkhead for composite propellant tanks
FR2975333B1 (fr) * 2011-05-19 2014-03-21 Daher Aerospace Panneau composite raidi double face et procede de realisation d'un tel panneau
FR2977296B1 (fr) * 2011-06-28 2013-08-02 Airbus Operations Sas Procede de liaison entre pieces se chevauchant sur plusieurs plans et application a un panneau de fuselage d'aeronef
EP2565117B1 (en) * 2011-08-29 2013-12-11 Airbus Operations (S.A.S.) A stiffening element for an aircraft
CN102873878B (zh) * 2012-09-25 2014-08-27 江西罗伊尔游艇工业有限公司 一种无导流管的船体一体真空成型工艺
US9878773B2 (en) 2012-12-03 2018-01-30 The Boeing Company Split resistant composite laminate
DE102013225707A1 (de) * 2013-12-12 2015-06-18 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines mit Stützelementen verstärkten Schalenelements
WO2015094059A1 (en) 2013-12-20 2015-06-25 Saab Ab Stiffening element and reinforced structure
EP2942269B1 (en) 2014-05-06 2018-09-26 Airbus Operations GmbH Method for manufacturing a load bearing structure and such a load bearing structure
GB2528080A (en) * 2014-07-08 2016-01-13 Airbus Operations Ltd Structure
US9849967B2 (en) * 2015-04-01 2017-12-26 The Boeing Company Composite rib for an aircraft
US11524761B2 (en) * 2016-12-09 2022-12-13 The Boeing Company Stringer-frame intersection of aircraft body
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH058316A (ja) * 1991-07-05 1993-01-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材製構造体の製造方法
US5242523A (en) 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5451377A (en) 1993-09-29 1995-09-19 Rockwell International Corp. Composite structures and methods of manufacturing such structures
US5622733A (en) * 1994-10-04 1997-04-22 Rockwell International Corporation Tooling for the fabrication of composite hollow crown-stiffened skins and panels
US5746553A (en) * 1996-04-08 1998-05-05 The Boeing Company Dual purpose lay-up tool
US5876546A (en) * 1997-09-25 1999-03-02 The Boeing Company Method for forming inner mold line tooling without a part model
DE19844035C1 (de) * 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung

Cited By (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007532384A (ja) * 2004-04-06 2007-11-15 ザ・ボーイング・カンパニー 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
US8382037B2 (en) 2004-04-06 2013-02-26 The Boeing Company Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures
JP2008184156A (ja) * 2004-04-06 2008-08-14 Boeing Co:The 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
JP2008184155A (ja) * 2004-04-06 2008-08-14 Boeing Co:The 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
JP2008222221A (ja) * 2004-04-06 2008-09-25 Boeing Co:The 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
US8182628B2 (en) 2004-04-06 2012-05-22 The Boeing Company Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods for systems for manufacturing such barrel sections
US8157212B2 (en) 2004-04-06 2012-04-17 The Boeing Company Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections
US8974212B2 (en) 2004-07-26 2015-03-10 The Boeing Company Systems for manufacturing composite parts with female tools
US10689086B2 (en) 2004-09-23 2020-06-23 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US8882040B2 (en) 2004-09-23 2014-11-11 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US8061035B2 (en) 2004-09-23 2011-11-22 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US9738371B2 (en) 2004-09-23 2017-08-22 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US8702417B2 (en) 2004-09-29 2014-04-22 The Boeing Company Apparatuses, systems, and methods for manufacturing composite parts
US7951318B2 (en) 2004-09-29 2011-05-31 The Boeing Company Apparatuses, systems, and methods for manufacturing composite parts
US8418740B2 (en) 2004-11-24 2013-04-16 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US8303758B2 (en) 2004-11-24 2012-11-06 The Boeing Company Methods for manufacturing composite sections for aircraft fuselages and other structures
US8168023B2 (en) 2004-11-24 2012-05-01 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US9162380B2 (en) 2005-04-13 2015-10-20 The Boeing Company Forming highly contoured composite parts
US9561602B2 (en) 2005-04-13 2017-02-07 The Boeing Company Forming highly contoured composite parts
JP2009500188A (ja) * 2005-06-30 2009-01-08 エアバス ドイッチュラント ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ほぼシェル形の構成要素を製造する方法
JP4792084B2 (ja) * 2005-08-03 2011-10-12 シコルスキー エアクラフト コーポレイション 複合熱可塑性マトリックス機体構造体およびその製造方法
JP2009519153A (ja) * 2005-08-03 2009-05-14 シコルスキー エアクラフト コーポレイション 複合熱可塑性マトリックス機体構造体およびその製造方法
JP2009521365A (ja) * 2005-12-29 2009-06-04 エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 補剛構造コンポーネントを寸法決めして製造する方法、構造的状態センサの用途及び航空機
US8632330B2 (en) 2006-01-31 2014-01-21 The Boeing Company Tools for manufacturing composite parts and methods for using such tools
US8534605B2 (en) 2006-06-06 2013-09-17 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for producing it
JP2009539672A (ja) * 2006-06-06 2009-11-19 エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー 航空機胴体構造及びその製造方法
EP1894706A1 (en) 2006-08-29 2008-03-05 Jamco Corporation Method for continuously preforming composite material in uncured state
US8388795B2 (en) 2007-05-17 2013-03-05 The Boeing Company Nanotube-enhanced interlayers for composite structures
US8657990B2 (en) 2007-05-17 2014-02-25 The Boeing Company Nanotube-enhanced interlayers for composite structures
JP2010531269A (ja) * 2007-06-26 2010-09-24 エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー 第１の要素と第２の要素との間の耐腐食性接続
US8042767B2 (en) 2007-09-04 2011-10-25 The Boeing Company Composite fabric with rigid member structure
US8728263B2 (en) 2007-09-04 2014-05-20 The Boeing Company Composite fabric with rigid member structure
JP2010537889A (ja) * 2007-09-07 2010-12-09 エアバス・オペレーションズ 複合材料から形成される構造フレーム及び該構造フレームを備えている航空機の胴体
JP2010540348A (ja) * 2007-10-08 2010-12-24 エアバス・オペレーションズ 複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機
JP2011510868A (ja) * 2008-02-05 2011-04-07 エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 荷重を支持し、ダメージ耐久性を有するラミネート処理された航空機の窓
JP2011514278A (ja) * 2008-02-20 2011-05-06 エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 横突合わせ継手を生成して２つの胴体セクションを接合するための方法および横突合わせ継手接合
EP2105287A2 (en) 2008-03-27 2009-09-30 Jamco Corporation Method for continuously proforming composite material in uncured state
FR2929169A1 (fr) * 2008-03-28 2009-10-02 Airbus France Sa Panneau structural d'aeronef en materiau composite incorporant une protection contre les impacts a haute energie
WO2009133257A3 (fr) * 2008-03-28 2010-01-14 Alrbus Operations Societe Par Panneau structural d'aéronef en matériau composite incorporant une protection contre les impacts à haute énergie
US8906493B2 (en) 2008-03-28 2014-12-09 Airbus Operations (S.A.S.) Structural composite panel for an aircraft including a protection against high energy impacts
US20110308714A1 (en) * 2008-04-30 2011-12-22 Airbus Operations Gmbh Method and shaping device for producing a composite fibre component for air and space travel
US9096021B2 (en) * 2008-04-30 2015-08-04 Airbus Operations Gmbh Method and shaping device for producing a composite fiber component for air and space travel
US9254619B2 (en) 2008-05-28 2016-02-09 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating variable gauge, contoured composite stiffeners
US8601694B2 (en) 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US9387627B2 (en) 2008-06-13 2016-07-12 The Boeing Company Apparatus for forming and installing stringers
US8557165B2 (en) 2008-10-25 2013-10-15 The Boeing Company Forming highly contoured composite parts
JP2012101787A (ja) * 2010-11-11 2012-05-31 Boeing Co:The 多機能頂部を用いる胴体とその作製方法
US9387628B2 (en) 2011-08-24 2016-07-12 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating composite stringers
US8465613B2 (en) 2011-08-24 2013-06-18 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating variable gauge, contoured composite stiffeners
JP2015214151A (ja) * 2014-05-09 2015-12-03 エアバス オペラシオン ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ 航空機構造用の複合材料部品を製造する方法
CN104386129A (zh) * 2014-10-22 2015-03-04 徐东 一种纤维增强复合材料汽车水箱横梁及其制作方法
US10369740B2 (en) 2015-07-09 2019-08-06 The Boeing Company Method of forming a contoured hat stiffener
US11370159B2 (en) 2015-07-09 2022-06-28 The Boeing Company Apparatus for forming a contoured hat stiffener
JP2019515826A (ja) * 2016-07-06 2019-06-13 大連理工大学 ストリンガー位置が変更できるフレキシブルツーリング構造
US20190106193A1 (en) * 2017-10-05 2019-04-11 Gulfstream Aerospace Corporation Unified canopies for aircraft
US10974806B2 (en) * 2017-10-05 2021-04-13 Gulfstream Aerospace Corporation Unified canopies for aircraft
WO2021186718A1 (ja) * 2020-03-19 2021-09-23 三菱重工業株式会社 支持体および支持体取付方法
JPWO2021186718A1 (ja) * 2020-03-19 2021-09-23
JP7210805B2 (ja) 2020-03-19 2023-01-23 三菱重工業株式会社 支持体および支持体取付方法
US11840362B2 (en) 2020-03-19 2023-12-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Support body and support body mounting method

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