JP2009178863A

JP2009178863A - Method for producing composite member and laminate of prepreg sheet

Info

Publication number: JP2009178863A
Application number: JP2008017793A
Authority: JP
Inventors: Shigeru Nishiyama; 西山　　茂; Shinichi Yoshida; 愼一吉田; Toshio Abe; 俊夫阿部
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2008-01-29
Filing date: 2008-01-29
Publication date: 2009-08-13
Anticipated expiration: 2028-01-29
Also published as: JP5180606B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method for producing a composite member with reduced wrinkles. <P>SOLUTION: The method for producing the composite member includes a step of shaping a laminate [4], in which prepreg sheets are laminated, along a mold [7]. The laminate [4] includes a first layer wherein fibers are arranged in one direction. In the first layer, a first surface [44a] intersecting the one direction and a second surface [44b] intersecting the one direction are arranged to face each other. <P>COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT

Description

本発明は、複合材部材、航空機の翼構造及び航空機の胴体構造の製造方法と、プリプレグシートの積層体とに関する。 The present invention relates to a composite member, a method for manufacturing an aircraft wing structure and an aircraft fuselage structure, and a laminate of prepreg sheets.

特許文献１は、航空機の翼に用いられる複合材のリブを開示している。図１に示すように、リブ１０１は、ウェブ１０２と、ウェブ１０２の両端に設けられたフランジ１０３とを備える。リブ１０１の剛性を高めるため、ウェブ１０２の長手方向に沿って複数のビード１０４が設けられている。各ビード１０４は、長手方向に直交する方向に延びている。ビード１０４が設けられているため、図２に示されたウェブ１０２における実長Ｌ_１０１は、図１に示されたフランジ１０３にける実長Ｌ_１０２より長い。 Patent document 1 is disclosing the rib of the composite material used for the wing of an aircraft. As shown in FIG. 1, the rib 101 includes a web 102 and flanges 103 provided at both ends of the web 102. In order to increase the rigidity of the rib 101, a plurality of beads 104 are provided along the longitudinal direction of the web 102. Each bead 104 extends in a direction orthogonal to the longitudinal direction. Since the bead 104 is provided, the actual length L ₁₀₁ in the web 102 shown in FIG. 2 is longer than the actual length L ₁₀₂ in the flange 103 shown in FIG.

カーボンやガラス繊維の織物を含むプリプレグ材料を用いてリブ１０１を成形すると、ビード１０４の隅部分にしわが形成されやすい。プリプレグ材料は、繊維方向に伸長性を持たないため、実長Ｌ_１０１と実長Ｌ_１０２の差を吸収することができないためである。 When the rib 101 is formed using a prepreg material including a woven fabric of carbon or glass fiber, wrinkles are easily formed at the corners of the bead 104. This is because the prepreg material does not have extensibility in the fiber direction and cannot absorb the difference between the actual length L ₁₀₁ and the actual length L ₁₀₂ .

図３に示すように、プリプレグ材料１０５のビード１０４の隅部分に対応した部位に切り込み１０６を形成することで、実長Ｌ_１０１と実長Ｌ_１０２の差を吸収する方法が知られている。 As shown in FIG. 3, a method of absorbing a difference between the actual length L ₁₀₁ and the actual length L ₁₀₂ by forming a notch 106 at a portion corresponding to the corner portion of the bead 104 of the prepreg material 105 is known.

特開平１０−２５８４６３号公報JP 10-258463 A

本発明の目的は、しわの少ない複合材部材の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の翼構造の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の胴体構造の製造方法、及び、これらの製造方法に好適なプリプレグシートの積層体を提供することである。 An object of the present invention is to provide a method of manufacturing a composite member having less wrinkles, a method of manufacturing an aircraft wing structure including a composite member having less wrinkles, a method of manufacturing a fuselage structure of an aircraft including a composite member having less wrinkles, and It is providing the laminated body of a prepreg sheet suitable for these manufacturing methods.

以下に、（発明を実施するための最良の形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための最良の形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。 Hereinafter, means for solving the problem will be described using the numbers used in (Best Mode for Carrying Out the Invention). These numbers are added to clarify the correspondence between the description of (Claims) and (Best Mode for Carrying Out the Invention). However, these numbers should not be used to interpret the technical scope of the invention described in (Claims).

本発明の一の観点において、複合材部材（２１、３１、３２）の製造方法は、プリプレグシート（４１〜５０）が積層された積層体（４）を型（７）に沿わせて賦形するステップを具備する。積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４、４５、４７、４８、５０）を含む。第１層（４４、４５、４７、４８、５０）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。 In one aspect of the present invention, the method of manufacturing the composite material member (21, 31, 32) includes shaping a laminate (4) in which prepreg sheets (41 to 50) are laminated along a mold (7). Comprising the steps of: The laminate (4) includes a first layer (44, 45, 47, 48, 50) in which fibers are aligned in one direction. In the first layer (44, 45, 47, 48, 50), the first surface (44a) intersecting with one direction and the second surface (44b) intersecting with one direction face each other. .

第１表面（４４ａ）及び第２表面（４４ｂ）に挟まれた切れ目（４ａ）において繊維が不連続であるから、積層体（４）が容易に賦形され、積層体（４）から製造される複合材部材（２１、３１、３２）にしわが発生しにくい。 Since the fibers are discontinuous at the cut (4a) sandwiched between the first surface (44a) and the second surface (44b), the laminate (4) is easily shaped and manufactured from the laminate (4). Wrinkles are unlikely to occur in the composite members (21, 31, 32).

第１層（４４）は、第１点（５１）及び第２点（５２）を含む。賦形するステップの前において、第１点（５１）及び第２点（５２）は、一方向に平行且つ第１表面（４４ａ）及び第２表面（４４ｂ）と第１交点（５３）及び第２交点（５４）で交差する直線（５）上に、第１交点（５３）及び第２交点（５４）が第１点（５１）及び第２点（５２）の間に配置されるように配置される。賦形するステップは、ウェブ（８１）の一方側に接続される第１フランジ（８２）と、ウェブ（８１）の他方側に接続される第２フランジ（８３）とが形成されるように積層体（４）を曲げるステップを備えることが好ましい。第１フランジ（８２）及び第２フランジ（８３）は互いに対向する。第１フランジ（８２）は、第２フランジ（８３）に向かって凸になるように湾曲している。賦形するステップの後において、第１点（５１）及び第２点（５２）はウェブ（８１）に配置され、第１交点（５３）及び第２交点（５４）は第１フランジ（８２）に配置される。 The first layer (44) includes a first point (51) and a second point (52). Before the shaping step, the first point (51) and the second point (52) are parallel to one direction and the first surface (44a) and the second surface (44b) and the first intersection (53) and the first point. The first intersection (53) and the second intersection (54) are arranged between the first point (51) and the second point (52) on the straight line (5) intersecting at the two intersections (54). Be placed. The shaping step is performed such that a first flange (82) connected to one side of the web (81) and a second flange (83) connected to the other side of the web (81) are formed. Preferably it comprises the step of bending the body (4). The first flange (82) and the second flange (83) face each other. The first flange (82) is curved so as to be convex toward the second flange (83). After the shaping step, the first point (51) and the second point (52) are placed on the web (81), and the first intersection point (53) and the second intersection point (54) are the first flange (82). Placed in.

積層体（４）は、第１層（４４）に加えて、繊維が一方向に揃えられた第２層（４５、４７、４８、５０）を備えることが好ましい。第２層（４５、４７、４８、５０）において、一方向と交差する第３表面と、一方向と交差する第４表面とが互いに対向するようにつき合わされている。第１表面（４４ａ）及び第３表面は、一方向に沿って位置がずれている。 In addition to the first layer (44), the laminate (4) preferably includes a second layer (45, 47, 48, 50) in which fibers are aligned in one direction. In the second layer (45, 47, 48, 50), the third surface that intersects with one direction and the fourth surface that intersects with one direction face each other. The positions of the first surface (44a) and the third surface are shifted along one direction.

積層体（４）は、繊維が一方向と斜めに交差する方向に揃えられた第３層（４１、４３、４６、４９）を含むことが好ましい。 The laminate (4) preferably includes a third layer (41, 43, 46, 49) in which the fibers are aligned in a direction obliquely intersecting one direction.

本発明の他の観点において、航空機の翼構造（２０）の製造方法は、スパー（２１）を製造するステップを具備する。スパー（２１）を製造するステップは、プリプレグシート（４１〜５０）が積層された積層体（４）を型に沿わせて賦形するステップを備える。積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４、４５、４７、４８、５０）を含む。第１層（４４、４５、４７、４８、５０）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。 In another aspect of the present invention, a method of manufacturing an aircraft wing structure (20) includes the step of manufacturing a spar (21). The step of manufacturing the spar (21) includes the step of shaping the laminate (4) on which the prepreg sheets (41 to 50) are laminated along a mold. The laminate (4) includes a first layer (44, 45, 47, 48, 50) in which fibers are aligned in one direction. In the first layer (44, 45, 47, 48, 50), the first surface (44a) intersecting with one direction and the second surface (44b) intersecting with one direction are arranged to face each other. .

本発明の他の観点において、航空機の胴体構造（３０）の製造方法は、フレーム（３１）を製造するステップと、ストリンガ（３２）を製造するステップとを具備する。フレーム（３１）を製造するステップ及びストリンガ（３２）を製造するステップの少なくとも一方は、プリプレグシート（４１〜５０）が積層された積層体（４）を型に沿わせて賦形するステップを備える。積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４、４５、４７、４８、５０）を含む。第１層（４４、４５、４７、４８、５０）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。 In another aspect of the present invention, a method for manufacturing an aircraft fuselage structure (30) includes the steps of manufacturing a frame (31) and manufacturing a stringer (32). At least one of the step of manufacturing the frame (31) and the step of manufacturing the stringer (32) includes a step of shaping the laminated body (4) on which the prepreg sheets (41 to 50) are laminated along a mold. . The laminate (4) includes a first layer (44, 45, 47, 48, 50) in which fibers are aligned in one direction. In the first layer (44, 45, 47, 48, 50), the first surface (44a) intersecting with one direction and the second surface (44b) intersecting with one direction face each other. .

本発明の他の観点において、プリプレグシートの積層体（４）は、繊維が一方向に揃えられた第１層（４４、４５、４７、４８、５０）を具備する。第１層（４４、４５、４７、４８、５０）において、一方向と交差する第１表面（４４ａ）と、一方向と交差する第２表面（４４ｂ）とが互いに対向するようにつき合わされている。 In another aspect of the present invention, the laminate (4) of prepreg sheets includes a first layer (44, 45, 47, 48, 50) in which fibers are aligned in one direction. In the first layer (44, 45, 47, 48, 50), the first surface (44a) intersecting with one direction and the second surface (44b) intersecting with one direction face each other. .

プリプレグシートの積層体（４）は、第１層（４４）に加えて、繊維が一方向に揃えられた第２層（４５、４７、４８、５０）を具備することが好ましい。第２層（４５、４７、４８、５０）において、一方向と交差する第３表面と、一方向と交差する第４表面とが互いに対向するようにつき合わされている。第１表面（４４ａ）及び第３表面は、一方向に沿って位置がずれている。 The laminate (4) of prepreg sheets preferably includes a second layer (45, 47, 48, 50) in which fibers are aligned in one direction in addition to the first layer (44). In the second layer (45, 47, 48, 50), the third surface that intersects with one direction and the fourth surface that intersects with one direction face each other. The positions of the first surface (44a) and the third surface are shifted along one direction.

プリプレグシートの積層体は、繊維が一方向と斜めに交差する方向に揃えられた第３層（４１、４３、４６、４９）を更に具備することが好ましい。 The laminate of prepreg sheets preferably further includes a third layer (41, 43, 46, 49) in which the fibers are aligned in a direction obliquely intersecting one direction.

本発明によれば、しわの少ない複合材部材の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の翼構造の製造方法、しわの少ない複合材部材を備える航空機の胴体構造の製造方法、及び、これらの製造方法に好適なプリプレグシートの積層体が提供される。 According to the present invention, a method of manufacturing a composite member having less wrinkles, a method of manufacturing an aircraft wing structure including a composite member having less wrinkles, a method of manufacturing an aircraft fuselage structure including a composite member having less wrinkles, and A laminate of prepreg sheets suitable for these production methods is provided.

添付図面を参照して、本発明による複合材部材、その製造方法、航空機の翼構造及び航空機の胴体構造を実施するための最良の形態を以下に説明する。 The best mode for carrying out a composite member according to the present invention, a manufacturing method thereof, an aircraft wing structure, and an aircraft fuselage structure will be described below with reference to the accompanying drawings.

（第１の実施形態）
図４は、本発明の第１の実施形態に係る航空機１を示す。航空機１は、翼２と、胴体３を備える。図５は、翼２が備える翼構造２０を示す。翼構造２０は、スパー２１と、スパー２１に取り付けられたリブ２２と、リブ２２に取り付けられた外板２３とを備える。翼２は、主翼であってもよく、尾翼であってもよい。 (First embodiment)
FIG. 4 shows the aircraft 1 according to the first embodiment of the present invention. The aircraft 1 includes a wing 2 and a fuselage 3. FIG. 5 shows a wing structure 20 included in the wing 2. The wing structure 20 includes a spar 21, a rib 22 attached to the spar 21, and an outer plate 23 attached to the rib 22. The wing 2 may be a main wing or a tail wing.

図６は、スパー２１の斜視図を示す。複合材部材としてのスパー２１は、繊維強化プラスチックのような複合材で形成されている。スパー２１は、ウェブ８１と、ウェブ８１の一方側に接続されたフランジ８２と、ウェブ８１の他方側に接続されたフランジ８３とを備える。ウェブ８１、フランジ８２及びフランジ８３の各々は、板形状をしている。フランジ８２はスパー２１の長手方向に沿って延びるコーナー部８４を介してウェブ８１に接続されている。フランジ８３はスパー２１の長手方向に沿って延びるコーナー部８５を介してウェブ８１に接続されている。フランジ８２及びフランジ８３は、互いに対向している。フランジ８２は、フランジ８３に向かって凸になるように湾曲している。 FIG. 6 shows a perspective view of the spar 21. The spar 21 as a composite material member is formed of a composite material such as fiber reinforced plastic. The spar 21 includes a web 81, a flange 82 connected to one side of the web 81, and a flange 83 connected to the other side of the web 81. Each of the web 81, the flange 82, and the flange 83 has a plate shape. The flange 82 is connected to the web 81 via a corner portion 84 extending along the longitudinal direction of the spar 21. The flange 83 is connected to the web 81 via a corner portion 85 extending along the longitudinal direction of the spar 21. The flange 82 and the flange 83 are opposed to each other. The flange 82 is curved to be convex toward the flange 83.

以下、スパー２１の製造方法を説明する。スパー２１の製造方法は、プリプレグシートが積層された平板状の積層体４を準備する工程、積層体４を型に沿わせて予備賦形する工程、及び、予備賦形された積層体４を硬化する工程を含む。 Hereinafter, a method for manufacturing the spar 21 will be described. The manufacturing method of the spar 21 includes a step of preparing a flat laminate 4 on which prepreg sheets are laminated, a step of pre-forming the laminate 4 along a mold, and a pre-formed laminate 4. A step of curing.

予備賦形する工程において、例えば、ホットドレープフォーミングが用いられる。図７は、ホットドレープフォーミングを用いて積層体４を予備賦形する方法を示す。賦形型７は、上面７１と、コーナー部７４を介して上面７１に接続する側面７２と、コーナー部７５を介して上面７１に接続する側面７３とを備える。上面７１はウェブ８１に対応し、側面７２はフランジ８２に対応し、側面７３はフランジ８３に対応し、コーナー部７４はコーナー部８４に対応し、コーナー部７５はコーナー部８５に対応する。積層体４を上面７１に載せて賦形型７に対して位置決めする。 In the preliminary shaping step, for example, hot drape forming is used. FIG. 7 shows a method for pre-shaping the laminate 4 using hot drape forming. The shaping mold 7 includes an upper surface 71, a side surface 72 connected to the upper surface 71 via the corner portion 74, and a side surface 73 connected to the upper surface 71 via the corner portion 75. The upper surface 71 corresponds to the web 81, the side surface 72 corresponds to the flange 82, the side surface 73 corresponds to the flange 83, the corner portion 74 corresponds to the corner portion 84, and the corner portion 75 corresponds to the corner portion 85. The laminated body 4 is placed on the upper surface 71 and positioned with respect to the shaping mold 7.

図８は、積層体４と賦形型７との配置を示す。賦形型７の中心線７０は、コーナー部７４及びコーナー部７５から概ね等距離の直線である。フランジ８２がフランジ８３に向かって凸になるように湾曲していることに対応して、コーナー部７４はコーナー部７５に向かって凸となるように湾曲している。積層体４は、０度層と、＋４５度層と、−４５度層と、９０度層とを含む。０度層、＋４５度層、−４５度層及び９０度層の各々において、繊維が一方向（単一方向）に揃えられている。０度層における繊維の方向（０度方向）、＋４５度層における繊維の方向（＋４５度方向）、−４５度層における繊維の方向（−４５度方向）及び９０度層における繊維の方向（９０度方向）が、図中に矢印で示されている。＋４５度方向は、０度方向と＋４５度の角度で斜めに交差する。−４５度方向は、０度方向と−４５度の角度で斜めに交差する。９０度方向は、０度方向と９０度の角度で交差する。例えば、積層体４は、０度方向と中心線７０とのなす角が−１０度から＋１０の範囲となるように賦形型７に対して位置決めされる。 FIG. 8 shows the arrangement of the laminate 4 and the shaping mold 7. The center line 70 of the shaping mold 7 is a straight line that is substantially equidistant from the corner portion 74 and the corner portion 75. Corresponding to the fact that the flange 82 is curved so as to be convex toward the flange 83, the corner portion 74 is curved so as to be convex toward the corner portion 75. The stacked body 4 includes a 0 degree layer, a +45 degree layer, a -45 degree layer, and a 90 degree layer. In each of the 0-degree layer, + 45-degree layer, -45-degree layer, and 90-degree layer, the fibers are aligned in one direction (single direction). Fiber direction in the 0 degree layer (0 degree direction), fiber direction in the +45 degree layer (+45 degree direction), fiber direction in the -45 degree layer (-45 degree direction), and fiber direction in the 90 degree layer (90 (Degree direction) is indicated by an arrow in the figure. The +45 degree direction crosses diagonally at an angle of +45 degrees with the 0 degree direction. The -45 degree direction crosses diagonally at an angle of -45 degrees with the 0 degree direction. The 90 degree direction intersects the 0 degree direction at an angle of 90 degrees. For example, the laminate 4 is positioned with respect to the shaping mold 7 so that the angle formed by the 0 degree direction and the center line 70 is in the range of −10 degrees to +10.

積層体４を賦形型７に対して位置決めしたときに、上面７１に垂直な方向から見て切れ目４ａがコーナー部７４と交差するように、０度層に切れ目４ａが設けられている。切れ目４ａは０度方向と交差する。 When the laminated body 4 is positioned with respect to the shaping die 7, the cut 4a is provided in the 0 degree layer so that the cut 4a intersects the corner portion 74 when viewed from the direction perpendicular to the upper surface 71. The cut 4a intersects the 0 degree direction.

図９は、図８のＣ−Ｃ切断線における断面図を示す。積層体４は、＋４５度層としてのプリプレグシート４１と、９０度層としてのプリプレグシート４２と、−４５度層としてのプリプレグシート４３と、０度層としてのプリプレグシート４４とを含む。プリプレグシート４４は上面７１に近い側に配置され、プリプレグシート４１は上面７１に遠い側に配置される。プリプレグシート４２はプリプレグシート４１とプリプレグシート４３の間に配置され、プリプレグシート４３はプリプレグシート４２とプリプレグシート４４の間に配置される。切れ目４ａは、プリプレグシート４４に設けられている。プリプレグシート４４は、切れ目４ａにおいて不連続な繊維を含む。プリプレグシート４４は、表面４４ａと表面４４ｂとを各切れ目４ａに備える。切れ目４ａは、表面４４ａ及び表面４４ｂに挟まれている。表面４４ａ及び表面４４ｂの各々は、例えば、０度方向と９０度または約９０度で交差する。約９０度は、８７度から９３の範囲の角度である。表面４４ａ及び表面４４ｂは、互いに対向するようにつき合わされている。表面４４ａ及び表面４４ｂの各々には、複数の繊維の切断面が配置されている。切断面は、繊維の横断面に対応する。プリプレグシート４１、４２及び４３には、切れ目４ａのような切れ目が設けられていない。 9 shows a cross-sectional view taken along the line CC of FIG. The laminate 4 includes a prepreg sheet 41 as a +45 degree layer, a prepreg sheet 42 as a 90 degree layer, a prepreg sheet 43 as a −45 degree layer, and a prepreg sheet 44 as a 0 degree layer. The prepreg sheet 44 is disposed on the side closer to the upper surface 71, and the prepreg sheet 41 is disposed on the side farther from the upper surface 71. The prepreg sheet 42 is disposed between the prepreg sheet 41 and the prepreg sheet 43, and the prepreg sheet 43 is disposed between the prepreg sheet 42 and the prepreg sheet 44. The cut 4 a is provided in the prepreg sheet 44. The prepreg sheet 44 includes discontinuous fibers in the cut 4a. The prepreg sheet 44 includes a surface 44a and a surface 44b in each cut 4a. The cut 4a is sandwiched between the surface 44a and the surface 44b. Each of the surface 44a and the surface 44b intersects the 0 degree direction at 90 degrees or about 90 degrees, for example. About 90 degrees is an angle ranging from 87 degrees to 93 degrees. The surface 44a and the surface 44b are brought together so as to face each other. A cut surface of a plurality of fibers is disposed on each of the surface 44a and the surface 44b. The cut surface corresponds to the cross section of the fiber. The prepreg sheets 41, 42 and 43 are not provided with a cut such as the cut 4a.

図１０を参照して、プリプレグシート４４に複数の切れ目４ａが設けられる場合、切れ目４ａは、０度方向に沿ってピッチＰで設けられる。切れ目４ａは一つだけ設けられても良い。 Referring to FIG. 10, when a plurality of cuts 4a are provided in prepreg sheet 44, cuts 4a are provided at a pitch P along the 0 degree direction. Only one cut 4a may be provided.

図１１を参照して、図８に示す賦形型７と積層体４との配置を詳細に説明する。プリプレグシート４４は、０度方向に平行な直線５を含む。直線５上に、点５１、点５２、交点５３及び交点５４が存在する。交点５３は直線５と表面４４ａの交点であり、交点５４は直線５と表面４４ｂの交点である。交点５３及び交点５４は、点５１と点５２の間に配置されている。点５１及び５２と、交点５３及び５４とは、コーナー部７４の両側にそれぞれ配置される。 With reference to FIG. 11, the arrangement of the shaping mold 7 and the laminate 4 shown in FIG. 8 will be described in detail. The prepreg sheet 44 includes a straight line 5 parallel to the 0 degree direction. On the straight line 5, there are a point 51, a point 52, an intersection point 53, and an intersection point 54. The intersection 53 is an intersection between the straight line 5 and the surface 44a, and the intersection 54 is an intersection between the straight line 5 and the surface 44b. The intersection point 53 and the intersection point 54 are arranged between the point 51 and the point 52. The points 51 and 52 and the intersection points 53 and 54 are arranged on both sides of the corner portion 74, respectively.

図７を参照して、積層体４及び賦形型７をフィルム９で覆った後、積層体４を加熱しながらフィルム９内を真空引きする。この結果、積層体４がコーナー部７４及びコーナー部７５に沿って折り曲げられ、図１２に示すように、ウェブ８１、フランジ８２、フランジ８３、コーナー部８４及びコーナー部８５が形成される。 Referring to FIG. 7, after covering laminate 4 and shaping mold 7 with film 9, the inside of film 9 is evacuated while heating laminate 4. As a result, the laminate 4 is bent along the corner portion 74 and the corner portion 75, and the web 81, the flange 82, the flange 83, the corner portion 84, and the corner portion 85 are formed as shown in FIG.

積層体４のフランジ８２となるべき部分は、湾曲されてフランジ８２を形成する。このとき、フランジ８２となるべき部分に、直線５に沿って伸ばす力が作用する。直線５上に配置された繊維は切れ目４ａにおいて不連続であるため、積層体４が賦形型７に沿って容易に賦形され、積層体４にしわが発生しにくい。 The portion to be the flange 82 of the laminate 4 is curved to form the flange 82. At this time, a force extending along the straight line 5 acts on the portion to be the flange 82. Since the fibers arranged on the straight line 5 are discontinuous at the cut 4a, the laminated body 4 is easily shaped along the shaping mold 7, and the laminated body 4 is unlikely to be wrinkled.

次に、硬化する工程において、オートクレーブを用い、予備賦形された積層体４に加熱加圧条件で硬化処理を行う。 Next, in the curing step, the pre-shaped laminate 4 is subjected to a curing process under heating and pressing conditions using an autoclave.

図１３は、積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されたスパー２１を示す。積層体４に切れ目４ａが設けられていたため、スパー２１にしわが発生することが防がれている。スパー２１は、各切れ目４ａに対応する境界面８７を含む。境界面８７において、プリプレグシート４４の複数の繊維が不連続になっている。境界面８７は、コーナー部８４をまたいでフランジ８２とウェブ８１の両方に配置されている。点５１及び点５２がウェブ８１に配置される。交点５３及び交点５４がフランジ８２に配置される。 FIG. 13 shows the spar 21 manufactured from the laminate 4 through the above pre-forming step and the curing step. Since the cut 4a is provided in the laminated body 4, the spar 21 is prevented from being wrinkled. The spar 21 includes a boundary surface 87 corresponding to each cut 4a. On the boundary surface 87, the plurality of fibers of the prepreg sheet 44 are discontinuous. The boundary surface 87 is disposed on both the flange 82 and the web 81 across the corner portion 84. Points 51 and 52 are arranged on the web 81. The intersection point 53 and the intersection point 54 are arranged on the flange 82.

フランジ８２の曲率半径Ｒが５００００ｍｍから７５０００ｍｍ、且つ、フランジ８２の幅Ｗが１５０ｍｍ以下の場合、ピッチＰを３００ｍｍとすることで、しわの発生が顕著に抑制された。曲率半径Ｒが小さいほど、また必要なフランジ幅が長いほど、ピッチＰを小さくすることが好ましい。なお、曲率半径Ｒ、幅Ｗ、及びピッチＰは、これらの値に限定されない。 When the radius of curvature R of the flange 82 is 50000 mm to 75000 mm and the width W of the flange 82 is 150 mm or less, the generation of wrinkles was significantly suppressed by setting the pitch P to 300 mm. It is preferable to decrease the pitch P as the radius of curvature R is smaller and the required flange width is longer. The radius of curvature R, the width W, and the pitch P are not limited to these values.

硬化後においては、＋４５度層の繊維と−４５度層の繊維とが０度方向に平行な伸ばす力に抵抗するから、境界面８７の存在によりスパー２１が所望の強度を達成できなくなることが防がれる。 After curing, the fibers in the +45 degree layer and the fibers in the −45 degree layer resist the stretching force parallel to the 0 degree direction, and therefore the presence of the boundary surface 87 may prevent the spar 21 from achieving the desired strength. It is prevented.

（比較例）
本発明の比較例に係る積層体４には、上述の切れ目４ａが設けられていない。図１４は、比較例に係る積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されたスパー２１を示す。積層体４のフランジ８２となるべき部分が湾曲されてフランジ８２が形成される際、フランジ８２となるべき部分に、０度層に含まれる繊維に沿って伸ばす力が作用する。０度層の繊維がこの伸ばす力に抵抗するため、図１４に示すように、ウェブ８１にしわ８６が発生する。しわ８６はスパー２１の強度を低下させるため、しわ８６の数は少ないことが好ましい。 (Comparative example)
The laminate 4 according to the comparative example of the present invention is not provided with the above-described cut 4a. FIG. 14 shows the spar 21 manufactured from the laminate 4 according to the comparative example through the above pre-forming step and the curing step. When the portion to be the flange 82 of the laminate 4 is curved to form the flange 82, a force that extends along the fibers included in the 0-degree layer acts on the portion to be the flange 82. As the 0-degree layer of fibers resists this stretching force, wrinkles 86 are generated in the web 81 as shown in FIG. Since the wrinkles 86 reduce the strength of the spar 21, it is preferable that the number of the wrinkles 86 is small.

（第２の実施形態）
本発明の第２の実施形態に係る積層体４は、０度層だけが第１の実施形態に係る積層体４と異なる。図１５を参照して、第２の実施形態に係る０度層は、第１の実施形態に係るプリプレグシート４４に０度方向に平行な切れ目４ｘが追加されたものに対応する。この場合、積層体４の０度層は、プリプレグシート４４−１と、プリプレグシート４４−２と、プリプレグシート４４−３と、プリプレグシート４４−４とを含む。図１６を参照して、切れ目４ｘは、上面７１に垂直な方向から見て、コーナー部７４とコーナー部７５の間に配置される。切れ目４ｘはプリプレグシートの樹脂が融けて再凝固する際に消滅するので、本実施形態に係る積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されるスパー２１には切れ目４ｘに対応する境界面は存在しない。本実施形態に係る方法は、例えばウェブの幅が広い積層体を製造する場合に有効である。即ち、本実施形態に係る方法は、一つの大きなプリプレグシートに切れ目を入れてウェブならびにフランジを形成する方法に比べて製造が容易であるという利点を有する。また、材料歩留まりを向上できるメリットも有する。 (Second Embodiment)
The laminate 4 according to the second embodiment of the present invention is different from the laminate 4 according to the first embodiment only in the 0-degree layer. Referring to FIG. 15, the 0-degree layer according to the second embodiment corresponds to a prepreg sheet 44 according to the first embodiment in which a cut 4x parallel to the 0-degree direction is added. In this case, the 0-degree layer of the laminate 4 includes a prepreg sheet 44-1, a prepreg sheet 44-2, a prepreg sheet 44-3, and a prepreg sheet 44-4. Referring to FIG. 16, the cut 4 x is disposed between the corner portion 74 and the corner portion 75 when viewed from the direction perpendicular to the upper surface 71. Since the cut 4x disappears when the resin of the prepreg sheet melts and re-solidifies, the cut 4x is formed in the spar 21 manufactured from the laminate 4 according to the present embodiment through the above pre-forming step and the curing step. There is no boundary surface corresponding to. The method according to the present embodiment is effective when, for example, a laminate having a wide web is manufactured. That is, the method according to the present embodiment has an advantage that it is easier to manufacture than the method of forming a web and a flange by cutting a large prepreg sheet. Moreover, it has the merit which can improve a material yield.

（第３の実施形態）
図１７を参照して、本発明の第３の実施形態に係る積層体４は、切れ目４ａがコーナー部７４と交差しない点だけが、本発明の第１の実施形態に係る積層体４と異なる。図１８は、図１７の積層体４から上述の予備賦形する工程及び硬化する工程を経て製造されたスパー２１を示す。図１８に示すように、切れ目４ａに対応する境界面８７は、フランジ８２だけに配置され、ウェブ８１に配置されない。本実施形態に係る方法は、部材が備えるフランジの曲率半径が５０００ｍｍを超え、且つ部材の強度を最大限保持するために繊維切断を最小限に抑えたい場合に有効である。 (Third embodiment)
Referring to FIG. 17, the laminate 4 according to the third embodiment of the present invention is different from the laminate 4 according to the first embodiment of the present invention only in that the cut 4 a does not intersect with the corner portion 74. . FIG. 18 shows the spar 21 manufactured from the laminate 4 of FIG. 17 through the above pre-shaping step and the curing step. As shown in FIG. 18, the boundary surface 87 corresponding to the cut 4 a is disposed only on the flange 82 and is not disposed on the web 81. The method according to the present embodiment is effective when the radius of curvature of the flange included in the member exceeds 5000 mm and it is desired to minimize fiber cutting in order to keep the strength of the member to the maximum.

（第４の実施形態）
本発明の第４の実施形態に係る積層体４は、第１乃至第３の実施形態のいずれかに係る積層体４に他の層が追加されたものに対応する。図１９を参照して、本実施形態に係る積層体４は、対称面６に関して鏡面対称である。積層体４は、上述のプリプレグシート４１乃至４４に加えて、０度層としてのプリプレグシート４５と、＋４５度層としてのプリプレグシート４６と、０度層としてのプリプレグシート４７及びプリプレグシート４８と、−４５度層としてのプリプレグシート４９と、０度層としてのプリプレグシート５０とを備える。プリプレグシート４４はプリプレグシート４１と対称面６の間に配置され、プリプレグシート４７はプリプレグシート４４と対称面６の間に配置され、プリプレグシート４５はプリプレグシート４４とプリプレグシート４７の間に配置され、プリプレグシート４６はプリプレグシート４５とプリプレグシート４７の間に配置され、プリプレグシート４９はプリプレグシート４７と対称面６の間に配置され、プリプレグシート４８はプリプレグシート４７とプリプレグシート４９の間に配置され、プリプレグシート５０はプリプレグシート４９と対称面６の間に配置される。 (Fourth embodiment)
The stacked body 4 according to the fourth embodiment of the present invention corresponds to a structure in which another layer is added to the stacked body 4 according to any of the first to third embodiments. Referring to FIG. 19, the laminate 4 according to this embodiment is mirror-symmetric with respect to the symmetry plane 6. In addition to the prepreg sheets 41 to 44 described above, the laminate 4 includes a prepreg sheet 45 as a 0-degree layer, a prepreg sheet 46 as a + 45-degree layer, a prepreg sheet 47 and a prepreg sheet 48 as 0-degree layers, A prepreg sheet 49 as a −45 degree layer and a prepreg sheet 50 as a 0 degree layer are provided. The prepreg sheet 44 is disposed between the prepreg sheet 41 and the symmetry plane 6, the prepreg sheet 47 is disposed between the prepreg sheet 44 and the symmetry plane 6, and the prepreg sheet 45 is disposed between the prepreg sheet 44 and the prepreg sheet 47. The prepreg sheet 46 is disposed between the prepreg sheet 45 and the prepreg sheet 47, the prepreg sheet 49 is disposed between the prepreg sheet 47 and the symmetry plane 6, and the prepreg sheet 48 is disposed between the prepreg sheet 47 and the prepreg sheet 49. The prepreg sheet 50 is disposed between the prepreg sheet 49 and the symmetry plane 6.

プリプレグシート４５には、プリプレグシート４４の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。プリプレグシート４７には、プリプレグシート４５の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。プリプレグシート４８には、プリプレグシート４７の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。プリプレグシート５０には、プリプレグシート４８の切れ目４ａから０度方向に距離Ｄだけずれた位置に切れ目４ａが設けられている。各切れ目４ａは、０度方向と交差するように設けられている。プリプレグシート４５、プリプレグシート４７、プリプレグシート４８及びプリプレグシート５０の各々の切れ目４ａにおいて、表面４４ａのような表面と表面４４ｂのような表面とが互いに対向するようにつき合わされている。距離Ｄは、２５ｍｍ（１インチ）以上であることが好ましい。上述のずれは、意図的に設けられる。また、プレプレグシート４５、４７、４８及び５０の切れ目４ａがプリプレグシート４４の切れ目４ａのピッチ全体に均一に分散されるように距離Ｄを定めてもよく、プリプレグシート４４、４５、４７、４８及び５０の切れ目４ａが積層体４全体に均一に分散されるように距離Ｄを定めてもよい。 The prepreg sheet 45 is provided with a cut 4a at a position shifted from the cut 4a of the prepreg sheet 44 by a distance D in the 0 degree direction. The prepreg sheet 47 is provided with a cut 4a at a position shifted from the cut 4a of the prepreg sheet 45 by a distance D in the 0 degree direction. The prepreg sheet 48 is provided with a cut 4a at a position shifted from the cut 4a of the prepreg sheet 47 by a distance D in the 0 degree direction. The prepreg sheet 50 is provided with a cut 4a at a position shifted from the cut 4a of the prepreg sheet 48 by a distance D in the 0 degree direction. Each cut 4a is provided so as to intersect the 0 degree direction. In each cut line 4a of the prepreg sheet 45, the prepreg sheet 47, the prepreg sheet 48, and the prepreg sheet 50, the surface such as the surface 44a and the surface such as the surface 44b are arranged so as to face each other. The distance D is preferably 25 mm (1 inch) or more. The deviation described above is intentionally provided. Further, the distance D may be determined so that the cuts 4a of the prepreg sheets 45, 47, 48, and 50 are uniformly distributed over the entire pitch of the cuts 4a of the prepreg sheet 44. The prepreg sheets 44, 45, 47, 48 Alternatively, the distance D may be determined so that the 50 cuts 4a are uniformly distributed throughout the laminate 4.

図１９に示す積層体４から上述の予備賦形する工程と硬化する工程とを経てスパー２１を製造する。スパー２１が複数の０度層を含み、且つ、それらに形成される境界面８７が０度方向にずれているため、スパー２１の強度が高くなる。 The spar 21 is manufactured from the laminate 4 shown in FIG. 19 through the above pre-shaping step and the curing step. Since the spar 21 includes a plurality of 0-degree layers and the boundary surface 87 formed thereon is shifted in the 0-degree direction, the strength of the spar 21 is increased.

上記各実施形態にいて、＋４５度層の代わりに＋θ度層を用い、−４５度層の代わりに−θ度層を用いてもよい。＋θ度層及び−θ度層の各々において、繊維が一方向に揃えられている。＋θ度層における繊維の方向は、０度方向と＋θ度の角度で斜めに交差する。−θ度層における繊維の方向は、０度方向と−θ度の角度で斜めに交差する。ここで、０＜θ＜４５、又は、４５＜θ＜９０である。 In each of the above embodiments, a + θ degree layer may be used instead of the +45 degree layer, and a −θ degree layer may be used instead of the −45 degree layer. In each of the + θ degree layer and the −θ degree layer, the fibers are aligned in one direction. The direction of the fibers in the + θ degree layer obliquely intersects with the 0 degree direction and an angle of + θ degrees. The direction of the fibers in the −θ degree layer crosses diagonally at an angle of 0 ° and −θ degrees. Here, 0 <θ <45 or 45 <θ <90.

上記各実施形態に係る製造方法を用いて、複合材部材としてのフレーム３１及びストリンガ３２を製造しても良い。図２０を参照して、胴体３の胴体構造３０は、リング状のフレーム３１と、フレーム３１に対して固定されたストリンガ３２と、外板３３とを備える。フレーム３１は、図２１に示すように、ウェブ３１ａと、ウェブ３１ａに接続されたフランジ３１ｂ及び３１ｃを備える。ウェブ３１ａはウェブ８１に対応し、フランジ３１ｂはフランジ８２に対応し、フランジ３１ｃはフランジ８３に対応する。ストリンガ３２は、図２２に示すように、横断面形状がアルファベットの「Ｈ」又は「Ｉ」である。図２３に示すように、ストリンガ３２は、部材３２−１及び３２−２と、平板状のトッププレート３２−３と、平板状のベースプレート３２−４と、コーナー部充填材３２−５及び３２−６を備える。部材３２−１及び３２−２の各々は、横断面形状が片仮名の「コ」である。部材３２−１及び３２−２の各々は、ウェブ３２ａと、ウェブ３２ａに接続された二つのフランジ３２ｂを備える。部材３２−１及び３２−２が横断面形状がアルファベットの「Ｈ」又は「Ｉ」の結合体を構成するように、部材３２−１のウェブ３２ａと部材３２−２のウェブ３２ａとが結合されている。トッププレート３２−３及びベースプレート３２−４は、間に結合体を挟んで向かい合っている。トッププレート３２−３は、部材３２−１及び３２−２の外板３３から遠い側のフランジ３２ｂに結合されている。コーナー部充填材３２−５は、トッププレート３２−３、部材３２−１及び部材３２−２に囲まれるように配置されている。ベースプレート３２−４は、部材３２−１及び３２−２の外板３３に近い側のフランジ３２ｂに結合されている。コーナー部充填材３２−６は、ベースプレート３２−４、部材３２−１及び部材３２−２に囲まれるように配置されている。ベースプレート３２−４は、外板３３に結合される。部材３２−１及び３２−２の各々において、ウェブ３２ａはウェブ８１に対応し、二つのフランジ３２ｂはフランジ８２及びフランジ８３に対応する。 You may manufacture the flame | frame 31 and the stringer 32 as a composite material member using the manufacturing method which concerns on each said embodiment. Referring to FIG. 20, the body structure 30 of the body 3 includes a ring-shaped frame 31, a stringer 32 fixed to the frame 31, and an outer plate 33. As shown in FIG. 21, the frame 31 includes a web 31a and flanges 31b and 31c connected to the web 31a. The web 31 a corresponds to the web 81, the flange 31 b corresponds to the flange 82, and the flange 31 c corresponds to the flange 83. As shown in FIG. 22, the stringer 32 has an alphabet “H” or “I” in cross-sectional shape. As shown in FIG. 23, the stringer 32 includes members 32-1 and 32-2, a flat plate top plate 32-3, a flat plate base plate 32-4, and corner portion fillers 32-5 and 32-. 6 is provided. Each of the members 32-1 and 32-2 is “K” whose cross-sectional shape is Katakana. Each of the members 32-1 and 32-2 includes a web 32a and two flanges 32b connected to the web 32a. The web 32a of the member 32-1 and the web 32a of the member 32-2 are combined so that the members 32-1 and 32-2 form a combined body having a cross-sectional shape of alphabet “H” or “I”. ing. The top plate 32-3 and the base plate 32-4 face each other with a combined body therebetween. The top plate 32-3 is coupled to a flange 32b on the side farther from the outer plate 33 of the members 32-1 and 32-2. The corner portion filler 32-5 is disposed so as to be surrounded by the top plate 32-3, the member 32-1, and the member 32-2. The base plate 32-4 is coupled to the flange 32b on the side close to the outer plate 33 of the members 32-1 and 32-2. The corner portion filler 32-6 is disposed so as to be surrounded by the base plate 32-4, the member 32-1, and the member 32-2. The base plate 32-4 is coupled to the outer plate 33. In each of the members 32-1 and 32-2, the web 32 a corresponds to the web 81, and the two flanges 32 b correspond to the flange 82 and the flange 83.

図１は、従来の複合材成形品の斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of a conventional composite material molded article. 図２は、複合材成形品の断面図である。FIG. 2 is a cross-sectional view of the composite material molded article. 図３は、従来の複合材成形品の他の例を示す斜視図である。FIG. 3 is a perspective view showing another example of a conventional composite material molded product. 図４は、本発明の第１の実施形態に係る航空機の上面図である。FIG. 4 is a top view of the aircraft according to the first embodiment of the present invention. 図５は、航空機の翼構造の断面図である。FIG. 5 is a cross-sectional view of an aircraft wing structure. 図６は、翼構造が備えるスパーの斜視図である。FIG. 6 is a perspective view of a spar included in the wing structure. 図７は、積層体を予備賦形する工程を示す。FIG. 7 shows a step of pre-shaping the laminate. 図８は、第１の実施形態に係る積層体と賦形型との配置を示す上面図である。FIG. 8 is a top view showing the arrangement of the laminated body and the shaping mold according to the first embodiment. 図９は、図８の積層体の断面図である。FIG. 9 is a cross-sectional view of the laminate of FIG. 図１０は、第１の実施形態に係る積層体が備える０度層プリプレグシートの上面図である。FIG. 10 is a top view of the 0-degree layer prepreg sheet provided in the laminate according to the first embodiment. 図１１は、積層体と賦形型との詳細な配置を示す上面図である。FIG. 11 is a top view showing a detailed arrangement of the laminated body and the shaping mold. 図１２は、予備賦形された積層体を示す。FIG. 12 shows a pre-shaped laminate. 図１３は、第１の実施形態に係るスパーの斜視図である。FIG. 13 is a perspective view of a spar according to the first embodiment. 図１４は、比較例に係るスパーの斜視図である。FIG. 14 is a perspective view of a spar according to a comparative example. 図１５は、本発明の第２の実施形態に係る積層体が備える０度層プリプレグシートの上面図である。FIG. 15 is a top view of a 0-degree layer prepreg sheet provided in the laminate according to the second embodiment of the present invention. 図１６は、第２の実施形態に係る積層体と賦形型との配置を示す上面図である。FIG. 16 is a top view showing the arrangement of the laminated body and the shaping mold according to the second embodiment. 図１７は、本発明の第３の実施形態に係る積層体と賦形型との配置を示す上面図である。FIG. 17 is a top view showing the arrangement of the laminate and the shaping mold according to the third embodiment of the present invention. 図１８は、第３の実施形態に係るスパーの斜視図である。FIG. 18 is a perspective view of a spar according to the third embodiment. 図１９は、本発明の第４の実施形態に係る積層体の断面図である。FIG. 19 is a cross-sectional view of a laminate according to the fourth embodiment of the present invention. 図２０は、航空機の胴体構造の斜視図である。FIG. 20 is a perspective view of an aircraft fuselage structure. 図２１は、胴体構造が備えるフレームの断面図である。FIG. 21 is a cross-sectional view of a frame included in the body structure. 図２２は、胴体構造が備えるストリンガの斜視図である。FIG. 22 is a perspective view of a stringer provided in the trunk structure. 図２３は、ストリンガの断面図である。FIG. 23 is a cross-sectional view of the stringer.

Explanation of symbols

１…航空機
２…翼
２０…翼構造
２１…スパー
２２…リブ
２３…外板
３…胴体
３０…胴体構造
３１…フレーム
３２…ストリンガ（縦通材）
３２−１、３２−２…部材
３２−３…トッププレート
３２−４…ベースプレート
３２−５、３２−６…コーナー部充填材
３１ａ、３２ａ…ウェブ
３１ｂ、３１ｃ、３２ｂ…フランジ
３３…外板
４…積層体
４１〜５０、４４−１〜４４−４…プリプレグシート
４ａ、４ｘ…切れ目
４４ａ、４４ｂ…表面
５…直線
５１、５２…点
５３、５４…交点
６…対称面
７…賦形型
７０…中心線
７１…上面
７２、７３…側面
７４、７５…コーナー部
８１…ウェブ
８２、８３…フランジ
８４、８５…コーナー部
８６…しわ
８７…境界面
９…フィルム
１０１…リブ
１０２…ウェブ
１０３…フランジ
１０４…ビード
１０５…プリプレグ材料
１０６…切り込み DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Aircraft 2 ... Wing 20 ... Wing structure 21 ... Spar 22 ... Rib 23 ... Outer plate 3 ... Body 30 ... Body structure 31 ... Frame 32 ... Stringer (longitudinal)
32-1, 32-2 ... member 32-3 ... top plate 32-4 ... base plate 32-5, 32-6 ... corner filling material 31a, 32a ... web 31b, 31c, 32b ... flange 33 ... outer plate 4 ... Laminated bodies 41 to 50, 44-1 to 44-4 ... prepreg sheets 4a, 4x ... cuts 44a, 44b ... surface 5 ... straight lines 51, 52 ... points 53, 54 ... intersection 6 ... symmetry plane 7 ... shaping mold 70 ... Center line 71 ... Upper surface 72, 73 ... Side surface 74, 75 ... Corner portion 81 ... Web 82, 83 ... Flange 84, 85 ... Corner portion 86 ... Wrinkle 87 ... Interface 9 ... Film 101 ... Rib 102 ... Web 103 ... Flange 104 ... Bead 105 ... Prepreg material 106 ... Incision

Claims

Comprising a step of shaping a laminate in which prepreg sheets are laminated along a mold,
The laminate includes a first layer in which fibers are aligned in one direction,
In the first layer, the first surface that intersects the one direction and the second surface that intersects the one direction are arranged so as to face each other.

The first layer includes a first point and a second point;
Before the shaping step, the first point and the second point are on a straight line that is parallel to the one direction and intersects the first surface and the second surface at the first intersection and the second intersection. The first intersection point and the second intersection point are disposed between the first point and the second point;
The shaping step comprises a step of bending the laminate so that a first flange connected to one side of the web and a second flange connected to the other side of the web are formed. The flange and the second flange face each other;
The first flange is curved to be convex toward the second flange;
The composite member according to claim 1, wherein after the shaping step, the first point and the second point are arranged on the web, and the first intersection and the second intersection are arranged on the first flange. Manufacturing method.

The laminate includes a second layer in which fibers are aligned in the one direction,
In the second layer, the third surface intersecting with the one direction and the fourth surface intersecting with the one direction are arranged to face each other,
The method of manufacturing a composite member according to claim 1, wherein the first surface and the third surface are displaced in position along the one direction.

The laminate is
The method for producing a composite member according to any one of claims 1 to 3, further comprising a third layer in which fibers are aligned in a direction obliquely intersecting the one direction.

Comprising the step of manufacturing a spar,
The step of producing the spar comprises a step of shaping a laminate in which prepreg sheets are laminated along a mold,
The laminate includes a first layer in which fibers are aligned in one direction,
A method of manufacturing an aircraft wing structure, wherein a first surface intersecting the one direction and a second surface intersecting the one direction face each other in the first layer.

Manufacturing a frame;
Producing a stringer,
At least one of the step of manufacturing the frame and the step of manufacturing the stringer includes a step of shaping a laminated body in which prepreg sheets are laminated along a mold,
The laminate includes a first layer in which fibers are aligned in one direction,
A method for manufacturing an aircraft fuselage structure, wherein in the first layer, a first surface that intersects the one direction and a second surface that intersects the one direction face each other.

Comprising a first layer of fibers aligned in one direction;
In the first layer, a laminated body of prepreg sheets in which a first surface intersecting the one direction and a second surface intersecting the one direction face each other.

The fiber further comprises a second layer aligned in the one direction;
In the second layer, the third surface intersecting with the one direction and the fourth surface intersecting with the one direction are arranged to face each other,
The laminated body of prepreg sheets according to claim 7, wherein the first surface and the third surface are displaced in position along the one direction.

The laminate of prepreg sheets according to claim 7 or 8, further comprising a third layer in which fibers are aligned in a direction obliquely intersecting the one direction.