(57)【要約】  航空機および宇宙機のための補強された繊維複合構成材（１）を製造する方法では、予め鋳型部（３）が形成された成形工具（２）が提供される。成形支持部材（４）が、成形工具（２）の鋳型部（３）で成形される。成形支持部材（４）の少なくとも一部上には半完成繊維製品（５）が配置される。配置された半完成繊維製品（５）を成形支持部材（４）で変形することで、少なくとも一つの補強部（７、８、９）が成形支持部材４上に形成される。その後、成形支持部材（４）は、成形支持部材（４）上に形成された補強部（７、８、９）と共に成形工具（２）から取り外される。このように形成された補強部（７、８、９）は、成形支持部材（４）に支持されている。形成された補強部（７、８、９）は、対応する繊維複合構成材（１２）に対して、位置決めさた状態で配置される。その後、補強部（７、８、９）が硬化され、補強された繊維複合構成材（１）が形成される。成形装置は、予め形成された鋳型部（３）と、鋳型部（３）に取り外し可能に保持された成形支持部材（４）とを有する。【選択図】  図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
（i）予め形成された鋳型部（３）を有する成形工具（２）を準備するステップと、
（ii）成形支持部材（４）を前記成形工具（２）の前記鋳型部（３）で成形するステップと；
（iii）半完成繊維製品（５）の少なくとも一部を成形された前記成形支持部材（４）に配置するステップと；
（iv）配置された前記半完成繊維製品（５）を前記成形支持部材（４）で成形し、少なくとも一つの補強部（７、８、９）を形成するステップと；
（v）前記成形支持部材（４）を、前記成形支持部材（４）上に形成された前記補強部（７、８、９）と共に、前記成形工具（２）から取り外すステップと；
（vi）形成された前記補強部（７、８、９）を前記成形支持部材（４）で支持しながら、前記補強部（７、８、９）を、対応する繊維複合構成材部分（１２）に位置決めされた状態で配置するステップと；
（vii）前記補強部（７、８、９）を硬化し、補強された繊維複合構成材（１）を形成するステップと；を有する航空機および宇宙機のための補強された繊維複合構成材（１）の製造方法。
【請求項２】
前記半完成繊維製品（５）の少なくとも一部は、前記成形支持部材（４）および前記成形工具（２）上に配置されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
剥離部材（１５）が、少なくとも一つの前記半完成繊維製品（５）の少なくとも一部が配置される前に、前記半完成繊維製品（５）の下に配置されることを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
前記剥離部材（１５）は、バキュームフィルムであることを特徴とする、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
配置された前記半完成繊維製品（５）の変形後に、少なくとも２つの前記補強部（７、８）が結合され、少なくとも一つの複合補強部（９）を形成することを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
前記補強部（８）を長軸方向に分割し、２つの独立した補強部（７）を形成することを特徴とする請求項５に記載の方法。
【請求項７】
少なくとも２つの前記補強部（７、８）は、前記成形支持部材（４）と共に、それぞれの前記成形工具（２）上に留まり、それぞれの前記成形工具（２）を互いに押し当てることで、２つの前記補強部（７、８）は結合されることを特徴とする請求項５または請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記成形支持部材（４）と、前記成形支持部材（４）上に形成された前記補強部（７、８、９）とは、前記成形工具（２）から取り外され、前記位置は、操作装置（１３）によって規定されることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載の方法。
【請求項９】
前記成形支持部材（４）は、前記補強された繊維複合構成材（１）の形成後、取り外され、再利用のために前記成形工具（２）の鋳型部（３）に再び配置されることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１０】
前記成形支持部材（４）は、金属材料および／または複合材料（composite material）を含むことを特徴とする請求項１〜９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
予め形成された鋳型部（３）を有する成形工具（２）；および
前記成形工具（２）の鋳型部（３）に、取り外し可能に保持される成形支持部材（４）を有し、
前記成形工具（２）の予め形成された鋳型部（４）は、成形支持部材（４）を成形するために構成されている、航空機および宇宙機のための補強された繊維複合構成材（１）を製造するための成形装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機および宇宙機のための繊維複合構成材を製造する方法および当該製造方法を用いて航空機および宇宙機のための繊維複合構成材を製造するための成形装置に関する。
【０００２】
本発明および本発明の課題はあらゆる繊維複合構成材に適用されうるが、本明細書では、例えば、航空機の外郭構造（skin shell）などの、シート状のストリンガによって補強された炭素繊維プラスチック材料（CFRP）構成材に適用した場合について詳細に説明する。
【背景技術】
【０００３】
重量の追加をできるだけ抑えつつ飛行中に生じる高い負荷に耐えるために CFRPからなる外郭構造をCFRPからなるストリンで補強する方法が広く知られている。例えば、TストリンガおよびΩストリンガなどの、異なるタイプのストリンガが本目的のために用いられる。
【０００４】
Tストリンガの断面は、ベース（base）とウェブ（web）からなる。ベースは、外郭構造に接続する表面である。Tストリンガによって補強された外郭構造は、航空機構造物（aircraft construction）に広く用いられている。
【０００５】
ストリンガによって補強された外郭構造は、例えば、例えばエポキシ樹脂などの樹脂マトリクスを、半完成繊維製品（semi-finished fibre product）に注入する注入プロセスを用いることによって製造される。半完成繊維製品には織布、不織布および繊維マットが含まれる。これらは、例えば、樹脂マトリクスで含浸され、そしてオートクレーブによって硬化される。注入プロセスは、例えばプリプレグ（prepreg）などを用いた他の公知の繊維複合構成材の製造方法と比較して、より経済的な半完成繊維製品を用いることができるので費用効率が高い。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
新たな航空機および宇宙機の構成部材を開発する際、構成部材の最適な形状が得られるまで、多くの試行錯誤が繰り返される。これは、製造装置の形状に影響を及ぼし、完成した複数の工具の形状を修正することは避けられなかった。
【０００７】
現状では、CFRP構成材を製造するための製造装置および製造工具の作製は、採用されている材料および製造プロセスが原因で、極めて多くの時間および費用を要していた。これは、一つの例で明確に示される。例えば、方向舵外郭（rudder unit shell）などの、新たなストリンガによって補強されたパネルを開発、製造する際、ベーススキン（base skin）または、ストリンガなどの積層厚さ（laminate thickness）が高負荷に耐えるために調整されることが求められることがある。また、ストリンガにスロープがある場合、例えばベーススキンにおける異なる積層厚さのために、スロープも調節されることが求められる。このため、ストリンガを製造するための工具も調整する必要がある。
【０００８】
例えば、ストリンガを、熱形成工程（HotForm）と呼ばれる手法で製造し、その後、ストリンガをパネル上でのセッティングおよび硬化工程に移行させる場合、それぞれの工程では、別々の工具が用いられているのが現状である。これにより、時間、パーツおよびコストが工程数に応じて要求される。
【０００９】
文献ＤＥ６０００９２５９Ｔ２には、少なくとも一つの硬化されていない支柱が硬化されたベース材に構造接着剤で接着された複合材料構成材の製造方法が記載されている。この接着は、この目的のために特別に設計された工具を用いて、成形および加圧することで形成される。この結果、オートクレーブ中に生じる樹脂および接着剤の流れを制御することが可能になる。
【００１０】
文献ＤＥ６０１０４０４６Ｔ２には、繊維で補強された構成材から中間製品を製造する方法が記載されている。この方法は、熱硬化樹脂が含浸した補強繊維から硬度レベルが1〜50％の半硬化中間製品を製造する工程を含む。
【００１１】
本発明はこれらに鑑みてなされたものであり、航空機および宇宙機のための繊維複合構成材を製造するためのより経済的な方法およびより経済的な製造装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本目的は、請求項１の特徴を有する方法の発明および／または請求項１１の特徴を有する装置の発明によって達成される。
【００１３】
本発明の基本的な思想は、成形支持部材を成形するための鋳型部を有する成形工具を提供することである。成形支持部材は、補強部または補強部材を成形するために用いられる。また、成形支持部材は、補強部が成形工具から取り外され、配置され硬化されるときに、補強部に留まり、補強部を支持する。
【００１４】
すなわち、最初に予め鋳型部が形成された成形工具を提供する、航空機および宇宙機のための繊維複合構成材を製造する方法が提供される。成形支持部材は、成形工具の少なくとも一部上に配置され、成形工具の鋳型部で成形される。成形支持部材の少なくとも一部上には半完成繊維製品が配置される。配置された半完成繊維製品が成形支持部材で成形されることで、少なくとも一つの補強部が形成される。その後、成形支持部材は、成形支持部材上に形成された補強部と共に成形工具から取り外される。このように形成された補強部は、成形支持部材に支持されている。補強部はその後、対応する繊維複合構成材に対して、位置決めさた状態で配置される。その後、補強部が硬化され、補強された繊維複合構成材が形成される。
【００１５】
また、このような航空機および宇宙機のための補強された繊維複合構成材を製造するための成形装置も提供される。成形装置は、予め形成された鋳型部と、鋳型部に取り外し可能に保持された成形支持部材と、を有する。
【００１６】
このような本発明は、上述した金型を用いて補強部またはストリンガを形成する方法（例えば、熱形成工程）と比較して有利な効果を有する。すなわち、成形支持部材は、その後のセッティングおよび硬化工程にも用いられることができる。これにより時間および費用が抑えられる。
【００１７】
本発明の好ましい実施の形態や改良例は、従属項で特定される。
【００１８】
成形工具は、例えば、ストリンガなどの補強部材または補強部や、例えばシートなどの次工程の構成材（例えば、ストリンガ）の形状を複製する成形支持部材の形状データに基づいて作製される。この工程では、成形工具は、成形支持部材を変形するための鋳型部が得られるまで、削られる。成形工具は、例えば木材から構成されていてもよい。得られるシートのプロフィールは、例えばL型またはU型であってもよい。シートは、例えば鋼やアルミなどから構成されていてもよいが、繊維複合材料または、上述した材料の組み合わせから構成されていてもよい。
【００１９】
成形された成形支持部材は、後に続く熱形成工程において補強部を成形するための成形表面としても機能する。この操作中、成形支持部材は、成形工具上に留まることができる。成形支持部材の表面だけでなく、例えば成形工具の表面の一部上に半完成繊維製品を配置することも可能である。
【００２０】
補強部の熱形成後、成形支持部材および成形支持部材上の補強部材は、成形工具から取り外される。成形支持部材は、セッティング工程およびその後に続く硬化工程において補強部の支持部材として機能する。その後、成形支持部材は、硬化された補強部から取り外され、成形工具の鋳型部に再配置される。これにより、成形支持部材を再利用することができる。
【００２１】
配置された半完成繊維製品を成形する工程では、その後の硬化工程で必要とされるバキュームフィルムを、配置される半完成繊維製品の下、成形支持部材の上および成形工具の表面上に配置してもよい。これにより、成形支持部材および成形工具が補強部から剥離されることを可能にする剥離部材が作製される。
【００２２】
また、これにより、硬化工程中、成形支持部材を真空領域の外側に残すことが可能になる。この手法の結果、ここでは経済的な金属シート（鋼、アルミ）を用いることができる。この場合、長手方向の金属部材の熱膨張は、補強部またはストリンガの形状に悪影響を及ぼさない。成形支持部材は、自由に移動することができるからである。例えばＮｉ−３６などの、高価な工具材料は、ここでは要求されない。
【００２３】
もちろん剥離を達成するために、追加的な剥離部材（例えば、対応する塗布膜）を用いてもよい。そのような塗布膜は、剥離フィルムの非存在下で用いられうる。
【００２４】
半完成繊維製品または積層構造が、強度確保の理由から調整（adapt）されることが求められる場合、補強部材の対立形状（geometric contour）を有する成形支持部材が変えられる。半完成繊維製品の成形工具としての形成されたシートまたは成形支持部材の形状と、成形支持部材を成形するためのオリジナルの鋳型（すなわち成形工具）の形状とを、個々の場合ごとに再調整、すなわち再形成されなければならない。
【００２５】
成形工具は、例えば、メランチ木材などの経済的な材料から製造されうる。例えば、成形されたシートでは、簡便なシート成形しか要求されないからである。成形および硬化工具、すなわちＣＦＲＰからなる成形支持部材を構成するために同一の工具材料が用いられうる。この場合、工具が硬化される材料（ストリンガまたは補強部）と同じ熱膨張挙動を有するため、このようなCFRP工具は、複雑な形状（例えば、スロープや、刻み目など）を成形するためにも用いられる。 一方で、金属シートは、単純な形状（スロープがない場合、スロープが小さい場合）の成形のみに用いられうる。
【００２６】
本発明の１の実施の形態では、成形工具で形成された成形支持部材は、複合補強部材を成形するために、他の成形工具で成形された成形支持部材と連結されてもよい。例えば、形成された個々の成形支持部材がＬ型プロフィールを有する場合、個々の成形支持部材を連結しＴ型プロフィールを有するストリンガを形成することができる。この場合、成形工具は、支持工具および加圧工具としても機能する。
【００２７】
これは、互いに連結されることができるＵ型プロフィールでも同様である。
【００２８】
また、形成されたＵ型プロフィールを成形工具の長手方向に沿って分割することで、２つのＬ型プロフィールを形成することも可能である。
【００２９】
成形支持部材および成形支持部材上に形成された補強部を、成形工具から取り外し操作装置（handling device）で、位置を規定することも提案される。成形支持部材は、操作装置（例えば、噛合装置）と相互作用するように設計されうる。または、操作装置は、例えば吸引グリップを有することもある。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
以下、添付の図面を参照しながら、実施の形態に基づいて、本発明について詳細に説明する。
【図１】１の実施の形態の鋳型部を有する成形工具を示す。
【図２】図２a、２ｂは、図１ｂに示された成形工具で、成形支持部材を成形する１の実施の形態を示す。
【図３】２つのＬ型プロフィールを有する補強部から、１つのＴ型プロフィールを有する補強部を形成する１の実施の形態を示す。
【図４】２つのＵ型プロフィールを有する補強部から、１つの複合補強部を形成する他の実施の形態を示す。
【図５】剥離部材を有する図３の実施の形態を示す。
【図６】剥離部材を有する図４の実施の形態を示す。
【図７】図７ａ−ｈは、航空機および宇宙機のために繊維複合構成材を製造するための本発明の方法の１の実施の形態における工程および本発明の成形装置１の模式図を示す。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
図面では、特に説明する場合を除き、同一の符番は、同一の構成要素または同じ機能を有する構成要素を意味する。
【００３２】
図１ａおよび図１ｂは、本発明の１の実施の形態の成形工具２を示す。成形工具２は、鋳型部３を有する。本実施の形態では、成形工具２は、決められた長さ、および矩形の断面（断面のみが示される）を有し、かつ木材からなる部材である。成形工具２は、鋼鉄など他の材料から構成されてもよい。成形工具２の一つの（または複数の）エッジは、 例えばミリングなどの機械加工法、（キャスティング法などの他の方法を用いてもよい）を用いることで形成された凹部を有する。この凹部は、成形工具２の一部または全長に亘って延在する鋳型部３を形成する。
【００３３】
鋳型部３によって、成形支持部材（forming/support element）４は、矢印に示されるように、鋳型部３の形状に合わせて所望の形状に変形される。図２ａは、成形支持部材４の変形前の形状を示し、図２ｂは、成形支持部材４の変形後の形状を示す。本実施の形態では、成形支持部材４は、鋳型部３の凹部の深さに対応した厚さを有する金属シートである。これにより、変形された成形支持部材４の表面は、成形工具２の表面と実質的に同一の高さを有する。変形された成形支持部材４は、本実施の形態では、Ｌ型形状の断面プロフィールを有する。
【００３４】
次に図７ａ〜図７ｈを同時に参照する。これらは、航空機および宇宙機のために繊維複合構成材１を製造するための本発明の方法の一実施の形態における工程および本発明の成形装置の模式図を示す。
【００３５】
変形された成形支持部材４は、成形工具２の鋳型部３に留まり、半完成繊維製品５のための成形工具を形成する（図３および図７ａ、ｂ参照）。次の工程では、半完成繊維製品５は、成形支持部材４上に配置され、成形支持部材４を覆い、成形支持部材４の形状に合わせて成形される（図７ｃ参照）。
【００３６】
半完成繊維製品５における繊維複合材料（composite fibre material）を加工するために、例えば熱形成工程などの様々な製造手法が用いられうる。本実施の形態では、真空注入法（vacuum infusion process）と呼ばれる方法が選択されることが好ましい。しかしながら、ここでプリプレグ（prepreg）を用いた方法を採用することも可能である。
【００３７】
この方法では、成形工具２の鋳型部３に保持された成形支持部材４上に配置された半完成繊維製品５は、バキュームフィルム装置１７の下で、例えばオートクレーブ内で硬化サイクル（curing cycle）における熱（図７ｄの太陽シンボルを参照）および圧力の効果によって硬化される。これにより補強部７（reinforcing portion 7）が作製される（図７ｅ参照）。
【００３８】
この補強部７は、本実施の形態では、Ｌ型のプロフィールを有する。補強部７は、以下に詳細に説明するように繊維複合構成材１を補強するためのＬ型ストリンガとして用いられうる。
【００３９】
さらに図３は、２つのＬ型プロフィールを有する補強部から形成されたＴ型のプロフィールを有する構成材補強部９を形成する実施の形態を示す。
【００４０】
図３は、２つの成形工具を部分的に示す。２つの成形工具２の長辺が互いに対向している（図７ｆ参照）。そして、それぞれの成形工具２の鋳型部３には、一つの成形支持部材４が保持されている。それぞれの成形支持部材４は、配置された半完成繊維製品５を成形し、Ｌ型プロフィールを有する補強部７を形成するために用いられる（図７ｃ〜図７ｆ参照）。本実施の形態では、補強部７の上部（Ｌ型プロフィールの長辺）は、成形支持部材４上だけではなく、成形工具２の表面の一部上にも配置される。２つのＬ型プロフィールを有する接続部７の短辺は、それぞれ対向する。本実施の形態では、対向する２つの接続部７の短辺の間には、追加的補強のためのブレードが配置される（図７ｆではブレードは不図示）。
【００４１】
成形工具２の長辺同士を押し当てることで、Ｌ型プロフィールを有する補強部７の短辺同士が適切に結合する。これにより、逆Ｔ型プロフィールを有する補強部９が形成される。逆Ｔ型プロフィールのベースは、それぞれのＬ型プロフィールを有する補強部７の長辺から構成される。
【００４２】
図４は、２つのＵ型プロフィールを有する補強部８から形成された複合補強部（composite reinforcing portion）の形成方法の実施の形態を示す。Ｕ型プロフィールは、半完成繊維製品（図７ｃ）を成形工具２および成形支持部材４上に配置し、変形することで形成される。本実施の形態では、成形支持部材４は、成形工具２の二つの対向する長手方向に伸びた角（longitudinal edges）に形成された鋳型部３に保持される。図４では、補強部８は、図３の説明で述べたように変形される。図４（および図７）は、成形工具が互いに押し当てられると、Ｕ型プロフィールを有する補強部８の短辺が、連結することを示す。また、本実施の形態では、ブレード６も用いられる。このように連結した２以上のＵ型プロフィールを有する補強部は、繊維複合構成材を形成するために用いられうる。
【００４３】
一方、Ｕ型プロフィールを有する補強部８を、補強部８の長手方向に分割し、二つのＬ型プロフィールを有する補強部７を成形することも可能である。２つのＬ型プロフィールを有する補強部７を、上述したように互いに連結し、Ｔ型プロフィールを有する補強部９（図７ｇ、ｈ参照）を作製してもよい。それぞれのプロフィールの辺の長さは成形工具２および成形支持部材４の幅によって決定されうる。
【００４４】
図５に示されるように、図３に示された実施の形態と同様に、剥離部材（separating element）１５を半完成繊維製品４と、成形用の成形支持部材４または成形工具２との間に配置してもよい。本実施の形態では、剥離部材１５は、後に続く、セッティングおよび硬化工程（下記参照）における硬化中、成形支持部材４を補強部７、８、９から剥離することを可能にするバキュームフィルムである。これにより、成形支持部材４を、真空領域の外側に残すことができる。上述したように、これにより高価な工具材料（tool materials）を用いる必要がなくなる。
【００４５】
剥離部材１５は、それぞれの成形工具２に配置され、そして互いに密閉して接続される。本実施の形態では、剥離部材１５は、例えば、シールパテなどのシール剤によって接続される。
【００４６】
図６は、図４と同様に、Ｕ型プロフィールを有する補強部８における剥離部材１５の使用を示す。図５の説明は、図６の説明にも適用されうる。
【００４７】
図７ａ〜図７ｈは、航空機および宇宙機のための繊維複合構成材１を製造するための方法および装置の１の実施の形態を示す模式図である。
【００４８】
成形装置は上述した鋳型部３を有する成形工具２を有する。
【００４９】
本実施の形態の図７ａ〜７ｈでは、成形工具２は、長手方向に対して斜めに示される。 ここでは、成形工具２は、支持部材１１上に保持される。支持部材１１は、例えばあり溝形状などと噛合する形状を有する。図７ｂ、ａでは、鋳型部３に、成形支持部材４が設けられている。図７ｃでは、半完成繊維製品５が、成形支持部材４上に（必要に応じて成形工具２の表面上にも）配置される。この方法では、成形支持部材４は、半完成繊維製品５の成形部材として機能し、補強部７を形成する。
【００５０】
図７ｄは、補強部７を硬化またはプレ硬化する熱形成法の模式図である。成形された成形支持部材４および半完成繊維製品５が装着された成形工具２は、支持部材１１とともにベースプレート１０上、バキューム膜デバイス１７の下に配置される。図中の太陽のシンボルは、補強部７を硬化またはプレ硬化をする熱の効果を示すことを意図する。
【００５１】
硬化された補強部７は、図７ｅに示されるように成形支持部材４を有する成形工具２上に留まる。本実施の形態では、Ｔ型プロフィールを有する補強部９を成形するために、上述したように準備された補強部７を有する成形工具２がベースプレート７上に配置される。補強部７は、互いに対向したＬ型プロフィールを有する（この場合、Ｌ型プロフィールの長辺が互いに対向する）。Ｔ型プロフィールを有する複合補強部９（図７ｆ）は、上述したように互いに押し当てることで製造される。
【００５２】
このように形成された補強部９は、成形支持部材４と共に、成形工具２から、図７ｇおよび図７ｈに模式的に示されたグリッパー部材１４を有する操作装置１３を用いて適切な方法で（詳細には説明しない）離され、裏返される。成形支持部材４は、ここでは支持部材として機能する。２つの長辺上に成形支持部材４を有する補強部９は、その後図７ｈに模式的に示されるように、移送され、補強される繊維複合構成材１上に配置される。Ｔ型プロフィールを有する他の補強部９は、既に繊維複合構成材（例えば航空機または宇宙機のための方向舵ユニットの外郭材）１上に配置されている。他の補強部９も支持部材として機能する成形支持部材４によって支持される。このセッティング工程と呼ばれる工程の後に、例えば図７ｄに示されるように硬化工程（不図示）が行われる。
【００５３】
剥離部材１５（図５および図６参照）は、上述したように真空エリアの外側に位置する成形支持部材４と密封された状態で接続されている。
【００５４】
このように補強された繊維複合構成材１を硬化した後、成形支持部材４は、操作装置によって取り外され、成形工具２の鋳型部３に再び装着される。これにより成形支持部材４は再利用されることができる。
【００５５】
本発明は、図示された航空機および宇宙機のための繊維複合構成材を製造するための特定の方法および成形装置に限定されない。
【００５６】
例えば、本発明のアイディアは、スポーツ機材およびモータースポーツの分野の繊維複合構成材に適用されてもよい。
【００５７】
補強部材７、８および９は他の形状プロフィールを有してもよい。
【００５８】
成形工具２は、キャスティング材から形成されていてもよい。
【００５９】
成形支持部材４は、例えば、ＣＦＲＰなどの繊維複合材から構成されていてもよい。
【００６０】
航空機および宇宙機のための補強された繊維複合構成材１を製造する方法では、予め鋳型部３が形成された成形工具２が提供される。成形支持部材４は、成形工具２の鋳型部３で成形される。成形支持部材４の少なくとも一部上には半完成繊維製品５が配置される。配置された半完成繊維製品５を成形支持部材４で変形することで、少なくとも一つの補強部７、８、９が成形支持部材４上に形成される。その後、成形支持部材４は、成形支持部材４上に形成された補強部７、８、９と共に成形工具２から取り外される。このように形成された補強部は、成形支持部材に支持されている。形成された補強部７、８、９は、対応する繊維複合構成材１２に対して、位置決めされた状態で配置される。その後、補強部７、８、９が硬化され、補強された繊維複合構成材１が形成される。成形装置は、予め形成された鋳型部３と、鋳型部３に取り外し可能に保持された成形支持部材４とを有する。
【図１ａ−１ｂ】
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【図２ａ−２ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７ａ−７ｈ】
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【国際調査報告】
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