(57)【要約】【課題】本発明は、交換コストを抑えられる航空機用内装部材およびその製造方法、並びにその交換方法を提供することを目的とする。【解決手段】本発明に係る航空機用内装部材１０は、基材１１と、基材１１の表面を被覆する装飾層１３と、基材１１に装飾層１３を接着させる接着層１２と、を備え、装飾層１３が、接着層１２を介して、要求される接着強度を満たし、かつ、基材１１に影響のない範囲で剥離可能に基材１１の表面に貼付けられている。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
基材と、
前記基材の表面を被覆する装飾層と、
前記基材に前記装飾層を接着させる接着層と、
を備え、
前記装飾層が、前記接着層を介して、要求される接着強度を満たし、かつ、前記基材に影響のない範囲で剥離可能に前記基材の表面に貼付けられている航空機用内装部材。
【請求項２】
前記接着層は、前記基材に影響のない範囲の温度での加熱により接着力が低下する樹脂で構成されている請求項１に記載の航空機用内装部材。
【請求項３】
前記接着層は、航空機用内装部材として要求される接着強度を満たし、かつ、前記基材に影響のない範囲の大きさの外力を加えることにより前記装飾層を前記基材から剥がすことができる接着力を備えた樹脂で構成されている請求項１に記載の航空機用内装部材。
【請求項４】
前記接着層の下地表面が凹凸面である請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用内装部材。
【請求項５】
前記接着層は、前記基材の表面上に分散配置されている請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用内装部材。
【請求項６】
前記接着層の下地表面に剥離層が配置される請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用内装部材。
【請求項７】
基材の表面に接着剤を介して装飾材が接着された航空機用内装部材の製造方法であって、
前記接着剤として、航空機用内装部材として要求される接着強度を満たし、かつ、前記基材に影響のない範囲での加熱または外力付加によって前記装飾層を前記基材から剥がすことのできる樹脂を使用する航空機用内装部材の製造方法。
【請求項８】
請求項１〜６のいずれかに記載の航空機用内装部材の交換方法であって、
前記基材に影響のない範囲の条件で前記装飾層を前記基材から剥がし、
前記接着層を除去した後、
新たな接着剤を介して、前記基材の表面に、新たな装飾層を貼付ける航空機用内装部材の交換方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用内装部材およびその製造方法、並びにその交換方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
航空機の内装パネルとして、ハニカムサンドイッチパネルの上に、接着剤を介し、表面保護と装飾を兼ねた装飾フィルムが貼られた構成が一般的である。装飾フィルムの接着には、フィルム接着剤等が用いられている。
【０００３】
特許文献１に記載のように、航空機の内装パネルは難燃性であることが要求されている。
【０００４】
民間航空機の開発では、航空機の機体自体が安全に飛行できるように設計・製造されていることが重要である。そのため、型式証明を取得し、機体の設計が安全性基準に適合することを証明する必要がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１４／００５０９０１号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来の内装パネルでは、装飾フィルムが強固にハニカムサンドイッチパネル（基材）に接着されている。そのため、装飾フィルムを基材から剥がすのには手間がかかる。また、このような基材から装飾フィルムを剥がそうとした場合、基材が変形もしくは破壊される可能性がある。そのような事情から、汚れ、破損、装飾のデザイン変更等により装飾フィルムを替えたい場合、基材ごと交換しているが、コストが高い。よって、一般に航空機の内装パネルを交換することは稀である。
【０００７】
仮に、装飾フィルムを剥がさずオーバーレイした場合、内装パネルの材料構成が変わるため、型式証明が必要となる。型式証明に要する費用は高額である。
【０００８】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、コストを抑え、交換しやすい航空機用内装部材およびその製造方法、並びにその交換方法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】
【０００９】
上記課題を解決するために、本発明の航空機用内装部材およびその製造方法、並びにその交換方法は以下の手段を採用する。
【００１０】
本発明は、基材と、前記基材の表面を被覆する装飾層と、前記基材に前記装飾層を接着させる接着層と、を備え、前記装飾層が、前記接着層を介して、要求される接着強度を満たし、かつ、前記基材に影響のない範囲で剥離可能に前記基材の表面に貼付けられている航空機用内装部材を提供する。
【００１１】
本発明は、基材の表面に接着剤を介して装飾材が接着された航空機用内装部材の製造方法であって、前記接着剤として、要求される接着強度を満たし、かつ、前記基材に影響のない範囲での加熱または外力付加によって前記装飾層を前記基材から剥がすことのできる材料からなる樹脂を使用する航空機用内装部材の製造方法を提供する。
【００１２】
本発明は、上記航空機用内装部材の交換方法であって、前記基材に影響のない範囲の条件で前記装飾層を前記基材から剥がし、前記接着層を除去した後、新たな接着剤を介して、前記基材の表面に、新たな装飾層を貼付ける航空機用内装部材の交換方法を提供する。
【００１３】
上記発明では、基材を損傷させずに装飾層を基材から剥離させることができる。それにより、基材を替えることなく、装飾層を交換することが可能となる。基材を再利用することにより、装飾層および接着層の費用だけで、装飾層を容易に換えられる。上記航空機用内装用部材は、一時的なイベント用の装飾および広告等の目的での内装部材交換の際に有利である。
【００１４】
「接着剤」は、接着力または粘着力を有する薬剤である。「接着剤」は、液体が硬化し固体となり接着力を発揮する薬剤の他、濡れた状態を保持しつつ粘着力を発揮する粘着剤を含む。「接着層」は、基材と装飾層とを接着または粘着させる層である。以降、「接着強度」「接着力」「接着層」との記載は、適宜「粘着強度」「粘着力」「粘着層」に置き換えられてもよい。
「要求される接着強度」は、航空機の運用環境状況で剥がれず、かつ、乗客が容易に剥がせない力である。「基材に影響のない範囲」は、損傷・変形を与えず、装飾層を剥がした後も基材の剛性を保つ範囲である。
【００１５】
基材を損傷させずに装飾層を剥がすには、前記接着層は、前記基材に影響のない範囲の温度での加熱により接着力が低下する樹脂で構成されるとよい。
【００１６】
加熱により接着力が低下する樹脂は、通常使用時には要求される接着強度を満たすことができ、剥離したいときは樹脂を加熱することで、接着力を低下させて剥がしやすくできる。
【００１７】
基材を損傷させずに装飾層を剥がすには、前記接着層は、航空機用内装部材として要求される接着強度を満たし、かつ、前記基材に影響のない範囲の大きさの外力を加えることにより前記装飾層を前記基材から剥がすことができる接着力を備えた樹脂で構成されてもよい。
【００１８】
基材を損傷させずに装飾層を剥がすには、前記接着層の下地表面が凹凸面であってもよい。
【００１９】
基材を損傷させずに装飾層を剥がすには、前記接着層は、前記基材の表面上に分散配置されてもよい。
【００２０】
基材を損傷させずに装飾層を剥がすには、前記接着層の下地表面に剥離層が配置されてもよい。
【発明の効果】
【００２１】
上記発明に係る航空機用内装部材およびその製造方法、並びにその交換方法によれば、装飾層を剥離可能とすることで、新しい装飾層へ交換しやすくなる。また、基材を再利用できるため交換コストを抑えられる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】一実施形態に係る内装パネルの部分断面分解図である。
【図２】装飾層の絵柄を例示する模式図である。
【図３】サイドウォールの正面模式図である。
【図４】接着層の配置例を示す模式図である。
【図５】接着層の配置例を示す模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
本発明に係る航空機用内装部材（内装パネル）は、特に、サイドウォール、シーリング、オーバーヘッドビン、ギャレー、ラバトリーおよびディバインダー等に好適である。
【００２４】
図１は、本実施形態に係る内装パネルの部分断面分解図である。内装パネル１０は、基材１１、接着層１２および装飾層１３を備えている。
【００２５】
図１の基材１１は、ハニカムサンドイッチパネル１４と、ハニカムサンドイッチパネル１４の表面を被覆する中間層１５とで構成されている。ハニカムサンドイッチパネル１４は、ハニカムコアをプリプレグ等のフェイスシートで挟み、成形したパネルである。基材１１は、ハニカムサンドイッチパネルに限定されず、フォームコアサンドイッチパネル等であってもよい。中間層１５は省略されてもよい。
【００２６】
ハニカムコアには、市販品を使用できる。ハニカムコアは、Ｎｏｍｅｘ（登録商標）製などである。Ｎｏｍｅｘ（登録商標）は、アラミドの繊維とフェノール樹脂を含む耐火性の高い材料からなる。
【００２７】
フェイスシートのプリプレグは、強化繊維およびマトリックス樹脂を含む。強化繊維は、ガラス繊維、炭素繊維およびアラミド繊維等である。マトリックス樹脂は、フェノール系樹脂、エポキシ系樹脂などである。
【００２８】
ハニカムサンドイッチパネル１４の耐熱温度は、１００℃から２００℃程度である。該耐熱温度は、材料の組み合わせ、マトリックス樹脂の配合により異なる。
【００２９】
中間層１５であるフィラーは、エポキシ系樹脂、ポリエステル系樹脂などの熱硬化性樹脂または熱可塑樹脂であるとよい。フィラーは、ペースト状、フィルム状、パウダー状等であってよい。
【００３０】
接着層１２は、基材１１と装飾層１３とを接着させるものである。通常使用時、接着層１２は、航空機用内装部材に要求される接着強度で基材１１と装飾層１３とをつないでいる。接着層１２は、エポキシ系樹脂およびシリコン系樹脂などの熱硬化性樹脂、アクリル系樹脂またはその他の熱可塑性樹脂で構成されている。接着層１２は、接着力調整のために、上記樹脂（接着剤）の他に離型剤を含んでいてもよい。
【００３１】
装飾層１３は、接着層１２を介して基材１１に接着されている。装飾層１３は、基材１１の表面を被覆するよう配置されている。装飾層１３は、ポリフッ化ビニル（ＰＶＦ）・ポリフッ化ビニリデン（ＰＶＤＦ）等のフッ素系フィルムと、ポリ塩化ビニル（ＰＶＣ）フィルム等で構成された多層フィルムである。装飾層１３は、加飾・基材保護等を目的としたフィルムである。
【００３２】
装飾層１３は、塗料によって所望の色に着色されていてもよいし、絵柄が印刷されたものであってもよい。例えば、図２の桜柄を、図３に示す航空機のサイドウォール２０の装飾層１３に採用できる。ここで、着色および絵柄に使用される塗料の種類および量は、材料仕様書などで定義された範囲で選択されることが好ましい。
【００３３】
基材１１を損傷させることなく基材１１から装飾層１３を剥がすため、本実施形態に係る内装パネルでは、さらに以下のような構成を採用する。
【００３４】
（第１実施例）
接着層１２は、温度により接着力をコントロールできる樹脂で構成されるとよい。樹脂は、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂である。
【００３５】
接着層１２を構成する樹脂が熱可塑性樹脂である場合、使用される熱可塑性樹脂の軟化温度は、基材１１の耐熱温度よりも低い。このような熱可塑性樹脂が硬化されてなる接着層１２は、温度によりその接着力をコントロールできる。
【００３６】
例えば、接着層１２の熱可塑性樹脂の軟化温度は、基材１１の硬化温度よりも２０℃以上低い範囲であることが好ましい。そのような熱可塑性樹脂として、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）等が挙げられる。
【００３７】
硬化された熱可塑性樹脂で構成された接着層１２は、熱可塑性樹脂の軟化温度以上、基材１１の耐熱温度未満で加熱することにより、接着力を低下させることができる。よって、基材１１に影響しない範囲での加熱により、基材１１を損傷させることなく装飾層１３を基材１１から剥がすことができる。加熱は、基材１１の耐熱温度よりも２０℃程度低い温度で実施されるとよい。
【００３８】
接着層１２を構成する樹脂が熱硬化性樹脂である場合、該熱硬化性樹脂の硬化温度は、基材１１の耐熱温度よりも低い。このような熱硬化性樹脂が硬化されてなる接着層１２は、温度によりその接着力をコントロールできる。熱硬化性樹脂として、エポキシ樹脂等が挙げられる。
【００３９】
硬化された熱硬化性樹脂で構成された接着層１２は、熱硬化性樹脂の硬化温度以上、基材１１の耐熱温度未満で加熱することにより、接着力を低下させることができる。よって、基材１１に影響しない範囲での加熱により、基材１１を損傷させることなく装飾層１３を基材１１から剥がすことができる。
【００４０】
（第２実施例）
接着層１２は、航空機の内装パネル１０に要求される接着強度を満たしつつ、強い力（外力ＦＣ）をかけることで基材１１を損傷させずに装飾層１３を剥がすことができる接着力ＦＡを備えている。接着層１２は、該接着力ＦＡを発揮できる樹脂で構成されている。
【００４１】
接着力ＦＡで基材１１に接着された装飾層１３は、運行環境に耐え、かつ、乗客が容易に剥がせない。接着層１２の接着力ＦＡは、従来用いられていた接着剤の接着力よりも低い。基材１１に影響のない範囲でかけられる外力ＦＣは基材の剛性に応じて定まる。接着力ＦＡは、外力ＦＣよりも小さい。
【００４２】
本実施例は、上記第１実施例と組み合わせることができる。その場合、接着力ＦＡは、加熱前後で変化する。すなわち、加熱前の接着層１２が航空機の内装パネル１０に要求される接着強度を満たす接着力ＦＡａを有し、加熱後の接着層１２が基材１１を損傷させずに装飾層１３を剥がすことができる接着力ＦＡｂを有する。接着力ＦＡｂは、接着力ＦＡａよりも小さい。接着力ＦＡが加熱により変化することで、通常使用時の接着力を高めつつ、基材１１を損傷させずに装飾層１３を剥がせる。また、使用可能な接着剤の選択肢が増える。    
【００４３】
（第３実施例）
本実施例において、接着層１２の下地表面は凹凸表面である。本実施例における下地は、中間層１５である。中間層１５は、接着層１２と接着する側に、凹凸表面を有する。凸部の面積率を低下させると、接触面積が減り、中間層１５への接着層１２の接着力は低下する。中間層１５の表面に対する接着層１２の接着力ＦＤは、上記第２実施例の接着力ＦＡと同等の大きさであればよい。これにより、航空機の内装パネル１０に要求される接着強度を満たしつつ、強い力（外力ＦＣ）をかけることで基材１１を損傷させることなく装飾層１３を基材１１から剥がすことができる。接着層１２は、接着力ＦＤを発揮できる樹脂で構成されている。本実施例では第２実施例よりも少ない面積で接着させるため、接着層１２を構成する樹脂は、第２実施例で用いられる樹脂よりも高い接着力を有する。
【００４４】
本実施例は、上記第１実施例と組み合わせることができる。接着力ＦＤは、加熱前後で変化する。すなわち、加熱前の接着層１２が航空機の内装パネル１０に要求される接着強度を満たす接着力ＦＤａを有し、加熱後の接着層１２が基材１１を損傷させずに装飾層１３を剥がすことができる接着力ＦＤｂを有する。接着力ＦＤｂは、接着力ＦＤａよりも小さい。接着力ＦＤが加熱により変化することで、通常使用時の接着力を高めつつ、基材１１を損傷させずに装飾層１３を剥がせる。また、使用可能な接着剤の選択肢が増える。例えば、温度による接着力のコントロール幅が狭い樹脂を、接着層１２の材料として使用可能になる。また、第１実施例との組み合わせは、凹凸面を設けるだけでは接着力ＦＤを外力ＦＣよりも小さくできない場合に有効である。
【００４５】
本実施例は、上記第２実施例と組み合わせることもできる。
【００４６】
（第４実施例）
接着層１２は、分散して配置されているとよい。例えば、接着層１２は縦縞状（図４参照）、横縞状、波縞状、斜め縞状、ドット状（図５参照）に配置される。接着層１２の接着力にもよるが、そのように接着層１２を設けることで、接触面積が減るため、装飾層１３を剥がしやすくなる。
【００４７】
接着層１２は縦縞状、横縞状、波縞状、斜め縞状、ドット状等に配置されるとよい。基材１１に対する接着層の接着力ＦＥは、上記第２実施例の接着力ＦＡと同等の大きさであればよい。接着力ＦＥが接着力ＦＡと同等となるよう、接着層１２の設置面積は設定される。これにより、基材１１を損傷させることなく装飾層１３を基材１１から剥がすことができる。接着層１２は、接着力ＦＥを発揮できる樹脂で構成されている。本実施例では第２実施例よりも少ない面積で接着させるため、接着層１２を構成する樹脂は、第２実施例で用いられる樹脂よりも高い接着力を有する。
【００４８】
本実施例は、上記第１実施例と組み合わせることができる。本実施例と第１実施例とを組み合わせることで、第１実施例と第３実施例の組み合わせと同様に、温度による接着力のコントロール幅が狭い樹脂を、接着層１２の材料として使用可能になる。また、第１実施例との組み合わせは、接着層１２を分散配置するだけでは接着力ＦＧを外力ＦＣよりも小さくできない場合に有効である。
【００４９】
本実施例は、上記第２実施例〜第３実施例と組み合わせることもできる。
【００５０】
（第５実施例）
本実施例では、基材１１と接着層１２との間、接着層１２の下地表面に剥離層（不図示）を配置する。剥離層は、離型剤からなる。離型剤は、例えば、フレコート等のシリコン系離型剤である。剥離層を設けることで、下地への接着層１２の接着力は低下し、装飾層１３を剥がしやすくなる。
【００５１】
剥離層は分散配置されるとよい。「分散配置」とは、縦縞状、横縞状、波縞状、斜め縞状、ドット状等の配置を意味する。剥離層は、基材１１に対する接着層１２の接着力ＦＧは、上記第２実施例の接着力ＦＡと同等の大きさであればよい。接着力ＦＧが接着力ＦＡと同等となるよう、剥離層の設置面積は設定される。これにより、基材１１を損傷させることなく装飾層１３を基材１１から剥がすことができる。
【００５２】
本実施例は、上記第１実施例と組み合わせることができる。本実施例と第１実施例とを組み合わせることで、第１実施例と第３，４実施例との組み合わせと同様に、温度による接着力のコントロール幅が狭い樹脂を、接着層１２の材料として使用可能になる。また、第１実施例との組み合わせは、剥離層を配置するだけでは接着力ＦＧを外力ＦＣよりも小さくできない場合に有効である。
【００５３】
本実施例は、上記第２実施例〜第４実施例と組み合わせることもできる。本実施例を第５実施例と組み合わせる場合、例えば、接着層１２と剥離層とは、その模様を重ね合わせるよう配置できる。
【００５４】
上記実施例１〜５またはそれらの組み合わせによれば、基材１１を損傷させることなく、基材１１に貼付けされている装飾層１３を剥がすことができる。これにより、装飾層１３を剥がした後の基材１１の再利用が可能となる。
【００５５】
上記実施例１〜５またはそれらの組み合わせによれば、内装パネルが汚れたり、装飾デザインを替えようとする場合、表層の装飾層１３のみを剥がし、新しい装飾層を貼り付けることで、内装パネルを再生できる。新しい装飾層を交換される装飾層１３と同じ構成とするか、構成の違いを材料仕様書などの定義から外れない範囲に収めた場合、再生された内装パネルの型式証明の取得は不要である。
【００５６】
以下、上記実施形態に係る内装パネルの製造方法および装飾層の交換方法について説明する。
【００５７】
〈内装パネルの製造方法〉
（基材）
ハニカムサンドイッチパネルを用いる場合、ハニカムサンドイッチパネルの表面をフィラーで覆い、表面を平滑に整える。その後、常温または加熱してフィラーを硬化させ、ハニカムサンドイッチパネルと中間層とを備えた基材を得る。中間層（フィラー）を設けない場合、当該工程は省略される。
【００５８】
基材表面に、所定の平滑性または所定の凹凸を付与してもよい。フィラーを設けた場合、平滑性または凹凸は、硬化前・硬化後のどちらのタイミングで実施されてもよい。
【００５９】
剥離層を設ける場合は、接着層の下地となる層（中間層、中間層を設けない場合はハニカムコア表面）上に離型剤を塗布する。離型剤は、縦縞状、横縞状、波縞状、斜め縞状、ドット状等に分散塗布するのが好ましい。
【００６０】
（接着層および装飾層）
装飾フィルムの裏面に接着剤を塗布する。接着剤は、全面に塗布してもよく、縦縞状、横縞状、波縞状、斜め縞状、ドット状に塗布してもよい。接着剤は、接着剤の種類、剥離層の有無、基材表面の形状等に応じて適した形状に塗布するとよい。なお、接着剤は、装飾フィルムの裏面への塗布に限定されるものではなく、基材表面に塗布されてもよい。接着剤は、接着フィルムであってもよい。
【００６１】
接着剤を塗布した面を基材に向けて装飾フィルムを重ね、装飾フィルムを基材に接着させる。接着剤が熱硬化性樹脂である場合、加熱により硬化させて接着層および装飾層を得る。接着剤が熱可塑性樹脂である場合、冷却により硬化させて接着層および装飾層を得る。
【００６２】
装飾フィルムの貼付けは、手貼り、もしくは３次元表面加飾工法（ＴＯＭ工法）等の真空成形にて実施できる。真空成形を用いることにより、装飾フィルムと基材との間に空気が入ることが抑制されるため、貼付けの品質が良くなる。また、真空成形は、安価で短時間に、外観の美しい状態に装飾フィルムを貼り付けることができる。
【００６３】
〈装飾層の交換方法〉
上記実施形態に係る内装パネルは、基材を替えることなく、装飾層を剥がし、新しい装飾層に交換できる。
【００６４】
上記第１実施例の接着層を備えた内装パネルは、航空機から外した後、オーブンで加熱し、接着層の接着力を低下させた状態にすることで、基材を損傷させずに装飾層を剥がすことができる。加熱温度は、基材の耐熱温度未満であり、かつ、接着層の材料樹脂の硬化温度または硬化温度以上である。加熱手段はオーブンに限定されず、アイロン等で局所的に加熱してもよい。
【００６５】
上記実施例１と組み合わせた上記第２実施例〜第５実施例の内装パネルは、航空機から外した後、オーブンで加熱し、接着層の接着力を低下させた状態にすることで、基材を損傷させずに装飾層を剥がすことができる。第２実施例〜第５実施例のように、従来よりも接着力の弱い接着層を採用した場合には、オーブンを用いなくても、基材に影響のない範囲の外力ＦＣを加えることで基材を損傷させずに装飾層を剥がすことができる。
【００６６】
新しい装飾層は、上記（内装パネルの製造方法）と同様にＴＯＭ工法等の真空成形でも貼り付けることができる。
【００６７】
上記実施形態によれば、基材を替えることなく、装飾フィルムと接着の費用だけでフィルムを容易に替えることができるため、一時的なイベント用の装飾や広告等に内装パネルを用いることができる。
【００６８】
上記実施形態によれば、航空機のキャビン内装パネルの、装飾フィルムが用いられているどの箇所にも適用できる。
【符号の説明】
【００６９】
１０  内装パネル
１１  基材
１２  接着層
１３  装飾層
１４  ハニカムコア
１５  中間層
２０  航空機のサイドウォール
【図１】
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【図２】
2020001608.tif 000004
【図３】
2020001608.tif 000005
【図４】
2020001608.tif 000006
【図５】
2020001608.tif 000007