(57)【要約】【課題】  耐雷材を有する航空機の複合材構造部を少ない工程で低コストに製造するための航空機用複合体、及び航空機用複合体を用いた複合体構造部の製造方法を提供する。【解決手段】  成形型６上に積層され、航空機の複合材構造部に成形される航空機用複合体10であって、金属メッシュ１と、樹脂フィルム３と、プリプレグ２とが積層されている航空機用複合体、及び航空機用複合体10を用いた複合体構造部の製造方法。【選択図】  図１
2006219078.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
成形型上に載置されて航空機の複合材構造部に成形される航空機用複合体であって、金属メッシュ層と、強化繊維層とを有し、熱硬化性樹脂及び／又は熱可塑性樹脂が含浸されていることを特徴とする航空機用複合体。
【請求項２】
請求項１に記載の航空機用複合体において、前記強化繊維層がプリプレグからなり、前記金属メッシュ層と、前記プリプレグと、樹脂フィルムとが積層されていることを特徴とする航空機用複合体。
【請求項３】
請求項２に記載の航空機用複合体において、前記金属メッシュの一方の面に樹脂フィルムが設けられており、他方の面に前記プリプレグが直に設けられていることを特徴とする航空機用複合体。
【請求項４】
航空機の複合体構造部を製造する方法において、金属メッシュと、樹脂フィルムと、プリプレグとが積層された複合体を成形型上に載置し、前記複合体を加熱及び加圧することを特徴とする方法。
【請求項５】
請求項４に記載の製造方法によって作製されることを特徴とする航空機の複合体構造部。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の複合材構造部の作製に用いられる航空機用複合体に関し、より詳しくは耐雷材シートを有する航空機用複合体、並びに耐雷材シートを有する複合体構造部の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の胴体等は、軽量化等の目的で、プリプレグと呼ばれる繊維強化樹脂によって作製されることがある。繊維強化樹脂からなる構造部は、雷撃を受けた際の破壊や破損を避けるために、表面に耐雷材を有する。耐雷材を有する複合体構造部は、一般的には、成形型上に銅メッシュ等の耐雷材を載置し、その上にプリプレグを載置した後、オートクレーブ等でプリプレグ中の樹脂を硬化することによって作製されている。
【０００３】
図７及び８は、従来の耐雷材シートの例を示す。耐雷材シートは、図７に示すように銅メッシュ１と樹脂フィルム３とが積層されたものか、図８に示すように銅メッシュ１の両側に樹脂フィルム３が積層されたものが一般的である。しかし、図７に示す耐雷材シートの場合、一方の面はタック性を有しないので、成形型上にレイアップし難いという問題がある。特に湾曲した面や立て面にレイアップする場合は、この問題が顕著である。また銅メッシュが露出しているので、銅メッシュの目が細かいと、銅メッシュが切れて品質が低下するという問題がある。他方、図８に示す耐雷材シートの場合、樹脂フィルムの分だけ重量が大きく、航空機全体が重くなってしまうという短所がある。
【０００４】
特開平5-261859号（特許文献１）には、(a) 一方の側に、充填剤が充填剤粒子を多モードの組合せで含む高度に充填剤の入った熱硬化樹脂のコーティングかつ(b) 他方の側に、軽量の高導電性金属ワイヤスクリーン或はホイル層に結合させる接着剤を含有する軽量キャリヤー布のシートを含む雷撃コーティング複合材が記載されている。特許文献１に記載の雷撃コーティング複合材とプリプレグ等を接着することにより、航空機の複合体構造部を作製可能である。しかし、特許文献１に記載の雷撃コーティング複合材は、図７に示す例と同様に、露出した高導電性金属ワイヤスクリーン或はホイル層を有するものであり、タック性を有しておらずレイアップし難いという問題や、高導電性金属ワイヤスクリーンの損傷が起こり易いという問題を有する。
【０００５】
特開2001-293790号（特許文献２）には、強化繊維に熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂を含侵したプリプレグからなる中間成形物品を製造する方法であって、(a)複数のプリプレグを積層し、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、(b)前記平板状積層体を切断する工程、及び(c)切断された前記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ことを特徴とする中間成形物品の製造方法が記載されている。航空機の複合体構造部の作製にこの中間成形物品を用いると、プリプレグのレイアップ作業を大幅に削減できる。しかしながら、この中間成形物品は耐雷材シートを有するものではないので、耐雷材シートを別途積層しなければならないという問題がある。
【０００６】
【特許文献１】特開平5-261859号公報
【特許文献２】特開2001-293790号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って本発明の目的は、耐雷材を有する航空機の複合材構造部を少ない工程で低コストに製造するための航空機用複合体、及び航空機用複合体を用いた複合体構造部の製造方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上記目的に鑑み鋭意研究の結果、本発明者は、金属メッシュ及び樹脂フィルムからなる耐雷材シートと、プリプレグとを予め積層した航空機用複合体を用いて航空機の複合体構造部を成形することによって、耐雷材を有する航空機の複合体構造部を少ないレイアップ作業で低コストに作製できることを発見し、本発明に想到した。
【０００９】
すなわち、本発明の航空機用複合体は、成形型上に載置されて航空機の複合材構造部に成形されるもので、金属メッシュ層と、強化繊維層とを有し、熱硬化性樹脂及び／又は熱可塑性樹脂が含浸されていることを特徴とする。
【００１０】
前記強化繊維層がプリプレグからなり、前記金属メッシュ層と、前記プリプレグと、樹脂フィルムとが積層されているのが好ましい。前記金属メッシュの一方の面に樹脂フィルムが設けられており、他方の面に前記プリプレグが直に設けられているのがより好ましい。
【００１１】
本発明の航空機の複合体構造部の製造方法は、金属メッシュと、樹脂フィルムと、プリプレグとを有する複合体を成形型上に載置し、前記複合体を加熱及び加圧することを特徴とする。
【００１２】
本発明の航空機の複合体構造部は、本発明の複合体構造部の製造方法によって作製されることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１３】
本発明の航空機用複合体は金属メッシュ及び樹脂フィルムからなる耐雷材シートと、プリプレグとを予め積層したものであるので、少ないレイアップ作業で低コストに航空機の複合体構造部を作製可能である。また金属メッシュが樹脂フィルムとプリプレグとによって被覆されているので、タック性を有しており成形型に載置しやすいという効果や、金属メッシュが損傷を受け難いという効果も奏する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図１は、本発明の航空機用複合体10の一例を示す。図１に示す航空機用複合体10は、金属メッシュ１と、金属メッシュ１の上面1aに積層されたプリプレグ２と、金属メッシュ１の下面1bに積層された樹脂フィルム３とからなる。
【００１５】
金属メッシュ１は、航空機の複合体構造部の耐雷材シートに用いられるものであれば、特に限定されない。金属メッシュ１は200〜350モー／□の導電率を有するのが好ましい。具体例として銅、黄銅、アルミニウム、ニッケル、スチール、ステンレススチール等からなる金属線をメッシュ状にしたものが挙げられる。金属線の直径は50〜200μm程度であるのが好ましい。200μm超とすると、成形時に作業性が悪いばかりでなく、航空機用複合体10の重量が大きくなる。50μm未満の金属線は、航空機用複合体の作製時に切れ易すぎる。
【００１６】
プリプレグ２は金属メッシュ１の上面1aに少なくとも一枚重ねられている。プリプレグ２の積層枚数は適宜決めることができるが、レイアップ作業を簡略化しつつ十分な強度の航空機用複合体を得るには、複数のプリプレグ２が積層されているのが好ましい。好ましいプリプレグ２の積層枚数は１〜４である。プリプレグ２の例として、炭素繊維、ガラス繊維、アラミド繊維等の強化繊維に熱硬化性樹脂（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（PEKK、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）を含浸させたものが挙げられる。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PEKK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。プリプレグ２の厚さは、一般的な範囲であればよい。
【００１７】
樹脂フィルム３は熱硬化性樹脂、熱可塑性樹脂等からなるフィルムであればよい。例えばプリプレグ２に含まれるものと同じ樹脂からなっても良いし、異なる樹脂からなっても良い。樹脂フィルム３の厚さは100〜300μmであるのが好ましい。樹脂フィルム３が金属メッシュ１を覆っていることにより金属線が切れ難いという効果の他、タック性を示すために成形型上に載置し易いという効果も得られる。
【００１８】
図２は、本発明の航空機用複合体10の別の例を示す。図２に示す航空機用複合体10は、金属メッシュ１の両側1a，1bに樹脂フィルム31，32が設けられている以外、図１に示す例とほぼ同じであるので、相違点のみ以下に説明する。樹脂フィルム31は金属メッシュ１とプリプレグ２との間に挟まれている。両樹脂フィルム31，32は同じ樹脂からなっても良いし、異なる樹脂からなっても良い。また両樹脂フィルム31，32の厚さは同じでも良いし、異なっても良い。
【００１９】
熱硬化性樹脂を含むプリプレグを用いる場合、航空機用複合体10は半硬化状態であるのが好ましい。本明細書中、「半硬化状態」とはプリプレグが１〜80％の硬化度を有する状態をいう。半硬化状態のストリンガー部材やフレーム部材を製造する場合、取り扱いや保管を容易にし、スキンと一体成形する際に適した物性を得るためには航空機用複合体10の硬化度は１〜50％とするのが好ましく、５〜20％とするのがより好ましい。
【００２０】
本発明の航空機用複合体10を製造するには、(a) 金属メッシュ１と樹脂を含有しない強化繊維（以下、ドライ強化繊維と言う）とからなる積層体に熱硬化性樹脂及び／又は熱可塑性樹脂を含浸しても良いし、(b) プリプレグ２、金属メッシュ１及び樹脂フィルム３をこの順に積層し、これを加熱・加圧し、次いで冷却・加圧しても良い。いずれの製造方法による場合も、金属メッシュ１と強化繊維層との間に樹脂フィルムを挟んでも良いが、軽量化の観点からは、金属メッシュ１にプリプレグ２を積層するのが好ましい。ドライ強化繊維又はプリプレグ２を積層する場合、積層構造（各プリプレグの繊維方向）は特に限定されず、例えば(±45°／０°／０°／０°／0-90°)等に配列してよい。ドライ強化繊維又はプリプレグ２の積層数は、任意に決定すればよい。熱硬化性樹脂を含む場合も熱可塑性樹脂を含む場合も、航空機用複合体の製造方法は基本的には同じである。以下、熱硬化性樹脂を含むプリプレグを用いる場合を例にとって、航空機用複合体の製造方法について説明する。
【００２１】
加熱・加圧は熱間加圧ロール、熱プレス等を使用し、20〜100℃で行うのが好ましい。加熱温度が100℃より高いと樹脂の流動が過大となり、20℃より低いとスタック不良となるため好ましくない。また加圧は0.1〜10 kg/cm2とするのが好ましい。10 kg/cm2より大きいと繊維配向の乱れが起こり、0.1 kg/cm2より小さいとスタック不良となるため好ましくない。
【００２２】
冷却・加圧は冷間加圧ロール、冷間プレス等を使用し、10〜30℃で行うのが好ましい。冷却温度が30℃より高いとスタックのはがれが発生し、10℃より低いと冷却に多くのエネルギーが必要となるため好ましくない。また加圧は0.1〜10 kg/cm2とするのが好ましい。10 kg/cm2より大きいと繊維配向の乱れが起こり、0.1 kg/cm2より小さいとスタック不良となるため好ましくない。
【００２３】
得られた航空機用複合体10を切断するには、裁断機、ウォータージェット等を用いればよい。切断する大きさは用途に応じて適宜調節すればよい。
【００２４】
図３は、航空機用複合体10の作製に使用可能な自動積層装置の一例を概略的に示す。図３に示すように、プリプレグ2a，2b，2cと、金属メッシュ１と、樹脂フィルム３を自動的に積層し、熱間加圧ロール４を通して加熱・加圧し、更に冷間加圧ロール５を通して冷却・加圧することにより、航空機用複合体10を作製することができる。図３に示す例では、３枚のプリプレグ２を積層しているが、プリプレグ２の積層枚数は適宜設定可能である。このように、航空機用複合体10の製造は自動化が可能であり、非常に容易であると言える。
【００２５】
図４は、本発明の複合体構造部100の一例を示す。図４に示す複合体構造部100は断面半円状の胴部110と、胴部110の一端から延在する細口部120と、他端から延在する太口部130とからなる。部分拡大図に示すように、樹脂フィルム３が航空機の外側で、プリプレグ２が内側となるように成形されている。図５は、複合体構造部100用の成形型６を示す。成形型６は複合体構造部100に対応する凹部60を有する。成形型６は、一般的にはFRP製又は金属製である。もちろん、これら以外の耐熱材料からなるものも使用可能である。
【００２６】
図４に示す複合体構造部100の成形方法の一例を説明する。図６(a) は成形型６のA-A断面を示す。成形型６の凹部60に、樹脂フィルム３側が下になるように、航空機用複合体10を載置する（図６(b) ）。後で成形品を剥離し易いように、成形型６の表面にテフロン（登録商標）テープ又はアルミ箔（図示せず）を貼るか、離型剤を塗布した後で航空機用複合体10を載置するのが好ましい。
【００２７】
図６(c) に示すように、航空機用複合体10を真空引きフィルム７で覆う。真空引きフィルム７には真空口70が設けられている。真空引きフィルム７が伸縮性を有しないか、伸縮性に劣る場合には、真空引きによって成形型６に追随させるために、十分に皺を寄せながら被覆しておく必要がある。真空口70から真空引きフィルム７と成形型３との間を真空引きしながら、航空機用複合体10を加圧加熱する。フィルム７と成形型３との間が脱気されると、航空機用複合体10は成形型３に密着し、成形型３に倣った形状になる。この状態でプリプレグ２を加圧加熱硬化させることにより、複合体構造部100が得られる（図６(d) ）。
【００２８】
航空機用複合体10を成形するためにオートクレーブを使用してもよいが、加熱炉を使用することも可能である。加熱温度は、プリプレグ中に含まれる熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂の種類によって異なるが、一般に80〜250℃とするのが好ましい。オートクレーブを使用する場合、２〜10 MPa程度に加圧するのが好ましい。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明の航空機用複合体の一例を示す断面図である。
【図２】本発明の航空機用複合体の別の例を示す断面図である。
【図３】本発明の航空機用複合体の製造装置の一例を示す斜視図である。
【図４】本発明の複合体構造部の一例を示す斜視図である。
【図５】複合体構造部の成形型を示す斜視図である。
【図６】本発明の複合体構造部の製造工程を示すフロー図であり、(a) は図５のA-A断面図であり、(b) は航空機用複合体を載置した成形型を示し、(c) は航空機用複合体を真空引きフィルムで被覆した状態を示し、(d) は複合体構造部を示す。
【図７】従来の耐雷材シートの例を示す断面図である。
【図８】従来の耐雷材シートの別の例を示す断面図である。
【符号の説明】
【００３０】
１・・・金属メッシュ
２・・・プリプレグ
３、31、32・・・樹脂フィルム
４・・・熱間加圧ロール
５・・・冷間加圧ロール
６・・・成形型
７・・・真空引きフィルム
10・・・航空機用複合体
100・・・航空機の複合体構造部
【図１】
2006219078.tif 000003
【図２】
2006219078.tif 000004
【図３】
2006219078.tif 000005
【図４】
2006219078.tif 000006
【図５】
2006219078.tif 000007
【図６】
2006219078.tif 000008
【図７】
2006219078.tif 000009
【図８】
2006219078.tif 000010