三菱重工技報 Vol.48 No.4 (2011) 航空宇宙特集

技 術 論 文56

厚板大物複合材部材を成形するための高効率 RTM 成形技術開発
High Efficient RTM Process Development for Thick & Large Composite Parts

堀 苑 英 毅 *1

金 升 将 征 *2

Hideki Horizono

Masayuki Kanemasu

服 部 英 敬 *2

秋 山 浩 庸 *2

Hidetaka Hattori

Hiromichi Akiyama

高 柳 俊 幸 *2
Toshiyuki Takayanagi

航空機主構造部材には厚板・大物が多く，複合材料に RTM（Resin Transfer Molding）を適用して製造する場合，設備が複雑となり，樹脂注入に時間がかかる点が課題である．本開発では，寸法精度が高く，高効率に製造できる RTM 成形手法を構築し，軽量，低コストでかつ形状精度に優れた製造技術を実現するための開発を行った．

|1. はじめに
航空機構造部材の複合材製造においては，プリプレグ材を積層した後にオートクレーブ成形する手法が現在の主流である．近年，複合材部材の適用が増加し，ハイレート生産に対応するため高効率成形法の開発が求められている．RTM 成形法は，部材形状に賦形したプリフォーム（樹脂が含浸されていない炭素繊維織物あるいはガラス繊維織物からなる基材）に後から樹脂を含浸し，硬化する成形手法であり，複合材部材の低コスト化につながるものとして注目されている．図１にオートクレーブ成形と RTM の成形の工程概要を示す．オートクレーブ成形は，工程が複雑である一方，RTM 成形は工程が簡便で自動化に適していると考えられる．RTM 成形複合材の現在の航空機部材への適用例としては，胴体フレームなどの薄板部材が主であるが，欧州では主構造（厚板，大物部材）への適用を目指して開発を進めている．厚板・大物部材を RTM により成形する場合，樹脂注入に時間がかかる点が課題である．本研究開発では，厚板，大物のハイレート生産に適用可能な高効率 RTM 成形技術に焦点を絞って開発を進めた．

図１ オートクレーブ成形及び RTM 成形の工程概要*1 航空宇宙事業本部研究部主席チーム統括*2 航空宇宙事業本部研究部

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57|2. RTM 成形条件の設定
図２に RTM 成形における装置，治具構成の模式図及び成形フローを示す．まず，プリフォームを型にセッティングし，真空状態にする．一方，樹脂を加温して加圧タンク内で注入できるように準備する．その後，温度を保ちながら樹脂を含浸し，含浸完了後により高い温度で硬化させることにより部材を成形する．

図２ RTM 成形における装置，治具構成の模式図及び成形フロー(1) 含浸条件の設定
樹脂の含浸・硬化プロセスの各工程について条件設定を行った．
金型を含浸温度に加熱し，真空引きを行うことでプリフォーム中の空気を除去し，その後に樹脂を注入し，樹脂タンクを加圧することで樹脂を充填させる．
樹脂含浸の工程の効率化は，樹脂の粘度をできる限り低くして含浸性を高め，含浸時間を短縮することが有効である．樹脂の粘度を低くするためには，樹脂の温度を高くすることが最も効果的ではある反面樹脂の反応を加速することになり，時間経過とともに粘度が高くなる．つまり，高い温度にすれば，より粘度の低い状態を達成できるが，その状態を維持できる時間は短くなる．よって，想定される樹脂含浸温度領域での樹脂の粘度変化を把握する必要がある．本
研究では粘弾性測定装置を用いて粘度変化を評価した．図３は所定の温度に加熱，保持したときの複素粘性率（粘度）の時間変化を模式的に示した．
RTM 用の樹脂の粘度は，300mPa•s 以下が望ましく，測定の結果から，粘度が 300mPa•s 以下になり，かつ長時間低粘度を維持できる含浸温度を設定した．

図３ 粘度測定の概要及び複素粘性率（粘度）の時間変化

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58(2) 硬化条件の設定
硬化はプリフォームに含浸させた樹脂を所定の形状に固め，必要な強度，耐熱性を付与する工程である．含浸温度から一定の昇温速度で金型を加熱し，硬化温度で保持し，一定時間経過後に徐冷し，成形品を取り出す．
十分に樹脂が硬化し，所定の強度特性を発現させるため，硬化に必要な温度，時間を設定する必要がある．マトリックスのエポキシ樹脂は硬化反応により発熱し，反応終了に伴い発熱が収束し，一定値に落ち着く．この発熱・吸熱挙動を詳細に評価することにより，樹脂の発熱が収束した時間を硬化時間として設定する．昇温速度，硬化温度などを変えて反応が終息する時間を評価し，昇温速度，硬化温度及び保持時間を設定した．
(3) 特性評価
設定した基本的なプロセスを適用して成形した供試体を用いて，特性評価を実施した．
強度特性として，実機適用の際に重要な評価項目となる有孔圧縮強度試験（以下，OHC：Open Hole Compression strength ） 及び 衝 撃後 圧縮 強 度試 験（ 以下 ， CAI: Compressionstrength After Impact）についての評価を実施した．供試体は，約 4.3mm 厚さ（Vf=55.6％相当）の擬似等方積層品である．強度試験結果，及び強度試験後の供試体を併せて表１に示す．
なお，表１には，参考のため航空機用一次構造材に適用されているプリプレグ成形品の強度特性を併せて示した(1)．航空機用一次構造部材に適用されているプリプレグ成形品と比較した
場合，OHC は同等であるものの，CAI 強度が 74％程度と低い結果となった．含浸時に低粘度が必要となる RTM 樹脂の特性上，CAI のような樹脂の靭性に依存する強度特性はプリプレグ成形品より劣る傾向にある．
表１ 静的強度試験結果
RTM 成形品
試験項目

OHC（中弾性高強度繊維/RTM エポキシ樹脂）

プリプレグ成形品（T800S/3900-2B）(1)

平均値 （MPa）

平均値 （MPa）

300298217295

CAI（衝撃エネルギー6.7J/mm）

また，疲労特性についても評価した．図４に有孔圧縮疲労強度試験の結果及び試験後の供試体外観を示す．有孔圧縮疲労強度は，106 サイクル後に静的強度を基準として約 70％程度の強度となると予測される．この結果は，従来のプリプレグ+オートクレーブ成形品の S-N カーブ挙動と同様であり，RTM 成形品が特異な疲労挙動を有しないことが検証できた．

図４ 有孔圧縮疲労強度試験結果

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以上の評価の結果から，プリプレグ+オートクレーブ成形品と同様の設計ができる目処が得られ，二次構造部材に適用可能な特性を有することが期待される．更に一次構造への適用を目指すには，材料の靭性向上化，及び厚板，大型部材を対象としたプロセス開発が必要である．
(4) 厚板への含浸，硬化試験
RTM プロセスの厚板部材への適用を志向し，厚板部材への含浸，硬化試験を実施した．実際に想定される部材より相当厚い 50mm 厚さの平板試作を行った．図５に成形品の断面観察結果を示すが，板厚中央の層間にマイクロポロシティが発生し，厚板成形のためにはプロセスの改善が必要であることが判明した．マイクロポロシティ発生要因として，図６に示す，①硬化発熱による分解ガスの発生，②硬化収縮の厚板中央部集中，③気泡・揮発成分の厚板中央部集中の３点を推定し，(5)に示す要因特定，改善を実施した．

図５ 厚板成形品の断面観察結果

図６ マイクロポロシティ発生要因推定(5) 厚板成形プロセスの改善①硬化発熱による分解ガスの発生(a)硬化反応において発生する発熱のため，中央部が蓄熱し温度が高くなる．(b)この高温により，樹脂が分解し，分解ガスが発生する．(c)分解ガスが内部に残った状態で硬化し，マイクロポロシティができる，と考えられる．そこで，熱電対を厚板プリフォームの各部に埋め込み，含浸・硬化過程での温度変化を測定した．測定結果を図７に示す．
250 分から 400 分の領域では，板厚の上側，下側と比較して中央部の温度が高いが，硬化発熱による温度上昇はごくわずかであり，保持温度以下である．この結果より，硬化発熱による蓄熱の影響は小さく，樹脂の分解温度まで達していないことがわかる．したがって，硬化発熱によるマイクロポロシティ発生の可能性は低いと考えられた．
②硬化収縮の厚板中央部集中硬化収縮挙動を評価した．図８に，硬化に伴う樹脂単体の体積変化を示す．硬化前の樹脂は熱膨張により温度上昇とともに体積膨張し，樹脂の温度が 150～160℃に到達すると樹脂が硬化収縮を始める．最終的には硬化温度に到達したと同時に収縮が終了する．最も膨張した時と収縮が終了した時の体積差は約４％であった．このレベルの硬化収縮量の影響で板厚中央部でマイクロポロシティが発生するかは特定できないが，本特性を念頭において次の気泡・揮発成分評価を並行して実施した．
③気泡・揮発成分の厚板中央部集中初めに存在する気泡の量を削減することを狙って，脱泡温度を上げて脱泡をよりシビアに行った上で，樹脂の含浸，硬化を行った．脱泡の温度を上げ，樹脂の粘度が低い状態で脱泡を実施し，気泡・揮発成分の存在量を減少させて RTM 成形を行ったところ，マイクロポロシティのない厚板が成形できた．成形体の断面写真を図９に示す．脱泡条件の見直しにより，品質の向上が達成でき，マイクロポロシティの発生要因は気泡・揮発成分の中央領域への集中であったと考えられた．

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図７ 硬化過程での温度変化

図８ 硬化工程での樹脂単体の体積変化

図９ プロセス改善後の厚板成形品の断面観察
結果|3. 部材試作
適正化を図った厚板用 RTM 成形条件を用いて，C 型形状部材及び，板厚変化，キンクを有する複雑形状部材の試作を実施した．
各供試体の寸法及び積層構成を以下に示す．
C 型部材寸法： 300mm×180mm×約 40mm 厚さ

複雑形状部材寸法 ： 335mm×350mm×約 22mm（最厚部），約４mm（最薄部）
積層構成： 擬似等方積層

Vf = 55％相当
図１０に成形した供試体の外観を示す．供試体にはボイドは無く，キンク部の形状も良好であった．しかし，供試体表面のキンク部の端部から繊維うねりが起こっており，プリフォーミングの条件設定にて改善を図る必要がある．また，厚板部の R 部の一部に微細なクラックが発生しているものもあり，今後形状の検討を含め改善を図っていく．

図１０ 部材試作品の外観

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板厚に関しては，ばらつきは非常に少なく，高精度な形状を確保できるプロセスと言える．一方，板厚の絶対値は，目標板厚と比べて若干小さい結果となった．これは樹脂の硬化収縮および熱収縮の影響であり，今後成形型設計時に樹脂の硬化収縮および熱収縮の影響を考慮することで，高精度な部材を成形するためのプロセスを設定，提供できると考えられる．

|4. 板厚方向含浸の検討
C 型形状の RTM 成形に関して，樹脂含浸解析ソフト(PAM-RTM)を用いた含浸シミュレーション及び平板試作を実施し，板厚方向に含浸することによる含浸時間の短縮化を検討した．
板厚注入方式は，従来の端部からの注入方式と比較して含浸が効率化され，図１１に示すとおり，29％の時間で含浸が完了すると見込まれた．基材の樹脂の流れやすさ（Permeability）を比べれば，板厚方向よりも面内方向の方が含浸しやすいが，端部注入方式では樹脂の流れる経路が長くなるため，結果的に含浸に時間がかかる．含浸経路の長さは，Permeability や樹脂粘性よりも含浸時間に与える影響が大きいことが分かる．
次に，板厚方向への含浸を行う手法の有効性を検証した．上側に強化ガラスを用いることで，樹脂含浸状況を把握した．従来の端部注入方式では 35 分，板厚注入方式では 10 分の含浸時間となり，ほぼシミュレーションどおりの効率化がなされることが判明した．以上のことから，樹脂の流れる経路が長くなると樹脂が最後まで到達しないうちに硬化してしまうリスクがあることから，実機サイズの大物部材を成形する際には，含浸時間が短い板厚注入が有効であるといえる．板厚方向含浸のためには，特殊な治具構成を構築する必要があるため，小さな部材は従来の端部からの注入方式，大きな部材は板厚注入方式と，治具構成を使い分けることが現実的と考える．

含浸終了時間（①基準（％））①端部注入ケース②板厚注入ケース

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図１１ 含浸シミュレーション：注入方式の違い検討|5. まとめ
航空機複合材部材の将来のハイレート生産に対応するため，高精度形状による組立コストの低減に寄与でき，自動化によるハイレート生産への適応性の高い，RTM 成形技術に着目し，厚板，大物部材の成形に適用可能な高効率 RTM 成形技術の開発を進めた．
まず，基本的な成形プロセスを設定し，強度特性，疲労特性など，構造部材への適用性を評価し，二次構造部材として適用目処があるとの見込みを得た．次に，厚板大物部材成形に適したプロセスを設定し，部材試作，含浸効率の向上まで検討を進めた．
今後は，材料面で靭性向上化の改善，プロセス面で自動化を考慮した低コストプロセスを実現することで，一次構造部材にも適用可能なプロセス開発，部材開発を推進していく．
本研究開発は，(財)日本航空機開発協会の超高速輸送機実用化開発調査の一環として実施したものであり，関係各位のご支援に深く感謝を申し上げます．

参考文献(1) 武田 文人ほか，航空機複合材一次構造への VaRTM 適用化研究，三菱重工技報 Vol.42 No.5 (2005)
p.220～225