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４．４ 炭素繊維強化樹脂基複合材料：CFRP(Carbon

用材料の中心として使用されていた金属材料，とくにアFiber Reinforced Plastic)の開発

ルミニウム合金は，今や CFRP に置換えられて急激に使重量軽減は空を飛ぶ乗り物である飛行機の永遠の課用比率が減少しています．21 世紀になり，飛行機構造題であり，飛行機構造設計者の目は常に構造重量の軽材料の主役交代は明白で，20 世紀の飛行機の発達を量化に向けられています．そこで新素材として炭素繊維支えてきたアルミニウム合金は落日を迎えています．し強化樹脂基複合材料(CFRP：Carbon Fiber Reinforce

かし，金属材料を零にすることはできないため，CFRP とPlastic)が開発されました．CFRP プリプレグを使用した金属材料が混在することになります．CFRP とアルミニウ

部品製造方法の概略を図 13 に示します．CFRP は，高ム合金を結合すると，大きな電位差によるアルミニウム強度の炭素繊維を使用して縫った布を，エポキシ樹脂な合金のガルバニック腐食問題が生じます．しかし，チタ

どの樹脂に含浸させて作ったプリプレグと呼ばれる薄いン合金と CFRP は電位差が小さく，電位差によるガルバ布状のものを使用します．この薄いプリプレグを何枚も積ニック腐食は無視できます．そこで，チタン合金は CFRPみ重ねた積層体をオートクレーブと呼ばれる加熱・加圧と相性の良い材料として飛行機構造材料としては重宝できる圧力容器内で硬化させることにより部品を成形しまされます．21 世紀の飛行機用構造材料として，価格問す．CFRP は引張荷重に対しては繊維である炭素繊維が題を乗り越えることができれば，チタン合金には素晴ら非常に大きな荷重に耐えることができますが，一方，繊しい未来が約束されているといえるでしょう．

維なので普通なら圧縮荷重を支えることはできません．
そのために繊維を真っ直ぐに張った状態に保持するた

５． 二十一世紀

めに繊維を樹脂で固めて炭素繊維が荷重から逃げない

５．１ 二十一世紀の飛行機ように拘束して圧縮荷重も炭素繊維に分担させるよう工図 12（第 4 回掲載）に 21 世紀になって設計されたボ

夫しています．現在，CFRP は加熱硬化後の比重が 1.6

ーイング社 B787 の構造材料の比率を示しています．最前後で，アルミニウム合金の比重の 2.7 に比べて大幅にも多用されている構造材料は複合材料で 50%を占めて小さく，飛行機の構造重量の軽減が期待できます．

います．20 世紀の最後に設計された B777 で構造材料

20 世紀末，民間旅客機ではジェット燃料が高騰しての 11%を占めていた複合材料の使用比率が突然大幅航空輸送会社の経営を圧迫するようになり，機体構造をに増加しています．一方，B777 で 70%も使用されてい軽量化して燃費を向上してジェット燃料を節約することたアルミニウム合金は，B787 では 20%と大幅に減少しが急務となりました．そこで更に軽量高強度の材料で飛ています．チタン合金の使用比率も B787 では 15%と二行機構造を作ることが必要になり，機体の構造材料の桁台になり，B777 の使用比率の二倍程度になっていまCFRP 化が急速に進行しました．20 世紀に飛行機構造す．このように 20 世紀に飛行機の構造材料の主役であったアルミニウム合金は，21 世紀になって複合材料とチタン合金に交代しました．
ボーイング社は胴体構造材料をアルミニウム合金から複合材料に変更することによって得られる種々のメリットを挙げています．例えば，構造重量の軽量化による燃費の向上，疲労強度向上に伴う客室の与圧力の上昇による快適性の向上，疲労寿命の延長による中古機価格の上昇等を，航空輸送会社へのセールスポイントとしています．このようなメリットは実際に受け取ることができる

図 13 CFRP プリプレグによる部品製造方法 14)ものであり，今後，民間旅客機の構造材料の複合材料

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砥粒加工学会誌化は益々進むものと思われ，再びアルミニウム合金に時計の針が逆戻りすることはないでしょう．
５．２ 主構造材料の CFRP 化
B787 の場合，構造様式自体は金属製飛行機の構造と大きく変わっていません．金属製飛行機の胴体の構造様式は図 7（第 3 回掲載）に示すセミ・モノコック方式ですが，B787 の胴体も基本的に機軸方向に並んだストリンガと，それに直交する円周方向のフレームの井桁構造に外板が組み合わさっています．ただし金属構造では，外板を図 15 VaRTM 法の基本的な工程 16)

円周方向に分割し，この曲率をもった数枚のパネルを円形に並べて結合して胴体を円柱形状に組立てていたの図る方法です．

に対して，複合材料を使用したとき，複合材料の特徴をVaRTM 法の概要を図 15 に示します．まず，プリフォ生かしたフィラメント・ワインディング法と呼ばれる円周方ームを行います．樹脂を含浸していない単なる炭素繊向に炭素繊維を全周にわたって切れ目なく巻く方法を採

維の布を必要な形状に切断して必要な枚数だけ積層し用しています．胴体の形状をした金型の表面にプリプレグます．その後，積層体にバッグをかぶせて真空に引いを巻きつけて，その後，金型と一緒にオートクレーブに入て大気圧で圧縮しながら加熱するホット・コンパクションれて加熱・硬化します．B787 の後部胴体の外観と繊維のを行い，形状を保持します．次にプリフォームにより形状模式図を図 14 に示します．この方式により，外板は一体のできた炭素繊維積層体を型に入れてバッグを掛けて化され，従来のアルミニウム合金構造のように分割したパ真空に引きながらマトリックス樹脂を含浸させます．このネルを円周方向に並べて結合する必要はありません．

ように炭素繊維に樹脂を後から含浸させます．そのために炭素繊維の布は防湿のみ注意して保管すればよく，有効期限はありません．プリプレグの場合，マトリックス樹脂が自然硬化するので低温保管しても製造後 1 年程度の有効期限になりますが，この方法では実質的に時間的制約はありません．プリフォームへのマトリックス樹脂の含浸が終了したら，型と一緒に加熱炉に入れて硬化しま

図 14 B787 胴体の一体化外板

15)今後，機体構造が CFRP 化されるのに従って，現在の金属材料による構造様式であるセミ・モノコック構造にも変化が現れると考えられます．例えば，ストリンガを廃止し，2 枚の CFRP 薄板の間に発泡フォーム，あるいはハニカムを挟んだ厚みのあるサンドウィッチ外板を使用する構造が提案されています．この構造様式は，図 3（第 1 回掲載）に示すモノコック様式と同様の構造様式になります．黎明期の高速飛行機が積層した木材の合板で機体の剛性を保持していたように，CFRP を使用する場合，セミ・モノコック構造よりもモノコック構造の方が効率良い構造となる可能性もあります．
現在の CFRP は高価なプリプレグを使用していますが，主構造材料として多量に使用されると，飛行機自体の価格が上昇するので，コストダウンが求められています．
コストダウンの代表的な手法として，VaRTM(Vacuumassisted Resin Transfer Molding)法があります．この方法は，高価なプリプレグと，加熱・加圧することのできるオートクレーブ装置を使用しないことによりコストダウンを42す．このときも，真空に引いて大気圧を利用して加圧することになるので，大気中で単に加熱すればよく，加圧は不要なので設備費用，維持費用ともに安価となります．
参考文献
14)

小谷浩司，山本晃之助，篠田知行，鈴木保，浅原信雄，
関戸俊英，須賀康雄，河内真二，田中鋼，釜江俊也，堀部郁夫，和田原英輔，吉岡健一，大背戸浩樹，北野彰
彦：CFRP 航空機部材向け確信成形技術 A-VaRTM の開発, http://www.fbi-award.jp/sentan/jusyou/2012/10.pdf
15) （財)航空機国際共同開発促進基金：新中型民間機を中心とする設計技術について-複合材の適用に当たっての既存構造の課題-，
http://www.iadf.or.jp/document/pdf/18-5.pdf
16) Tomoyuki Shinoda, Hiroshi Odani, Eisuke Wadahara,
Yasuhiro Komori, Takashi Shono: A-VaRTM Technology
Application for Japan’s New Regional Jet Aircraft, 16th
International Conference on Composite Materials, Kyoto,
Japan, (2007).
注：本連載は6回に分けて掲載されております．項目，図番および参考文献は第1回から連続しています．

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