JP2001088793A - 複合材構造体及びこれを用いた航空尾翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 メタル薄板を一体成形の複合材にカバーする
如く貼着した複合材構造体において、両者の異なる熱膨
張率による歪にも耐えうる表面補強材又は耐雷材として
のメタル薄板を接着した複合材構造体、及び耐雷材とし
てのメタル薄板を接着した複合材構造体を用いた航空機
翼を提供する。また、メインテナンスや修理時の塗装剥
離等の作業効率を向上する。 【解決手段】 ガラス繊維強化プラスチック、炭素繊維
強化プラスチック等の複合材の表面に金属板を固着して
なる複合材構造体、あるいは複合材の両面に該複合材を
挟むように金属板を夫々固着してサンドイッチ状に構成
された複合材構造体において、前記金属板を複数のセグ
メントメタルに分割し、各セグメントメタルは、それら
の間に緩衝材が充填された所定の隙間を存して配置され
てなる。また、上記構成からなる複合材構造体を航空機
翼に適用する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ガラス繊維強化プ
ラスチック（ＧＦＲＰ）、炭素繊維強化プラスチック
（ＣＦＲＰ）等の複合材の表面に金属板を固着してなる
複合材構造体、並びに該複合材構造体を用いた航空尾翼
に関する。

【０００２】

【従来の技術】図６〜図７には、航空機における複合材
を用いた従来の主翼３００の構造が示されている。図７
はその概観図であり、図６はボルト（３２０）の中心線
に沿う断面図を示している。これらの図において、３０
１は翼上面を構成する複合材構造部であり、下面がメタ
ル部材３０２で構成されている。かかる主翼３００にお
いて、飛行中の翼面への落雷時には、安全性を確保する
ため、その電流をメタル構造からなる機体主要構造３４
０へ流すことを要する。

【０００３】一般にかかる落雷は特にボルト３２０の頭
部に受け易い。しかしながら、複合材自体は絶縁体であ
り、電気的ボンディング回路を形成する材料とはなり得
ない。そのため複合材構造部３０１の外表面、特に落雷
を受けやすい一連のボルト３２０の頭部を相互に電気的
に接続する耐雷材３１０として薄膜状のメタル薄板を、
前記複合材構造部３０１の表面に貼着する手段が提案さ
れた。しかしながら、かかる手段では、耐雷材３１０と
してのメタル薄板と複合材構造部３０１との熱膨張率が
異なるため、特に主翼３００等の広い面積を持った複合
材の一体成形品に接着した場合には一部分だけが浮き上
り易く、かえって両部材の接触不良を起こし易い。

【０００４】そのため現状では、図６に示すように、帯
状のアルミメッシュ材からなる耐雷材３１０を複合材構
造部３０１表面に接着して、夫々のボルト３２０頭部を
電気的に接続し、その耐雷材３１０の一端をボンディン
グジャンパ３３０によりメタル構造の機体主要構造３４
０へアースする構造として上記問題点に対応している。

【０００５】上記従来技術において、ボルト３２０の頭
部と耐雷材３１０との接触面積を広くするために、両者
はディンプリングワッシャ３０５を介して電気的に導通
されている。そして前記ディンプリングワッシャ３０５
と耐雷材３１０との接着については、含浸させたレジン
等の接着剤３１０ａにより二次接着が行なわれている。
さらに、前記耐雷材３１０、ディンプリングワッシャ３
０５、及びボルト３２０の頭部の上面には塗装３０６が
施されている。２２２は前記ボルト３２０に螺合される
ナット、２２１はワッシャである。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、かかる
従来技術においては、上記のように耐雷材３１０とし
て、熱膨張率の差による不具合を有するメタル薄板に代
えて、帯状のアルミメッシュ材を使用した場合、耐雷の
ための電気的ボンディング回路設計および電気的ボンデ
ィング設計は、メタル薄板を使用する場合に比べて複雑
になるという欠点を有する。

【０００７】また上記複合材構造部３０１の表面に塗装
３０６が施されていると、メンテナンスや修理のための
分解作業時等にはアルミメッシュ材の表面に施された塗
装３０６を剥離する必要がある。このため、適切な塗装
３０６の剥離作業を行なうことを要し、現状ではかかる
作業にはサンドペーパー等の手作業的な手段を用いざる
を得ず、多大な時間と労力を要する。

【０００８】さらに係る従来技術においては、複合材構
造部３０１の電気的ボンディング回路を形成する場合、
帯状のアルミメッシュ材からなる耐雷材３１０を複合材
構造部３０１の表面に二次接着することを要するが、こ
の場合には接着不良の恐れがあり、かかる接着不良が発
生した場合には耐雷性を失うという重大な不具合を引き
起こす。

【０００９】さらに上記接着不良等の修理後に、電気的
ボンディング形成の為に帯状のアルミメッシュ材の耐雷
材３１０上に施されている塗装３０６を剥して、再び耐
雷材３１０の表面を露出させるのは、これの表面が完全
な平面ではない為に作業が困難を極める。

【００１０】本発明はかかる従来技術の課題に鑑み、メ
タル薄板を一体成形の複合材にカバーする如く貼着した
複合材構造体において、両者の異なる熱膨張率による歪
にも耐えうる表面補強材又は耐雷材としてのメタル薄板
を接着した複合材構造体、及び耐雷材としてのメタル薄
板を接着した複合材構造体を用いた航空尾翼を提供する
ことを目的とする。

【００１１】さらに、これらの構造から、耐雷回路設計
を容易にすることを第２の目的とする。

【００１２】さらにまた、メンテナンスや修理時の塗装
剥離等の作業効率を向上することを第３の目的とする。

【００１３】

【課題を解決するための手段】本発明はかかる課題を解
決するため、請求項１記載の発明として、ガラス繊維強
化プラスチック、炭素繊維強化プラスチック等の複合材
の表面に金属板を固着してなる複合材構造体であって、
前記金属板を複数のセグメントメタルに分割し、各セグ
メントメタルは、それらの間に所定の隙間を存して配置
されてなることを特徴をする複合材構造体を提案する。

【００１４】また請求項２記載の発明は、ガラス繊維強
化プラスチック、炭素繊維強化プラスチック等の複合材
の両面に、該複合材を挟むように金属板を夫々固着して
サンドイッチ状に構成された複合材構造体において、前
記金属板を複数のセグメントメタルに分割し、各セグメ
ントメタルはそれらの間に所定の間隔を存して配置され
てなることを特徴としている。さらに、請求項１〜２に
おいて、好ましくは、前記隙間に緩衝材を充填する。

【００１５】請求項４〜６記載の発明は請求項１〜３記
載の発明を航空機翼に適用したもので、請求項４記載の
発明は、複合材の表面に板状の耐雷材を固着してなる航
空尾翼において、前記耐雷材は複数のセグメントメタル
に分割され、各セグメントメタルは、それらの間に所定
の隙間を存して配置されてなることを特徴としている。

【００１６】請求項５記載の発明は、複合材の両面に、
該複合材を挟むように耐雷材を含む金属板を夫々固着し
てサンドイッチ状に構成された複合材構造体を備えた航
空尾翼において、前記耐雷材は、複数のセグメントメタ
ルに分割され、各セグメントメタルは、それらの間に所
定の隙間を存して配置されてなることを特徴としてい
る。また、請求項４〜５において、好ましくは、前記隙
間に緩衝材を充填する。

【００１７】かかる発明によれば、複合材の表面に固着
される金属板を所定の隙間を存して複数に分割し、さら
に該隙間に緩衝材を充填することにより、金属板と複合
材との熱膨張差を吸収することができ、従来の複合材構
造体において生じていた不具合、特にその表面面積が広
い場合、特に航空機の主翼表面に使用する場合にも、複
合材とその表面に貼着した金属板との熱膨張率の差に起
因する様々な不具合を解消することができる。

【００１８】さらに、航空機翼において、複合材の一体
成形構造の外表面に上記金属板を耐雷材として貼着して
いるので、従来のアルミメッシュ材からなる耐雷材と異
なり、塗装剥離作業が容易に行なえる。これによって、
メインテナンス作業の効率化、及びコスト削減が可能と
なり、また外的衝撃による損傷レベルが従来のアルミメ
ッシュ材に比べて小さくなるという利点を有する。

【００１９】

【発明の実施の形態】以下、図面を参照して本発明の好
適な実施形態を例示的に詳しく説明する。但しこの実施
形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、そ
の相対的位置等は特に特定的な記載がないかぎりは、こ
の発明の範囲をそれに限定する趣旨ではなく、単なる説
明例にすぎない。

【００２０】図１及び図２は、本発明の実施形態に係る
ハニカムサンドイッチ構造を有する複合材構造体の概略
図であり、図２は該複合材構造体が適用される航空機の
主翼の一部概観斜視図、図１は図２のＡ−Ａ線断面図で
ある。図１〜図２において、３００は主翼、１００は該
主翼３００に装備されたハニカムサンドイッチ構造の複
合材構造部であり、該複合材構造部１００は、複合材か
らなる上面外板１０１と下面外板１０２、及びその中間
で両外板１０１、１０２を繋ぐ力骨１０３が一体成形さ
れて構成されており、さらに上下外板１０１、１０２の
外側にはメタル薄板１１０が表面補強材または耐雷材と
して貼着されている。

【００２１】かかる貼着は、上、下面外板１０１、１０
２とメタル薄板１１０との間にフィルム接着剤１２０を
挟んで行なわれる。このフィルム接着剤１２０は、例え
ばＦＭ３００等が使用される。前記フィルム接着剤１２
０は、レジンで出来た接着剤をフィルム中に含浸させた
ものであり、このフィルム接着剤１２０でメタル薄板１
１０が前記上、下面外板１０１、１０２に二次接着され
ている。

【００２２】そして前記メタル薄板１１０は、複数のセ
グメントメタル１１０Ａに分割されており、各セグメン
トメタル１１０Ａは一部がオーバーラップするように緩
衝ゾーン１１１を設けて連続的に接着されている。この
緩衝ゾーン１１１には緩衝材としてシーラント材が充填
がされており、メタル薄板１１０の熱膨張による歪を十
分吸収できるスペースが形成されている。前記シーラン
ト材としては、例えばＰＲ１７５０（商品名）相当品が
使用されている。このように、前記メタル薄板１１０
が、複数のセグメントメタル１１０Ａに分割されて構成
されているため、複合材構造部１００の上、下外板１０
１、１０２とメタル薄板１１０との間で、両者の熱膨張
率の差に起因する両部材の伸びあるいは縮みを緩衝ゾー
ン１１１が吸収することとなり、上、下外板１０１、１
０２とメタル薄板１１０との間に剥離等の不具合が生じ
難い。

【００２３】従って、主翼３００の広範囲な面でメタル
部材を貼り付ける時に生じる熱膨張率の差による歪等の
発生の不具合が無くなり、従来技術のようにアルミメッ
シュ材等の特殊な部材を使用する必要がない。これによ
り図４に示すように、電気的ボンディングを構成する場
合にも、図６に示したような耐雷材３１０にアルミメッ
シュ材を使用した従来技術に比べてメンテナンス時の作
業性が飛躍的に向上する。

【００２４】図３〜図５は図１〜図２に示されるセグメ
ントメタルで細分化したメタル薄板からなる耐雷材を主
翼の表面に接着した複合材一体成形品の構成を示し、図
３は主翼の要部外観斜視図、図４はボルト中心線に沿う
断面図、図５は耐雷材の部品図である。図３〜図５に示
すように、主翼３００の外表面上に複数のボルト２２０
の頭部が露出しており、さらにその上面には塗装２０６
が塗布されている。この実施例では耐雷材２１０は従来
のアルミメッシュ材に代えて、図１〜図２に示されるメ
タル薄板１１０から構成されており、図５に示すよう
に、緩衝ゾーン２１１を介して、細分化された複数のセ
グメントメタル２１０Ａで構成されている。

【００２５】上記複数のボルト２２０はディンプリング
ワッシャ２０５を介して耐雷材２１０と電気的に導通し
ており、さらに非導電性の複合材構造部２０１の下部に
位置するメタル部材２０２に導通して電気的ボンディン
グを構成している。尚、上記ディンプリングワッシャ２
０５は、メタル薄板からなる耐雷材２１０と出来るだけ
広い接触面積を得るために、ボルト２２０の頭部と耐雷
材２１０の間に介装されている。２２２は前記ボルト２
２０に螺合されるナット、２２１はワッシャである。

【００２６】前記メタル薄板からなる耐雷材２１０の電
気的腐食等を考慮した場合、該耐雷材２１０としてはＴ
ｉ材が最適であり、厚さは約０．４１ｍｍ以下が望まし
い。複合材構造部２０１とはリキッドラムシーラントで
接着するかファスナ結合してもよい。なおメタル薄板に
よる耐雷材２１０は主翼３００の両面に施すようにして
サンドイッチ構造に構成する。かかる実施形態によれ
ば、メンテナンス上、取り外し要求が多い主翼の上面外
板部にこの実施形態による構造の耐雷材２１０を接着す
るのが特に効果的である。

【００２７】更にかかる実施形態では、メタル薄板から
なる耐雷材２１０と複合材構造部２０１との熱膨張率の
差による歪みは、メタル薄板からなる耐雷材２１０は、
図５に示すように、電気的に導通されたセグメントメタ
ル２１０Ａを複数個連続して配置して吸収している。上
記各セグメントメタル２１０Ａの形状、大きさ、及び間
隔は、それらの熱膨張率の制限や強度要求値を満足する
限りどのような形状、大きさ、間隔でもよい。さらにそ
の各セグメントメタル２１０Ａ間には、その熱膨張の差
を十分吸収できるだけの厚さの緩衝ゾーン２１１を設け
ている。該緩衝ゾーン２１１の幅についても各セグメン
トメタル２１０Ａと複合材構造部２０１との熱膨張率の
差により決定される。また、上記メタル薄板からなる耐
雷材２１０の接着には、例えば、従来技術と同様なフィ
ルム接着剤が使用される。

【００２８】

【発明の効果】以上記載の如く、本発明によれば、以下
のような効果を生ずる。すなわち航空機翼における耐雷
材の接着作業は、現状では二次接着が主として行なわれ
ており、この二次接着作業後に接着不良等の欠陥により
ボンディング要求値を満足出来ない場合もあり得る。そ
の場合は、作業手順としてまず母材である翼面を損傷し
ないように細心の注意を配って塗装の剥離作業を行な
い、その後に再接着作業を行なうことを要する。その際
において、本発明に係る複数のセグメントメタルに分割
されたメタル薄板からなる耐雷材を用いれば、該メタル
薄板は従来技術に係る表面の凹凸が多いアルミメッシュ
材とは異なり、塗装の剥離手段としては従来のペイント
リムーバが使用できる。従って本発明によれば、従来技
術のようなサンドペーパーによる手作業の手間が大幅に
省略でき作業性が改善でき、ボンディング処置を容易に
行なうことが出来る。

【００２９】さらに前記複合材は電気的ボンディング回
路を形成する材料とはなり得ないため、電気的ボンディ
ング回路自体が複雑となり、またその設計や組み立て作
業はメタル部材を使った場合に比較して困難な面がある
が、本発明によれば、回路設計も通常のメタル部材を使
用の場合と同様に容易に行なうことができ、これに伴う
コスト削減が可能となる。

【００３０】また緩衝ゾーンを介して複数に分割された
セグメントメタルを表面補強材として使用すれば、最外
板をメタル薄板で構成されているため、従来の複合材構
造に比べて外的衝撃に伴う損傷レベルを比較的小さくし
つつ、熱膨張による歪みを吸収することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明の実施形態に係る航空機翼用複合材構
造耐の断面図（図２のＡ−Ａ線断面図）である。

【図２】 本発明に係る複合材構造体が使用される航空
機主翼の概略部分斜視図である。

【図３】 図２と同様な本発明の実施形態に係る航空機
主翼の概略部分斜視図である。

【図４】 図３のボルト挿入部の断面図である。

【図５】 （Ａ）は図３のＣ部拡大平面図、（Ｂ）は
（Ａ）におけるＢ−Ｂ線断面図である。

【図６】 従来技術に係る航空機主翼のボルト挿入部の
断面図である。

【図７】 従来技術に係る航空機主翼の概略部分断面図
である。

【符号の説明】

１００、２０１ 複合材構造部 １０１ 上面外板 １０２ 下面外板 １０３ 力骨 １１０ メタル薄板 １１０Ａ、２１０Ａ セグメントメタル １１１、２１１ 緩衝ゾーン １２０ フィルム接着剤 ２０２ メタル部材 ２０５ ディンプリングワッシャ ２１０ 耐雷材 ２２０ ボルト ２２２ ナット ３００ 主翼

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ガラス繊維強化プラスチック、炭素繊維
   強化プラスチック等の複合材の表面に金属板を固着して
   なる複合材構造体において、 前記金属板を複数のセグメントメタルに分割し、各セグ
   メントメタルは、それらの間に所定の隙間を存して配置
   されてなることを特徴をする複合材構造体。
2. 【請求項２】 ガラス繊維強化プラスチック、炭素繊維
   強化プラスチック等の複合材の両面に、該複合材を挟む
   ように金属板を夫々固着してサンドイッチ状に構成され
   た複合材構造体において、 前記金属板を複数のセグメントメタルに分割し、各セグ
   メントメタルはそれらの間に所定の間隔を存して配置さ
   れてなることを特徴とする複合材構造体。
3. 【請求項３】 前記隙間に緩衝材を充填してなる請求項
   １または２記載の複合材構造体。
4. 【請求項４】 複合材の表面に板状の耐雷材を固着して
   なる航空尾翼において、 前記耐雷材は複数のセグメントメタルに分割され、各セ
   グメントメタルは、それらの間に所定の隙間を存して配
   置されてなることを特徴とする航空尾翼。
5. 【請求項５】 複合材の両面に、該複合材を挟むように
   耐雷材を含む金属板を夫々固着してサンドイッチ状に構
   成された複合材構造体を備えた航空尾翼において、 前記耐雷材は、複数のセグメントメタルに分割され、各
   セグメントメタルは、それらの間に所定の隙間を存して
   配置されてなることを特徴とする航空尾翼。
6. 【請求項６】 前記隙間に緩衝材を充填してなる請求項
   ４または５記載の航空尾翼。