JP2008149449A - 孔付き繊維強化複合体の製造方法、及びその複合体からなる航空機構造用部材 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】 強化繊維にマトリックス樹脂を含浸したプリプレグからなる硬化プリプレグ成形体1’にドリル加工して接合用孔15を有する繊維強化複合体1を製造する方法であって、前記ドリル加工に、2つ以上の錐状の先端切刃81と、前記先端切刃81から連続的にシャンク82まで延在する2つ以上の外周切刃83と、前記先端切刃81からシャンク82まで延在する切屑排出溝84とを有するバニシングドリル8を用いる方法。
【選択図】図9(a)
Description
図1は、本発明の方法により製造する孔付き繊維強化複合体の一例を示す。このパネル状の孔付き繊維強化複合体1は、強化繊維にマトリックス樹脂を含浸したプリプレグを硬化させてなり、矩形状の平板部10と、その横手方向両側縁部から片側に突出したフランジ部11,11と、平板部10の長手方向両側縁部から両側に突出したフランジ部12,12と、平板部10に設けられた軽量化のための円孔13,13と、平板部10の四隅に設けられた円弧状の切り欠き部14とを有する。パネル状孔付き繊維強化複合体1の平板部10、フランジ部11,11及びフランジ部12の一方には、リベット等のファスナにより他の部材と接合するための孔15が設けられている。以下図1に示すパネル状孔付き繊維強化複合体1を成形する方法を例にとり、本発明の方法を説明する。
(a) 形状
図2〜4は、図1に示すパネル状孔付き繊維強化複合体1を成形する型の一例を示す。この成形型は、孔付き繊維強化複合体1の平板部10及びフランジ部11,11,12,12を形成するキャビティ20,30を有する上型及び下型2,3と、上型及び下型2,3と密着する側型4,4,5,5とを有する。
上型2及び下型3を構成する材料としては、例えば鋳鉄、鋼鉄(例えばJIS SS400等)、炭素鋼(例えばJIS S45C-H等)等が挙げられる。鋳鉄としては、株式会社榎本鋳工所から「ノビナイト」の商品名で市販されている低線膨張係数を有するものが好ましい。側型4,5を構成する材料としては、例えばアルミニウム等が挙げられる。
(a) プリプレグ積層工程
予め上型2の孔24、及び下型3の孔34,34'に、樹脂漏れ防止プラグ62、63を挿入する。四隅を扇形に切り欠いた複数の矩形状布状プリプレグを、上型2及び下型3上に積層する。図5(a)及び図5(b)に示すように、上型2及び下型3上のプリプレグ積層体1a,1bはそれぞれ余肉を有する。
図5(c)及び図5(d)に示すように、カッター等のトリミング工具72により、上型2のキャビティ20の端面20cに沿ってプリプレグ積層体1aの余肉12aを切除(トリミング)し、下型3のキャビティ30の端面30dに沿ってプリプレグ積層体1bの余肉11b,12bを切除する。図5(e)に示すように、トリミング後、下型3では、キャビティ30にプリプレグ積層体1bが収容された状態となる。上型2の溝21a,21b、及び下型3の溝31a,31bにシール66を装着する。上型2の溝26、及び下型3の溝36にシリコーンシートを詰める。下型3の孔37にピン65を挿入し、それらの頭部65aを上型2の孔25に挿入し、図5(f)に示すように、プリプレグ積層体1a,1bが接するように下型3に上型2を載置する。図5(f)及び図5(g)に示すように、上型2に載置したプリプレグ積層体1aを下型3に載置したプリプレグ積層体1bの上に垂らした状態で、下型3のキャビティ30の端面30dに沿って、プリプレグ積層体1aの横手方向余肉11aを切除する。トリミングは通常室温で行う。トリミングの容易な未硬化のプリプレグ積層体1a,1bから余肉を切除するので、良好な切断面を有する繊維強化複合体を簡便に製造できる。
図5(h)及び図5(i)に示すように、フランジ部12,12を強化するために、帯状プリプレグ1cを、強化繊維及びマトリックス樹脂からなる充填材1dを介して、プリプレグ積層体1a,1bのフランジ部12a,12bに積層する。このようにしてプリプレグ積層体1a,1b、帯状プリプレグ1c及び充填材1dを一体化したプリプレグ成形体1''が得られる。
図6に示すように、組合せた上型2及び下型3の側面に、側型4,4,5,5を付着し、プリプレグ成形体1''のフランジ部を支持する。図7に示すように、型全体を基盤90上に載置し、バッグフィルム91で被覆する。バッグフィルム91内を真空ポンプに接続した管92より減圧する。真空状態を保持できるように、バッグフィルム91を基盤90の上面に接着テープ93により密着する。
硬化プリプレグ成形体1'の平板部10'、フランジ部11',11'及びフランジ部12'にバニシングドリルにより接合用孔15を形成する。
図9(a)及び図9(b)は、硬化プリプレグ成形体1'の穿孔に使用するバニシングドリルの一例を示す。バニシングドリル8は、錐状先端切刃81,81と、各先端切刃81,81と連続してシャンク82まで延在する外周切刃83,83と、先端切刃81,81からシャンク82まで延在するV字状断面の切屑排出溝84,84とを有する。外周切刃83を有するランド85は、周方向両端部に孔15の内面と接触するマージン85a,85bを有する。マージン85a,85bの幅d1,d2は、孔15の直径及び硬化プリプレグ成形体1'の厚さに応じて適宜設定する。
側型4,4,5,5を取り外した後、図10に示すように、ショルダーボルト64を、板状の穿孔用治具6,6,7,7の孔61,71を介して、孔35に螺入することにより、板状穿孔用治具6,6,7,7を下型3に取り付ける。穿孔用治具6,7には、型中の硬化プリプレグ成形体1'に孔15を設けるために、ガイドプラグ67を介してバニシングドリル8を挿入する孔60,70が各々設けられている。穿孔用治具6,7はアルミニウム等により形成できる。ショルダーボルト64は合金鋼(例えばJIS SCM435H等)により形成できる。
得られた孔付き繊維強化複合体1から、型2,3及び穿孔用治具6,7を取り外す。図13に示すように、上型2の孔25にはネジ山が設けられている。ネジ山付き孔25にボルト73を螺入し、その先端でピン65の頭部65aを押すことにより、上型2と下型3を容易に分離することができる。上型2のフランジ部22aに設けた溝26に、マイナスドライバ等の平坦な工具74を差し入れ、上型2から孔付き繊維強化複合体1を分離する。図14に示すように、下型3のフランジ部32aに設けた溝36にも平坦な工具74を差し入れ、下型3から孔付き繊維強化複合体1を持ち上げ、分離する。
以上のような製造方法により得られる孔付き繊維強化複合体は、軽量で強度が高いので、航空機構造用部材として好適である。図15は、本発明の方法により製造した孔付き繊維強化複合体を用いて航空機胴体用構造体を構成した例を示す。孔付き繊維強化複合体1はリベット94により接合されている。図15に示す構造体は、例えば航空機胴体の床用の構造体として使用することができる。この例では、孔付き繊維強化複合体1同士を接合しているが、アルミニウム合金製部材等の他の部材と接合しても良い。図15に示す例では同じ形状の孔付き繊維強化複合体1を接合しているが、異なる形状の孔付き繊維強化複合体1を組合せても良い。
図5(a)〜図8に示す手順により、炭素繊維及びエポキシ樹脂からなる硬化プリプレグ成形体1'を作製した。図10〜12に示す手順により、硬化プリプレグ成形体1'の平板部10'(厚さ:1.56 mm)に、図9に示すバニシングドリル8(直径D:4.1 mm)を2,000 rpmの回転速度で貫通させ、5個の孔15を形成した。各孔15に垂直な一平面が孔15の内面と交差する線上の複数の点の座標を三次元座標測定機により測定した。図16(a)〜(e)は、各孔15の実測座標値を結ぶ環状線(実測線)L2、及び実測線L2で囲まれた領域と同じ面積を有する真円L1を示す。なお各図において、実測線L2の真円L1からの偏差は明瞭化のために同倍率で拡大してある。いずれの実測線L2も真円L1からの偏差が十分に小さかった。これから、バニシングドリル8を使用すると一発加工でも高い寸法精度及び真円度を有する孔15が得られることが分かる。
ツイストドリル(ドリル径:4.1 mm)を用いた以外実施例1と同様にして、硬化プリプレグ成形体1'の平板部10'に、5個の孔15を形成した。各孔15の内面の三次元座標値を実施例1と同様に測定した。図17(a)〜(e)は、各孔15の実測座標値を結ぶ環状線(実測線)L3、及び実測線L3で囲まれた領域と同じ面積を有する真円L1を示す。各図における実測線L3の真円L1からの偏差は実施例1と同倍率に拡大してある。図17(a)〜(e)から明らかなように、実施例1に比べて測定線L3は真円L1からの偏差が著しく大きく、孔15の寸法精度及び真円度が低かった。実施例1と同等の真円度を得るにはリーマ加工等の追加作業が必要であり、加工コストの増大を免れない。
10・・・平板部
11,12・・・フランジ部
13・・・円孔
14・・・切り欠き部
15・・・接合用孔
1a,1b・・・プリプレグ積層体
11a, 12a,12b・・・余肉
1c・・・帯状プリプレグ
1d・・・充填材
1'・・・硬化プリプレグ成形体
10'・・・平板部
11',12'・・・フランジ部
1''・・・プリプレグ成形体
2・・・上型
20・・・キャビティ
20a・・・水平部
20b・・・垂直部
20c・・・端面
21a,21b・・・溝
22a・・・フランジ部
22b・・・環状フランジ部
23a・・・扇状凸部
23b・・・円状凸部
23c・・・水平凸部
24・・・孔
24a・・・大径部
24b・・・小径部
25・・・孔
26・・・溝
3・・・下型
30・・・キャビティ
30a・・・水平部
30b,30c・・・垂直部
30d・・・端面
31a,31b・・・溝
32a・・・フランジ部
32b・・・環状フランジ部
33a・・・扇状凸部
33b・・・円状凸部
33c・・・水平凸部
34・・・孔
34a・・・小径部
34b・・・大径部
34',35,37・・・孔
36・・・溝
38・・・溝
4・・・側型
5・・・側型
6・・・穿孔用治具
60,61・・・孔
62・・・樹脂漏れ防止用プラグ
62a・・・頭部
62b・・・先端切刃
62c・・・Oリング
63・・・樹脂漏れ防止用プラグ
64・・・ショルダーボルト
65・・・ピン
65a・・・頭部
66・・・樹脂漏れ防止用シール
67・・・ガイドプラグ
67a・・・孔
67b・・・大径部
67c・・・小径部
7,7'・・・穿孔用治具
70,71・・・孔
72・・・トリミング工具
73・・・ボルト
74・・・平坦な工具
8・・・バニシングドリル
81・・・先端切刃
82・・・シャンク
83・・・外周切刃
84・・・切屑排出溝
85・・・ランド
85a,85b・・・マージン
90・・・基盤
91・・・バッグフィルム
92・・・吸引管
93・・・接着テープ
94・・・リベット
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- 強化繊維にマトリックス樹脂を含浸したプリプレグからなる硬化プリプレグ成形体にドリル加工して接合用孔を有する繊維強化複合体を製造する方法であって、前記ドリル加工に、2つ以上の錐状の先端切刃と、前記先端切刃から連続的にシャンクまで延在する2つ以上の外周切刃と、前記先端切刃からシャンクまで延在する切屑排出溝とを有するバニシングドリルを用いることを特徴とする孔付き繊維強化複合体の製造方法。
- 請求項1に記載の孔付き繊維強化複合体の製造方法において、成形型のキャビティに前記プリプレグを配置した状態で、前記キャビティの縁に沿って前記プリプレグの余肉を切除した後、前記マトリックス樹脂を硬化させることを特徴とする方法。
- 請求項2に記載の孔付き繊維強化複合体の製造方法において、前記硬化プリプレグ成形体は矩形状平板部と、その端部から突出した少なくとも1つのフランジ部とを有し、前記成形型のキャビティは前記矩形状平板部を支持する水平部と、前記フランジ部を支持する少なくとも1つの垂直部とを有することを特徴とする方法。
- 請求項2又は3に記載の孔付き繊維強化複合体の製造方法において、少なくとも一方にキャビティが設けられた上型及び下型からなる成形型を使用し、前記上型及び下型の水平部は整合する孔を有し、前記孔に前記バニシングドリルを挿入することにより前記キャビティ内の硬化プリプレグ成形体の矩形状平板部に前記接合用孔を形成することを特徴とする方法。
- 請求項4に記載の孔付き繊維強化複合体の製造方法において、前記上型のキャビティの水平部に設けられた孔中に、筒状のガイドプラグを固定し、前記ガイドプラグに前記バニシングドリルを挿入して前記硬化プリプレグ成形体に前記接合用孔を形成することを特徴とする方法。
- 請求項4又は5に記載の孔付き繊維強化複合体の製造方法において、前記上型及び/又は下型の垂直部の孔に前記バニシングドリルを挿入することにより前記キャビティ内の硬化プリプレグ成形体のフランジ部を穿孔することを特徴とする方法。
- 請求項6に記載の孔付き繊維強化複合体の製造方法において、板状の穿孔用治具を前記硬化プリプレグ成形体のフランジ部に当接し、前記穿孔用治具に設けられた孔中に、筒状のガイドプラグを固定し、前記ガイドプラグに前記バニシングドリルを挿入して前記硬化プリプレグ成形体を穿孔することを特徴とする方法。
- 請求項1〜7のいずれかに記載の方法により製造された孔付き繊維強化複合体からなることを特徴とする航空機構造用部材。
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