JP2012240610A - 航空機用構造材料及びその利用 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】航空機用構造材料は、強化繊維及び樹脂を含む複合材料2と、高分子フィルムを熱処理して得られるグラファイトフィルム1と、を含む。
【選択図】図1
Description
上記グラファイトフィルムは、高分子フィルムを熱処理して得られるものである。
グラファイトフィルムの厚さは、5μm以上100μm以下が好ましく、20μm以上80μm以下がより好ましい。厚さが5μ以上であれば、雷電流を効率的に伝達することができ、また、100μm以下であれば、軽量性に優れる複合材料を提供することができる。
グラファイトフィルムは、電気伝導性に優れているため、電気伝導度の低い複合材料に設けることによって複合材の耐雷性を向上させることができる。
グラファイトフィルムの面方向における熱伝導率は1,000W/m・K以上であることが好ましく、1,100W/m・K以上であることがより好ましく、1,200W/m・K以上であることが特に好ましい。
ここで、Aは熱伝導率、αは熱拡散率、dは密度、Cpは比熱容量をそれぞれ表す。
グラファイトフィルムのMIT耐揉疲労試験結果(以下、「MIT」と略する場合がある。)は、10,000回以上であることが好ましい。グラファイトフィルムのMITが10,000回以上であれば、例えば、グラファイトフィルムを曲げながら複合材料と貼り合わせる作業も行うこともできるため、グラファイトフィルムと複合材料との間に空気が入ることを抑制することができ、その結果、雷撃の衝撃によってグラファイトフィルムが破れるといった問題を軽減することができる。
本発明に係る航空機用構造材料で用いることができる複合材料は、強化繊維及び樹脂を含む材料であれば特には限定されず、航空機用耐雷複合材料に用いられている各種複合材料を採用することができる。
本発明に係る航空機用構造材料において、上記複合材料と上記グラファイトフィルムとは積層されており、上記グラファイトフィルムは、上記複合材料の最外層に設けられていることが好ましい。
本発明に係る航空機は、上述した本発明に係る航空機用構造材料を用いて得られたものである。本発明に係る航空機は、本発明に係る航空機用構造材料を用いたこと以外は、当業者が利用可能な種々の方法によって製造することができる。
雷撃試験は、2mmのギャップで設置された電極間に航空機用構造材料を設置し、非接触放電(出力:40kA、100kA)を行うことにより実施した。Haefely社製インパルス大電流試験装置を用い、2mm間のギャップで設置された電極間に航空機用構造材料を設置して行った。雷撃波形は、8.0/20.0μm、最大電流値は40kA又は100kAで行った。
航空機用構造材料は、以下の工程で作製した。まず、東邦テナックス製QC−133UDプリプレグを積層構成〔45/0/−45/90〕4Sの擬似等方性に積層した後、180℃、0.5MPaにて2時間オートクレーブ成形を行い、複合材料としてCFRPを形成した。平均厚みは4.8mm、寸法は150mm×100mmであった。
実施例1で作製した航空機用構造材料について、出力100kAで雷撃試験を行った結果、図5に示すように、航空機用構造材料を構成するグラファイトフィルムは衝撃で破壊されたが、CFRP自体には損傷が無かった。このため、表面のグラファイトフィルムのみを貼り替えることでCFRP全体を交換せずとも、航空機用構造材料を補修し、再利用できる。
実施例1で用いた複合材料(CFRP)を用いて、出力40kAで雷撃試験を行った。その結果、図5に示すように、CFRPは表面に軽度の損傷を受けた。損傷は軽度であるが、航空機用構造材料として利用するためには、損傷箇所を完全に排除し、望ましいスカーフ角度を持って、すり鉢上に加工した後、再度硬化前のCFRPを積層し硬化プロセスを実施することによって補修する必要がある。
実施例1で用いた複合材料(CFRP)を用いて、出力100kAで雷撃試験を行った。その結果、図5に示すように、CFRPの表面は重度の損傷を受けた。損傷の程度が大きいため、航空機用構造材料として利用するためには、損傷箇所を完全に排除し、望ましいスカーフ角度を持って、すり鉢上に加工した後、再度硬化前のCFRPを積層し硬化プロセスを実施することによって補修する必要がある。
2 複合材料
3 接着剤
4 保護層
Claims (12)
- 強化繊維及び樹脂を含む複合材料と、
高分子フィルムを熱処理して得られるグラファイトフィルムと、
を含む航空機用構造材料。 - 上記複合材料と上記グラファイトフィルムとは積層されており、
上記グラファイトフィルムは、上記複合材料の最外層に設けられている、請求項1に記載の航空機用構造材料。 - 上記グラファイトフィルムの表面側に、さらに保護層が設けられている、請求項2に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムが、ポリイミド、ポリアミド、ポリオキサジアゾール、ポリベンゾチアゾール、ポリベンゾオキサゾール、ポリベンゾビスオキサゾール、ポリパラフェニレンビニレン、ポリベンゾイミダゾール、ポリベンゾビスイミダゾール及びポリチアゾールからなる群から選択される少なくとも1種の高分子の熱処理によって得られたものである、請求項1〜3の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムの面方向の電気伝導度が1,000S/cm以上である、請求項1〜4の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムの厚さ方向の電気伝導度が100S/cm以下である、請求項1〜5の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムの面方向の熱伝導度が1,000W/m・K以上である、請求項1〜6の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムの厚さが5μm以上100μm以下である、請求項1〜7の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムの単位面積あたりの重さが20g/m2以上90g/m2以下である、請求項1〜8の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 上記グラファイトフィルムのMIT耐揉疲労試験結果が10,000回以上である、請求項1〜9の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- コキュアによって、上記グラファイトフィルムと上記複合材料とが固定されている、請求項1〜10の何れか1項に記載の航空機用構造材料。
- 請求項1〜11の何れか1項に記載の航空機用構造材料を用いて得られた航空機。
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