JP2017119506A - 航空機用構造体 - Google Patents
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Description
工程[2]:航空機用構造体前駆体を加熱された状態で厚み調整をすることにより膨張させる工程。
航空機用構造体の質量Wsを測定した後、航空機用構造体を粉砕し、JIS K0061法(2001)に従って体積Vsを測定し、次式より算出した。
ρf:強化繊維の密度[g/cm3]
ρr:樹脂の密度[g/cm3]
航空機用構造体から試験片を切り出し、ISO178法(1993)に従い曲げ弾性率を測定した。試験片は、任意の方向を0°方向とした場合に+45°、−45°、90°方向の4方向について切り出した試験片を作製し、それぞれの方向について測定数n=5とし、算術平均値を曲げ弾性率Ecとした。測定装置としては“インストロン(登録商標)”5565型万能材料試験機(インストロン・ジャパン(株)製)を使用した。得られた結果より次式により、航空機用構造体の比曲げ弾性率を算出した。
航空機用構造体から幅25mmの小片を切り出し、エポキシ樹脂に包埋した上で、シート厚み方向の垂直断面が観察面となるように研磨して試料を作製した。試料をレーザー顕微鏡(キーエンス(株)製、VK−9510)で400倍に拡大し、繊維断面形状の観察を行った。観察画像を汎用画像解析ソフトウェア上に展開し、ソフトウェアに組み込まれたプログラムを利用して観察画像中に見える個々の繊維断面を抽出し、繊維断面に内接する楕円を設け、繊維断面の形状を近似した(以降、繊維楕円と呼ぶ)。さらに、繊維楕円の長軸長さα/短軸長さβで表されるアスペクト比が20以上の繊維楕円に対し、X軸方向と繊維楕円の長軸方向とのなす角を求めた。構造体の異なる部位から抽出した観察試料について上記操作を繰り返すことにより、計600本の強化繊維について配向角度を測定し、その算術平均値を強化繊維の配向角度θfとして求めた。
航空機用構造体から試験片を切り出し、JIS K7222(2005)を参考にして航空機用構造体の見かけ比重を測定した。試験片の寸法は縦100mm、横100mmとした。試験片の縦、横、厚みをマイクロメーターで測定し、得られた値より試験片の体積Vを算出した。また、切り出した試験片の質量Mを電子天秤で測定した。得られた質量M及び体積Vを次式に代入することによってより航空機用構造体の比重ρを算出した。
航空機用構造体から縦10mm、横10mmに試験片を切り出し、断面を走査型電子顕微鏡(SEM)((株)日立ハイテクノロジーズ製 S−4800型)により観察し、航空機用構造体の表面から、等間隔に10箇所を1000倍の倍率で撮影した。それぞれの画像について、画像内の空隙の面積Aaを求めた。さらに、空隙の面積Aaを画像全体の面積で除算することにより空隙率を算出した。航空機用構造体の空隙の体積含有率は、5枚の試験片でそれぞれ10箇所ずつ撮影した合計50箇所の空隙率から算術平均により求めた。
航空機用構造体を縦10mm、横10mmに試験片を切り出し、断面を走査型電子顕微鏡(SEM)((株)日立ハイテクノロジーズ製 S−4800型)により観察し、任意の10箇所を3000倍の倍率で撮影した。得られた画像の強化繊維の断面がカットされた任意の50ヶ所から、強化繊維に被覆している樹脂の被覆厚さを測定した。強化繊維を被覆した樹脂の厚みとしては、かかる50ヶ所の測定結果の算術平均値を用いた。
航空機用構造体から試験片を切り出し、FAR25.853Appendix Fに従い、燃焼時間を測定した。試験片を長辺が垂直な状態で固定し、試験片の底辺中央部に真下からバーナーを用いて火を当てた。バーナーから試験片の距離は19mmとし、試験片を60秒炙った後に試験片から炎が発する時間を燃焼時間として測定し、燃焼性を求めた。燃焼時間の優劣については、Advisory Circular(AC)25.853−1a(1)iに準拠した。測定数はn=3とし、燃焼時間の算術平均値を用いた。
ポリアクリロニトリルを主成分とする共重合体から紡糸、焼成処理、及び表面酸化処理を行い、総単糸数12,000本の連続炭素繊維を得た。この連続炭素繊維の特性は次に示す通りであった。
比重:1.8
引張強度:4600MPa
引張弾性率:220GPa
非晶性熱可塑性ポリエーテルイミド樹脂(SABICイノベーティブプラスチックス(株)製“ULTEM”(登録商標)1010R)からなる目付63g/m2の樹脂フィルムを用いた。得られた樹脂シートの特性を表1に示す。
液状ノボラック型フェノール樹脂(DIC(株)製“PHENOLITE”(登録商標)5592)を用いた。
未変性ポリプロピレン樹脂(プライムポリマー(株)製“プライムポリプロ”(登録商標)J105G)80質量%と、酸変性ポリプロピレン樹脂(三井化学(株)製“アドマー”QB510)20質量%とからなる目付100g/m2のシートを作製した。得られた樹脂シートの特性を表1に示す。
ナイロン6樹脂(東レ(株)製“アミラン”(登録商標)CM1021T)からなる目付124g/m2の樹脂フィルムを作製した。得られた樹脂シートの特性を表1に示す。
ポリフェニレンサルファイド樹脂(東レ(株)製“トレリナ”(登録商標)M2888)からなる目付147g/m2の樹脂不織布を作製した。得られた樹脂シートの特性を表1に示す。
炭素繊維1をカートリッジカッターで6mmにカットし、チョップド炭素繊維を得た。水と界面活性剤(ナカライテクス(株)製、ポリオキシエチレンラウリルエーテル(商品名))とからなる濃度0.1質量%の分散液を作製し、この分散液とチョップド炭素繊維とを用いて図6に示す強化繊維マットの製造装置を用いて、強化繊維マットを製造した。図6に示す製造装置は、分散槽としての容器下部に開口コックを有する直径1000mmの円筒形状の容器、分散槽と抄紙槽とを接続する直線状の輸送部(傾斜角30°)を備えている。分散槽の上面の開口部には撹拌機が付属し、開口部からチョップド炭素繊維及び分散液(分散媒体)を投入可能である。抄紙槽が、底部に幅500mmの抄紙面を有するメッシュコンベアを備える槽である点、及び炭素繊維基材(抄紙基材)を運搬可能なコンベアをメッシュコンベアに接続している。抄紙は分散液中の炭素繊維濃度を0.05質量%として行った。抄紙した炭素繊維基材は200℃の乾燥炉で30分間乾燥し、強化繊維マット1を得た。得られた目付は50g/m2であった。得られた強化繊維マット1の特性を表2に示す。
炭素繊維1をカートリッジカッターで0.5mmにカットし、チョップド炭素繊維を得た以外は、強化繊維マット1と同様にして強化繊維マット2を得た。得られた強化繊維マット2の特性を表2に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した。次いで、以下の工程(I)〜(V)を経ることにより航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体では、断面観察から強化繊維を柱状の支持体とした空隙が確認された。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
(II)次いで、120秒間保持した後、5MPaの圧力を付与してさらに60秒間保持する。
(III)工程(II)の後、金型キャビティを開放し、その末端に金属スペーサーを挿入し、航空機用構造体を得る際の厚みが1.2mmとなるように調整する。
(IV)その後、再度、金型キャビティを締結し、圧力を保持した状態でキャビティ温度を50℃まで冷却する。
(V)金型を開いて航空機用構造体を取り出す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
フェノール樹脂をアセトン中にフェノール樹脂の質量が20%となるまで投入し樹脂混合液を調製した。樹脂混合液を強化繊維マット1に樹脂混合液が総合重量の95%となるまで塗付し、50℃で8時間加熱し、アセトンを蒸発させ、航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPA樹脂を、[樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPPS樹脂を、[樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表3に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表4に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット/強化繊維マット]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表4に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表4に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット2、樹脂シートとしてPEI樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した。次いで、実施例1における工程(I)〜(V)を経ることにより構造体を得た以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表4に示す。
強化繊維マットとして強化繊維マット1、樹脂シートとしてPP樹脂を、[樹脂シート/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/強化繊維マット/樹脂シート/樹脂シート]の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例1と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表4に示す。
本実施例が、航空機用構造体の厚みStが条件式:St≧Lf2・(1−cos(θf))を満足することにより、比曲げ弾性率と曲げ弾性率の絶対値とのバランスに優れることが明確である。また、燃焼性を示す燃焼時間において、極めて優れた特性を示すことも明確である。これは、樹脂の燃焼性に由来していることのみならず、強化繊維の周囲を樹脂が被覆することにより、とりわけ性能の向上がなされていると予測された。さらに、樹脂種を変更した実施例3についても同様のことが言える。一方、比較例1においては、強化繊維マットと樹脂を実施例1と同様にしたが、空隙が無いことにより、比曲げ弾性率を満足できなかった。比較例2においては、樹脂種及び空隙の体積割合を調整したが、強化繊維マットと樹脂の体積割合とのバランスが悪く、曲げ弾性率が低いものとなったばかりか、燃焼性を満足することができなかった。これは、強化繊維の周囲への樹脂による被覆が形成されなかったためと推察する。比較例3においては、所望の形状を得ることが困難であった。これは、強化繊維マットの体積含有率が低いためであると推察された。比較例4においては、強化繊維マットに使用する強化繊維の長さが短いものを使用した。これにより、比曲げ弾性率を満足することができなかった。これは、条件式:St≧Lf2・(1−cos(θf))を満足することができなかったことにより、航空機用構造体中の強化繊維の粗密に偏りが出てしまったためと推察される。比較例5においては、樹脂種をより比重の低い樹脂に変更したが、PP樹脂由来の燃焼性の低さにより、燃焼特性を満足することができなかった。
2 樹脂
3 強化繊維
4 空隙
Claims (11)
- 樹脂と強化繊維と空隙からなる航空機用構造体であって、
前記樹脂の体積含有率が2.5体積%以上、85体積%以下の範囲内にあり、
前記強化繊維の体積含有量が0.5体積%以上、55体積%以下の範囲内にあり、
前記空隙が10体積%以上、99体積%以下の範囲内の割合で前記航空機用構造体中に含有され、
前記強化繊維の長さをLf、前記航空機用構造体の断面方向における前記強化繊維の配向角度をθfとしたとき、前記航空機用構造体の厚みStが条件式:St≧Lf2・(1−cos(θf))を満足し、
Advisory Circular(AC)25.853−1a(1)iで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が30秒以下である
ことを特徴とする航空機用構造体。 - Advisory Circular(AC)25.853−1a(1)iで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が15秒以下であることを特徴とする請求項1に記載の航空機用構造体。
- 前記航空機用構造体の曲げ弾性率をEc、前記航空機用構造体の比重をρとしたとき、Ec1/3・ρ−1より表される前記航空機用構造体の比曲げ弾性率が3以上、20以下の範囲内にあり、且つ、前記航空機用構造体の曲げ弾性率Ecが3GPa以上であることを特徴とする請求項1又は2に記載の航空機用構造体。
- 前記航空機用構造体の比重ρが0.9g/cm3以下であることを特徴とする請求項1〜3のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記強化繊維が樹脂に被覆されており、前記樹脂の厚みが1μm以上、15μm以下の範囲内にあることを特徴とする請求項1〜4のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記強化繊維が、不連続であり、略モノフィラメント状、且つ、ランダムに分散していることを特徴とする請求項1〜5のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記航空機用構造体中における強化繊維の配向角度θfが3°以上であることを特徴とする請求項1〜6のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記強化繊維の質量平均繊維長が1mm以上、15mm以下の範囲内にあることを特徴とする請求項1〜7のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記強化繊維が炭素繊維であることを特徴とする請求項1〜8のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記樹脂が、ポリエーテルイミド樹脂、ポリエーテルエーテルケトン樹脂、ポリイミド樹脂、及びフェノール樹脂の群から選択される少なくとも1種類以上の樹脂を含むことを特徴とする請求項1〜9のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
- 前記航空機用構造体がスキン層を有することを特徴とする請求項1〜10のうち、いずれか1項に記載の航空機用構造体。
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