JP2615234B2 - 繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造 - Google Patents
繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造Info
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、繊維強化樹脂系複合材料製の外板と多数の
桁および肋材とを、接着剤を介することなく、一体に成
形硬化させるようにした構造に関し、特に航空機の翼構
造に適した繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成
形構造に関する。
桁および肋材とを、接着剤を介することなく、一体に成
形硬化させるようにした構造に関し、特に航空機の翼構
造に適した繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成
形構造に関する。
従来の繊維強化樹脂系複合材料を使用した構造の例と
しては、第６図に示すようなものがあり、次の特徴を持
つ構造になっている。
しては、第６図に示すようなものがあり、次の特徴を持
つ構造になっている。
（１）外板１と桁２とを、それぞれの複合材料自身の接
着力で一体に成形硬化した構造。［第６図（ａ）参照］ （２）あらかじめ成形硬化した外板１に、未硬化の桁２
を接着剤Ｓを介して接着すると同時に、桁２自身も硬化
させる構造。［第６図（ｂ）参照］ （３）外板１と桁２および肋材３とをそれぞれの複合材
料自身の接着力で一体に成形硬化した小型の箱型構造。
［第６図（ｃ）参照］ （４）両面の外板1,1と桁２および肋材３とをそれぞれ
の複合材料自身の接着力で一体に成形硬化した構造。
［第６図（ｄ）参照］ （５）外板、桁および肋材を各々成形硬化後、ボルトと
ナット等により機械的に結合する構造（図は省略） 〔発明が解決しようとする課題〕 ところで前述のような従来の構造には、次のような問
題点がある。
着力で一体に成形硬化した構造。［第６図（ａ）参照］ （２）あらかじめ成形硬化した外板１に、未硬化の桁２
を接着剤Ｓを介して接着すると同時に、桁２自身も硬化
させる構造。［第６図（ｂ）参照］ （３）外板１と桁２および肋材３とをそれぞれの複合材
料自身の接着力で一体に成形硬化した小型の箱型構造。
［第６図（ｃ）参照］ （４）両面の外板1,1と桁２および肋材３とをそれぞれ
の複合材料自身の接着力で一体に成形硬化した構造。
［第６図（ｄ）参照］ （５）外板、桁および肋材を各々成形硬化後、ボルトと
ナット等により機械的に結合する構造（図は省略） 〔発明が解決しようとする課題〕 ところで前述のような従来の構造には、次のような問
題点がある。
（ア）外板と桁および肋材全体を一体に成形硬化しない
構造では、一体に成形硬化されない部材を取付けるため
に、次の欠点がある。
構造では、一体に成形硬化されない部材を取付けるため
に、次の欠点がある。
（１）部材をボルトおよびナット等により機械結合する
場合は、結合のための穴あけによる強度低下および穴あ
け、結合のための費用増を生じる。
場合は、結合のための穴あけによる強度低下および穴あ
け、結合のための費用増を生じる。
また構造を内圧がかかる容器として使用する場合に
は、機械的結合部からの圧力等の洩れを生じる確率が高
い。
は、機械的結合部からの圧力等の洩れを生じる確率が高
い。
（２）部材を接着する場合においては、接着による強度
低下および接着作業のための費用増がある。
低下および接着作業のための費用増がある。
（イ）外板と桁および肋材とを一体に成形硬化する構造
では、次の問題点がある。
では、次の問題点がある。
（１）成形硬化した構造は、箱状となるため剛性が非常
に高くなり、成形硬化で生じた変形の矯正が困難であ
る。
に高くなり、成形硬化で生じた変形の矯正が困難であ
る。
（２）外板と桁および肋材との結合部が、全て複合材料
自身の樹脂による接合だけになるため、特に内圧のかか
る圧力容器とする場合は、当該部の強度が不足するとい
う問題点がある。
自身の樹脂による接合だけになるため、特に内圧のかか
る圧力容器とする場合は、当該部の強度が不足するとい
う問題点がある。
（３）構造の内部に、構造の外部へ装着する部品等から
の力を伝達するためのベース部材（金具等）を取付ける
のに適した構造でない。
の力を伝達するためのベース部材（金具等）を取付ける
のに適した構造でない。
（ウ）両面の外板と桁および肋材とを一体に成形硬化す
る構造では、内部に他の器材等を装着することが困難で
ある。
る構造では、内部に他の器材等を装着することが困難で
ある。
本発明は、上述の諸問題の解消をはかろうとするもの
で、繊維強化樹脂系複合材料製の外板、桁および肋材の
結合を、接着剤を要することなく、それぞれの複合材料
の接着力で行ないながら、熱応力による変形を少なく
し、かつ強度的に十分な信頼性を得られるようにすると
ともに、内部へのベース部材等の配設を容易に行なえる
ようにした、繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体
成形構造に関する。
で、繊維強化樹脂系複合材料製の外板、桁および肋材の
結合を、接着剤を要することなく、それぞれの複合材料
の接着力で行ないながら、熱応力による変形を少なく
し、かつ強度的に十分な信頼性を得られるようにすると
ともに、内部へのベース部材等の配設を容易に行なえる
ようにした、繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体
成形構造に関する。
前述の目的を達成するため、本発明の繊維強化樹脂系
複合材料製補強体付き一体成形構造は、多数の桁および
肋材からなる格子状の補強体と、同補強体の片面のみに
取付けられる繊維強化樹脂系複合材料製の外板とで構成
されて、次の４つの構造をそなえていることを特徴とし
ている。
複合材料製補強体付き一体成形構造は、多数の桁および
肋材からなる格子状の補強体と、同補強体の片面のみに
取付けられる繊維強化樹脂系複合材料製の外板とで構成
されて、次の４つの構造をそなえていることを特徴とし
ている。
（ア）上記の外板と補強体とが、それぞれの複合材料自
身の接着力で接合された構造 （イ）成形硬化後の熱応力による変形を少なくすべく、
上記補強体の上記外板と反対側のフェース部に熱膨張係
数調整層が設けられた構造 （ウ）上記補強体の上記外板への結合部分に、強化部が
設けられた構造 （エ）上記補強体に、上記外板の外側から装着される部
品のためのベース部材を配設しうる局部的な桁欠除部分
または肋材欠除部分が形成された構造 〔作用〕 上述の本発明の繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き
一体成形構造では、成形硬化後のそり、ねじれ等の変形
が所要の範囲内で行なわれ、構造の内部に圧力がかかる
容器としても強く、かつ構造の内部の局部的な桁欠除部
分または肋材欠除部分には、外板、桁および肋材に力を
伝達できるベース部材（金具等）や、要すれば他の器材
等が取付けられる。
身の接着力で接合された構造 （イ）成形硬化後の熱応力による変形を少なくすべく、
上記補強体の上記外板と反対側のフェース部に熱膨張係
数調整層が設けられた構造 （ウ）上記補強体の上記外板への結合部分に、強化部が
設けられた構造 （エ）上記補強体に、上記外板の外側から装着される部
品のためのベース部材を配設しうる局部的な桁欠除部分
または肋材欠除部分が形成された構造 〔作用〕 上述の本発明の繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き
一体成形構造では、成形硬化後のそり、ねじれ等の変形
が所要の範囲内で行なわれ、構造の内部に圧力がかかる
容器としても強く、かつ構造の内部の局部的な桁欠除部
分または肋材欠除部分には、外板、桁および肋材に力を
伝達できるベース部材（金具等）や、要すれば他の器材
等が取付けられる。
そして、外板と桁および肋材からなる補強体とは一体
に成形硬化され、この構造は、従来の構造に比べて多機
能で軽量となり、かつ組立費用が削減できるようにな
る。
に成形硬化され、この構造は、従来の構造に比べて多機
能で軽量となり、かつ組立費用が削減できるようにな
る。
以下、本発明の一実施例としての航空機の翼の構造に
ついて、第１〜５図を参照しながら説明する。
ついて、第１〜５図を参照しながら説明する。
繊維強化樹脂系複合材料製の外板１と、繊維強化樹脂
系複合材料製の多数の桁２および肋材３からなる格子状
の補強体とが、接着剤を介することなく、それぞれの複
合材料自身の接着力で一体成形されており、加熱、加圧
下で各々の部材が硬化すると同時に接合も行なわれる。
系複合材料製の多数の桁２および肋材３からなる格子状
の補強体とが、接着剤を介することなく、それぞれの複
合材料自身の接着力で一体成形されており、加熱、加圧
下で各々の部材が硬化すると同時に接合も行なわれる。
ここにおいて、次のような配慮がなされている。
（ア）成形硬化時の温度と使用時の温度との差によって
生じる熱応力による変形が所要の範囲内におさまるよう
に、桁２および肋材３の長手方向に直交する断面［例を
第１図（ａ）の1b−1b線における断面図としての第１図
（ｂ）と、第１図（ａ）の1c−1c線における断面図とし
ての第１図（ｃ）とに示す］において、先端部４と外板
１への取付部５との熱膨張係数の差が所要の範囲になる
ように設定される。すなわち、補強体における外板１と
反対側のフェース部に繊維強化樹脂系複合材料としての
熱膨張係数調整層６を設け、ここで、各種の繊維方向を
組合せて熱膨張係数を変えることにより、その調整が行
なわれる。
生じる熱応力による変形が所要の範囲内におさまるよう
に、桁２および肋材３の長手方向に直交する断面［例を
第１図（ａ）の1b−1b線における断面図としての第１図
（ｂ）と、第１図（ａ）の1c−1c線における断面図とし
ての第１図（ｃ）とに示す］において、先端部４と外板
１への取付部５との熱膨張係数の差が所要の範囲になる
ように設定される。すなわち、補強体における外板１と
反対側のフェース部に繊維強化樹脂系複合材料としての
熱膨張係数調整層６を設け、ここで、各種の繊維方向を
組合せて熱膨張係数を変えることにより、その調整が行
なわれる。
（イ）外板１と桁２および肋材３との接合強さを向上さ
せるため、次のような構造のいずれか、または両者を併
用する構造とする。
せるため、次のような構造のいずれか、または両者を併
用する構造とする。
（１）第１図（ｄ）に示すように、外板１への補強体の
結合部分としての凹弯曲形すみ部７の曲率半径を、外板
１と桁２または肋材３との間に働く力に応じて変化させ
る。なお、上記曲率半径を大きくするほど、大きな力に
耐えられるようになる。
結合部分としての凹弯曲形すみ部７の曲率半径を、外板
１と桁２または肋材３との間に働く力に応じて変化させ
る。なお、上記曲率半径を大きくするほど、大きな力に
耐えられるようになる。
この場合、すみ部７の内部における充填材８には、単
一繊維方向の材料が用いられ、例えば桁２、肋材３また
は外板１に使用する複合材料等が用いられる。
一繊維方向の材料が用いられ、例えば桁２、肋材３また
は外板１に使用する複合材料等が用いられる。
（２）さらに強度向上のためには、充填材８に、前述の
複合材料の繊維として従来の３次元織物を用い、これに
樹脂を含浸させて、成形硬化させるようにする。この充
填材８の形状の例を第１図の（ｅ），（ｆ）および
（ｇ），（ｈ）に示す。
複合材料の繊維として従来の３次元織物を用い、これに
樹脂を含浸させて、成形硬化させるようにする。この充
填材８の形状の例を第１図の（ｅ），（ｆ）および
（ｇ），（ｈ）に示す。
（ウ）構造の内部部材となる補強体に、外板１の外側か
ら装着される部品のためのベース部材（金具等）を取付
けられるように、桁２または肋材３の欠除部分９を設け
る。
ら装着される部品のためのベース部材（金具等）を取付
けられるように、桁２または肋材３の欠除部分９を設け
る。
上述の（ア）〜（ウ）の配慮のもとに成形される構造
については、次のような特徴を有する用具および従来技
術で使用する用具により、加熱、加圧下で成形硬化する
作業が行なわれる。
については、次のような特徴を有する用具および従来技
術で使用する用具により、加熱、加圧下で成形硬化する
作業が行なわれる。
第２図に示す上型用具11は、成形硬化時の温度に対し
て、製品との熱膨張差を最少限にするとともに、温度上
昇時の上型用具11および下型用具12等の各部の温度差に
よって生じる変形に対して異常な力あるいは変形を少な
くするように、製品の中央部を中心に矢印の方向のみに
伸縮できる手段として、固定案内軸（図示せず）に案内
される長穴11aが設けられる。なお、この手段は、製品
の寸度とその変形量等の要求により、不要な場合は実施
しない。
て、製品との熱膨張差を最少限にするとともに、温度上
昇時の上型用具11および下型用具12等の各部の温度差に
よって生じる変形に対して異常な力あるいは変形を少な
くするように、製品の中央部を中心に矢印の方向のみに
伸縮できる手段として、固定案内軸（図示せず）に案内
される長穴11aが設けられる。なお、この手段は、製品
の寸度とその変形量等の要求により、不要な場合は実施
しない。
成形硬化時の製品への加圧は、第３図（ａ），
（ｂ），（ｃ）に示すように、シリコンゴム14やゴム袋
15を介して行なわれ、製品の各部の寸法および加熱時の
各部の温度上昇の差を少なくする効果等により、各部で
同一とするか、または、これらを場所により使い分ける
ことが行なわれる。
（ｂ），（ｃ）に示すように、シリコンゴム14やゴム袋
15を介して行なわれ、製品の各部の寸法および加熱時の
各部の温度上昇の差を少なくする効果等により、各部で
同一とするか、または、これらを場所により使い分ける
ことが行なわれる。
なお、桁２および肋材３は、一体成形硬化前は、第３
図（ｄ）に示すように、上型用具11と下型用具12との間
あるいは桁2,2の相互間の寸法よりも小さい寸法に賦形
し隙間16を形成するようにした賦形部品13′を設置し
て、硬化時の加熱、加圧により接合する。
図（ｄ）に示すように、上型用具11と下型用具12との間
あるいは桁2,2の相互間の寸法よりも小さい寸法に賦形
し隙間16を形成するようにした賦形部品13′を設置し
て、硬化時の加熱、加圧により接合する。
成形硬化時の桁２および肋材３の位置決めは、その要
求精度に応じて、上型用具11のみで行なうほか、第４図
の（ａ）または（ｂ）に示すように、位置決め用具13を
使用して所定の位置になるようにする。
求精度に応じて、上型用具11のみで行なうほか、第４図
の（ａ）または（ｂ）に示すように、位置決め用具13を
使用して所定の位置になるようにする。
桁２または肋材３の欠除部分９［第１図（ａ）参照］
は、第５図に示すように、桁２または肋材３あるいはベ
ース部材としての金具の形状を模したシリコンゴム製な
どのブロック14′を挿入して、前述の加圧を行なうこと
により形成できる。
は、第５図に示すように、桁２または肋材３あるいはベ
ース部材としての金具の形状を模したシリコンゴム製な
どのブロック14′を挿入して、前述の加圧を行なうこと
により形成できる。
なお、上述の実施例では、桁２および肋材３からなる
補強体の片面にのみ外板１が一体成形で設けられるが、
さらにこの構造を航空機の翼などとして完成するために
は、上記補強体の他の面にも、機械的な手段や、その他
適宜の手段で外板または補強体付き外板が取付けられ
る。
補強体の片面にのみ外板１が一体成形で設けられるが、
さらにこの構造を航空機の翼などとして完成するために
は、上記補強体の他の面にも、機械的な手段や、その他
適宜の手段で外板または補強体付き外板が取付けられ
る。
以上詳述したことから明らかなように、本発明の繊維
強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造によれ
ば、次のような効果ないし利点が得られる。
強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造によれ
ば、次のような効果ないし利点が得られる。
（１）成形硬化後の変形が少なく、曲げおよび捩りに強
くなり、また内圧に対しても強くなるほか、外部取付品
等の取付のために必要なベース部材（金具等）を内部に
設置できるようになり、外板と桁および肋材とを能率よ
く一体に成形硬化させうる構造とすることができる。
くなり、また内圧に対しても強くなるほか、外部取付品
等の取付のために必要なベース部材（金具等）を内部に
設置できるようになり、外板と桁および肋材とを能率よ
く一体に成形硬化させうる構造とすることができる。
（２）この一体成形構造は、従来の構造に比べて、一体
成形されない部材を組立てる場合に生じる、穴あけによ
る強度低下や組立工数の増加がなく、軽量でかつ安価な
構造となる。
成形されない部材を組立てる場合に生じる、穴あけによ
る強度低下や組立工数の増加がなく、軽量でかつ安価な
構造となる。
第１〜５図は本発明の一実施例としての繊維強化樹脂系
複合材料製補強体付き一体成形構造を示すもので、第１
図（ａ）はその斜視図、第１図（ｂ）は第１図（ａ）の
1b−1b矢視断面図、第１図（ｃ）は第１図（ａ）の1c−
1c矢視断面図、第１図（ｄ）〜（ｈ）は外板と補強体と
の結合部分における強化部を示す断面図、第２図（ａ）
は加工時の上型用具と下型用具とを示す側面図、第２図
（ｂ）は上型用具の平面図、第３図（ａ）〜（ｄ）およ
び第４図（ａ），（ｂ）はいずれも加工状態を示す断面
図、第５図は桁または肋材の欠除部分を形成するための
ブロック挿入状態を示す斜視図であり、第６図（ａ）〜
（ｄ）はいずれも従来の構造の説明図である。 １…外板、２…桁、３…肋材、４…先端部、５…取付
部、６…熱膨張係数調整層、７…弯曲形すみ部、８…充
填材、９…桁欠除部分、11…上型用具、11a…長穴、12
…下型用具、13…位置決め用具、13′…賦形部品、14…
シリコンゴム、14′…シリコンゴムブロック、15…ゴム
袋。
複合材料製補強体付き一体成形構造を示すもので、第１
図（ａ）はその斜視図、第１図（ｂ）は第１図（ａ）の
1b−1b矢視断面図、第１図（ｃ）は第１図（ａ）の1c−
1c矢視断面図、第１図（ｄ）〜（ｈ）は外板と補強体と
の結合部分における強化部を示す断面図、第２図（ａ）
は加工時の上型用具と下型用具とを示す側面図、第２図
（ｂ）は上型用具の平面図、第３図（ａ）〜（ｄ）およ
び第４図（ａ），（ｂ）はいずれも加工状態を示す断面
図、第５図は桁または肋材の欠除部分を形成するための
ブロック挿入状態を示す斜視図であり、第６図（ａ）〜
（ｄ）はいずれも従来の構造の説明図である。 １…外板、２…桁、３…肋材、４…先端部、５…取付
部、６…熱膨張係数調整層、７…弯曲形すみ部、８…充
填材、９…桁欠除部分、11…上型用具、11a…長穴、12
…下型用具、13…位置決め用具、13′…賦形部品、14…
シリコンゴム、14′…シリコンゴムブロック、15…ゴム
袋。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 伊藤 真 東京都立川市栄町１―６―１ 共済住宅 Ａ―502 (72)発明者 池田 多門 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱 重工業株式会社名古屋航空宇宙システム 製作所内 (72)発明者 小笠原 和夫 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱 重工業株式会社名古屋航空宇宙システム 製作所内 (72)発明者 山本 哲也 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱 重工業株式会社名古屋航空宇宙システム 製作所内 (72)発明者 岡 壽一 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱 重工業株式会社名古屋航空宇宙システム 製作所内 (56)参考文献 特開 昭63−258297（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−183831（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−131494（ＪＰ，Ａ) 実開 昭63−124119（ＪＰ，Ｕ)
Claims (1)
- 【請求項１】多数の桁および肋材からなる格子状の補強
体と、同補強体の片面のみに取付けられる繊維強化樹脂
系複合材料製の外板とで構成されて、次の４つの構造を
そなえていることを特徴とする、繊維強化樹脂系複合材
料製補強体付き一体成形構造。 （ア）上記の外板と補強体とが、それぞれの複合材料自
身の接着力で接合された構造 （イ）成形硬化後の熱応力による変形を少なくすべく、
上記補強体の上記外板と反対側のフェース部に熱膨張係
数調整層が設けられた構造 （ウ）上記補強体の上記外板への結合部分に、強化部が
設けられた構造 （エ）上記補強体に、上記外板の外側から装着される部
品のためのベース部材を配設しうる局部的な桁欠除部分
または肋材欠除部分が形成された構造
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3196190A JP2615234B2 (ja) | 1990-02-13 | 1990-02-13 | 繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3196190A JP2615234B2 (ja) | 1990-02-13 | 1990-02-13 | 繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03234615A JPH03234615A (ja) | 1991-10-18 |
| JP2615234B2 true JP2615234B2 (ja) | 1997-05-28 |
Family
ID=12345557
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3196190A Expired - Lifetime JP2615234B2 (ja) | 1990-02-13 | 1990-02-13 | 繊維強化樹脂系複合材料製補強体付き一体成形構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2615234B2 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0929861A (ja) * | 1995-07-18 | 1997-02-04 | Sekisui Chem Co Ltd | リブ補強製品の最適設計システム |
| GB201115080D0 (en) | 2011-09-01 | 2011-10-19 | Airbus Operations Ltd | An aircraft structure |
| GB201204231D0 (en) | 2012-03-09 | 2012-04-25 | Airbus Uk Ltd | Space frame structure |
-
1990
- 1990-02-13 JP JP3196190A patent/JP2615234B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH03234615A (ja) | 1991-10-18 |
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