JP6550230B2 - 部材 - Google Patents

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Description

本発明は、航空機又は人工衛星などに使用される部材に関する。
航空機は、電子機器、バッテリ、及びエンジンのような発熱部を有する。発熱部で発生した熱は、熱流路材と呼ばれる部材を介して放出（排熱）される。従来、航空機の熱流路材として、金属シート又はジャンパー線が用いられている。人工衛星において使用される紙製のハニカムコアを有する熱流制御体の一例が特許文献１に開示されている。
実開平０５−０８６７９９号公報
近年において、航空機の部材の材料は、金属から複合材に遷移している。また、航空機の高度化に伴い、電子機器の使用が増大している。すなわち、近年においては、発熱部の発熱量が増大しているのに対し、航空機の部材の熱伝導率は低下している。そのため、発熱部で発生した熱を効率良く放出できる技術の案出が要望される。
本発明の態様は、航空機又は人工衛星などの発熱部で発生した熱を効率良く放出できる部材を提供することを目的とする。
本発明の第１の態様に従えば、金属コート炭素繊維及びピッチ系炭素繊維の一方又は両方を含む熱伝導性炭素繊維で強化されたプラスチックを有する第１複合部材を備え、繊維方向に関して前記熱伝導性炭素繊維の一端部が発熱部に配置され、前記熱伝導性炭素繊維の他端部が放熱部に配置される部材が提供される。
本発明の第１の態様によれば、第１複合部材が金属コート炭素繊維及びピッチ系炭素繊維の一方又は両方を含む熱伝導性炭素繊維で強化された炭素繊維強化プラスチックを含み、その熱伝導性炭素繊維の一端部が発熱部に配置され、他端部が放熱部に配置される。そのため、発熱部で発生した熱は、熱伝導性炭素繊維を伝わって、効率良く放熱部に放出される。また、第１複合部材は、航空機又は人工衛星などの強度部材として使用可能である。そのため、金属シート又はジャンパー線のような専用の熱流路材を別途設けなくても、発熱部の熱を放熱部に放出することができる。そのため、重量の増大を抑制しつつ、発熱部で発生した熱が、効率良く放熱部に放出される。また、熱伝導性炭素繊維とプラスチックとは一緒に成型されるので、ロバスト性が向上する。
本発明の第２の態様に従えば、金属コート炭素繊維及びピッチ系炭素繊維の一方又は両方を含む熱伝導性炭素繊維で強化されたプラスチックを有する第１複合部材を備え、繊維方向に関して前記熱伝導性炭素繊維の中央部が発熱部に配置され、前記熱伝導性炭素繊維の一端部及び他端部が放熱部に配置される部材が提供される。
本発明の第２の態様によれば、熱伝導性炭素繊維の中央部が発熱部に配置され、一端部及び他端部が放熱部に配置されるので、発熱部で発生した熱は、熱伝導性炭素繊維を伝わって、効率良く放熱部に放出される。そのため、重量の増大を抑制しつつ、発熱部で発生した熱が、効率良く放熱部に放出される。また、熱伝導性炭素繊維とプラスチックとは一緒に成型されるので、ロバスト性が向上する。
本発明の第１の態様又は第２の態様において、前記第１複合部材は、前記繊維方向と交差する並列方向に配置された複数の前記熱伝導性炭素繊維を含むプリプレグシートを前記繊維方向及び前記並列方向と交差する積層方向に複数積層した積層体を含み、前記繊維方向に関する熱伝導率は、前記並列方向に関する熱伝導率及び前記積層方向に関する熱伝導率よりも大きくてもよい。
これにより、熱伝導率に異方性が付与されるので、発熱部で発生した熱が、並列方向及び積層方向に伝わることが抑制され、放熱部に効率良く放出される。
本発明の第１の態様及び第２の態様において、前記第１複合部材は板状部材であり、前記第１複合部材の表面及び裏面の一方又は両方に配置され、炭素繊維で強化されたプラスチックを含む第２複合部材を備え、前記熱伝導性炭素繊維の一端部及び他端部のそれぞれは露出してもよい。
これにより、第１複合部材が第２複合部材で支持され、強度が維持される。熱伝導性炭素繊維の一端部及び他端部のそれぞれは、第２複合部材で覆われずに露出するので、発熱部で発生した熱は、放熱部から効率良く放出される。
本発明の第１の態様及び第２の態様において、前記発熱部は、前記航空機の電子機器を含み、前記放熱部は、前記航空機の燃料タンクを含んでもよい。
これにより、電子機器の発熱量が増大しても、電子機器で発生した熱は、燃料タンクに効率良く放出される。
本発明の態様によれば、発熱部で発生した熱を効率良く放出できる部材が提供される。
図１は、第１実施形態に係る航空機の一例を示す図である。 図２は、第１実施形態に係る複合部材の一例を模式的に示す斜視図である。 図３は、第１実施形態に係る複合部材の製造方法の一例を模式的に示す図である。 図４は、第１実施形態に係る部材の一例を示す断面図である。 図５は、第２実施形態に係る部材の一例を示す断面図である。 図６は、第３実施形態に係る航空機の主翼の一例を示す平面図である。 図７は、第３実施形態に係るシアタイの一例を概略的に示す図である。 図８は、第３実施形態に係るシアタイの一例を示す断面図である。
以下、本発明に係る実施形態について図面を参照しながら説明するが、本発明はこれに限定されない。以下で説明する各実施形態の構成要素は、適宜組み合わせることができる。また、一部の構成要素を用いない場合もある。
＜第１実施形態＞
第１実施形態について説明する。図１は、本実施形態に係る航空機１の一例を示す図である。図１に示すように、航空機１は、胴体２と、主翼３と、水平尾翼４と、垂直尾翼５と、エンジン６と、燃料タンク７と、コックピット８と、電子機器９と、バッテリ１０と、を備えている。
胴体２、主翼３、水平尾翼４、及び垂直尾翼５の少なくとも一部は、複合材で形成されている。複合材は、炭素繊維で強化されたプラスチックである炭素繊維強化プラスチック（carbon fiber reinforced plastic：ＣＦＲＰ）を含む。なお、複合材が、ガラス繊維で強化されたプラスチックであるガラス繊維強化プラスチック（glass fiber reinforced plastic：ＧＦＲＰ）を含んでもよい。
なお、胴体２、主翼３、水平尾翼４、及び垂直尾翼５の少なくとも一部が、アルミニウム合金（ジュラルミン）のような金属で形成されてもよい。
本実施形態において、航空機１の部材の少なくとも一部は、金属コート炭素繊維（ＭＣ）で強化されたプラスチックである金属コート炭素繊維強化プラスチックを有する。金属コート炭素繊維で強化されたプラスチックは、ＭＣ−ＣＦＲＰ、とも呼ばれる。金属コート炭素繊維は、熱伝導性を有する熱伝導性炭素繊維である。
図２は、本実施形態に係る金属コート炭素繊維強化プラスチックを含む複合部材１１の一例を模式的に示す斜視図である。図２に示すように、複合部材１１は、金属コート炭素繊維１２で強化されたプラスチック１３である金属コート炭素繊維強化プラスチック１４を有する。金属コート炭素繊維１２は、炭素繊維１５と、炭素繊維１５に被覆された金属１６とを有する。
複合部材１１は、複数の金属コート炭素繊維１２を有する。金属コート炭素繊維１２は、第１の方向に長い。複数の金属コート炭素繊維１２が、第１の方向と直交する第２の方向に並列に並べられる。また、複数の金属コート炭素繊維１２が、第１の方向及び第２の方向と直交する第３の方向に配置される。
以下の説明においては、金属コート炭素繊維１２の長手方向（第１の方向）を適宜、繊維方向、と称する。また、以下の説明においては、複数の金属コート炭素繊維１２が並べられる方向（第２の方向）を適宜、並列方向、と称する。また、以下の説明においては、複数の金属コート炭素繊維１２が配置される方向（第３の方向）を適宜、積層方向、と称する。
複数の金属コート炭素繊維１２は、並列方向及び積層方向のそれぞれに関して、間隔をあけて配置される。複数の金属コート炭素繊維１２の間に、プラスチック１３が配置される。本実施形態において、プラスチック１３は、エポキシ樹脂を含む。
金属コート炭素繊維１２の炭素繊維１５の直径は、例えば、５μｍ以上１０μｍ以下である。炭素繊維１５の表面に金属１６が被覆されている。金属１６の熱伝導率は、炭素繊維１５の熱伝導率よりも高い。プラスチック１３の熱伝導率は、金属１６の熱伝導率及び炭素繊維１５の熱伝導率よりも低い。すなわち、プラスチック１３の熱伝導率は、金属コート炭素繊維１２の熱伝導率よりも低い。
本実施形態において、金属１６は、ニッケルである。金属コート炭素繊維１２は、ニッケルコート炭素繊維である。なお、金属１６は、金、銀、及び銅の少なくとも一つでもよい。
図３は、本実施形態に係る複合部材１１の製造方法の一例を模式的に示す図である。図３の（ステップＡ）に示すように、金属コート炭素繊維１２が製造される。金属コート炭素繊維１２は、直径が５μｍから１０μｍ程度の炭素繊維１５に金属１６を被覆することによって製造される。本実施形態においては、金属１６として、ニッケルが被覆される。なお、金属１６として、金、銀、及び銅の少なくとも一つが被覆されてもよい。
図３の（ステップＢ）に示すように、複数の金属コート炭素繊維１２が並列方向に並べられ、エポキシ樹脂のようなブラスチック１３で固められる。複数の金属コート炭素繊維１２は、撚らずに、引き揃えられた状態で、プラスチック１３で固められる。
並列方向は、繊維方向に配置された複数の金属コート炭素繊維１２が並べられる方向である。繊維方向と並列方向とは直交する。
プラスチック１３と、並列方向に配置されプラスチック１３で固められた複数の金属コート炭素繊維１２とを含むシート状の部材は、プリプレグシート１７、と呼ばれる。
図３の（ステップＣ）に示すように、製造された複数のプリプレグシート１７が積層方向に積層される。
積層方向は、プリプレグシート１７が複数積層される方向である。積層方向は、繊維方向及び並列方向と直交する。
プリプレグシート１７の積層体は、オートクレーブと呼ばれる加熱加圧装置で、高温高圧下で加熱処理される。これにより、複数のプリプレグシート１７の積層体である複合部材１１が製造される。
なお、本実施形態においては、複数のプリプレグシート１７の金属コート炭素繊維１２が全て同一方向に配置される、所謂、一方向積層であることとした。第１のプリプレグシート１７の金属コート繊維１２が第１の方向に配置され、第１のプリプレグシート１７に重なる第２のプリプレグシート１７の金属コート繊維１２が第１のプリプレグシート１７の第１の方向と交差する第２の方向に配置される、所謂、クロスプライ積層でもよい。
図４は、本実施形態に係る航空機１用の部材（熱流路材）２０の一例を示す断面図である。本実施形態において、部材２０は、複合部材１１と、複合部材１１に接続される複合部材２１と、を含む。部材２０は、胴体２、主翼３、水平尾翼４、及び垂直尾翼５の少なくとも一部に使用される。
例えば、金属コート炭素繊維１２を含むプリプレグシートと、金属が被覆されていない炭素繊維を含むプリブレクシートとが積層され、その積層体がオートクレーブで加熱加圧処理されることによって、部材２０が製造されてもよい。
図４に示すように、繊維方向に関して金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａが航空機１の発熱部に配置される。繊維方向に関して金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂが航空機１の放熱部に配置される。
航空機１の発熱部は、例えば、航空機１の電子機器９、バッテリ１０、及びエンジン６の少なくとも一つを含む。また、発熱部は、電子機器９の筐体を含む。航空機１の放熱部は、例えば、航空機１の燃料タンク７を含む。なお、航空機１の放熱部が、航空機１の外部空間（胴体２の外面に面する空間）でもよい。
複合部材１１は、板状部材である。図４に示す例では、複合部材１１の表面及び裏面のそれぞれに、複合部材２１が配置される。複合部材２１は、炭素繊維で強化されたプラスチックを含む炭素繊維強化プラスチックを有する。
複合部材２１の炭素繊維強化プラスチックの炭素繊維には、金属が被覆されていない。繊維方向に関する複合部材２１の熱伝導率は、繊維方向に関する複合部材１１の熱伝導率よりも低い。並列方向に関する複合部材２１の熱伝導率は、繊維方向に関する複合部材１１の熱伝導率よりも低い。積層方向に関する複合部材２１の熱伝導率は、繊維方向に関する複合部材１１の熱伝導率よりも低い。
なお、並列方向に関する複合部材２１の熱伝導率は、並列方向に関する複合部材１１の熱伝導率と等しくてもよいし、並列方向に関する複合部材１１よりも低くてもよい。積層方向に関する複合部材２１の熱伝導率は、積層方向に関する複合部材１１の熱伝導率と等しくてもよいし、積層方向に関する複合部材１１よりも低くてもよい。
金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれに、複合部材２１は配置されない。金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれは、露出する。金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａは、発熱部と接触する。なお、金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａは、発熱部と間隙を介して対向してもよい。金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂは、放熱部と接触する。金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂは、放熱部と間隙を介して対向してもよい。
なお、複合部材２１は、複合部材１１の表面に配置され、複合部材１１の裏面に配置されなくてもよい。複合部材２１は、複合部材１１の裏面に配置され、複合部材１１の表面に配置されなくてもよい。複合部材２１は、複合部材１１の表面及び裏面の両方に配置されなくてもよい。
部材２０の繊維方向に金属コート炭素繊維１２が配置されている。部材２０の並列方向及び積層方向のそれぞれにおいて、複数の金属コート炭素繊維１２の間にプラスチック１３が配置されている。繊維方向に関する部材２０の熱伝導率は、並列方向に関する部材２０の熱伝導率及び積層方向に関する部材２０の熱伝導率よりも大きい。
発熱部の熱は、一端部１２Ａより金属コート炭素繊維１２に吸収される。金属コート炭素繊維１２に吸収された熱は、その金属コート炭素繊維１２を伝わって、他端部１２Ｂより放出（排熱）される。
並列方向に関する部材２０の熱伝導率及び積層方向に関する部材２０の熱伝導率は、繊維方向に関する部材２０の熱伝導率よりも小さい。したがって、金属コート炭素繊維１２の熱は、専ら、繊維方向に移動する。金属コート炭素繊維１２の熱が並列方向及び積層方向に伝達することは抑制される。
また、本実施形態においては、積層方向に関して複合部材１１の表面及び裏面のそれぞれに複合部材２１が配置される。繊維方向、並列方向、及び積層方向のそれぞれの複合部材２１の熱伝達率は、繊維方向に関する複合部材１１の熱伝達率よりも小さい。そのため、金属コート炭素繊維１２の熱が、複合部材２１の表面から放出されることが抑制される。
以上説明したように、本実施形態によれば、複合部材１１が金属コート炭素繊維１２で強化された金属コート炭素繊維強化プラスチック１４を含み、その金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａが航空機１の発熱部に配置され、金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂが航空機１の放熱部に配置される。金属コート炭素繊維１２の金属１６は、高い熱伝導率を有する。そのため、発熱部で発生した熱は、金属コート炭素繊維１２を伝わって、効率良く放熱部に放出される。
また、複合部材１１は、航空機１の強度部材として使用可能である。そのため、従来のような、金属シート又はジャンパー線のような専用の熱流路材を別途設けなくても、発熱部の熱を放熱部に放出できる。そのため、航空機１の重量の増大を抑制しつつ、航空機１の発熱部で発生した熱は、効率良く放熱部に放出される。
本実施形態においては、複合部材１１は、繊維方向と交差する並列方向に配置された複数の金属コート炭素繊維１２を含むプリプレグシート１７を、繊維方向及び並列方向と交差する積層方向に複数積層した積層体を含む。繊維方向に関する部材２０の熱伝導率は、並列方向に関する部材２０の熱伝導率及び積層方向に関する部材の熱伝導率よりも大きい。これにより、熱伝導率に異方性が付与され、発熱部で発生した熱が、並列方向及び積層方向に伝わることが抑制され、放熱部に効率良く放出される。例えば、部材２０の並列方向及び積層方向の少なくとも一方に、加熱したくない部材又は機器が存在する場合、熱伝達率に異方性を持つ部材２０によって、その部材又は機器に熱が伝達されることが抑制される。
本実施形態においては、複合部材１１は板状部材であり、部材２０は、複合部材１１の表面及び裏面の一方又は両方に配置された炭素繊維強化プラスチックを含む複合部材２１を備える。これにより、複合部材１１が複合部材２１で支持され、強度が維持される。また、複合部材２１の熱伝導率は、繊維方向に関する複合部材１１の熱伝導率よりも小さい。そのため、部材２０の並列方向及び積層方向の少なくとも一方に、加熱したくない部材又は機器が存在する場合、複合部材２１によって、その部材又は機器に熱が伝達されることが抑制される。
また、本実施形態においては、金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれは、複合部材２１などによって覆われてなく、露出する。一端部１２Ａが露出しているので、発熱部で発生した熱は、一端部１２Ａを介して、金属コート炭素繊維１２の金属１６に効率良く吸収される。他端部１２Ｂが露出しているので、発熱部で発生し、金属コート炭素繊維１２の金属１６を移動した熱は、他端部１２Ｂを介して、放熱部に効率良く放出される。このように、本実施形態においては、金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれは露出しているので、発熱部で発生した熱は、放熱部から効率良く放出される。
本実施形態においては、航空機１の発熱部は、航空機１の電子機器９を含む。航空機１の放熱部は、航空機１の燃料タンク７を含む。これにより、航空機１の高度化により、電子機器９の使用が増大し、電子機器９の発熱量が増大しても、電子機器９で発生した熱は、燃料タンク７に効率良く放出される。
＜第２実施形態＞
第２実施形態について説明する。以下の説明において、上述の実施形態と同一又は同等の構成部分については同一の符号を付し、その説明を簡略又は省略する。
図５は、部材２０の使用方法の一例を示す断面図である。図５に示すように、航空機１の発熱部が、部材２０のうち、一端部１２Ａと他端部１２Ｂとの間の中央部に配置されてもよい。すなわち、繊維方向に関して金属コート炭素繊維１２の中央部が発熱部に配置され、金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂが放熱部に配置されてもよい。本実施形態においては、一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれが、航空機１の放熱部に配置される。発熱部で発生した熱は、一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれから放出される。また、金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａ及び他端部１２Ｂのそれぞれが露出することにより、発熱部で発生した熱は、放熱部から効率良く放出される。
＜第３実施形態＞
第３実施形態について説明する。以下の説明において、上述の実施形態と同一又は同等の構成部分については同一の符号を付し、その説明を簡略又は省略する。
図６は、航空機１の主翼３の平面図を示す。リブライン２９の少なくとも一部に、後述するシアタイ（構造材）３１が配置される。
図７は、外板３０とシアタイ３１との位置関係を概略的に示す図である。シアタイ３１は、ストリンガ、リブ等と外板３０とを結合する部材である。本実施形態において、シアタイ３１は、炭素繊維強化プラスチックを含む複合部材２１と、金属コート炭素繊維強化プラスチック１４を含む複合部材１１とによって形成される。
外板３０とシアタイ３１とは、ファスナ５１によって固定される。ファスナ５１の先端にカラー（ナット）３７が結合されることによって、外板３０とシアタイ３１とが固定される。カラー３７とシアタイ３１との間には、ワッシャ４１及びスペーサ４２が配置される。
カラー３７、ワッシャ４１、及びスペーサ４２は、キャップ４４によって覆われる。キャップ４４は、シアタイ３１に密着するように配置される。
外板３０は、炭素繊維強化プラスチック層３２と、ガラス繊維強化プラスチック層３４と、銅ペイント層３９と、を含む。
図８は、本実施形態に係るシアタイ３１の一例を示す断面図である。シアタイ３１は、炭素繊維強化プラスチックを含む複合部材２１と、金属コート炭素繊維強化プラスチック１４を含む複合部材１１とによって形成される。複合部材１１は、複合部材２１によって挟まれる。複合部材１１は、シアタイ３１の一部に設けられる。図８において、シアタイ３１の下端部に、複合部材１１の金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａが配置される。シアタイ３１の左側の上端部に、複合部材１１の金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂが配置される。図８に示す例では、シアタイ３１の右側の上端部は、複合部材２１によって形成される。
シアタイ３１の下端部に、航空機１の発熱部が配置される。シアタイ３１の左側の上端部に、航空機１の放熱部が配置される。
なお、シアタイ３１の右側の上端部に、複合部材１１の金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂが配置され、航空機１の放熱部が配置されてもよい。なお、シアタイ３１の右側の上端部及び左側の上端部の両方に、複合部材１１の金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂが配置され、航空機１の放熱部が配置されてもよい。なお、シアタイ３１の右側の上端部及び左側の上端部の一方又は両方に、複合部材１１の金属コート炭素繊維１２の一端部１２Ａが配置され、航空機１の発熱部が配置されてもよい。シアタイ３１の下端部に、複合部材１１の金属コート炭素繊維１２の他端部１２Ｂが配置され、航空機１の放熱部が配置されてもよい。
以上説明したように、複合部材１１及び複合部材２１が曲げられていてもよいし、任意の形状（３次元形状）に加工されてもよい。
なお、上述の各実施形態において、金属コート炭素繊維１２に代えて、又は金属コート炭素繊維１２とともに、ピッチ系炭素繊維が配置されてもよい。ピッチ系炭素繊維は、少なくともＰＡＮ炭素繊維よりも高い熱伝導率を有する熱伝導性炭素繊維である。
なお、上述の各実施形態においては、部材２０が航空機１の構造部材に使用される例について説明した。部材２０は、人工衛星の構造部材に使用されてもよい。
なお、上述の各実施形態においては、繊維方向と並列方向と積層方向とは、互いに直交することとした。繊維方向と並列方向とが、例えば８０度以上１００度以下の角度で交差してもよい。繊維方向と積層方向とが、例えば８０度以上１００度以下の角度で交差してもよい。並列方向と積層方向とが、例えば８０度以上１００度以下の角度で交差してもよい。
１ 航空機
２ 胴体
３ 主翼
４ 水平尾翼
５ 垂直尾翼
６ エンジン
７ 燃料タンク
８ コックピット
９ 電子機器
１０ バッテリ
１１ 複合部材
１２ 金属コート炭素繊維
１２Ａ 一端部
１２Ｂ 他端部
１３ プラスチック
１４ 金属コート炭素繊維強化プラスチック
１５ 炭素繊維
１６ 金属
１７ プリプレグシート
２０ 部材
２１ 複合部材
２９ リブライン
３０ 外板
３１ シアタイ
３２ 炭素繊維強化プラスチック層
３４ ガラス繊維強化プラスチック層
３７ カラー
３９ 銅ペイント層
４１ ワッシャ
４２ スペーサ
４４ キャップ
５１ ファスナ

Claims (4)

  1. 金属コート炭素繊維及びピッチ系炭素繊維の一方又は両方を含む熱伝導性炭素繊維で強化されたプラスチックを有し、航空機の強度部材として使用される第１複合部材を備え、
    繊維方向に関して前記熱伝導性炭素繊維の一端部が前記航空機の発熱部に配置され、前記熱伝導性炭素繊維の他端部が前記航空機の放熱部に配置され、
    前記第１複合部材は、前記繊維方向と交差する並列方向に配置された複数の前記熱伝導性炭素繊維を含むプリプレグシートを前記繊維方向及び前記並列方向と交差する積層方向に複数積層した積層体を含み、
    前記繊維方向に関する熱伝導率は、前記並列方向に関する熱伝導率及び前記積層方向に関する熱伝導率よりも大きい、部材。
  2. 金属コート炭素繊維及びピッチ系炭素繊維の一方又は両方を含む熱伝導性炭素繊維で強化されたプラスチックを有し、航空機の強度部材として使用される第１複合部材を備え、
    繊維方向に関して前記熱伝導性炭素繊維の中央部が前記航空機の発熱部に配置され、前記熱伝導性炭素繊維の一端部及び他端部が前記航空機の放熱部に配置され、
    前記第１複合部材は、前記繊維方向と交差する並列方向に配置された複数の前記熱伝導性炭素繊維を含むプリプレグシートを前記繊維方向及び前記並列方向と交差する積層方向に複数積層した積層体を含み、
    前記繊維方向に関する熱伝導率は、前記並列方向に関する熱伝導率及び前記積層方向に関する熱伝導率よりも大きい、部材。
  3. 前記第１複合部材は板状部材であり、
    前記第１複合部材の表面及び裏面の一方又は両方に配置され、炭素繊維で強化されたプラスチックを含み、前記第１複合部材よりも熱伝導率が低い第２複合部材を備え、
    前記熱伝導性炭素繊維の一端部及び他端部のそれぞれは露出する請求項１又は請求項２に記載の部材。
  4. 前記発熱部は、前記航空機の電子機器を含み、前記放熱部は、前記航空機の燃料タンクを含む請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の部材。
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