JP7446735B2 - 一体型表面保護システム、複合材構造、及び、その保護方法 - Google Patents

一体型表面保護システム、複合材構造、及び、その保護方法 Download PDF

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Description

本開示は、航空機や航空宇宙用の複合材構造及び複合材部品などの複合材構造及び複合材部品への配置に適した多機能一体型表面保護システムに関する。
航空機は、炭素繊維強化ポリマ（ＣＦＲＰ）材料の使用の増加に伴い、広範囲にわたって避雷機能を導入することで安全性とコンプライアンスを確保している。既知のシステムとしては、銅箔やアルミニウム箔のエキスパンドメッシュをポリマ樹脂レイヤに埋設し、これを複合材構造に積層して構成される金属箔システムがある。
いくつかの材料層を複合材構造の外側表面に接合させて用いることで、避雷機能に加えて、紫外線保護、ファスナ取り付け穴の切削時の衝撃の最小化、プライマーの接着性と塗装剤の塗布のための滑らかな表面仕上げが提供される。従来技術では、これらの機能には、それぞれ別個のレイヤが用いられている。
一実施形態において、一体型表面保護システムは、導電性の網目構造と繊維強化材料とを含む単層レイヤを含む。
他の実施形態において、複合材構造は、複合材基板と、前記複合材基板に配置された単層レイヤと、を含む。前記単層レイヤは、導電性の網目構造と繊維強化材料とを含む。
さらに他の実施形態において、複合材構造を保護する方法は、一体型表面保護システムを前記複合材構造に接合するステップを含む。前記一体型表面保護システムは、単層レイヤを含み、前記単雄レイヤは、導電性網目構造と繊維強化材料とを含む。
本開示の多機能一体型表面保護システムのその他の実施形態は、以下の詳細な説明、添付図面、及び、請求の範囲から明らかであろう。
航空機の上面図であり、航空機の被雷ゾーンを示す図である。 図１の航空機の複合材構造を保護する一体型表面保護システムの一例を示す図である。 図１の航空機の複合材構造を保護する一体型表面保護システムの他の例を示す図である。 図２の一体型表面保護システムを含む複合材構造の一例を示す図である。 図３の一体型表面保護システムを含む複合材構造の一例を示す図である。 図２及び図３の一体型表面保護システムを用いて複合材構造を保護する方法の一例を示すフロー図である。
本明細書の記載によれば、複数の層を含む表面保護システムによって提供される機能の多く、又は、すべてを、１つの一体型表面保護システムに集約して、避雷、ファスナ取り付け穴の切削時の衝撃の最小化、ＵＶ保護、及び／又は、プライマーの接着性と塗装剤の塗布のための滑らかな表面仕上げを提供することができる。複数のコンポーネントを１つのシステムに一体化することにより、設計重量の低減や、処理及び製造の単純化が可能になる。また、１つの一体型表面保護システムを最適化することで、システム全体としての設計の堅牢性を保証することが可能であり、これにより、システムを全体として改善させることができる。
少なくとも１つの最適化の例として、応力のシミュレーションが示すように、エポキシ被覆層に埋設されたエキスパンド金属箔を覆うガラス繊維層を追加すると、ガラス繊維層を含まない構成に比べて熱応力が低減される。なお、熱応力シミュレーションは、－５５℃と７０℃との間の温度サイクルで行う。
本開示の一体型表面保護システムでは、多層表面保護システムの複数のレイヤが有する機能の多く、又は、すべてが１つのレイヤに盛り込まれている。一体型表面保護システムは、落雷の直接的な影響に対する保護のために導電性の網目構造（electrically conducive network）を含む。一体型表面保護システムは、さらに、取り扱いの際や自動積層（automated lay down）の際の構造的な強度をもたらす繊維強化材料を含む。繊維強化材料は、切削加工が可能である（drill compatible）とともに、温度サイクルに対する環境耐久性を向上させる。繊維強化材料が含まれることにより、塗装レイヤを重ねた場合に、一体性を維持することができる。
本開示の多機能一体型表面保護システムによれば、効率を高め、製造コストを低減することができる。また、本開示の多機能一体型表面保護システムによれば、避雷、穴の切削時の衝撃の緩和、熱応力の低減が実現されるので、使用時の耐性を保証することができる。
図１は、航空機１０の上面図であり、航空機１０における様々なゾーン１１を示している。航空機１０のコンポーネント１３は、１つ以上のゾーン１１に配置され、あるいは、これを構成する。航空機１０のゾーン１１は、航空機１０において着雷の可能性が比較的高い部分である。ゾーン１１には、ノーズゾーン１２、胴体ゾーン１４、翼ゾーン１６、尾部ゾーン１８、翼端ゾーン２０が含まれる。なお、本明細書では、航空機１０を図示し、説明しているが、一体型表面保護システム２２（図２及び図３に示す）は、電流を逃がしたり、導電させたりすることが望ましい他の任意の適当な乗り物、又は、他の部分にも利用可能である。
図２及び図３は、例示的な一体型表面保護システムを概括的に符号２２で示す模式図である。図示の一体型表面保護システム２２は、いずれも、導電性の網目構造２６と繊維強化材料２８とを含む単層レイヤ（single layer）２４を有する。単層レイヤ２４は、さらに、導電性網目構造２６と繊維強化材料２８を担うマトリックス材料２７を含む。導電性網目構造２６と繊維強化材料２８を担うマトリックス材料２７は、導電性網目構造２６と繊維強化材料２８を完全に覆って、１つに結合している。マトリックス材料２７で覆うことにより、導電性網目構造２６と繊維強化材料２８を周辺環境から保護するとともに、一体型表面保護システム２２の表面をプライマーの接着及び塗装に適した滑らかな表面にすることができる。単層レイヤ２４は、第１表面３１と、第１表面３１の反対側の第２表面３３を有する。マトリックス材料２７は、エポキシ樹脂であってもよい。エポキシ樹脂は、高温においても比較的強度が高い熱硬化性の樹脂であって、炭素繊維やガラス繊維などの様々な繊維強化材料２８に対する接着性が高い。単層レイヤ２４は、これ以外のコンポーネント及び特徴も含むことができ、そのような構成も、本開示の範囲を逸脱するものではない。
導電性網目構造２６は、導電性の材料（又は、複数の導電性材料の組み合わせ）を含んでおり、一体型表面保護システム２２に導電性を付与する（あるいは、当該システムの導電性を高める）。一体型表面保護システム２２の導電性網目構造２６は、例えば、雷電流などの電流が、一体型表面保護システム２２を通り、取り付け位置、電気／電子システム、及び、燃料タンクから遠ざかるよう流れるように構成されている。したがって、導電性網目構造２６は、落雷の直接的な影響に対する保護を提供することができる。
導電性網目構造２６は、導電性材料から成る複数の導電性要素２９を含む。複数の導電性要素２９は、電気的に接続されている。図示した実施例では、複数の導電性要素２９は、物理的に接続されている。
例えば、図２に示すように、導電性網目構造２６の導電性要素２９は、マトリックス材料２７に覆われたグリッド又はメッシュを構成するものである。したがって、導電性要素２９は、物理的且つ電気的に接続されて、導電性網目構造２６を形成する。
あるいは、図３に示すように、導電性網目構造の導電性要素２９は、マトリックス材料２７の全体に分散されたフレークや切片などの粒子である。マトリックス材料２７には、十分な量の導電性要素２９（粒子）が含まれているので、マトリックス材料２７において粒子と粒子が確実に接触するような密度で配置されて、導電性網目構造２６が構成される。
一実施例において、導電性材料は、金属を含む。金属の導電性材料によれば、導電性要素２９を物理的に接続して構成した網目構造を、単層レイヤ２４全体に配置することができる。具体的には、導電性網目構造２６を構成する導電性材料は、単層レイヤ２４全体に亘って物理的につながった金属ワイヤのセグメントでもよい。図２に示すように、導電性網目構造２６は、予め形成されたメッシュ又はグリッドを、強化材料２８を含むマトリックス材料２７に付加して構成することができる。図２では、予め形成されたメッシュ又はグリッドは、三次元の網目構造として示されている。この代わりに、予め形成されたメッシュ又はグリッドは、単層レイヤ２４全体に延びる二次元の網目構造であってもよい。
一態様では、導電性網目構造２６は、銅とアルミニウムとのちの少なくとも１つを含む。銅とアルミニウムは、エポキシ樹脂を始めとする様々なマトリックス材料２７に対して化学的な適合性を有するとともに、導電性を有する。単層レイヤ２４に含める導電性材料の量は、導電性材料の導電性、単層レイヤ２４における導電性材料の配置などの様々な要因によって決定される。
他の例では、導電性網目構造２６は、導電性の非金属を含む。導電性網目構造２６の非金属は、導電性の非金属からなる複数の切片が分散された構成でもよい。この場合、導電性網目構造２６は、導電性の非金属の切片が単層レイヤ２４において分散された構成であり、マトリックス材料２７において切片と切片が物理的に接触するように十分な量が含まれている。これにより、電気的に接続された導電性網目構造２６が形成される。一態様によれば、導電性の非金属の切片は、単層レイヤにおいてランダムな配置で分散されている。一態様では、導電性網目構造２６は、銅とアルミニウムのちの少なくとも１つを含む。銅及びアルミニウムは、エポキシ樹脂を始めとする様々なマトリックス材料２７に対して化学的な適合性を有するとともに、導電性を有する。
繊維強化材料２８は、一体型表面保護システム２２の強度を上げるために含まれている。構成としては、繊維強化材料２８は、単一の材料であってもよいし、複数の材料の組み合わせであってもよい。例えば、繊維強化材料２８は、比強度が比較的高い材料である繊維ガラスと炭素繊維のうちの少なくとも１つを含む。物理的には、繊維強化材料２８は、複数の繊維の形態をとることができ、例えば、単層レイヤ２４のマトリックス材料２７に（例えば、ランダムに）分散された複数の繊維であってもよい。図示のとおり、繊維強化材料２８は、物理的に互いに分離されている。あるいは、繊維強化材料２８は、物理的につながっていてもよい。
一体型表面保護システム２２の繊維強化材料２８は、取り扱いや自動レイアップの際に必要な構造的な支持を提供するとともに、ファスナ取付けのための穴の切削を容易にする。導電性網目構造２６に加えて、繊維強化材料２８を単層レイヤ２４に組み込むことによって、多層構造体に比べて、温度サイクルに対する環境耐性を向上させ、塗装レイヤ４８を上に重ねた場合の一体性を維持することができる。
図２及び図３に示すように、一体型表面保護システム２２は、任意の要件として、単層レイヤ２４の第１表面３１上に、または当該第1表面の内部に（on or within）、紫外線保護レイヤ３０をさらに有することができる。図示のとおり、紫外線保護レイヤ３０は、単層レイヤ２４の第１表面３１上に設けられた別個のレイヤである。この代わりに、紫外線保護レイヤ３０は、単層レイヤ２４と一体化してもよく、この場合、単層レイヤ２４は、導電性網目構造２６、繊維強化材料２８、及び、紫外線保護レイヤ３０を含む。紫外線保護レイヤ３０は、例えば、紫外線保護機能（例えば、ＵＶ安定剤）を有する任意の有機ポリマ樹脂であり、当該レイヤに覆われた材料を紫外線から保護する。
図２及び図３に示すように、一体型表面保護システム２２は、任意の要件として、単層レイヤ２４の第２表面３３に、担持レイヤ（carrier layer）３２をさらに含むことができる。担持レイヤ３２は、単層レイヤ２４を複合材基板４２に積層する自動積層プロセスにおいて用いられる任意の適当な紙であってもよい。１つの表現方法によれば、担持レイヤ３２は、シリコーン離型剤を有するといえる。シリコーン離型剤は、担持レイヤ３２の表面を滑らかにして、一体型表面保護システム２２から容易に分離できるようにする。例えば、担持レイヤ３２は、０．１０１６ｍｍ（０．００４インチ）から０．２０３２ｍｍ（０．００８インチ）の範囲の断面厚さを有する。担持レイヤ３２は、単層レイヤ２４から分離するなどして、一体型表面保護システム２２から分離して、破棄することができる。このように、担持レイヤ３２を一体型表面保護システム２２から分離すると、一体型表面保護システム２２の表面、例えば、単層レイヤ２４の第２表面３３を、複合材基板（例えば、図４及び図５に示す複合材基板４２）の表面に付着させることが可能になる。
図４及び図５は、例示的な複合構造を、概括的に符号４０で示す模式図である。複合材構造４０は、複合材基板４２及び一体型表面保護システム２２を含む。つまり、複合材構造４０は、複合材基板４２と、導電性網目構造２６及び繊維強化材料２８を含む単層レイヤ２４と、を含む。図示のとおり、複合材構造４０は、上述したように、マトリックス材料２７及び紫外線保護レイヤ３０をさらに含むことができる。
図４及び図５に示すように、複合材構造４０は、さらに、一体型表面保護システム２２上に配置されたプライマーレイヤ（primer layer）４６をさらに含むことができる。例えば、プライマーレイヤ４６は、単層レイヤ２４の少なくとも１つの表面に配置される。プライマーレイヤ４６は、塗布に先立って複合材構造４０の単層レイヤ２４に付加された下塗り層である。プライマーレイヤ４６は、複合材構造４０の単層レイヤ２４に対する塗料の接着性を高めることができる。一実施例では、プライマーレイヤ４６は、ポリウレタン層を含む。一実施例では、プライマーレイヤ４６の厚みは、０．０１３ｍｍである。
図４及び図５に示すように、複合材構造４０は、一体型表面保護システム２２上に塗装レイヤ４８をさらに含むことができる。塗装レイヤ４８は、複合材構造４０の少なくとも１つの表面に、保護被膜として塗布された材料である。複合材構造４０がプライマーレイヤ４６も含む場合には、プライマーレイヤ４６が、単層レイヤ２４と塗装レイヤ４８の間に配置される。一実施例では、塗装レイヤ４８は、ポリウレタン層を含む。一実施例では、塗装レイヤ４８の厚みは、０．１３ｍｍ～０．１５ｍｍである。
複合材構造４０の複合材基板４２は、例えば、航空機や航空宇宙構造における任意のコンポーネントである（あるいは、当該コンポーネントを含む）。例えば、複合材基板４２は、ノーズゾーン１２（図１）、胴体ゾーン１４（図１）、翼ゾーン１６（図１）、尾部ゾーン１８（図１）、及び、翼端ゾーン２０（図１）を構成する（又は、これらを含む）。したがって、図１に示すように、航空機１０のコンポーネント１３（図１）は、複合材構造４０を含みうる。
複合材構造４０の複合材基板４２は、互いに積層された複数のプライ４４（例えば、炭素繊維強化ポリマのシート又はテープ）を含む。図４及び図５では、３つのプライ４４を示しているいるが、プライ４４が３つより多い場合も、あるいは、３つより少ない場合も、本開示の範囲から逸脱するものではない。一態様では、複数のプライ４４のうちの少なくとも１つのプライは、炭素繊維強化プラスチックから成る。
複合材構造４０は、任意の適当なプロセスで形成することができる。一態様では、複合材構造４０は、例えば、単層レイヤ２４、紫外線保護レイヤ３０、及び、担持レイヤ３２を含む一体型表面保護システム２２（図２及び図３）を製造することで形成される。次に、一体型表面保護システム２２を複合材基板４２に接合し、その後、プライマーレイヤ４６及び塗装レイヤ４８を付加する。ただし、本開示の複合材構造４０は、この製造プロセスによって限定されるものではない。
図６は、本開示の一実施形態による、複合材構造４０を保護する例示的な方法５０を示すフロー図である。
方法５０は、ブロック５３において、一体型表面保護システム２２を複合材構造４０に接合することを含む。この際に、一体型表面保護システム２２は、導電性網目構造２６と繊維強化材料とを含む単層レイヤ２４を含むものとする。一実施例では、一体型表面保護システム２２を複合材構造４０に接合することは、一体型表面保護システム２２を、航空機１０（図１）のコンポーネント１３（図１）に接合することを含む。複合材構造４０は、例えば、航空機又は航空宇宙構造体の任意のコンポーネントを含み、例えば、ノーズゾーン１２、胴体ゾーン１４、翼ゾーン１６、尾部ゾーン１８、及び、翼端ゾーン２０のコンポーネントを含む。一態様では、複合材構造４０は、複数のプライ（例えば、ＣＦＲＰ基板外皮プライ（CFRP substrate skin plies））を含む。
図示のとおり、方法５０は、任意のステップとして、接合の前に、一体型表面保護システム２２から担持レイヤを分離することをブロック５１に含む。この分離により、単層レイヤ２４の第２表面３３を露出させた状態で、次に複合材構造４０の付加を行うことができる。
図示のとおり、方法５０は、任意のステップとして、自動積層プロセスによって（例えば、ピック・アンド・プレイスロボットを用いて）、一体型表面保護システムを複合材構造４０に付加することをブロック５２にさらに含む。このように、一態様では、一体型表面保護システム２２は、独立したコンポーネントとして作製され、その後、複合材構造４０に接合される。
図示のとおり、方法５０は、任意のステップとして、接合後の一体型表面保護システム２２にプライマーレイヤ４６を付加することをブロック５４にさらに含む。プライマーレイヤ４６の付加は、複合材構造４０に塗装レイヤ４８を塗布するための準備工程であり、複合材構造４０と塗装レイヤ４８との接着性を高めることができる。
図示のとおり、方法５０は、任意のステップとして、接合後の一体型表面保護システム２２に塗装レイヤ４８を塗布することをブロック５５に含む。例えば、塗装レイヤ４８は、プライマーレイヤ４６に塗布することができる。塗装レイヤ４８を塗布することにより、複合材構造４０に保護被膜が形成される。
本開示は、さらに、以下に列挙する例示的な実施例を包含する。これらの実施例の列挙は、すべてを網羅するものではなく、また、請求の範囲に含まれるものも、含まれないものもある。
１． 導電性の網目構造（２６）と繊維強化材料（２８）とを含む単層レイヤ（２４）を含む、一体型表面保護システム（２２）。
２． 前記導電性網目構造（２６）は、金属を含む、実施例１に記載の一体型表面保護システム（２２）。
３． 前記導電性網目構造（２６）は、銅とアルミニウムとのうちの少なくとも１つを含む、実施例１又は２に記載の一体型表面保護システム（２２）。
４． 前記導電性網目構造（２６）は、導電性の非金属を含む、実施例１に記載の一体型表面保護システム（２２）。
５． 前記導電性網目構造（２６）は、グラフェンとカーボンナノチューブとのうちの少なくとも１つを含む、実施例１又は４に記載の一体型表面保護システム（２２）。
６． 前記繊維強化材料（２８）は、ガラス繊維と炭素繊維とのうちの少なくとも１つを含む、実施例１～５のいずれかに記載の一体型表面保護システム（２２）。
７． 前記単層レイヤ（２４）は、さらに、前記導電性網目構造（２６）と前記繊維強化材料（２８）とを担うマトリックス材料（２７）を含む、実施例１～６のいずれかに記載の一体型表面保護システム（２２）。
８． 前記マトリックス材料（２７）は、エポキシ樹脂を含む、実施例７に記載の一体型表面保護システム（２２）。
９． 前記単層レイヤ（２４）の第１表面（３１）に配置され、又は、含まれる紫外線保護レイヤ（３０）をさらに含む、実施例１～８のいずれかに記載の一体型表面保護システム（２２）。
１０． 前記単層レイヤ（２４）の第２表面（３３）に配置された担持レイヤ（３２）をさらに含む、実施例１～９のいずれかに記載の一体型表面保護システム（２２）。
１１． 複合材基板（４２）と、
前記複合材基板（４２）に付加された、実施例１に記載の一体型表面保護システム（２２）と、を含む、複合材構造（４０）。
１２． 前記複合材基板（４２）は、炭素繊維強化プラスチックを含む、実施例１１に記載の複合材構造（４０）。
１３． 前記一体型表面保護システム（２２）に配置された塗装レイヤ（４８）をさらに含む、実施例１１又は１２に記載の複合材構造（４０）。
１４． 前記一体型表面保護システム（２２）と前記塗装レイヤ（４８）との間に配置されたプライマーレイヤ（４６）をさらに含む、実施例１３に記載の複合材構造（４０）。
１５． 実施例１１～１４のいずれかに記載の複合材構造（４０）を含む、航空機（１０）のコンポーネント（１３）。
１６． 複合材構造（４０）を保護する方法（５０）であって、
一体型表面保護システム（２２）を前記複合材構造（４０）に接合するステップを含み、この際に、前記一体型表面保護システム（２２）は、導電性網目構造（２６）と繊維強化材料（２８）とを含む単層レイヤ（２４）を含むものである、方法。
１７． 前記接合の前に、前記一体型表面保護システム（２２）から担持レイヤ（３２）を分離するステップをさらに含む、実施例１６に記載の方法（５０）。
１８． 前記一体型表面保護システム（２２）を前記複合材構造（４０）に接合するステップは、前記一体型表面保護システム（２２）を航空機（１０）のコンポーネント（１３）に接合することを含む、実施例１６又は１７に記載の方法（５０）。
１９． 前記一体型表面保護システム（２２）を前記複合材構造（４０）に接合するステップの後で、前記一体型表面保護システム（２２）に塗装レイヤ（４８）を塗布するステップをさらに含む、実施例１６～１８のいずれかに記載の方法（５０）。
２０． 前記一体型表面保護システム（２２）を前記複合材構造（４０）に接合するステップの後で、前記一体型表面保護システム（２２）にプライマーレイヤ（４６）を付加するステップをさらに含み、この際に、前記プライマーレイヤ（４６）を、前記一体型表面保護システム（２２）と前記塗装レイヤ（４８）との間に配置するものである、実施例１９に記載の方法（５０）。
したがって、本開示によれば、取り扱いに際して、また、自動積層に際して構造的な支持を提供できるとともに、切削を容易にし、温度サイクルに関する環境耐性を大幅に向上させることができ、これにより、塗装レイヤを上に設けた場合に一体性を保持することができる。本開示による多機能一体型表面保護システム及び方法によれば、効率を向上させ、製造コストを削減でき、これと同時に、落雷による直接的な影響に対する保護を提供し、熱応力を低減することができる。
本開示の多機能一体型表面保護システムについて様々な実施形態を図示及び説明したが、当業者が本明細書に鑑みれば、様々な変形が想到可能であろう。本出願は、そのような変形も包含するものであり、請求の範囲によってのみ限定される。

Claims (10)

  1. 導電性の網目構造と、繊維強化材料と、前記導電性網目構造及び前記繊維強化材料を覆うマトリックス材料と、を有する単層レイヤを含み、複合材基板に対して接合される一体型表面保護システムであって、
    前記導電性網目構造は、銅又はアルミニウムのワイヤセグメントからなる三次元メッシュ又はグリッドである、一体型表面保護システム。
  2. 前記繊維強化材料は、ガラス繊維と炭素繊維とのうちの少なくとも１つを含む、請求項１に記載の一体型表面保護システム。
  3. 前記マトリックス材料は、エポキシ樹脂を含む、請求項１又は２に記載の一体型表面保護システム。
  4. 前記単層レイヤの第１表面に配置され、又は、含まれる紫外線保護レイヤをさらに含む、請求項１～３のいずれかに記載の一体型表面保護システム。
  5. 前記単層レイヤの第２表面に配置された担持レイヤをさらに含む、請求項１～４のいずれかに記載の一体型表面保護システム。
  6. 複合材基板を保護する方法であって、
    請求項１～５のいずれかに記載の一体型表面保護システムを前記複合材基板に接合するステップを含む、方法。
  7. 前記接合の前に、前記一体型表面保護システムから担持レイヤを分離するステップをさらに含む、請求項６に記載の方法。
  8. 前記一体型表面保護システムを前記複合材基板に接合するステップは、前記一体型表面保護システムを航空機のコンポーネントに接合することを含む、請求項６又は７に記載の方法。
  9. 前記一体型表面保護システムを前記複合材基板に接合するステップの後で、前記一体型表面保護システムに塗装レイヤを塗布するステップをさらに含む、請求項６～８のいずれかに記載の方法。
  10. 前記一体型表面保護システムを前記複合材基板に接合するステップの後で、前記一体型表面保護システムにプライマーレイヤを付加するステップをさらに含み、この際に、前記プライマーレイヤを、前記一体型表面保護システムと前記塗装レイヤとの間に配置するものである、請求項９に記載の方法。
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