JPH11311101A - Fiber reinforced plastic blade structure - Google Patents

Fiber reinforced plastic blade structure

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JPH11311101A
JPH11311101A JP11861698A JP11861698A JPH11311101A JP H11311101 A JPH11311101 A JP H11311101A JP 11861698 A JP11861698 A JP 11861698A JP 11861698 A JP11861698 A JP 11861698A JP H11311101 A JPH11311101 A JP H11311101A
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JP
Japan
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layer
fiber
reinforced resin
wing
wing structure
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Application number
JP11861698A
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Japanese (ja)
Inventor
Akihiko Kitano
彰彦 北野
Kenichi Yoshioka
健一 吉岡
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Toray Industries Inc
Original Assignee
Toray Industries Inc
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Publication date
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a blade structure that has its bending fatigue strength being higher than ever before, due to a fact that fatigue life of a fiber reinforced plastic blade structure consists in the so-called bending fatigue where tension and compression are mixed up. SOLUTION: This is a fiber reinforced plastic blade structure consisting of a reinforced fiber 12 and plastics 13, and it is featured that 1), the fiber reinforced plastics are comprises of a layered structure, and 2), when an array angle θ of each reinforced fiber in the layers is defined by an angle making it in the longitudinal direction of a blade, a layer A 14, whose array angle θis in the range of -9 deg.<=θ<=9 deg., and a layer B 15 whose array angle θ is in the range of 50<=θ<=70 deg. or a layer 16 in the range of -70<=θ<=-50 deg. are all continued.

Description

【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

【0001】[0001]

【発明の属する技術分野】本発明は、風力発電用の風車
ブレード、ヘリコプターの回転翼、飛行機の主翼、尾翼
などの、翼あるいはブレードという名称で総称される繊
維強化樹脂(以下FRPと略す)製の翼構造体に関する
ものである。
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a fiber reinforced resin (hereinafter abbreviated as FRP) generally referred to as a wing or a blade, such as a wind turbine blade for wind power generation, a rotary wing of a helicopter, a main wing and a tail wing of an airplane. Wing structure.

【0002】[0002]

【従来の技術】ブレードとも呼ばれる翼には、風力発電
の風車ブレードやヘリコプターのように翼自体が回転し
て推力を担う回転翼と、ジェット飛行機のように、推力
はエンジンが担って、翼自体は回転などしない固定翼と
に分けられるが、回転翼、固定翼ともに、空気などの気
体中において、より小さい流体抵抗が得られるように、
流線型の翼断面構造を有している。
2. Description of the Related Art A wing, which is also called a blade, includes a rotating wing, which rotates by the wing itself, such as a wind turbine blade or a helicopter for wind power generation, and a thrust, which is carried by an engine, as in a jet airplane. Is divided into fixed wings that do not rotate, etc., so that both rotors and fixed wings can obtain smaller fluid resistance in gases such as air,
It has a streamlined blade section structure.

【0003】さらに、固定翼、回転翼ともに気体中で運
動することから、軽量性が重要であり、金属よりも比強
度・比弾性の高い繊維強化樹脂製(以下FRPと略す)
の翼構造体が研究されている。
Further, since both the fixed wing and the rotary wing move in gas, light weight is important and made of fiber reinforced resin having higher specific strength and specific elasticity than metal (hereinafter abbreviated as FRP).
Wing structures have been studied.

【0004】繊維強化樹脂製の翼は、通常、プリプレグ
と呼ばれる繊維強化樹脂製のシート状物を積み重ねて形
成されるため、翼の断面は層構造を有している。そし
て、層中の補強繊維は翼の長手方向に配列している。
[0004] A blade made of fiber reinforced resin is usually formed by stacking sheets made of fiber reinforced resin called a prepreg, so that the cross section of the blade has a layer structure. The reinforcing fibers in the layer are arranged in the longitudinal direction of the blade.

【0005】中でも、回転翼においては、回転数の増減
に伴い、遠心力により翼の長手方向に増減する引張力が
発生するため、翼の長手方向に多くの繊維を配列させ
(例えば特開昭64−63132、特開平6−7414
2)、翼の引張−引張疲労による寿命の低下を防止する
設計がとられている。
[0005] Above all, in a rotating blade, a centrifugal force causes a tensile force to increase and decrease in the longitudinal direction of the blade as the rotational speed increases and decreases. 64-63132, JP-A-6-7414
2) A design is adopted to prevent the life of the blade from being shortened due to tensile-tensile fatigue.

【0006】しかし、層構造においては、隣接する層同
士が複雑に影響しあうため、引張以外の例えば、圧縮力
が作用し、引張−引張疲労で設計した場合より、翼の寿
命は短くなるのが通例である。
However, in a layered structure, adjacent layers affect each other in a complicated manner, and therefore, other than tension, for example, a compressive force acts, and the life of the blade is shorter than that of a case designed by tension-tensile fatigue. Is customary.

【0007】翼には振動等により圧縮やねじり、剪断等
が複雑に作用していることが推定されるが、それらの影
響を定量化するにはかなりの労力が必要であるため、従
来は、翼の長手方向に配列する繊維に加え、長手方向と
±45度および90度の方向に繊維を配列させた、等方
性に近い疑似当方性積層構成をとって対応していた。例
えば、特開平3−271566では配向角が10乃至は
50度の構成が、特開平6−66244には長手方向の
一方向ロービング上にガラスクロスとガラスマットが包
帯状に積層された構成が開示されている。
[0007] It is presumed that compression, torsion, shearing, and the like are acting on the wing in a complicated manner due to vibration and the like. However, quantifying the influence requires a considerable amount of effort. In addition to the fibers arranged in the longitudinal direction of the blade, the fibers were arranged in the directions of ± 45 ° and 90 ° with respect to the longitudinal direction. For example, JP-A-3-271566 discloses a configuration in which the orientation angle is 10 to 50 degrees, and JP-A-6-66244 discloses a configuration in which a glass cloth and a glass mat are laminated in a bandage shape on a longitudinal one-way roving. Have been.

【0008】しかしながら、むやみやたらに、±45度
方向や90度方向に配列させるというやり方では、FR
Pの最大の利点である軽量効果を必ずしも生かしきった
積層構成とはいえず、しいては、翼用途へのFRPのさ
らなる適用拡大を阻害しかねず、産業界は翼構造体によ
り適する積層構成を必要としていた。
[0008] However, in a method of indiscriminately arranging in ± 45 degrees direction or 90 degrees direction, FR
It cannot be said that this is a laminated structure that makes full use of the light weight effect, which is the greatest advantage of P, and may impede further application of FRP to wing applications. Needed.

【0009】[0009]

【発明が解決しようとする課題】本発明は、上記したF
RP製の翼構造体の疲労寿命は、引張と圧縮が混在する
曲げ疲労にあるとの仮説に基づき、従来以上の高い曲げ
疲労強度を有する翼構造体を提供することを目的とす
る。また、本発明のもう一つの目的は、そのような翼構
造体を設計・製造する技術を提供することにある。
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention relates to the above-mentioned F
An object of the present invention is to provide a wing structure having a higher bending fatigue strength than conventional, based on the hypothesis that the fatigue life of the RP wing structure is bending fatigue in which tension and compression are mixed. Another object of the present invention is to provide a technique for designing and manufacturing such a wing structure.

【0010】[0010]

【課題を解決するための手段】この目的に沿う本発明の
翼構造体は、補強繊維と樹脂からなる繊維強化樹脂製の
翼構造体であって、 1)繊維強化樹脂は層構造を有しており、 2)層中の補強繊維の配列角θを翼の長手方向となす角
度で定義するとき、θが−9度≦θ≦9度の範囲内であ
る層Aと、θが50≦θ≦70度の範囲内にある層Bま
たは−70≦θ≦−50度の範囲内にある層Cとが連続
していることを特徴とする繊維強化樹脂製翼構造体。
According to the present invention, there is provided a wing structure made of fiber-reinforced resin comprising a reinforcing fiber and a resin. 1) The fiber-reinforced resin has a layer structure. 2) When the arrangement angle θ of the reinforcing fibers in the layer is defined by the angle formed with the longitudinal direction of the blade, the layer A in which θ is in the range of −9 degrees ≦ θ ≦ 9 degrees, and θ is 50 ≦ A fiber-reinforced resin wing structure, wherein a layer B in the range of θ ≦ 70 degrees or a layer C in the range of −70 ≦ θ ≦ −50 degrees is continuous.

【0011】もしくは、補強繊維と樹脂からなる繊維強
化樹脂製の翼構造体であって、 1)繊維強化樹脂は層構造を有しており、 2)層中の補強繊維の配列角θを翼の長手方向となす角
度で定義するとき、θが−9度≦θ≦9度の範囲内であ
る層Aと、θが50≦θ≦70度の範囲内である層B
と、θが−70≦θ≦−50度の範囲内にある層Cとが
連続していることを特徴とする繊維強化樹脂製翼構造
体。
[0011] Or, a wing structure made of fiber reinforced resin comprising a reinforcing fiber and a resin, 1) the fiber reinforced resin has a layered structure, and 2) the arrangement angle θ of the reinforcing fibers in the layer is determined by the blade. Are defined as an angle formed with the longitudinal direction, a layer A in which θ is in a range of −9 degrees ≦ θ ≦ 9 degrees, and a layer B in which θ is in a range of 50 ≦ θ ≦ 70 degrees.
And a layer C in which θ is in the range of −70 ≦ θ ≦ −50 degrees is continuous.

【0012】を特徴とする。It is characterized by the following.

【0013】[0013]

【発明の実施の形態】本発明の翼構造体を図1〜3に示
す実施態様により説明する。本発明にかかる翼構造体の
軸、および補強繊維の配列角の定義は、特に限定される
ものではないが、図1で、その一例を説明する。本発明
における翼1の長手軸2は、翼の付け根部分の断面重心
3と翼の長さの1/2の断面重心4を結ぶ直線で定義す
る。なお、翼の長さは、プロペラにおいては0.5m〜
5m程度、ヘリコプターの回転翼では5m〜10m程
度、風車翼では10〜50m程度である。
DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A wing structure of the present invention will be described with reference to an embodiment shown in FIGS. The definition of the axis of the wing structure according to the present invention and the arrangement angle of the reinforcing fibers are not particularly limited, but an example will be described with reference to FIG. The longitudinal axis 2 of the wing 1 in the present invention is defined by a straight line connecting the cross-sectional center of gravity 3 of the root portion of the wing and the cross-sectional center of gravity 4 of half the length of the wing. The length of the wing is 0.5 m or more for propellers.
It is about 5 m, about 5 m to 10 m for helicopter rotors, and about 10 to 50 m for windmill blades.

【0014】本発明にかかる翼構造体の構造は、特に限
定されるものではないが、軽量化を図るために、翼内部
に空洞を有する構造が好ましい。空洞とは、文字通り、
何ら部材が存在していない空間でも良いし、発泡体など
の強度保持性能が繊維強化樹脂に劣るか実質的に有さな
い部材で充填された空間でも良い。翼内部の空洞は翼の
体積の30〜90%が好ましく、40〜80%がより好
ましい。
The structure of the wing structure according to the present invention is not particularly limited, but is preferably a structure having a cavity inside the wing in order to reduce the weight. A cavity is literally
The space may be a space in which no member is present, or may be a space filled with a member such as a foam having a strength retention performance inferior to that of the fiber-reinforced resin or having substantially no strength. The cavity inside the wing preferably has a volume of 30 to 90%, more preferably 40 to 80% of the volume of the wing.

【0015】図2で、本発明にかかる翼構造体の構造の
一例を説明する。図2に示すように翼の断面は、前縁部
5と後縁部6を結ぶ上スキン7と下スキン8と呼ばれる
外板からなり、上スキンと下スキンの間には、翼の長手
方向に亘り、層構造を有するスパー9と呼ばれる棒状、
板状、コの字状、Cの字状、Iの字状、ロの字状(ボッ
クス状)の桁材が入っている。さらに、板状を除くスパ
ーは、スキンと接触しているフランジ部10と翼の上と
下のフランジ部をつなぐウエブ部11に分けることがで
きる。板状のスパーはフランジ部のみであることが多
く、ウエブの代わりにフォーム材を翼内部に充填したり
する。
FIG. 2 illustrates an example of the structure of the wing structure according to the present invention. As shown in FIG. 2, the cross section of the wing is composed of an outer skin called an upper skin 7 and a lower skin 8 connecting a leading edge 5 and a trailing edge 6, and a longitudinal direction of the wing is provided between the upper skin and the lower skin. Over, a bar shape called a spar 9 having a layer structure,
It contains plate, U-shaped, C-shaped, I-shaped, and square-shaped (box-shaped) girders. Further, the spar except for the plate shape can be divided into a flange portion 10 in contact with the skin and a web portion 11 connecting the upper and lower flange portions of the wing. In many cases, the plate-shaped spar has only a flange portion, and instead of the web, a foam material is filled into the wing.

【0016】本発明において繊維強化樹脂製翼構造体と
は、翼構造体の少なくとも一部に前記層構成をなす繊維
強化樹脂製構造体を有するものであり、少なくとも翼内
部の桁材が繊維強化樹脂製であることが好ましい。上下
スキンは、カンバス地でもよいが、FRP製であること
が好ましい。ただし、FRP製の場合でも前記層構成を
有する必要はない。
In the present invention, the fiber-reinforced resin wing structure has a fiber-reinforced resin structure having the above-mentioned layer structure in at least a part of the wing structure. It is preferably made of resin. The upper and lower skins may be canvas, but are preferably made of FRP. However, it is not necessary to have the above-mentioned layer configuration even in the case of FRP.

【0017】なお、補強繊維12、樹脂13はフランジ
部10に隣接する上下スキン7、8に設けても良い。つ
まり、図2において、上下スキン7、8のうち、少なく
とも一方のフランジ部10に隣接している部分について
は、スキンの他の部分より薄くするかあるいは、実質的
に欠落した構造として、スパーの一部、例えば図3のそ
の他の層17等で置換されている構造でも良い。
The reinforcing fibers 12 and the resin 13 may be provided on the upper and lower skins 7 and 8 adjacent to the flange portion 10. That is, in FIG. 2, at least a portion of the upper and lower skins 7 and 8 adjacent to at least one of the flange portions 10 is made thinner than the other portion of the skin or has a substantially missing structure so that For example, the structure may be partially replaced with another layer 17 in FIG.

【0018】翼の曲げ疲労寿命に最も影響するのは図3
に示す、補強繊維12と樹脂13からなる繊維強化樹脂
(以下FRP)からなる層構造を有するスパー9のフラ
ンジ部10であり、少なくとも翼の長手軸に対し、±9
度以内の角度で配列する補強繊維を有する層A14と、
長手軸に対し、50≦θ≦70度の範囲内にある層Bま
たは−70≦θ≦−50度の範囲内にある層C15とが
連続した構造を有している。また、必要によりその他の
層17を積層しても良い。これは、層A、B、またはC
であっても良いし、それ以外のFRP層であっても良い
し、場合によってはFRP層でなくても良い。
FIG. 3 has the greatest influence on the bending fatigue life of the blade.
Is a flange portion 10 of a spar 9 having a layer structure made of a fiber reinforced resin (hereinafter, referred to as FRP) made of a reinforcing fiber 12 and a resin 13.
A layer A14 having reinforcing fibers arranged at an angle within degrees,
The layer B has a structure in which the layer B in the range of 50 ≦ θ ≦ 70 degrees or the layer C15 in the range of −70 ≦ θ ≦ −50 degrees is continuous with the longitudinal axis. Further, another layer 17 may be laminated as necessary. This can be a layer A, B or C
Or another FRP layer, and in some cases, may not be an FRP layer.

【0019】層Aは、主として翼の長手方向の剛性およ
び強度を担うものであるから、好ましい繊維の配列角度
は、+9度〜−9度の範囲内であることが好ましい。翼
の長さが大きいほど翼の変形量が大きくなるので、配列
角度は上記範囲より0度方向に近い方が、特の剛性が高
くなりたわみが小さくなるので、より好ましい。尚、翼
の剛性を高くする他の方法として、翼の表面に近い位置
に層Aを配したり、層Aの厚みを大きくしたり、後述す
る炭素繊維などの高弾性率繊維をより多く使用すること
がある。
Since the layer A mainly bears the rigidity and strength in the longitudinal direction of the blade, the preferred fiber arrangement angle is preferably in the range of +9 degrees to -9 degrees. Since the deformation amount of the blade increases as the length of the blade increases, it is more preferable that the arrangement angle is closer to the 0 degree direction than the above-mentioned range since the rigidity is increased and the deflection is reduced. In addition, as another method of increasing the rigidity of the wing, the layer A is arranged at a position close to the surface of the wing, the thickness of the layer A is increased, or a higher modulus fiber such as a carbon fiber described later is used more. May be.

【0020】層Bまたは層Cは、層Aと連続することで
層Aの曲げ疲労寿命を向上させる役割を果たす。層Bの
補強繊維の配列角θは、50≦θ≦70度の範囲内また
はまたは層Cの補強繊維の配列角θは−70≦θ≦−5
0度の範囲内にある。θが本範囲内にあることで、翼の
曲げ寿命は著しく向上する。
The layer B or the layer C plays a role of improving the bending fatigue life of the layer A by being continuous with the layer A. The arrangement angle θ of the reinforcing fibers in the layer B is within the range of 50 ≦ θ ≦ 70 degrees or the arrangement angle θ of the reinforcing fibers in the layer C is −70 ≦ θ ≦ −5.
It is in the range of 0 degrees. When θ is within this range, the bending life of the blade is significantly improved.

【0021】すなわち、層Bは、補強繊維の配列角度が
50〜70度の範囲内にあるため、層Aの繊維直交方向
の変形を抑制する効果を有する。さらに、層Aと連続す
るため、曲げ疲労時に層Aが繊維直交方向へポアソン変
形して繊維がスプリッティングすることを妨げ、層Aの
圧縮荷重負担能力を増加させる効果を有する。層Bの配
列角度70度以上にすると、熱応力が大きくなり、結果
として曲げ寿命が低下する傾向にある。
That is, since the layer B has an arrangement angle of the reinforcing fibers in the range of 50 to 70 degrees, the layer B has an effect of suppressing the deformation of the layer A in the direction perpendicular to the fibers. Further, since the layer A is continuous with the layer A, the layer A has a Poisson deformation in a direction orthogonal to the fiber at the time of bending fatigue, prevents the fiber from splitting, and has an effect of increasing the compressive load bearing ability of the layer A. When the arrangement angle of the layer B is 70 degrees or more, the thermal stress increases, and as a result, the bending life tends to decrease.

【0022】一方層Bの補強繊維の配列角度が50度以
下であると、層Aと層Bの層間が曲げ疲労下で剥離し易
く、結果として曲げ疲労寿命が低下する傾向にある。
On the other hand, if the arrangement angle of the reinforcing fibers in the layer B is 50 degrees or less, the layers A and B are easily separated under bending fatigue, and as a result, the bending fatigue life tends to be reduced.

【0023】従って、層Bのθは、50≦θ≦70度の
範囲内であることが必要である。
Therefore, θ of the layer B needs to be within the range of 50 ≦ θ ≦ 70 degrees.

【0024】同様の理由により、層Cは−70≦θ≦−
50度の範囲内であることが必要である。
For the same reason, the layer C has a thickness of -70 ≦ θ ≦ −
It must be within 50 degrees.

【0025】本発明において、層が連続しているとは、
例えば、層の間に他の繊維強化樹脂等が挟まれずに隣接
した状態にあることでを指す。ただし、成形の際に層の
間に生ずる層間樹脂等は例外とする。
In the present invention, “continuous layers” means that
For example, it means that another fiber reinforced resin or the like is adjacent to each other without being sandwiched between the layers. However, an interlayer resin or the like generated between layers during molding is an exception.

【0026】層Bまたは層Cの厚みは、層Aの拘束力を
強化するという目的では厚い方が好ましいが、翼の長手
方向の剛性を低下させるので、層Aと、層Bまたは層C
の厚み比率は1:0.05〜1:0.5の範囲内にある
ことが好ましい。本範囲より小さいと、曲げ疲労寿命の
向上効果が十分ではなく、大きいと長手方向の剛性が十
分ではなくなる可能性がある。より好ましくは1:0.
05〜1:0.2の範囲内である。
The thickness of the layer B or the layer C is preferably large for the purpose of strengthening the binding force of the layer A. However, the thickness of the layer A or the layer B or the layer C
Is preferably in the range of 1: 0.05 to 1: 0.5. If it is smaller than this range, the effect of improving the bending fatigue life is not sufficient, and if it is larger, the rigidity in the longitudinal direction may not be sufficient. More preferably, 1: 0.
05 to 1: 0.2.

【0027】また、層Bまたは層Cの位置は、層Aの曲
げ変形の大きい翼の外側(スキン側)を拘束するという
作用をもたせるためには、層Aより外側に位置させる方
が好ましい。
The position of the layer B or the layer C is preferably located outside the layer A in order to have the effect of restraining the outside (skin side) of the wing in which the layer A undergoes large bending deformation.

【0028】さらに、層B以外に、層Bと同様の拘束効
果をもつ繊維強化樹脂製の層Cを層Bととも併用するこ
とで、層Aの曲げ寿命をさらに向上させることができ
る。この場合、層Cは、層Bまたは層Aと連続してい
る。連続している必要がある理由は、拘束効果をより顕
著にするためであり、このことにより曲げ疲労寿命が大
幅に向上する。中でも、層Cが層Aよりも表面側に位置
させると層Bの場合と同様の理由により好ましい。
Further, by using a layer C made of fiber reinforced resin having the same restraining effect as the layer B in addition to the layer B together with the layer B, the bending life of the layer A can be further improved. In this case, the layer C is continuous with the layer B or the layer A. The reason why they need to be continuous is to make the restraining effect more conspicuous, which greatly improves the bending fatigue life. Above all, it is preferable that the layer C is located closer to the surface than the layer A for the same reason as in the case of the layer B.

【0029】次に、層Bと層Cの位置を外側にしすぎる
と、翼の剛性が低下する方向にあるので、翼の曲げ剛性
を維持して、曲げ疲労寿命を向上させようとする場合に
は、層Aは層Cおよび層Bで挟み込むことが好ましい。
この場合、層C、層Bともに層Aと連続するので、A層
の変形を拘束する効果がより高くなり、翼の曲げ疲労寿
命は飛躍的に向上する。層Bまたは層Cを複数層配する
ことでも拘束効果をさらに高めることもできる。
Next, if the positions of the layers B and C are too far outside, the stiffness of the blade tends to decrease. Therefore, when the bending rigidity of the blade is to be maintained and the bending fatigue life is to be improved. Preferably, layer A is sandwiched between layer C and layer B.
In this case, since both the layer C and the layer B are continuous with the layer A, the effect of restraining the deformation of the layer A is higher, and the bending fatigue life of the blade is dramatically improved. By arranging a plurality of layers B or C, the restraining effect can be further enhanced.

【0030】この際、翼の長手方向の剛性を極端に低下
させないためには、層Bおよび層Cの1層の厚みを薄く
して、全体厚みは増加させずに、層の数を増加させるこ
とが極めて効果的である。
At this time, in order to prevent the rigidity in the longitudinal direction of the blade from being extremely reduced, the thickness of one of the layers B and C is reduced, and the number of layers is increased without increasing the overall thickness. It is extremely effective.

【0031】中でも、層Aに対し、層B、層Cからなる
層が鏡面対称であると、層Aの面外変形が少なくなり好
ましい。面外変形は、翼構造体の厚みが薄いほど、ま
た、翼構造体が大きいほど顕著となるので、翼の厚みが
10mm以下の場合には、層Bと層Cからなる層を、層
Aに対し鏡面対称に近づけることが有効である。
Above all, it is preferable that the layer composed of the layer B and the layer C is mirror-symmetric with respect to the layer A because the out-of-plane deformation of the layer A is reduced. The out-of-plane deformation becomes more remarkable as the thickness of the wing structure is smaller and the wing structure is larger. Therefore, when the thickness of the wing is 10 mm or less, the layer composed of the layer B and the layer C is replaced with the layer A. It is effective to make the mirror closer to mirror symmetry.

【0032】層Bおよび層Cを有する場合も前述した理
由により、層Aに対する層Bと層Cを合わせた厚みの比
率は、1:0.05〜1:0.7の範囲内(より好まし
くは1:0.05〜1:0.5の範囲内)にあることが
好ましい。
In the case where the layer B and the layer C are provided, the ratio of the total thickness of the layer B and the layer C to the layer A is in the range of 1: 0.05 to 1: 0.7 (more preferably). Is in the range of 1: 0.05 to 1: 0.5).

【0033】より具体的には、翼の長さが20m〜50
m程度のものであれば、A層の厚みは1mm〜20mm
程度の範囲内であることが好ましい。
More specifically, the length of the wing is from 20 m to 50 m
m, the thickness of the A layer is 1 mm to 20 mm.
It is preferably within the range.

【0034】次に、本発明の層A、層B、層Cの補強補
強繊維としては炭素繊維、ガラス繊維、アルミナ繊維、
窒化珪素繊維等の無機繊維、アラミド繊維、ポリエチレ
ン繊維、ナイロンなどのポリアミド系合成繊維、ポリオ
レフィン系繊維、ポリエステル系繊維、ポリフェニルス
ルホン繊維等の有機繊維といった公知の繊維を使用する
ことができる。
Next, carbon fiber, glass fiber, alumina fiber, and the like
Known fibers such as inorganic fibers such as silicon nitride fibers, polyamide synthetic fibers such as aramid fibers, polyethylene fibers, and nylon, and organic fibers such as polyolefin fibers, polyester fibers, and polyphenylsulfone fibers can be used.

【0035】炭素繊維(略称:CF)とは、ポリアクリ
ルニトリル繊維やピッチを原料として、耐炎化、炭化/
黒鉛化工程等を経て製造されるいわゆる炭素繊維(グラ
ファイト繊維とも呼ばれる)のことで、単繊維の直径は
5〜10μmで、高強度タイプのものと、高弾性率タイ
プのものが市販されている。本発明においては、PAN
(ポリアクリルニトリル)系、ピッチ系のいずれでもか
まわないが、中でもPAN系の炭素繊維は上記弾性率、
伸度以外に径方向の強度も高いので、翼の厚み方向の強
度を向上させ、しいては曲げ疲労を向上させるので特に
好ましい。また、軽量化には炭素繊維を使用することが
好ましい。
Carbon fiber (abbreviation: CF) is made of polyacrylonitrile fiber or pitch as a raw material for flame resistance, carbonization /
It is a so-called carbon fiber (also called graphite fiber) manufactured through a graphitization step or the like. The diameter of a single fiber is 5 to 10 μm, and a high-strength type and a high-elasticity type are commercially available. . In the present invention, PAN
(Polyacrylonitrile) -based or pitch-based carbon fibers may be used.
Since the strength in the radial direction is high in addition to the elongation, the strength in the thickness direction of the blade is improved, and thus the bending fatigue is particularly improved. Further, it is preferable to use carbon fiber for weight reduction.

【0036】一般に、炭素繊維は、単繊維(モノフィラ
メント)を数千〜数十万本単位に束ねたストランド形態
で使用するが、本発明においては、繰り返し曲げ荷重を
受けた際のCFRP内部のストランド間のスプリッティ
ングを低減する意味で、ストランド間隔の大きい、24
000本以上の単繊維からなるCF束が好ましい。中で
も、プロセス(生産)性向上を考慮すると、48000
本〜200000本の間のトウ(太束)CFがより好ま
しい。
In general, carbon fibers are used in the form of strands in which single fibers (monofilaments) are bundled in thousands to hundreds of thousands of units, but in the present invention, the strands inside the CFRP when subjected to repeated bending loads are used. In the sense of reducing splitting between strands, the strand spacing is large, 24
A CF bundle composed of 000 or more single fibers is preferable. Above all, considering the improvement of process (productivity), 48,000
A tow (thick bundle) CF between 2 and 200,000 is more preferred.

【0037】また、特公平1−272867号公報に示
されている測定方法で得られるストランドの毛羽が30
個/m以下であることが好ましい。毛羽がこれ以上であ
ると、成形中に糸切れが発生し、長尺のCFRPが得に
くいからである。
The fluff of the strand obtained by the measuring method disclosed in Japanese Patent Publication No. 1-272867 is 30%.
Pcs / m or less. If the fluff is more than this, yarn breakage occurs during molding, and it is difficult to obtain a long CFRP.

【0038】翼の剛性が小さいと、翼の変形が大きくな
り、本発明が問題としている曲げモードでの変形量が大
きくなり、曲げ疲労し易くなるので、翼は高剛性である
ことが好ましいので、炭素繊維は、弾性率が230〜6
00GPaの範囲内であることが好ましい。中でも層A
に使用するとより効果的である。また、この範囲の炭素
繊維を使用することで、翼のねじり剛性が向上して翼の
空力学的特性を維持できるというメリットも有する。
If the stiffness of the blade is small, the deformation of the blade is large, the deformation in the bending mode, which is a problem of the present invention, is large, and bending fatigue is easy. Therefore, it is preferable that the blade has high rigidity. , Carbon fiber has an elastic modulus of 230 to 6
It is preferably within the range of 00 GPa. Above all, layer A
It is more effective when used for The use of carbon fibers in this range also has the advantage of improving the torsional rigidity of the blade and maintaining the aerodynamic characteristics of the blade.

【0039】尚、ねじり剛性に関連して、特開平1−1
24629で測定される補強繊維のネジリ弾性率は14
GPa以上であると、ネジリ剛性は飛躍的に向上して好
ましい。
In connection with the torsional rigidity, Japanese Patent Application Laid-Open No. 1-1
The torsional modulus of the reinforcing fiber measured by 24629 is 14
When it is GPa or more, the torsional rigidity is significantly improved, which is preferable.

【0040】繰り返し曲げ特性を向上させるためには、
翼の曲げ強度も高い方が好ましく、炭素繊維の強度は3
GPa〜10GPaのものが好ましい。
In order to improve the repetitive bending characteristics,
It is preferable that the bending strength of the blade is high, and the strength of the carbon fiber is 3
Those having GPa to 10 GPa are preferred.

【0041】尚、炭素繊維の弾性率と強度は、JIS
R7601により測定することができる。
The elastic modulus and strength of the carbon fiber are determined according to JIS.
It can be measured by R7601.

【0042】ガラス繊維は、圧縮/引張の強度バランス
が良く(圧縮強度と引張強度がほぼ等しい)、また伸度
が大きいので曲げ特性に優れ、本発明において好ましい
補強繊維の一つである。ガラス繊維とは、二酸化珪素
(SiO2 )を主成分とするいわゆるEガラス、Cガラ
ス、Sガラスなどの繊維状ガラスのことで、繊維径は5
〜20μm程度のものである。また、炭素繊維と比較し
て安価にできるという特長を有する。
Glass fibers have a good balance of compression / tensile strength (compressive strength and tensile strength are almost equal), and have excellent bending properties due to high elongation, and are one of the preferable reinforcing fibers in the present invention. The glass fiber is a so-called E glass, C glass, S glass, or other fibrous glass containing silicon dioxide (SiO 2 ) as a main component, and has a fiber diameter of 5%.
It is about 20 μm. Also, it has the feature that it can be inexpensive compared to carbon fiber.

【0043】有機繊維とは、アラミド繊維、ナイロンな
どのポリアミド系合成繊維、ポリエチレン繊維などのポ
リオレフィン系合成繊維、ポリエステル系合成繊維、ポ
リフェニルスルフォン繊維、ポリベンゾオキサジン繊
維、アセテート、アクリロニトリル系合成繊維、ポリ塩
化ビニル系合成繊維、ポリ塩化ビニリデン系合成繊維、
ポリビニルアルコール系合成繊維、ポリウレタン繊維、
タンパク−アクリロニトリル共重合系繊維、フッ素系繊
維、ポリグリコール酸繊維、フェノール繊維などの産業
用および衣料用などに使用されている人造繊維である。
Organic fibers include polyamide synthetic fibers such as aramid fibers and nylon, polyolefin synthetic fibers such as polyethylene fibers, polyester synthetic fibers, polyphenylsulfone fibers, polybenzoxazine fibers, acetate, acrylonitrile synthetic fibers, Polyvinyl chloride synthetic fiber, polyvinylidene chloride synthetic fiber,
Polyvinyl alcohol-based synthetic fiber, polyurethane fiber,
It is an artificial fiber such as protein-acrylonitrile copolymer fiber, fluorine fiber, polyglycolic acid fiber, and phenol fiber which is used for industrial and clothing purposes.

【0044】これら有機繊維は、炭素繊維やガラス繊維
のように脆性ではなく、延性でありしなやかで、屈曲さ
せても容易に破断しないという特徴がある。翼構造体の
衝撃エネルギー吸収性能を向上させるためには、繊維強
化樹脂は曲がりによる変形に対する追従性能が重要であ
り、延性を呈する有機繊維を補強繊維とすることで、F
RPとしての曲がり変形追従性能が発現し、衝撃吸収性
能が著しく向上する。
These organic fibers are characterized in that they are not brittle like carbon fibers and glass fibers, are ductile and flexible, and do not break easily even when bent. In order to improve the impact energy absorbing performance of the wing structure, it is important for the fiber reinforced resin to follow the deformation due to bending, and by using organic fibers exhibiting ductility as reinforcing fibers, F
The bending deformation follow-up performance as RP is exhibited, and the shock absorption performance is remarkably improved.

【0045】また、ガラス繊維と比較した場合には、燃
焼が可能であるため廃棄が容易であるという特長、さら
には比重がガラス繊維の約半分であるので部材を極めて
軽量にすることができるという特長もある。
Further, when compared with glass fiber, it can be burned and can be easily disposed of. Further, since the specific gravity is about half that of glass fiber, the member can be made extremely lightweight. There are also features.

【0046】尚、アラミド繊維は脂環式ポリアミド系と
パラ系アラミドがあり、ナイロン以上に酸に対する抵抗
性があると同時に、強度は2.5GPa〜3.8GPa
と極めて高い。
The aramid fibers include alicyclic polyamide-based and para-aramid fibers, which are more resistant to acids than nylon and have a strength of 2.5 GPa to 3.8 GPa.
And extremely high.

【0047】上記の炭素繊維、ガラス繊維、有機繊維を
2種類以上混用して、各繊維の長所を引き出して物性上
も経済上もバランスの取れたFRPを得ることも好まし
い方法である。例えば、層Aには炭素繊維、層Bにはガ
ラス繊維を使用することである。
It is also a preferable method to mix two or more kinds of the above-mentioned carbon fibers, glass fibers, and organic fibers, to draw out the advantages of each fiber, and to obtain an FRP balanced in both physical properties and economy. For example, carbon fiber is used for the layer A and glass fiber is used for the layer B.

【0048】補強繊維の形態としては、連続繊維あるい
は長繊維状であることがこのましく、あらかじめ連続繊
維に樹脂を含浸させてシート状にしたプリプレグ、連続
繊維織物に樹脂を含浸させた織物プリプレグを積層した
り、ストランド、ロービング、織物、マット状の補強繊
維に樹脂を含浸させながら層構造を形成しても差し支え
ない。複数の補強繊維を混用する場合には、補強繊維同
士は合糸状であっても、カバリング糸状などであっても
構わない。強度および剛性上の観点から好ましいのは、
ヤーン、ストランドあるいは、ロービング形態である。
The reinforcing fibers are preferably in the form of continuous fibers or long fibers, and prepregs in which continuous fibers are impregnated with resin in advance to form sheets, and woven prepregs in which continuous fiber fabrics are impregnated with resin. May be laminated, or a layer structure may be formed by impregnating the strand, roving, woven fabric, or mat-like reinforcing fiber with a resin. When a plurality of reinforcing fibers are mixed, the reinforcing fibers may be in the form of a plying thread or a covering thread. What is preferred from the viewpoint of strength and rigidity is
In the form of yarn, strand or roving.

【0049】また、後述の樹脂との相性を向上させるた
めに補強繊維には、油剤、カップリング剤、サイジング
剤、平滑剤などと呼ばれる表面仕上げ剤が塗布されてい
てもかまわない。
The reinforcing fibers may be coated with a surface finish such as an oil agent, a coupling agent, a sizing agent, a leveling agent, etc. in order to improve compatibility with the resin described below.

【0050】次に、層A、層B、層Cを構成する樹脂
は、エポキシ樹脂、ビニルエステル樹脂、不飽和ポリエ
ステル樹脂、フェノール樹脂、ベンゾオキサジン樹脂、
などの熱硬化性樹脂、あるいは、ポリエチレン、ポリプ
ロピレン樹脂、ポリアミド樹脂、ABS樹脂、ポリブチ
レンテレフタレート樹脂、ポリアセタール樹脂、ポリカ
ーボネート等の樹脂などの熱可塑性樹脂、及びこれら樹
脂をアロイ化した変性樹脂が挙げられる。
Next, the resins constituting the layers A, B and C are epoxy resin, vinyl ester resin, unsaturated polyester resin, phenol resin, benzoxazine resin,
Thermosetting resins, such as thermoplastic resins such as polyethylene, polypropylene resin, polyamide resin, ABS resin, polybutylene terephthalate resin, polyacetal resin, and polycarbonate, and modified resins obtained by alloying these resins. .

【0051】中でもエポキシ樹脂は、伸度が大きく、繊
維強度の利用率が高いので耐疲労特性上最好ましい。ま
た、耐環境性、耐熱性、耐衝撃性もエポキシ樹脂および
エポキシ樹脂をベースにして無機粒子、熱可塑性樹脂、
ゴムなどを添加した変性エポキシ樹脂(アロイ樹脂とも
呼ばれる)が好ましい。また、エポキシ樹脂は、翼の振
動減衰(ダンピング)性能上も好ましい樹脂である。
Among them, epoxy resin is most preferable in terms of fatigue resistance because it has high elongation and high utilization of fiber strength. In addition, environmental resistance, heat resistance, impact resistance is also based on epoxy resin and epoxy resin inorganic particles, thermoplastic resin,
A modified epoxy resin (also called an alloy resin) to which rubber or the like is added is preferable. Epoxy resin is also a preferable resin in terms of vibration damping (damping) performance of the blade.

【0052】エポキシ樹脂以外に好ましい樹脂として
は、ポリエステル樹脂が耐候性、耐環境性に優れていて
耐久性上好ましい。また、ビニルエステル樹脂も耐衝撃
性に優れていて好ましい。
As a preferable resin other than the epoxy resin, a polyester resin is excellent in weather resistance and environmental resistance, and is preferable in terms of durability. Vinyl ester resins are also preferable because of their excellent impact resistance.

【0053】また、体積固有抵抗が1×1012〜1×1
16Ω・cmの範囲にある樹脂は、落雷などによる通電に
よる損傷を低減するので安全上好ましい。
The volume resistivity is 1 × 10 12 to 1 × 1.
A resin in the range of 0 16 Ω · cm is preferable in terms of safety because it reduces damage due to energization due to lightning and the like.

【0054】曲げ疲労においては、樹脂の伸度が影響す
るので、好ましくは、樹脂の伸度は2〜10%の範囲内
であることが好ましい。2%以下であると繊維より先に
樹脂自体が疲労する可能性があり、10%以上であると
クリープする可能性があるからである。尚、樹脂の伸度
はJIS−K7113により求める。
Since the elongation of the resin influences the bending fatigue, the elongation of the resin is preferably in the range of 2 to 10%. If the content is 2% or less, the resin itself may fatigue before the fiber, and if it is 10% or more, the resin may creep. The elongation of the resin is determined according to JIS-K7113.

【0055】伸度を上記範囲にする手段として、エポキ
シ樹脂系の熱硬化樹脂において、硬化剤を柔軟な構造の
ものにしたり硬化温度を低下させるなどして、架橋点間
距離を大きくしたり架橋密度を小さくしたりすることが
有効である。熱可塑樹脂においては、冷却速度を速める
などして結晶化度を小さくすることが有効である。
As a means for adjusting the elongation to the above range, in the case of an epoxy resin-based thermosetting resin, a curing agent having a flexible structure or a lowering of the curing temperature is used to increase the distance between cross-linking points or to reduce cross-linking. It is effective to reduce the density. For a thermoplastic resin, it is effective to reduce the crystallinity by increasing the cooling rate or the like.

【0056】また、FRP中のボイド量を5%以下に抑
えることでも繊維強化樹脂層の伸度が増大して、曲げ疲
労寿命が向上するので好まし。ボイド量が3%以下にな
るとさらに伸度が向上して、より好ましい。尚、ボイド
量はJIS−K7053またはJIS−K7075によ
り求められる。
It is also preferable that the amount of voids in the FRP is suppressed to 5% or less, since the elongation of the fiber reinforced resin layer is increased and the bending fatigue life is improved. When the void amount is 3% or less, the elongation is further improved, which is more preferable. The void amount is determined according to JIS-K7053 or JIS-K7075.

【0057】生産面からは、層A、層B、層Cには同一
の樹脂を使用することが好ましいが、層Aの抑制効果を
大きくするために、層Bと層Cの樹脂を層Aの樹脂とは
異なる高弾性率樹脂としても差し支えない。
From the viewpoint of production, it is preferable to use the same resin for the layers A, B and C. However, in order to increase the effect of suppressing the layer A, the resin of the layers B and C is A high elastic modulus resin different from the above resin may be used.

【0058】尚、熱応力を低減する必要がある場合に
は、室温(10℃〜40℃)硬化タイプの樹脂が好まし
い。
When it is necessary to reduce the thermal stress, a resin of a curing type at room temperature (10 ° C. to 40 ° C.) is preferable.

【0059】層A、層B、層Cには上記した補強繊維と
樹脂のいずれを組み合わせて使用しても差し支えない
が、同一の補強繊維、樹脂を使用すると生産効率はよ
い。曲げ疲労性能上最も好ましいのは、全て炭素繊維と
することであるが、経済性からはガラス繊維と炭素繊維
を併用することが好ましい。例えば、層Aに炭素繊維と
ガラス繊維、層Bと層Cにガラス繊維を使用するなどで
ある。この場合、ガラス繊維と炭素繊維の量は重量比率
で1:0.05〜1:2の範囲内であると好ましい。
Although any of the above-mentioned reinforcing fibers and resins may be used in combination for the layers A, B and C, production efficiency is good if the same reinforcing fibers and resins are used. It is most preferable to use carbon fibers for all of the bending fatigue performance, but it is preferable to use glass fibers and carbon fibers in combination from the viewpoint of economy. For example, carbon fiber and glass fiber are used for the layer A, and glass fiber is used for the layers B and C. In this case, the amount of the glass fiber and the carbon fiber is preferably in the range of 1: 0.05 to 1: 2 by weight.

【0060】尚、翼には遠心力により翼の長手方向に引
張力も作用するので、層Aの補強繊維の割合は大きいこ
とが好ましいが、軽量化効果、クリープ性能、経済性な
どのバランスを考慮すると、全補強繊維に占める割合は
重量含有量にして30〜90%であることが好ましい。
Since a tensile force acts on the blade in the longitudinal direction of the blade due to centrifugal force, the ratio of the reinforcing fibers in the layer A is preferably large, but the balance between the weight reduction effect, creep performance, economy and the like is taken into consideration. Then, it is preferable that the ratio to the total reinforcing fibers is 30 to 90% in terms of weight content.

【0061】また、層A、層B、層Cの樹脂に対する補
強繊維の体積含有率は、40%以上80%未満であるこ
とが好ましい。体積含有率はJIS−K7052または
JIS−K7075により測定できる。
The volume content of the reinforcing fibers in the resin of the layers A, B and C is preferably 40% or more and less than 80%. The volume content can be measured according to JIS-K7052 or JIS-K7075.

【0062】次に、本発明の繊維強化樹脂製構造体乃至
は積層体の成形方法としては、プリプレグ法、レジント
ランスファーモールディング(RTM)法、フィラメン
トワインド法、ハンドレイアップ法等、公知のあらゆる
成形技術を用いることができる。中でも、補強繊維の強
度を発現させ、曲げ疲労特性を向上させるためには、プ
リプレグ法とRTM法が好ましい。プリプレグ法という
のは、補強繊維に樹脂を含浸させたシート状のプリプレ
グ(中間基材)を積層(層状に積み重ねる)して、加熱
または非加熱で樹脂を硬化させる成型法である。通常、
硬化あるいは積層時に圧力を負荷する。
Next, as a method for molding the fiber-reinforced resin structure or laminate of the present invention, any known molding methods such as a prepreg method, a resin transfer molding (RTM) method, a filament wind method, and a hand lay-up method can be used. Technology can be used. Among them, the prepreg method and the RTM method are preferable for expressing the strength of the reinforcing fiber and improving the bending fatigue property. The prepreg method is a molding method in which a sheet-like prepreg (intermediate base material) in which a reinforcing fiber is impregnated with a resin is laminated (stacked in layers) and the resin is cured with or without heating. Normal,
Apply pressure during curing or lamination.

【0063】RTM法とは、プリフォームと呼ばれる織
物やマット状物などの補強繊維からなる基材を所定の型
内にセットし、未硬化の樹脂を流し込んで、加熱又は非
加熱で賦形/硬化させる成形法である。
The RTM method refers to a method in which a base material, called a preform, made of a reinforcing fiber such as a woven fabric or a mat-like material is set in a predetermined mold, an uncured resin is poured into the preform, and the shape is formed by heating or not heating. This is a molding method for curing.

【0064】[0064]

【実施例】実施例1 PAN系の炭素繊維(強度490MPa、弾性率235
GPa、ねじり弾性率25GPa、伸度2%、比重1.
8)とエポキシ樹脂(樹脂伸度4%、体積固有抵抗5.
7×1015Ω・cm)からなるプリプレグ(炭素繊維の体
積含有率60%)を積層して、長さ3mのコの字型のス
パーを得た。
EXAMPLE 1 PAN-based carbon fiber (strength 490 MPa, elastic modulus 235)
GPa, torsional modulus of elasticity 25 GPa, elongation 2%, specific gravity 1.
8) and epoxy resin (resin elongation 4%, volume resistivity 5.
Prepregs (volume content of carbon fiber: 60%) composed of 7 × 10 15 Ω · cm) were laminated to obtain a U-shaped spar having a length of 3 m.

【0065】本スパーの上下フランジ部はともに厚み5
mm、幅100mm、ウエブ部の厚み10mm、高さ5
0mmとした。
The upper and lower flange portions of this spar both have a thickness of 5
mm, width 100mm, web part thickness 10mm, height 5
0 mm.

【0066】フランジ部の積層構成は、外側より、厚み
1mm、繊維の配列角度60度の層(層Bに相当)、連
続して厚み3mm、配列角度は0度の層(層Aに相
当)、その内側に厚み1mm、配列角度90度の層とし
た。
The laminated structure of the flange portion is, from the outside, a layer having a thickness of 1 mm and a fiber arrangement angle of 60 degrees (corresponding to layer B), a layer having a continuous thickness of 3 mm and an arrangement angle of 0 degree (corresponding to layer A). A layer having a thickness of 1 mm and an arrangement angle of 90 degrees was formed on the inside.

【0067】本スパーを静的強度の70%のたわみ量で
3点曲げ疲労試験(スパン2.5m)したところ、サイ
クル数106回後も曲げ剛性の低下はみられなかった。
また、上下フランジともA層とB層の間に剥離など異常
は認められなかった。
[0067] The present spar was 70% deflection amount in three point bending fatigue test of static strength (span 2.5 m), reduction in the bending after several 10 6 cycles rigidity was observed.
No abnormality such as peeling was observed between the layer A and the layer B on the upper and lower flanges.

【0068】比較例1 実施例1において、層Bの配列角度を90度とした以外
は実施例1と全く同様にして曲げ疲労試験したところ、
サイクル数105回で下部フランジ(引張側)の層B中
にクラックが認められ、106回後には曲げ剛性が90
%に低下した。
Comparative Example 1 A bending fatigue test was performed in the same manner as in Example 1 except that the arrangement angle of the layer B was 90 degrees.
Cracking was observed in the layer B of the lower flange (tension side) by the number 10 5 cycles, flexural rigidity after 10 6 times 90
%.

【0069】実施例2 実施例1において、層Aの内側の層の配列角度を−60
度(層Cに相当)とし、静的強度のたわみ量の80%と
した以外は実施例1と全く同様にして曲げ疲労試験した
ところ、サイクル数106回後も剛性の低下あるいは、
層間の剥離などの異常は全く認められなかった。
Embodiment 2 In Embodiment 1, the arrangement angle of the layer inside the layer A is −60.
And degrees (corresponding to the layer C), was exactly the same way bending fatigue test and 80% were other than that of the first embodiment of the deflection of the static strength, after several 10 6 cycles or even decrease in rigidity,
No abnormalities such as delamination were observed at all.

【0070】実施例3 PAN系の炭素繊維(強度350MPa、弾性率240
GPa、ねじり弾性率17GPa、伸度1.5%、比重
1.75)とエポキシ樹脂(樹脂伸度5%、体積固有抵
抗4×1014Ω・cm)からなるプリプレグ(炭素繊維の
体積含有率60%)と、ガラス繊維(強度160MP
a、弾性率75GPa、伸度2.1%、比重2.5)プ
リプレグ(繊維体積含有率55%)を用いて厚さ9.2
mm、幅300mm、長さ5mの平板2枚を得た。
Example 3 PAN-based carbon fiber (strength: 350 MPa, elastic modulus: 240
Prepreg (volume content of carbon fiber) composed of GPa, torsional elasticity 17 GPa, elongation 1.5%, specific gravity 1.75) and epoxy resin (resin elongation 5%, volume resistivity 4 × 10 14 Ω · cm) 60%) and glass fiber (strength 160MP)
a, modulus of elasticity 75 GPa, elongation 2.1%, specific gravity 2.5) thickness of 9.2 using prepreg (fiber volume content 55%)
Two flat plates having a thickness of 300 mm, a width of 300 mm, and a length of 5 m were obtained.

【0071】本平板の積層構成は、表面から厚さ0.3
mm、配列角度60度、連続して厚さ0.3mm、配列
角度−60度、連続して厚さ2mm、配列角度3度、連
続して厚さ2mm、配列角度−3度で厚み方向に鏡面対
称とした。
The laminated structure of this flat plate has a thickness of 0.3 mm from the surface.
mm, array angle 60 degrees, continuous thickness 0.3 mm, array angle -60 degrees, continuous thickness 2 mm, array angle 3 degrees, continuous thickness 2 mm, array angle -3 degrees in the thickness direction Mirror symmetry.

【0072】次に、本平板2枚を高さ100mmのウレ
タンフォーム材で接合してスパーを形成し、静的強度の
70%のたわみ量で曲げ疲労試験したところ、サイクル
数106回後も曲げ剛性の低下はなかった。フォーム内
で一部亀裂がみられたが、上下フランジとも層間に剥離
などの異常は認められなかった。
Next, by joining the two sheets present a flat plate with a urethane foam material height 100mm to form a spar, was bending fatigue test at 70% of the amount of deflection of the static strength, even after several 10 6 cycles There was no decrease in bending stiffness. Although some cracks were found in the foam, no abnormalities such as peeling between the layers were found in the upper and lower flanges.

【0073】[0073]

【発明の効果】以上説明したように、本発明の繊維強化
樹脂製翼構造体は、軽量かつ曲げ疲労特性に優れること
からメンテナンスの労力が省け、運転効率が向上するの
で省エネルギーとなり、しいては、産業界の発展に寄与
するものである。
As described above, the fiber-reinforced resin wing structure of the present invention is lightweight and has excellent bending fatigue characteristics, so that maintenance work can be reduced, and operation efficiency can be improved, thereby saving energy. And contribute to the development of industry.

【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]

【図1】本発明の繊維強化樹脂製翼構造体の一例を示す
斜視図である。
FIG. 1 is a perspective view showing one example of a fiber-reinforced resin wing structure of the present invention.

【図2】本発明の繊維強化樹脂製翼構造体の一例を示す
断面図である。
FIG. 2 is a cross-sectional view showing an example of the fiber-reinforced resin wing structure of the present invention.

【図3】本発明において好ましく用いられるリブ部の断
面図である。
FIG. 3 is a sectional view of a rib portion preferably used in the present invention.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

1:翼 2:翼の長手軸 3:翼の付け根部の断面重心 4:翼の長さの1/2の断面重心 5:前縁部 6:後縁部 7:上スキン 8:下スキン 9:スパー 10:フランジ部 11:リブ部 12:補強繊維 13:樹脂 14:A層 15:B層 16:C層 17:その他の層 1: Wing 2: Longitudinal axis of wing 3: Cross-sectional center of gravity of root of wing 4: Cross-sectional center of gravity of 翼 of wing length 5: Leading edge 6: Trailing edge 7: Upper skin 8: Lower skin 9 : Spar 10: Flange part 11: Rib part 12: Reinforcing fiber 13: Resin 14: A layer 15: B layer 16: C layer 17: Other layers

Claims (17)

【特許請求の範囲】[Claims] 【請求項1】 補強繊維と樹脂からなる繊維強化樹脂製
の翼構造体であって、 1)繊維強化樹脂は層構造を有しており、 2)層中の補強繊維の配列角θを翼の長手方向となす角
度で定義するとき、θが−9度≦θ≦9度の範囲内であ
る層Aと、θが50≦θ≦70度の範囲内にある層Bま
たは−70≦θ≦−50度の範囲内にある層Cとが連続
していることを特徴とする繊維強化樹脂製翼構造体。
1. A wing structure made of a fiber-reinforced resin comprising a reinforcing fiber and a resin, 1) the fiber-reinforced resin has a layer structure, and 2) the wing angle of the reinforcing fibers in the layer is determined by the blade. When defined by an angle formed with the longitudinal direction, a layer A in which θ is in the range of −9 degrees ≦ θ ≦ 9 degrees, and a layer B in which θ is in the range of 50 ≦ θ ≦ 70 degrees or -70 ≦ θ A wing structure made of a fiber-reinforced resin, wherein a layer C in a range of ≦ −50 degrees is continuous.
【請求項2】 層Aと、層Bまたは層Cの厚み比率が、
1:0.05〜1:0.5の範囲にあることを特徴とす
る請求項1に記載の繊維強化樹脂製翼構造体。
2. The thickness ratio between the layer A and the layer B or the layer C is as follows:
The fiber reinforced resin wing structure according to claim 1, wherein the wing structure is in a range of 1: 0.05 to 1: 0.5.
【請求項3】 層Bまたは層Cが、層Aより翼表面側に
位置することを特徴とする請求項1または2に記載の繊
維強化樹脂製翼構造体。
3. The fiber reinforced resin wing structure according to claim 1, wherein the layer B or the layer C is located closer to the blade surface than the layer A.
【請求項4】 補強繊維と樹脂からなる繊維強化樹脂製
の翼構造体であって、 1)繊維強化樹脂は層構造を有しており、 2)層中の補強繊維の配列角θを翼の長手方向となす角
度で定義するとき、θが−9度≦θ≦9度の範囲内であ
る層Aと、θが50≦θ≦70度の範囲内である層B
と、θが−70≦θ≦−50度の範囲内にある層Cとが
連続していることを特徴とする繊維強化樹脂製翼構造
体。
4. A wing structure made of a fiber reinforced resin composed of a reinforcing fiber and a resin, wherein 1) the fiber reinforced resin has a layer structure, and 2) the arrangement angle θ of the reinforcing fibers in the layer is determined by the blade. Are defined as an angle formed with the longitudinal direction, a layer A in which θ is in a range of −9 degrees ≦ θ ≦ 9 degrees, and a layer B in which θ is in a range of 50 ≦ θ ≦ 70 degrees.
And a layer C in which θ is in the range of −70 ≦ θ ≦ −50 degrees is continuous.
【請求項5】 層Bおよび層Cが、層Aよりも翼表面に
近い側にあることを特徴とする請求項4に記載の繊維強
化樹脂製翼構造体。
5. The fiber-reinforced resin wing structure according to claim 4, wherein the layer B and the layer C are closer to the blade surface than the layer A.
【請求項6】 層Aの両側に、少なくとも層Bまたは層
Cがあることを特徴とする請求項4または5に記載の繊
維強化樹脂製翼構造体。
6. The fiber-reinforced resin wing structure according to claim 4, wherein at least the layer B or the layer C is provided on both sides of the layer A.
【請求項7】 層Aを対称面として、層Bおよび層Cか
らなる層が対称積層構造であることを特徴とする請求項
4または5に記載の繊維強化樹脂製翼構造体。
7. The fiber-reinforced resin wing structure according to claim 4, wherein the layer composed of the layer B and the layer C has a symmetric laminated structure with the layer A as a plane of symmetry.
【請求項8】 層Aの厚みと、層Bと層Cの厚みをたし
合わせた厚みの比率が、1:0.05〜1:0.7の範
囲にあることを特徴とする請求項4〜7のいずれかに記
載の繊維強化樹脂製翼構造体。
8. The method according to claim 1, wherein the ratio of the thickness of the layer A to the sum of the thicknesses of the layers B and C is in the range of 1: 0.05 to 1: 0.7. The fiber-reinforced resin wing structure according to any one of 4 to 7.
【請求項9】 層Aの厚みが1mm〜20mmの範囲内
であることを特徴とする請求項1〜8のいずれかに記載
の繊維強化樹脂製翼構造体。
9. The fiber reinforced resin wing structure according to claim 1, wherein the thickness of the layer A is in a range of 1 mm to 20 mm.
【請求項10】 層Aの補強繊維は少なくとも炭素繊維
を含有することを特徴とする請求項1〜9のいずれかに
記載の繊維強化樹脂製翼構造体。
10. The fiber-reinforced resin wing structure according to claim 1, wherein the reinforcing fibers of the layer A contain at least carbon fibers.
【請求項11】 層Bまたは層Cの補強繊維は少なくと
もガラス繊維を含有することを特徴とする請求項1〜1
0のいずれかに記載の繊維強化樹脂製翼構造体。
11. The reinforcing fiber of the layer B or the layer C contains at least glass fiber.
0. A wing structure made of a fiber-reinforced resin according to any one of the above.
【請求項12】 樹脂の伸度が3%以上、10%未満で
あることを特徴とする請求項1〜11のいずれかに記載
の繊維強化樹脂製翼構造体。
12. The fiber-reinforced resin wing structure according to claim 1, wherein the elongation of the resin is 3% or more and less than 10%.
【請求項13】 補強繊維の体積含有率が40%以上、
80%未満であることを特徴とする請求項1〜12のい
ずれかに記載の繊維強化樹脂製翼構造体。
13. The volume content of the reinforcing fiber is 40% or more,
The fiber reinforced resin wing structure according to any one of claims 1 to 12, wherein the wing structure is less than 80%.
【請求項14】 翼内部に空洞を有することを特徴とす
る請求項1〜13のいずれかに記載の繊維強化樹脂製翼
構造体。
14. The fiber-reinforced resin wing structure according to claim 1, wherein the wing has a cavity inside.
【請求項15】 該空洞が翼全体の体積の30〜90%
であることを特徴とする請求項14に記載の繊維強化樹
脂製翼構造体。
15. The cavities comprise 30 to 90% of the entire wing volume.
The fiber reinforced resin wing structure according to claim 14, wherein:
【請求項16】 該空洞に発泡体が充填されていること
を特徴とする請求項14に記載の繊維強化樹脂製翼構造
体。
16. The wing structure made of fiber reinforced resin according to claim 14, wherein the cavity is filled with a foam.
【請求項17】 翼の長手方向に亘り、層構造を有する
棒状、板状、コの字状、Cの字状、Iの字状、またはロ
の字状の繊維強化樹脂よりなる桁材が入っていることを
特徴とする請求項1〜16のいずれかに記載の繊維強化
樹脂製翼構造体。
17. A beam member made of a fiber-reinforced resin having a layer structure, such as a bar, a plate, a U-shape, a C-shape, an I-shape, or a U-shape, having a layer structure over the longitudinal direction of the wing. The wing structure made of a fiber-reinforced resin according to any one of claims 1 to 16, wherein the wing structure is formed.
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