WO2013146335A1 - 燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体 - Google Patents

燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体 Download PDF

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aircraft
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matrix
conductivity
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信幸 神原
政之 山下
阿部　俊夫
祐一郎 神納
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三菱重工業株式会社
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to a fuel tank, a wing, an aircraft fuselage, an aircraft and a mobile body using a carbon fiber reinforced plastic as a structural member.
  • the wing of an aircraft may be used as a fuel tank capable of containing fuel.
  • a fuel tank that is integrated with the wing and has a fluid-tight structure that does not leak oil on the wing structure is called an integral tank.
  • Integral tanks tend to use composites such as carbon fiber reinforced plastic (CFRP) for weight reduction purposes.
  • CFRP carbon fiber reinforced plastic
  • CFRP carbon fibers are used as a reinforcing material, and a synthetic resin is used as a matrix.
  • Patent Document 1 is an invention of a three-dimensional fiber-reinforced resin composite material, and in order to impart conductivity to a fiber-reinforced resin composite material without impairing productivity, the ear thread has higher conductivity than the in-plane direction thread. Techniques are disclosed that are comprised of conductive materials. Patent Document 2 discloses the invention of a prepreg and a carbon fiber reinforced composite material, and discloses a technique of containing conductive particles or fibers for the purpose of combining excellent impact resistance and conductivity. There is. Further, Patent Document 3 is an invention of an improved composite material, which has conductivity and is dispersed in a polymer resin for the purpose of causing little or no increase in weight as compared with a standard composite material. Techniques for including sexual particles are disclosed.
  • JP 2007-301838 A JP, 2010-280904, A JP, 2011-168792, A
  • the subject mentioned above arises not only in the integral tank integrated with the main wing of an aircraft, but arises also in the container of the fuel cell in which a fuel distribute
  • the container of a fuel cell is also included in a fuel tank and demonstrated.
  • the same problem arises in a mobile body such as a fuselage of an aircraft having a fuel tank and an automobile equipped with a fuel tank other than the aircraft.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and it is possible to reduce the working time and cost in the manufacturing process and to prevent an increase in weight, a fuel tank, a wing, an aircraft fuselage, an aircraft and a mobile Intended to provide the body.
  • the fuel tank, the wing, the aircraft fuselage, the aircraft and the moving body of the present invention adopt the following means. That is, the fuel tank according to the present invention includes a structural member using a carbon fiber reinforced plastic whose reinforcing material contains carbon fibers and the matrix contains a plastic, and the matrix is imparted with conductivity.
  • the structural member of the fuel tank is a carbon fiber reinforced plastic in which the reinforcing material contains carbon fiber.
  • the matrix of carbon fiber reinforced plastic contains plastic and is provided with conductivity. If conductivity is not imparted to the matrix and the end of the structural member is not treated with a sealant or the like, when lightning current flows through the end during lightning strike, discharge occurs between the reinforcing materials at the end. Although there is a fear, the conductivity is imparted to the matrix, so that the conduction between the reinforcing materials which are carbon fibers is secured, and the occurrence of the discharge at the end of the structural member can be prevented.
  • the cutting surface of the structural member formed by cutting the structural member may be exposed to the inside where the fuel is stored.
  • the end portion of the structural member is a cutting surface, and even if the cutting surface is exposed to the inside for containing the fuel, the conductivity is imparted to the matrix, so carbon fiber is used. Conduction between certain reinforcing materials is ensured, and the occurrence of discharge at the end of the structural member can be prevented.
  • the carbon fiber reinforced plastic preferably has a resistivity in the thickness direction of 500 ⁇ cm or less.
  • a main wing according to the present invention has the above-described fuel tank as a structure, and an aircraft fuselage according to the present invention includes the above-described fuel tank.
  • the wing structure is a fuel tank, or the aircraft fuselage includes a fuel tank, and the structural member of the fuel tank is a carbon fiber reinforced plastic.
  • the matrix of the carbon fiber reinforced plastic contains plastic and conductivity is given, the conduction between the reinforcing materials containing the carbon fiber is secured and the occurrence of the discharge at the end of the structural member is prevented. it can.
  • an aircraft according to the present invention includes the above-described wing or aircraft fuselage.
  • the wing or the aircraft fuselage of the aircraft is a fuel tank
  • the structural member of the fuel tank is a carbon fiber reinforced plastic.
  • the matrix of carbon fiber reinforced plastic contains plastic and conductivity is given, the continuity between reinforcing materials containing carbon fiber is secured, and the occurrence of electric discharge at the end of the structural member can be prevented.
  • a mobile unit includes the above-described fuel tank.
  • the movable body is the fuel tank and the structural member of the fuel tank is the carbon fiber reinforced plastic.
  • the matrix of carbon fiber reinforced plastic contains plastic and conductivity is given, the continuity between reinforcing materials containing carbon fiber is secured, and the occurrence of electric discharge at the end of the structural member can be prevented.
  • the conductivity is imparted to the matrix, the conduction between the reinforcing members which are carbon fibers is secured, and the occurrence of the discharge between the reinforcing members at the end of the structural member can be prevented. Since it is not necessary to separately apply a sealant or the like at the end portion, the working time and cost in the manufacturing process can be reduced, and an increase in weight can be prevented.
  • FIG. 1 It is a perspective view which shows the main wing concerning one embodiment of the present invention, and is broken and shown in part. It is a longitudinal cross-sectional view which shows the main wing concerning the embodiment. It is an end elevation which shows the flange of the rib which concerns on the embodiment, and is an III-III arrow line view of FIG. It is a fragmentary longitudinal cross-sectional view which shows the upper side skin and rib which concern on the same embodiment, and is sectional drawing cut
  • FIG. 7 is an end view showing a conventional rib flange and is a view taken along line VII-VII in FIG. 6; It is a graph which shows the relationship between the resistivity [ohm cm] of the board thickness direction of a test body, and relative spark generation current [%].
  • the main wing 1 includes an upper skin 3, a lower skin 5, a front spar 7, a rear spar 9, and a plurality of ribs 11 and the like.
  • the upper skin 3 and the lower skin 5 are thin plates that constitute the outer shape of the main wing 1 and also serve as an aerodynamic surface.
  • the upper skin 3 and the lower skin 5 together with the front spar 7, the rear spar 9 and the stringers (not shown) receive a part of a tensile load or a compressive load acting on the main wing 1.
  • the front spar 7 and the rear spar 9 are structural members that extend in the wing length direction of the main wing 1 as shown in FIG. 1 and are disposed between the upper skin 3 and the lower skin 5.
  • the plurality of stringers are auxiliary members that extend in the wing length direction of the main wing 1 on the inner surface of the upper skin 3 or the lower skin 5 and are disposed between the front spar 7 and the rear spar 9.
  • the rib 11 is a structural member provided in the wing width direction of the main wing 1 as shown in FIG. 1 and is disposed between the upper skin 3 and the lower skin 5. That is, the rib 11 is a structural member extending in a direction substantially orthogonal to the front spar 7 and the rear spar 9, and is a plate-like member formed in the longitudinal cross-sectional shape of the main wing 1. As shown in FIG. 1 and FIG. 2, a plurality of openings 14 are formed in the rib 11 in the longitudinal direction.
  • a portion surrounded by the front spar 7, the rear spar 9, the upper skin 3 and the lower skin 5 is used as a fuel tank 13 for containing fuel.
  • the fuel tank 13 has a container structure itself as a container, and is called an integral tank.
  • the front spar 7, the rear spar 9, the upper skin 3, the lower skin 5 and the ribs 11 are also structural members of the fuel tank 13.
  • the fuel tank 13 has a liquid-tight structure in which fuel does not leak to the outside.
  • a fuel pipe (not shown) for supplying fuel to the fuel tank 13, a plurality of fuel oil meters (not shown) for detecting the amount of fuel oil, and a fuel oil meter Wiring (not shown) etc. is installed.
  • CFRP Carbon fiber reinforced plastic
  • the reinforcing material 15 contains carbon fibers
  • the matrix 17 contains plastic.
  • the matrix 17 is provided with conductivity, whereby the CFRP used for the structural member of the fuel tank 13 has conductivity.
  • FIG. 3 shows the rib 11, the same applies to other members.
  • all of the front spar 7, the rear spar 9, the upper skin 3, the lower skin 5 and the ribs 11 may not be formed of CFRP, and may be partially formed of metal such as aluminum alloy. May be
  • the matrix 17 contains plastics, such as thermosetting resin, such as unsaturated polyester and an epoxy resin, for example.
  • plastics such as thermosetting resin, such as unsaturated polyester and an epoxy resin
  • various techniques of imparting conductivity to a plastic such as a thermosetting resin can be applied, and the detailed description thereof is omitted in the present specification.
  • Examples of a method for imparting conductivity to the matrix 17 include a method of including conductive particles or fibers in a plastic, a method of imparting conductivity to a plastic itself, and the like.
  • the resistivity of the matrix 17 is, for example, several ⁇ cm.
  • a cutting surface formed by cutting is exposed inside the fuel tank 13 in which the fuel is stored.
  • the rib 11 includes the flange 11A and the web 11B or the like, the cutting surface 11a is exposed to the inside of the fuel tank 13 at the end of the flange 11A.
  • the conductivity is imparted to the matrix 17, as shown in FIG. 5, when lightning strikes the rib 11 of the main wing 1, the lightning current C from the lightning strike point P is the surface of the CFRP part or When flowing through the cutting surface 11 a, electrical continuity is established between the reinforcing members 15. As a result, discharge is less likely to occur between the reinforcing members 15 on the CFRP cut surface 11 a.
  • this embodiment is different from the technique which prevents the corrosion by an electrolytic effect, preventing electric charging by apply
  • the reinforcing material 15 is CFRP containing carbon fibers
  • the matrix 17 contains plastic, and conductivity is imparted. Since conductivity is imparted to the matrix 17, even if the cutting surface 11a is exposed to the inside of the fuel tank 13, the conduction between the reinforcing members 15 is secured, and the reinforcing members 15 on the cutting surface 11a of the structural member Can prevent the occurrence of discharge.
  • a test body is produced about each of an embodiment of the present invention, and a conventional example, and the result of having conducted a lightning-proof test is explained.
  • a large current waveform is applied to the test body in the structural member (the present embodiment) including the CFRP to which the conductivity is imparted and the structural member (conventional) including the CFRP to which the conductivity is not imparted.
  • the differences in the current values at which sparks are generated were compared.
  • the test method of the lightning resistance test was according to the description of Conducted Current Test of Aircraft Lightning Test Methods (ARP 5416) of SAE international.
  • the large current waveform applied to the test body is a component A waveform of the lightning simulation current specified in the ARP 5412A.
  • FIG. 8 shows the relationship between the resistivity [ ⁇ cm] in the plate thickness direction of the test body and the relative spark generation current [%]. As a result of conducting a lightning-proof test with respect to the some test body from which the resistivity in a plate thickness direction differs, the result shown in FIG. 8 was obtained.
  • the spark generation current values of the respective test pieces are shown as percentages when the spark generation current value of the structural member provided with CFRP to which the conductivity is not imparted is 100%.
  • the structural member provided with CFRP to which conductivity is imparted exhibits superiority in relative spark generation current, and in particular, If the resistivity in the thickness direction is about 200 ⁇ cm or less, it is understood that the relative spark generation current is doubled or more. That is, it is confirmed that generation of spark due to lightning current at the time of lightning strike can be suppressed in CFRP to which conductivity having a resistivity in a thickness direction of 500 ⁇ cm or less is imparted as compared to CFRP to which conductivity is not imparted. In the CFRP provided with conductivity having a resistivity in the thickness direction of about 200 ⁇ cm or less, it was confirmed that the generation of spark due to lightning current at the time of lightning strike can be further suppressed.
  • the present invention is not limited to this example.
  • the present invention can be applied to a structural member used for a container (fuel tank) of a fuel cell through which fuel flows.
  • the present invention is also applicable to a structural member of a fuel tank installed in a fuselage of an aircraft, and a structural member of a fuel tank mounted on a movable body such as an automobile other than the aircraft.

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Abstract

製造工程における作業時間やコストを低減し、重量の増加を防止することが可能な燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体を提供することを目的とする。燃料タンクは、補強材（１５）が炭素繊維を含み、マトリックス（１７）がプラスチックを含む炭素繊維強化プラスチックを用いた構造部材を備え、マトリックス（１７）は導電性が付与されている。そして、燃料タンクの燃料が収容される内部に、構造部材が切削されて形成された構造部材の切削面（１１ａ）が露出していてもよい。

Description

燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体
　本発明は、構造部材として炭素繊維強化プラスチックを用いた燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体に関するものである。
　航空機の主翼は、燃料を収容することが可能な燃料タンクとして使用される場合がある。主翼と一体化し、翼構造を油が漏れない液密構造とした燃料タンクは、インテグラルタンクと呼ばれる。インテグラルタンクは、重量軽減を目的として、複合材、例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）が適用される傾向にある。ＣＦＲＰは、補強材として炭素繊維が用いられ、マトリックスとして合成樹脂が用いられる。
　特許文献１では、３次元繊維強化樹脂複合材の発明であって、生産性を損なうことなく、繊維強化樹脂複合材に導電性を付与するため、耳糸が面内方向糸より導電性の高い導電性材料から構成される技術が開示されている。また、特許文献２では、プリプレグ及び炭素繊維強化複合材料の発明であって、優れた耐衝撃性と導電性とを兼ね備えることを目的として、導電性の粒子又は繊維を含ませる技術が開示されている。更に、特許文献３では、改良型複合材料の発明であって、導電性を有し、標準の複合材料と比較してほとんど又は全く重量増加させないことを目的として、高分子樹脂中に分散した導電性粒子を含ませる技術が開示されている。
特開２００７－３０１８３８号公報 特開２０１０－２８０９０４号公報 特開２０１１－１６８７９２号公報
　ところで、航空機の燃料タンクにおいて、ＣＦＲＰが使用されている場合、ＣＦＲＰ部品の表面、特に切削加工によって形成された切削面で、炭素繊維の端部が燃料タンクの内部に露出する。
　この場合、主翼への着雷時に、雷電流がＣＦＲＰ部品の表面又は切削面を流れると、炭素繊維の端部において、炭素繊維間で放電が発生するおそれがある。この放電対策として、ＣＦＲＰ部品の表面又は切削面にシーラントなどを塗布し、発生した電流を内部に閉じ込める方法が採用されている。しかし、シーラントなどの塗布作業によって、燃料タンクの製造工程は、作業時間やコストが増加する。また、塗布されたシーラントによって、主翼の重量が増える。
　なお、上述した課題は、航空機の主翼と一体化したインテグラルタンクに限られず、燃料が流通する燃料電池の容器にも生じる。以下では、燃料電池の容器も燃料タンクに含めて説明する。また、燃料タンクを有する航空機の胴体、航空機以外の燃料タンクを搭載した自動車等の移動体にも同様の課題が生じる。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、製造工程における作業時間やコストを低減し、重量の増加を防止することが可能な燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明の燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体は以下の手段を採用する。
　すなわち、本発明に係る燃料タンクは、補強材が炭素繊維を含み、マトリックスがプラスチックを含む炭素繊維強化プラスチックを用いた構造部材を備え、前記マトリックスは導電性が付与されている。
　この発明によれば、燃料タンクの構造部材は、補強材が炭素繊維を含む炭素繊維強化プラスチックである。そして、炭素繊維強化プラスチックのマトリックスは、プラスチックを含み、かつ、導電性が付与されている。マトリックスに導電性が付与されておらず、構造部材端部にシーラント等の処理が施されていない場合、着雷時に雷電流が端部を流れると、端部において補強材間で放電が発生するおそれがあるが、マトリックスに導電性が付与されているため、炭素繊維である補強材間の導通が確保され、構造部材の端部における放電の発生を防止できる。
　上記発明において、燃料が収容される内部に、前記構造部材が切削されて形成された前記構造部材の切削面が露出していてもよい。
　この発明によれば、構造部材の端部が切削面であり、この切削面が、燃料が収容される内部に露出していたとしても、マトリックスに導電性が付与されているため、炭素繊維である補強材間の導通が確保され、構造部材の端部における放電の発生を防止できる。
　上記発明において、前記炭素繊維強化プラスチックは、板厚方向の抵抗率が500Ωcm以下であることが望ましい。
 
　また、本発明に係る主翼は、上記の燃料タンクを構造体とし、本発明に係る航空機胴体は、上記の燃料タンクを備える。
　これらの発明によれば、主翼の構造体が燃料タンクであり、又は、航空機胴体が燃料タンクを備えていて、燃料タンクの構造部材は、炭素繊維強化プラスチックである。そして、炭素繊維強化プラスチックのマトリックスは、プラスチックを含み、かつ、導電性が付与されていることから、炭素繊維を含む補強材間の導通が確保され、構造部材の端部における放電の発生を防止できる。
　また、本発明に係る航空機は、上記の主翼又は航空機胴体を備える。
　この発明によれば、航空機の主翼又は航空機胴体は、構造体が燃料タンクであり、燃料タンクの構造部材は、炭素繊維強化プラスチックである。そして、炭素繊維強化プラスチックのマトリックスは、プラスチックを含み、導電性が付与されていることから、炭素繊維を含む補強材間の導通が確保され、構造部材の端部における放電の発生を防止できる。
　また、本発明に係る移動体は、上記の燃料タンクを備える。
　この発明によれば、移動体は、構造体が燃料タンクであり、燃料タンクの構造部材は、炭素繊維強化プラスチックである。そして、炭素繊維強化プラスチックのマトリックスは、プラスチックを含み、導電性が付与されていることから、炭素繊維を含む補強材間の導通が確保され、構造部材の端部における放電の発生を防止できる。
　本発明によれば、マトリックスに導電性が付与されているため、炭素繊維である補強材間の導通が確保され、構造部材の端部において補強材間の放電の発生を防止でき、構造部材の端部で別途シーラントなどを施さなくてもよいことから、製造工程における作業時間やコストを低減し、重量の増加を防止することができる。
本発明の一実施形態に係る主翼を示す斜視図であり、一部を破断して示す。 同実施形態に係る主翼を示す縦断面図である。 同実施形態に係るリブのフランジを示す端面図であり、図５のIII－III線矢視図である。 同実施形態に係る上側スキン及びリブを示す部分縦断面図であり、図２のIV－IV線で切断した断面図である。 同実施形態に係るリブのフランジを示す上面図である。 従来のリブのフランジを示す上面図である。 従来のリブのフランジを示す端面図であり、図６のVII－VII線矢視図である。 試験体の板厚方向の抵抗率［Ωcm］と相対スパーク発生電流［％］との関係を示すグラフである。
　以下に、本発明に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
　まず、本実施形態に係る航空機の主翼１の構成について説明する。
　主翼１は、図１及び図２に示すように、上側スキン３と、下側スキン５と、前側スパー７と、後側スパー９と、複数のリブ１１などを備える。
　上側スキン３及び下側スキン５は、主翼１の外形を構成し、空力面も兼ねる薄板である。上側スキン３及び下側スキン５は、前側スパー７、後側スパー９及びストリンガ（図示せず。）と共に主翼１に作用する引っ張り荷重や、圧縮荷重の一部を受け持つ。
　前側スパー７及び後側スパー９は、図１に示すように、主翼１の翼長方向に延設される構造部材であって、上側スキン３及び下側スキン５との間に配置される。複数のストリンガは、上側スキン３又は下側スキン５の内側面に主翼１の翼長方向に延設される補助部材であって、前側スパー７と後側スパー９との間に配置される。
　リブ１１は、図１に示すように、主翼１の翼幅方向に設けられる構造部材であって、上側スキン３及び下側スキン５の間に配置される。すなわち、リブ１１は、前側スパー７及び後側スパー９と略直交する方向に延設される構造部材であって、主翼１の縦断面形状に形成された板状の部材である。リブ１１には、図１や図２に示すように、長手方向に複数の開口部１４が形成されている。
　主翼１では、前側スパー７、後側スパー９、上側スキン３及び下側スキン５で囲まれた部分が燃料を収容する燃料タンク１３として用いられる。燃料タンク１３は、機体構造物自体が容器とされており、インテグラルタンク（integral　tank）と呼ばれている。そして、前側スパー７、後側スパー９、上側スキン３、下側スキン５及びリブ１１は、燃料タンク１３の構造部材でもある。燃料タンク１３は、燃料が外部に漏れない液密構造を有する。
　燃料タンク１３の内側には、燃料を燃料タンク１３へ供給する燃料配管（図示せず。）、燃料油量を検出する複数の燃料油量計（図示せず。）、及び燃料油量計の配線（図示せず。）などが設置される。
　次に、燃料タンク１３の構造部材について説明する。
　燃料タンク１３の構造部材、すなわち、前側スパー７、後側スパー９、上側スキン３、下側スキン５及びリブ１１は、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）が用いられる。そして、燃料タンク１３に適用される本実施形態のＣＦＲＰは、図３に示すように、補強材１５が炭素繊維を含み、マトリックス１７がプラスチックを含む。そして、マトリックス１７は、導電性が付与されており、これにより、燃料タンク１３の構造部材に用いられるＣＦＲＰは、導電性を有する。図３では、リブ１１について示しているが、他の部材についても同様である。
　なお、燃料タンク１３において、前側スパー７、後側スパー９、上側スキン３、下側スキン５及びリブ１１の全てをＣＦＲＰで形成しなくてもよく、部分的にアルミニウム合金等の金属で形成されてもよい。
　マトリックス１７は、例えば、不飽和ポリエステル、エポキシ樹脂などの熱硬化性樹脂等のプラスチックを含む。マトリックス１７に導電性を付与する方法は、熱硬化性樹脂等のプラスチックに対して導電性を付与する様々な技術を適用することができ、本明細書では詳細な説明を省略する。マトリックス１７に導電性を付与する方法としては、例えば、プラスチック内に導電性の粒子又は繊維を含ませる方法や、プラスチックそのものに導電性を付与する方法などがある。マトリックス１７の抵抗率は、例えば数Ωcmである。
　燃料タンク１３のＣＦＲＰによる構造部材は、燃料が収容される燃料タンク１３の内部において、切削加工によって形成された切削面が露出している。例えば、図４に示すように、リブ１１がフランジ１１Ａとウェブ１１Ｂ等からなる場合、フランジ１１Ａの端部において、切削面１１ａが燃料タンク１３の内部に露出する。
　本実施形態では、マトリクス１７に導電性が付与されていることから、図５に示すように、主翼１のリブ１１への着雷時に、着雷地点Ｐから雷電流ＣがＣＦＲＰ部品の表面又は切削面１１ａを流れる際、補強材１５間において電気的に導通する。その結果、ＣＦＲＰの切削面１１ａにおいて、補強材１５間で放電が発生しにくい。
　なお、本実施形態は、ＣＦＲＰによる構造部材の表面にプライマとして帯電防止塗料を塗布することによって、帯電を防止しながら、電解的作用による腐食を防止する技術とは異なり、マトリクス１７自体に導電性を持たせて、炭素繊維を含む補強材１５間の電気的導通を確保する。
　本実施形態と異なり、マトリクス１７に導電性が付与されていない場合、図６に示すように、主翼１のリブ１１への着雷時に、着雷地点Ｐから雷電流ＣがＣＦＲＰ部品の表面又は切削面１１ａを流れる際、補強材１５の端部において、補強材１５間で放電Ｄ（図６及び図７参照）が発生するおそれがある。従来、この放電対策として、図６に示すようにＣＦＲＰ部品の表面又は切削面１１ａにシーラント１２などを塗布し、発生した電流を内部に閉じ込める方法が採用されている。しかし、シーラント１２などの塗布作業によって、燃料タンク１３の製造工程は、作業時間やコストが増加する。また、塗布されたシーラント１２によって、主翼１の重量が増える。
　これに対して、本実施形態によれば、燃料タンク１３の構造部材は、補強材１５が炭素繊維を含むＣＦＲＰであり、マトリックス１７がプラスチックを含み、かつ、導電性が付与されている。マトリックス１７に導電性が付与されているため、切削面１１ａが燃料タンク１３の内部に露出していたとしても、補強材１５間の導通が確保され、構造部材の切削面１１ａにおける補強材１５間の放電の発生を防止できる。
　次に、本発明の一実施形態と、従来例のそれぞれについて、試験体を作成し、耐雷試験を実施した結果について説明する。
　本試験では、導電性が付与されたＣＦＲＰを備える構造部材（本実施形態）と、導電性が付与されていないＣＦＲＰを備える構造部材（従来）とにおいて、試験体に大電流波形を印加してスパークが発生する電流値の違いを比較した。
　耐雷試験の試験方法は、SAE　internationalのAircraft　Lightning　Test　Methods（ARP5416）のConducted　Current　Testの記載に従った。試験体に印加した大電流波形は、ARP5412Aに規定される雷模擬電流のコンポーネントＡ波形である。
　図８は、試験体の板厚方向の抵抗率［Ωcm］と相対スパーク発生電流［％］との関係を示している。板厚方向の抵抗率の異なる複数の試験体に対して耐雷試験を実施した結果、図８に示す結果が得られた。図８では、導電性が付与されていないＣＦＲＰを備える構造部材のスパーク発生電流値を100％としたときの各試験体のスパーク発生電流値を割合で示している。
　試験結果によれば、導電性が付与されて、板厚方向の抵抗率が500Ωcm以下であれば、導電性が付与されたＣＦＲＰを備える構造部材は、相対スパーク発生電流に優位性が表れ、特に、板厚方向の抵抗率が約200Ωcm以下であれば、相対スパーク発生電流が２倍以上になることが分かる。
　すなわち、板厚方向の抵抗率が500Ωcm以下である導電性が付与されたＣＦＲＰでは、導電性が付与されていないＣＦＲＰに比べて、着雷時の雷電流によるスパークの発生を抑制できることが確認され、板厚方向の抵抗率が約200Ωcm以下である導電性が付与されたＣＦＲＰでは、着雷時の雷電流によるスパークの発生を更に抑制できることが確認された。
　なお、上述した実施形態は、航空機の主翼と一体化したインテグラルタンクと呼ばれる燃料タンク１３の場合について説明したが、本発明は、この例に限られない。例えば、燃料が流通する燃料電池の容器（燃料タンク）に用いられる構造部材にも適用できる。また、航空機の胴体に設置される燃料タンクの構造部材、航空機以外の自動車等の移動体に搭載される燃料タンクの構造部材にも適用可能である。
１　主翼
３　上側スキン
５　下側スキン
７　前側スパー
９　後側スパー
１１　リブ
１１ａ　切削面
１１Ａ　フランジ
１１Ｂ　ウェブ
１２　シーラント
１３　燃料タンク
１５　補強材
１７　マトリックス

Claims (7)

  1. 　補強材が炭素繊維を含み、マトリックスがプラスチックを含む炭素繊維強化プラスチックを用いた構造部材を備え、前記マトリックスは導電性が付与されている燃料タンク。
  2. 　燃料が収容される内部に、前記構造部材が切削されて形成された前記構造部材の切削面が露出している請求項１に記載の燃料タンク。
  3. 　前記炭素繊維強化プラスチックは、板厚方向の抵抗率が500Ωcm以下である請求項１又は２に記載の燃料タンク。
  4. 　請求項１から３のいずれか１項に記載の燃料タンクを構造体とする主翼。
  5. 　請求項１から３のいずれか１項に記載の燃料タンクを備える航空機胴体。
  6. 　請求項４に記載の主翼、又は、請求項５に記載の航空機胴体を備える航空機。
  7. 　請求項１から３のいずれか１項に記載の燃料タンクを備える移動体。
     
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