JP2017119506A - 航空機用構造体 - Google Patents

Abstract

【課題】軽量性、燃焼性、及び力学特性に優れる航空機用構造体を提供すること。【解決手段】本発明に係る航空機用構造体は、樹脂と強化繊維と空隙からなる航空機用構造体であって、樹脂の体積含有率が２．５体積％以上、８５体積％以下の範囲内にあり、強化繊維の体積含有量が０．５体積％以上、５５体積％以下の範囲内にあり、空隙が１０体積％以上、９９体積％以下の範囲内の割合で航空機用構造体中に含有され、強化繊維の長さをＬｆ、構造体の断面方向における強化繊維の配向角度をθｆとしたとき、航空機用構造体の厚みＳｔが条件式：Ｓｔ≧Ｌｆ２・（１−ｃｏｓ（θｆ））を満足し、Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が３０秒以下である。【選択図】図３

Description

本発明は、樹脂と強化繊維と空隙からなる航空機用構造体に関するものである。

近年、航空機用製品に対する市場要求は、従来からの力学特性の向上に加えて、燃費向上の観点から軽量化にも向けられている。このため、市場要求に応えるべく、軽量であり、力学特性に優れる繊維強化樹脂が、航空機用製品に幅広く利用されるようになっている。他方、航空機分野に用いられる製品には、乗客の安全性の確保のために、高い燃焼特性（燃えにくさ）も求められる。すなわち、航空機分野では、軽量性を満足しつつ燃焼性及び力学特性に優れる材料や構造が必須である。

特許第３７５４３１３号公報 特表２０１４−５０３６９４号公報

しかしながら、軽量性、燃焼性、及び力学特性の全てを満足する技術は限られており、未だ種々の取り組みがなされているのが現状である（特許文献１，２参照）。特に上述した特性の中でも、軽量性は飛行時の燃費の観点から、燃焼性に関しては乗客の安全性の観点から最も重要視されており、市場要求はます傾向にある。なお、特許文献１には、コア材に難燃性樹脂を用いる構造体が開示されているが、コア材が繊維強化系樹脂でないために、構造体は力学特性に劣ると推察される。また、特許文献２には、強化繊維、ポリイミド繊維、及び高分子バインダー繊維を含む航空機用材料が開示されているが、強化繊維がガラス繊維であるために、航空機用材料は圧縮強度に劣ると推察される。また、数種類の繊維を併用しているために、製品設計が煩雑になり、経済性に劣る。

本発明は、上記課題に鑑みてなされたものであって、その目的は、軽量性、燃焼性、及び力学特性に優れる航空機用構造体を提供することにある。

本発明に係る航空機用構造体は、樹脂と強化繊維と空隙からなる航空機用構造体であって、前記樹脂の体積含有率が２．５体積％以上、８５体積％以下の範囲内にあり、前記強化繊維の体積含有量が０．５体積％以上、５５体積％以下の範囲内にあり、前記空隙が１０体積％以上、９９体積％以下の範囲内の割合で前記航空機用構造体中に含有され、前記強化繊維の長さをＬｆ、前記航空機用構造体の断面方向における前記強化繊維の配向角度をθｆとしたとき、前記航空機用構造体の厚みＳｔが条件式：Ｓｔ≧Ｌｆ^２・（１−ｃｏｓ（θｆ））を満足し、Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が３０秒以下であることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が１５秒以下であることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記航空機用構造体の曲げ弾性率をＥｃ、前記航空機用構造体の比重をρとしたとき、Ｅｃ^１／３・ρ^−１より表される前記航空機用構造体の比曲げ弾性率が３以上、２０以下の範囲内にあり、且つ、前記航空機用構造体の曲げ弾性率Ｅｃが３ＧＰａ以上であることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記航空機用構造体の比重ρが０．９ｇ／ｃｍ^３以下であることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記強化繊維が樹脂に被覆されており、前記樹脂の厚みが１μｍ以上、１５μｍ以下の範囲内にあることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記強化繊維が、不連続であり、略モノフィラメント状、且つ、ランダムに分散していることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記航空機用構造体中における強化繊維の配向角度θｆが３°以上であることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記強化繊維の質量平均繊維長が１ｍｍ以上、１５ｍｍ以下の範囲内にあることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記強化繊維が炭素繊維であることを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記樹脂が、ポリエーテルイミド樹脂、ポリエーテルエーテルケトン樹脂、ポリイミド樹脂、及びフェノール樹脂の群から選択される少なくとも１種類以上の樹脂を含むことを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体は、上記発明において、前記航空機用構造体がスキン層を有することを特徴とする。

本発明に係る航空機用構造体によれば、軽量性、燃焼性、及び力学特性に優れる航空機用構造体を提供できる。

図１は、本発明に係る航空機用構造体の断面構造を示す模式図である。 図２は、本発明で用いる強化繊維マットにおける強化繊維の分散状態の一例を示す模式図である。 図３は、本発明に係る航空機用構造体の面方向及び厚み方向の断面構造の一例を示す模式図である。 図４は、構造体の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分と残りの部分とを示す図である。 図５は、図４に示す構成の変形例を示す図である。 図６は、強化繊維マットの製造装置の一例を示す模式図である。

以下、本発明に係る航空機用構造体について説明する。

図１は、本発明に係る航空機用構造体の断面構造を示す模式図である。図１に示すように、本発明に係る航空機用構造体１は、樹脂２と強化繊維３と空隙４から構成されている。航空機用構造体としては、ランディングギアポッド、ウィングレット、スポイラー、エッジ、ラダー、エレベーター、フェイリング、リブ、シート等を例示できる。

ここで、樹脂２としては、熱可塑性樹脂や熱硬化性樹脂を例示できる。また、本発明においては、熱硬化性樹脂と熱可塑性樹脂とがブレンドされていてもよく、その場合は、樹脂を構成する成分のうち、５０質量％を超える量を占める成分を樹脂の名称とする。

本発明における１つの形態において、樹脂２は、少なくとも１種類以上の熱可塑性樹脂を含むことが望ましい。熱可塑性樹脂としては、「ポリエチレンテレフタレート樹脂（ＰＥＴ）、ポリブチレンテレフタレート樹脂（ＰＢＴ）、ポリトリメチレンテレフタレート樹脂（ＰＴＴ）、ポリエチレンナフタレート樹脂（ＰＥＮ）、液晶ポリエステル樹脂等のポリエステル樹脂、ポリエチレン樹脂（ＰＥ）、ポリプロピレン樹脂（ＰＰ）、ポリブチレン樹脂等のポリオレフィン樹脂、ポリオキシメチレン樹脂（ＰＯＭ）、ポリアミド樹脂（ＰＡ）、ポリフェニレンスルフィド樹脂（ＰＰＳ）等のポリアリーレンスルフィド樹脂、ポリケトン樹脂（ＰＫ）、ポリエーテルケトン樹脂（ＰＥＫ）、ポリエーテルエーテルケトン樹脂（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン樹脂（ＰＥＫＫ）、ポリエーテルニトリル樹脂（ＰＥＮ）、ポリテトラフルオロエチレン樹脂等のフッ素樹脂、液晶ポリマー樹脂（ＬＣＰ）」等の結晶性樹脂、「スチレン樹脂の他、ポリカーボネート樹脂（ＰＣ）、ポリメチルメタクリレート樹脂（ＰＭＭＡ）、ポリ塩化ビニル樹脂（ＰＶＣ）、ポリフェニレンエーテル樹脂（ＰＰＥ）、ポリイミド樹脂（ＰＩ）、ポリアミドイミド樹脂（ＰＡＩ）、ポリエーテルイミド樹脂（ＰＥＩ）、ポリサルホン樹脂（ＰＳＵ）、ポリエーテルサルホン樹脂、ポリアリレート樹脂（ＰＡＲ）」等の非晶性樹脂、その他、フェノール樹脂、フェノキシ樹脂、更にポリスチレン系、ポリオレフィン系、ポリウレタン系、ポリエステル系、ポリアミド系、ポリブタジエン系、ポリイソプレン系、フッ素系樹脂、及びアクリロニトリル系等の熱可塑エラストマー等や、これらの共重合体及び変性体等から選ばれる熱可塑性樹脂を例示できる。中でも、得られる航空機用構造体の軽量性の観点からはポリオレフィンが望ましく、強度の観点からはポリアミドが望ましく、表面外観の観点からはポリカーボネートやスチレン樹脂のような非晶性樹脂が望ましく、燃焼性の観点からはポリエーテルエーテルケトン樹脂（ＰＥＥＫ）、ポリイミド樹脂（ＰＩ）、ポリエーテルイミド樹脂（ＰＥＩ）が望ましく、連続使用温度の観点からはポリエーテルエーテルケトン樹脂、ポリエーテルイミド樹脂が望ましく用いられる。

本発明における１つの形態において、樹脂２は、少なくとも１種類以上の熱硬化性樹脂を含むことが望ましい。熱硬化性樹脂としては、不飽和ポリエステル樹脂、ビニルエステル樹脂、エポキシ樹脂、フェノール樹脂、ユリア樹脂、メラミン樹脂、熱硬化性ポリイミド樹脂、これらの共重合体、変性体、及びこれらの少なくとも２種類をブレンドした樹脂を例示できる。

上記、航空機用構造体に用いる熱可塑性樹脂や熱可塑性樹脂のなかでも、とりわけ望ましい樹脂としては、フェノール樹脂、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ビニルエステル樹脂、ポリイミド樹脂等を使用できる。これらの中でも、樹脂として幅広い温度条件で高い強度と弾性率を有する観点から、フェノール樹脂又はポリイミド樹脂を用いることが好ましい。

本発明において、フェノール樹脂とは、フェノール類にアルデヒド類を縮合させて得られる樹脂である。フェノール樹脂として、例えばフェノール・ホルマリン樹脂、クレゾール・ホルマリン樹脂又はレゾルシノール樹脂等が挙げられる。前記フェノール類として、例えばフェノール、クレゾール、キシレノール、エチルフェノール、ブチルフェノール、ノニルフェノール又はオクチルフェノール等のアルキルフェノール類、ビスフェノールＡ、ビスフェノールＦ、ビスフェノールＳ、レゾルシン又はカテコール等の多価フェノール類、ハロゲン化フェノール、フェニルフェノール、アミノフェノール又はナフトール等が挙げられる。前記アルデヒド類として、例えばホルムアルデヒド、アセトアルデヒド、ベンズアルデヒド、テレフタルアルデヒド、ヒドロキシベンズアルデヒド、パラホルムアルデヒド、ヘキサメチレンテトラミン、フルフラール又はトリオキサン等が挙げられる。

また、フェノール樹脂としては、ノボラック型フェノール樹脂やレゾール型フェノール樹脂が挙げられ、これらは単独又は併用して用いることができる。ノボラック型フェノール樹脂は、シュウ酸等の酸触媒存在下で、フェノール類とホルムアルデヒド類とを同量又はフェノール過剰の条件で反応させることで得られる。ノボラック型フェノール樹脂を硬化させる場合は、通常、硬化剤としてヘキサメチレンテトラミンが使用される。ヘキサメチレンテトラミンの配合量は、ノボラック型フェノール樹脂１００重量部に対し、１０〜２０重量部が好ましい。レゾール型フェノール樹脂は、水酸化ナトリウム、アンモニア、又は有機アミン等の塩基触媒の存在下で、フェノール類とホルムアルデヒド類とを同量、又はホルムアルデヒド過剰の条件で反応させることにより得られる。レゾール型フェノール樹脂は、自硬化性の樹脂のために、ヘキサメチレンテトラミン等の触媒を用いることなく硬化させることができる。本発明において、フェノール樹脂としては、強化繊維への被覆性や熱硬化特性に優れることからレゾール型フェノール樹脂を用いることが好ましい。

また、フェノール樹脂の市販品としては、“ＡＶライト（登録商標）”（旭有機材工業（株）製）、“オタライト（登録商標）”（オタライト（株）製）、“コウベライト（登録商標）”（新神戸電機（株）製）、“スミコンＰＭ（登録商標）”（住友ベークライト（株）製）、“ニッカライト（登録商標）”（日本合成化工（株）製）、“スタンドライト（登録商標）”（日立化成工業（株）製）、“フドウライト（登録商標）”（フドー（株）製）、“メイコン（登録商標）”（明和化成（株）製）、“フェノライト（登録商標）”（ＤＩＣ（株）製）、“タマノル（登録商標）”（荒川化学工業（株）製）等が挙げられる。さらに、本発明の目的を損なわない範囲で、本発明に係る航空機用構造体は、エラストマー又はゴム成分等の耐衝撃性向上剤、他の充填材や添加剤を含有してもよい。充填材や添加剤の例としては、無機充填材、難燃剤、導電性付与剤、結晶核剤、紫外線吸収剤、酸化防止剤、制振剤、抗菌剤、防虫剤、防臭剤、着色防止剤、熱安定剤、離型剤、帯電防止剤、可塑剤、滑剤、着色剤、顔料、染料、発泡剤、制泡剤、又は、カップリング剤を例示できる。

樹脂２の体積含有率は、２．５体積％以上、８５体積％以下の範囲内にある。樹脂２の体積含有率が２．５体積％未満である場合、航空機用構造体１中の強化繊維３同士を結着し、強化繊維３の補強効果を十分なものとすることができず、航空機用構造体の力学特性、とりわけ曲げ特性を満足できなくなるので望ましくない。一方、樹脂２の体積含有率が８５体積％より大きい場合には、樹脂量が多すぎることから、空隙構造をとることが困難となるので望ましくない。

強化繊維３としては、アルミニウム、黄銅、ステンレス等の金属繊維、ＰＡＮ系、レーヨン系、リグニン系、ピッチ系の炭素繊維、黒鉛繊維、ガラス等の絶縁性繊維、アラミド、ＰＢＯ、ポリフェニレンスルフィド、ポリエステル、アクリル、ナイロン、ポリエチレン等の有機繊維、シリコンカーバイト、シリコンナイトライド等の無機繊維を例示できる。また、これらの繊維に表面処理が施されているものであってもよい。表面処理としては、導電体として金属の被着処理の他に、カップリング剤による処理、サイジング剤による処理、結束剤による処理、添加剤の付着処理等がある。また、これらの繊維は１種類を単独で用いてもよいし、２種類以上を併用してもよい。中でも、軽量化効果の観点から、比強度、比剛性に優れるＰＡＮ系、ピッチ系、レーヨン系等の炭素繊維が望ましく用いられる。また、得られる航空機用構造体の経済性を高める観点からは、ガラス繊維が望ましく用いられ、とりわけ力学特性と経済性とのバランスから炭素繊維とガラス繊維とを併用することが望ましい。さらに、得られる航空機用構造体の衝撃吸収性や賦形性を高める観点からは、アラミド繊維が望ましく用いられ、とりわけ力学特性と衝撃吸収性とのバランスから炭素繊維とアラミド繊維とを併用することが望ましい。また、得られる航空機用構造体の導電性を高める観点からは、ニッケルや銅やイッテルビウム等の金属を被覆した強化繊維を用いることもできる。これらの中で、強度と弾性率等の力学的特性に優れるＰＡＮ系の炭素繊維をより望ましく用いることができる。

強化繊維３が、不連続であり、略モノフィラメント状、且つ、ランダムに分散していることが望ましい。強化繊維３をかかる態様とすることで、シート状の航空機用構造体の前駆体ないし航空機用構造体を、外力を加えて成形する場合に、複雑形状への賦型が容易となる。また、強化繊維３をかかる態様とすることで、強化繊維３によって形成された空隙が緻密化し、航空機用構造体１中における強化繊維３の繊維束端における弱部が極小化できるため、優れた補強効率及び信頼性に加えて、等方性も付与される。ここで、略モノフィラメントとは、強化繊維単糸が５００本未満の細繊度ストランドにて存在することを指す。さらに望ましくは、モノフィラメント状に分散していることである。

ここで、略モノフィラメント状、又は、モノフィラメント状に分散しているとは、航空機用構造体１中にて任意に選択した強化繊維３について、その二次元接触角が１°以上である単繊維の割合（以下、繊維分散率とも称す）が８０％以上であることを指し、言い換えれば、航空機用構造体１中において単繊維の２本以上が接触して平行した束が２０％未満であることをいう。従って、ここでは、少なくとも強化繊維３におけるフィラメント数１００本以下の繊維束の質量分率が１００％に該当するものが特に好ましい。

二次元接触角とは、不連続な強化繊維の場合、単繊維とこの単繊維が接触する単繊維とで形成される角度のことであり、接触する単繊維同士が形成する角度のうち、０°以上、９０°以下の範囲内にある鋭角側の角度と定義する。この二次元接触角について、図面を用いてさらに説明する。図２は、面方向（図２（ａ））及び厚み方向（図２（ｂ））から観察した時の強化繊維マットにおける強化繊維の分散状態の一例を示す模式図である。単繊維１１ａを基準とすると、単繊維１１ａは図２（ａ）では単繊維１１ｂ〜１１ｆと交わって観察されるが、図２（ｂ）では単繊維１１ａは単繊維１１ｅ，１１ｆとは接触していない。この場合、基準となる単繊維１１ａについて、二次元接触角の評価対象となるのは単繊維１１ｂ〜１１ｄであり、接触する２つの単繊維が形成する２つの角度のうち、０°以上９０°以下の範囲内にある鋭角側の角度Ａである。

二次元接触角を測定する方法としては、特に制限はないが、例えば航空機用構造体１の表面から強化繊維３の配向を観察する方法を例示できる。この場合、航空機用構造体１の表面を研磨して強化繊維３を露出させることで、強化繊維３をより観察しやすくなる。また、Ｘ線ＣＴ透過観察を行って強化繊維３の配向画像を撮影する方法も例示できる。Ｘ線透過性の高い強化繊維３の場合には、強化繊維３にトレーサ用の繊維を混合しておく、又は、強化繊維３にトレーサ用の薬剤を塗布しておくと、強化繊維３を観察しやすくなるため望ましい。また、上記方法で測定が困難な場合には、加熱炉等により航空機用構造体１を高温下において樹脂成分を焼失させた後、光学顕微鏡又は電子顕微鏡を用いて取り出した強化繊維３から強化繊維３の配向を観察する方法を例示できる。

上述した観察方法に基づいて繊維分散率は次の手順で測定する。すなわち、無作為に選択した単繊維（図２における単繊維１１ａ）に対して接触している全ての単繊維（図２における単繊維１１ｂ〜１１ｄ）との二次元接触角を測定する。これを１００本の単繊維について行い、二次元接触角を測定した全ての単繊維の総本数と二次元接触角が１°以上である単繊維の本数との比率から割合を算出する。

さらに、強化繊維３はランダムに分散していることが、とりわけ望ましい。ここで、強化繊維３がランダムに分散しているとは、航空機用構造体１における任意に選択した強化繊維３の二次元配向角の算術平均値が３０°以上、６０°以下の範囲内にあることをいう。かかる二次元配向角とは、強化繊維３の単繊維とこの単繊維と交差する単繊維とで形成される角度のことであり、交差する単繊維同士が形成する角度のうち、０°以上、９０°以下の範囲内にある鋭角側の角度と定義する。

この二次元配向角について、図面を用いてさらに説明する。図２（ａ），（ｂ）において、単繊維１１ａを基準とすると、単繊維１１ａは他の単繊維１１ｂ〜１１ｆと交差している。ここで、交差とは、観察する二次元平面において、基準とする単繊維が他の単繊維と交わって観察される状態のことを意味し、単繊維１１ａと単繊維１１ｂ〜１１ｆとが必ずしも接触している必要はなく、投影して見た場合に交わって観察される状態についても例外ではない。つまり、基準となる単繊維１１ａについて見た場合、単繊維１１ｂ〜１１ｆの全てが二次元配向角の評価対象であり、図２（ａ）中において二次元配向角は交差する２つの単繊維が形成する２つの角度のうち、０度以上、９０度以下の範囲内にある鋭角側の角度Ａである。

二次元配向角を測定する方法としては、特に制限はないが、例えば、構成要素の表面から強化繊維３の配向を観察する方法を例示でき、上述した二次元接触角の測定方法と同様の手段を取ることができる。二次元配向角の平均値は、次の手順で測定する。すなわち、無作為に選択した単繊維（図２における単繊維１１ａ）に対して交差している全ての単繊維（図２における単繊維１１ｂ〜１１ｆ）との二次元配向角の平均値を測定する。例えば、ある単繊維に交差する別の単繊維が多数の場合には、交差する別の単繊維を無作為に２０本選び測定した算術平均値を代用してもよい。この測定を別の単繊維を基準として合計５回繰り返し、その算術平均値を二次元配向角の算術平均値として算出する。

強化繊維３が略モノフィラメント状、且つ、ランダムに分散していることで、上述した略モノフィラメント状に分散した強化繊維３により与えられる性能を最大限まで高めることができる。また、航空機用構造体１において力学特性に等方性を付与できる。かかる観点から、強化繊維３の繊維分散率は９０％以上であることが望ましく、１００％に近づくほどより望ましい。また、強化繊維３の二次元配向角の算術平均値は、４０°以上、５０°以下の範囲内にあることが望ましく、理想的な角度である４５°に近づくほど望ましい。

一方、強化繊維３が不織布の形態をとらない例としては、強化繊維３が一方向に配列されてなるシート基材、織物基材、及びノンクリンプ基材等がある。これらの形態は、強化繊維３が規則的に密に配置されるため、航空機用構造体１中の空隙４が少なくなってしまい、樹脂２の含浸が極めて困難となり、未含浸部を形成したり、含浸手段や樹脂種の選択肢を大きく制限したりする場合がある。

強化繊維３の形態としては、航空機用構造体１と同程度の長さの連続性強化繊維、又は、所定長に切断された有限長の不連続性強化繊維のいずれであってもよいが、樹脂２を容易に含浸させたり、その量を容易に調整できたりする観点からは、不連続性強化繊維であることが望ましい。

強化繊維３の体積含有率は、０．５体積％以上、５５体積％以下の範囲内にある。強化繊維３の体積含有率が０．５体積％未満である場合、強化繊維３に由来する補強効果を十分なものとすることができないので望ましくない。一方、強化繊維３の体積含有率が２．５体積％より大きい場合には、強化繊維３に対する樹脂２の体積含有率が相対的に少なくなるため、航空機用構造体１中の強化繊維３同士を結着し、強化繊維３の補強効果を十分なものとすることができず、航空機用構造体１の力学特性、とりわけ曲げ特性を満足できなくなるので望ましくない。

強化繊維３は樹脂２に被覆されており、樹脂２の厚みが１μｍ以上、１５μｍ以下の範囲内にあることが望ましい。樹脂２に被覆された強化繊維３の被覆状態は、少なくとも航空機用構造体１を構成する強化繊維３の単繊維同士の交差する点が被覆されていれば、航空機用構造体１の形状安定性や、厚み制御の容易さ及び自由度の観点から十分であるが、さらに望ましい態様とすれば、樹脂２は、強化繊維３の周囲に、上述の厚みで被覆された状態であることが望ましい。この状態は、強化繊維３の表面が樹脂２によって露出していない、言い換えれば、強化繊維３が樹脂２により電線状の皮膜を形成していることを意味する。このことにより、航空機用構造体１は、さらに、形状の安定性を有すると共に、力学特性の発現を十分なものとする。また、樹脂２に被覆された強化繊維３の被覆状態は、その強化繊維３の全てにおいて被覆されている必要は無く、本発明に係る航空機用構造体１の形状安定性や、曲げ弾性率、曲げ強度を損なわない範囲内であればよい。

強化繊維３の質量平均繊維長が１ｍｍ以上、１５ｍｍ以下の範囲内にあることが望ましい。これにより、強化繊維３の補強効率を高めることができ、航空機用構造体１に優れた力学特性を与えられる。強化繊維３の質量平均繊維長が１ｍｍ未満である場合、航空機用構造体１中の空隙４を効率よく形成できないため、比重が高くなる場合があり、言い換えれば、同一質量でありながら所望する厚さの航空機用構造体１を得ることが困難となるので望ましくない。一方、強化繊維３の質量平均繊維長が１５ｍｍより長い場合には、航空機用構造体１中で強化繊維３が、自重により屈曲しやすくなり、力学特性の発現を阻害する要因となるので望ましくない。質量平均繊維長は、航空機用構造体１の樹脂成分を焼失や溶出等の方法により取り除き、残った強化繊維３から無作為に４００本を選択し、その長さを１０μｍ単位まで測定し、それらの平均長さとして算出できる。

本発明における空隙４とは、樹脂２により被覆された強化繊維３が柱状の支持体となり、それが重なり合い、または、交差することにより形成された空間のことを指す。例えば強化繊維３に樹脂２が予め含浸された航空機用構造体前駆体を加熱して航空機用構造体を得る場合、加熱に伴う樹脂２の溶融ないしは軟化により、強化繊維３が起毛することで空隙４が形成される。これは、航空機用構造体前駆体において、加圧により圧縮状態とされていた内部の強化繊維３が、その弾性率に由来する起毛力によって起毛する性質に基づく。また、航空機用構造体１中における空隙４の含有率は、１０体積％以上、９９体積％以下の範囲内にある。空隙４の含有率が１０体積％未満である場合、航空機用構造体１の比重が高くなるため軽量性を満足できないため望ましくない。一方、空隙４の含有率が９９体積％より大きい場合には、言い換えれば、強化繊維３の周囲に被覆された樹脂２の厚みが薄くなるため、航空機用構造体１中における強化繊維３同士の補強が十分に行われないために、力学特性が低くなるので望ましくない。空隙４の含有率の上限値は９７体積％であることが望ましい。本発明において、体積含有率は航空機用構造体１を構成する樹脂２と強化繊維３と空隙４のそれぞれの体積含有率の合計を１００体積％とする。

強化繊維３の長さをＬｆ、航空機用構造体１の断面方向における強化繊維３の配向角度をθｆとしたとき、航空機用構造体１の厚みＳｔは条件式：Ｓｔ≧Ｌｆ^２・（１−ｃｏｓ（θｆ））を満足する。航空機用構造体１の厚みＳｔが上記条件式を満足しない場合、航空機用構造体１中における強化繊維３が屈曲している、ないし、得たい厚みの航空機用構造体１と繊維長さとのバランスが劣るということを示す。これにより、航空機用構造体１は、投入した強化繊維３の特徴を十分に発揮できないために厚み設計の自由度が劣ることを示し、さらには、航空機用構造体１の力学特性のうち、強化繊維３の引張強度や引張弾性率を利用する特性については、強化繊維３の直進性が失われていることにより、効率的な補強効果を得ることができないため望ましくない。上記条件式において、強化繊維３の長さＬｆとその配向角度θｆが形成する航空機用構造体１の特性である曲げ弾性率と比曲げ弾性率とのバランスが得られることや、また、航空機用構造体１中の繊維長さとその配向角度により、成形工程中の固化ないしは硬化以前の状態での変形がしやすく、所望する航空機用構造体１の成形が行いやすいことから、航空機用構造体１の厚みＳｔの２％以上、２０％以下の値の範囲内が好ましく、とりわけ５％以上、１８％以下の値の範囲内が好ましい。なお、条件式に使用する単位は、Ｓｔ［ｍｍ］、Ｌｆ［ｍｍ］、θｆ［°］である。

ここで、強化繊維３の長さＬｆは、航空機用構造体１の樹脂成分を焼失や溶出等の方法により取り除き、残った強化繊維３から無作為に４００本を選択し、その長さを１０μｍ単位まで測定し、それらの長さから算出した質量平均繊維長として算出できる。また、航空機用構造体１の断面方向における強化繊維３の配向角度θｆとは、航空機用構造体１の断面方向に対する傾き度合いであって、言い換えれば、厚さ方向に対する強化繊維３の傾き度合いである。値が大きいほど厚み方向に立って傾いていることを示し、０°以上、９０°以下の範囲で与えられる。すなわち、強化繊維３の配向角度θｆをかかる範囲内とすることで、航空機用構造体１における補強機能をより効果的に発現できる。強化繊維３の配向角度θｆの上限値は特に制限ないが、航空機用構造体１とした際の曲げ弾性率の発現に鑑みて、６０°以下であることが望ましく、さらには４５°以下であることがより望ましい。また、強化繊維３の配向角度θｆが３°未満である場合、航空機用構造体１中の強化繊維３が平面状、言い換えれば２次元に配向した状態となるので、航空機用構造体１の厚みの自由度が減少し、軽量性を満足できないため望ましくない。そのため強化繊維３の配向角度θｆは３°以上であることが好ましい。

強化繊維３の配向角度θｆは、航空機用構造体１の面方向に対する垂直断面の観察に基づいて測定できる。図３は、本発明に係る航空機用構造体の面方向（図３（ａ））及び厚み方向（図３（ｂ））の断面構造の一例を示す模式図である。図３（ａ）において、強化繊維３ａ，３ｂの断面は、測定を簡便にするため楕円形状に近似されている。ここで、強化繊維３ａの断面は、楕円アスペクト比（＝楕円長軸／楕円短軸）が小さく見られ、対して強化繊維３ｂの断面は、楕円アスペクト比が大きく見られる。一方、図３（ｂ）によると、強化繊維３ａは、厚み方向Ｙに対してほぼ平行な傾きを持ち、強化繊維３ｂは、厚み方向Ｙに対して一定量の傾きを持っている。この場合、強化繊維３ｂについては、航空機用構造体１の面方向Ｘと繊維主軸（楕円における長軸方向）αとがなす角度θｘが、強化繊維３ｂの面外角度θｆとほぼ等しくなる。一方、強化繊維３ａについては、角度θｘと配向角度θｆの示す角度に大きな乖離があり、角度θｘが配向角度θｆを反映しているとはいえない。従って、航空機用構造体１の面方向に対する垂直断面から配向角度θｆを読み取る場合、繊維断面の楕円アスペクト比が一定値以上のものを抽出することで配向角度θｆの検出精度を高めることができる。

抽出対象となる楕円アスペクト比の指標としては、単繊維の断面形状が真円に近い、すなわち強化繊維の長尺方向に垂直な断面における繊維アスペクト比が１．１以下である場合、楕円アスペクト比が２０以上の強化繊維３についてＸ方向と繊維主軸αとのなす角度を測定し、これを配向角度θｆとして採用する方法を利用できる。一方、単繊維の断面形状が楕円形や繭形等であり、繊維アスペクト比が１．１より大きい場合には、より大きな楕円アスペクト比を持つ強化繊維３に注目し、配向角度θｆを測定した方がよく、繊維アスペクト比が１．１以上、１．８未満の場合には楕円アスペクト比が３０以上、繊維アスペクト比が１．８以上、２．５未満の場合には楕円アスペクト比が４０以上、繊維アスペクト比が２．５以上の場合には楕円アスペクト比が５０以上の強化繊維３を選び、配向角度θｆを測定するとよい。

本発明に係る航空機用構造体における、燃焼性については、ＦＡＲ２５．８５３Ａｐｐｅｎｄｉｘ Ｆに従い、燃焼時間を測定できる。また、その燃焼時間に関する優劣については、Ｆｅｄｅｒａｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ａｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｉｏｎ発行の、Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉ「Ｆｌａｍｍａｂｉｌｉｔｙ Ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ｆｏｒ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｓｅａｔ Ｃｕｓｈｉｏｎｓ」に基づいて判断され、着火元消化後の航空機用構造体１の燃焼時間は３０秒以下、好ましくは１５秒以下である。航空機用構造体の燃焼時間は３０秒より長い場合、燃焼性が悪い、すなわち燃焼してしまうと言うことであり、安全性の観点から望ましくない。航空機用構造体の燃焼時間の短さについては、短ければ短いほど燃焼性に優れると言うことであるため制限を設けない。上記、米国連邦航空規則（ＦＡＲ）のＦＡＲ２５．８５３Ａｐｐｅｎｄｉｘ Ｆは、試験片を長辺が垂直な状態で固定し、試験片の底辺中央部に真下からバーナーを用いて火炎を当て、燃焼させることで測定、評価される。かかる評価手法においては、バーナーから試験片の距離は１９ｍｍとし、試験片を６０秒の間、炙った後に試験片から炎が発する時間を燃焼時間として測定される。

航空機用構造体１の曲げ弾性率をＥｃ、航空機用構造体１の比重をρとしたとき、Ｅｃ^１／３・ρ^−１として表される航空機用構造体１の比曲げ弾性率は３以上、２０以下の範囲内にある。航空機用構造体１の比曲げ弾性率が３未満である場合、曲げ弾性率が高く、比重も高い状態であり、所望する軽量化効果が得られないので望ましくない。一方、航空機用構造体１の比曲げ弾性率が２０より大きい場合には、軽量化効果は十分であるものの、曲げ弾性率が低いことを指し示しており、航空機用構造体１として所望される形状を保持することが困難であることや、航空機用構造体１自身の曲げ弾性率が劣ることから望ましくない。一般的に鋼材やアルミニウムの比曲げ弾性率は１．５以下であり、これらの金属材料よりも極めて優れた比曲げ弾性率の領域となる。さらには、軽量化効果に着目される炭素繊維強化樹脂複合材料の一般的な比曲げ弾性率である２．３を超える３以上であること、さらに望ましくは５以上である。

航空機用構造体１の曲げ弾性率Ｅｃは、３ＧＰａ以上、望ましくは６ＧＰａ以上であるとよい。航空機用構造体１の曲げ弾性率Ｅｃが３ＧＰａ未満である場合、航空機用構造体１として使用する範囲に制限が生じるため望ましくない。また、航空機用構造体１の設計を容易にするために、曲げ弾性率は等方性を有していることが望ましい。曲げ弾性率の上限については制限を設けないが、一般的に強化繊維と樹脂からなる構造体では、その構成成分である強化繊維及び樹脂それぞれの弾性率から算出される値が上限となり得る。本発明に係る航空機用構造体においては、航空機用構造体を単独で使用する場合においても、他の部材とあわせて使用する場合においても、航空機用構造体自身の曲げ弾性率を用いて部材の設計を行い、実用に供するためには、５０ＧＰａもあれば望ましい。

航空機用構造体１の比重ρは０．９ｇ／ｃｍ^３以下であることが望ましい。航空機用構造体１の比重ρが０．９ｇ／ｃｍ^３より大きい場合、航空機用構造体１とした場合の質量が増すことを意味し、結果、製品とした場合の質量の増加を招くこととなるので望ましくない。比重の下限については制限を設けないが、一般的に強化繊維と樹脂からなる構造体では、その構成成分である強化繊維、樹脂、及び空隙のそれぞれの体積割合から算出される値が下限となり得る。本発明に係る航空機用構造体においては、航空機用構造体を単独で使用する場合においても、他の部材とあわせて使用する場合においても、航空機用構造体自身の比重は、使用する強化繊維や樹脂により異なるが、航空機用構造体の力学特性を保持するという観点から、０．０３ｇ／ｃｍ^３以上が望ましい範囲である。

本発明に係る航空機用構造体では、任意の厚みで航空機用部材を作製できるが、その軽量性と曲げ剛性の両立及び燃焼性の向上の観点から、以下の構造を採用することができる。具体的には、航空機用構造体１の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分における空隙率が０体積％以上、１０体積％未満の範囲内にあり、残りの部分の空隙率が１０体積％以上、９９体積％以下の範囲内にあることが望ましい。かかる空隙率は小さいほど力学特性に優れ、また、大きいほど軽量性に優れる。航空機用構造体１に言い換えれば、航空機用構造体１が同一構成の材料からなる場合、航空機用構造体１の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分における空隙率が０体積％以上、１０体積％未満であることにより、航空機用構造体１の力学特性を担保し、残りの部分の空隙率が１０体積％以上、９９体積％以下の範囲内にあることにより軽量特性を満足させることができるため望ましい。残りの部分の空隙率の上限値は９７体積％であることが望ましい。

本発明において航空機用構造体１の厚みは、厚みを求めたい表面上の１点とその裏側の表面とを結ぶ最短の距離から求めることができる。厚み方向の中点とは航空機用構造体１の厚みの中間点を意味する。航空機用構造体の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分とは、航空機用構造体１の表面とその厚み方向の中点までの距離を１００％とした際に、航空機用構造体１の一方の表面から３０％の距離までを含めた部分のことを意味する。ここでの残りの部分とは、航空機用構造体１の一方の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分及び航空機用構造体１の他方の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分を除いた残りの部分を意味する。図４に示すように、航空機用構造体１の表面から厚み方向の中点位置までの３０％以内の部分Ｒ１及び残りの部分Ｒ２は、航空機用構造体１の厚み方向の異なる位置に存在してもよいし、図５に示すように、面方向の異なる位置に存在してもよい。

本発明における強化繊維３は不織布状の形態をとることが、強化繊維３への樹脂２の含浸の容易さの観点から望ましい。さらに、強化繊維３が、不織布状の形態を有していることにより、不織布自体のハンドリング性の容易さに加え、一般的に高粘度とされる熱可塑性樹脂の場合においても含浸を容易なものとできるため望ましい。ここで、不織布状の形態とは、強化繊維３のストランド及び／又はモノフィラメントが規則性なく面状に分散した形態を指し、チョップドストランドマット、コンティニュアンスストランドマット、抄紙マット、カーディングマット、エアレイドマット等を例示できる（以下、これらをまとめて強化繊維マットと称す）。

航空機用構造体１を構成する強化繊維マットの製造方法としては、例えば強化繊維３を予めストランド及び／又は略モノフィラメント状に分散して強化繊維マットを製造する方法がある。強化繊維マットの製造方法としては、強化繊維３を空気流にて分散シート化するエアレイド法や、強化繊維３を機械的に櫛削りながら形状を整えシート化するカーディング法等の乾式プロセス、強化繊維３を水中にて攪拌して抄紙するラドライト法による湿式プロセスを公知技術として挙げることができる。強化繊維３をよりモノフィラメント状に近づける手段としては、乾式プロセスにおいては、開繊バーを設ける方法やさらに開繊バーを振動させる方法、さらにカードの目をファインにする方法や、カードの回転速度を調整する方法等を例示できる。湿式プロセスにおいては、強化繊維３の攪拌条件を調整する方法、分散液の強化繊維濃度を希薄化する方法、分散液の粘度を調整する方法、分散液を移送させる際に渦流を抑制する方法等を例示できる。特に、強化繊維マットは湿式法で製造することが望ましく、投入繊維の濃度を増やしたり、分散液の流速（流量）とメッシュコンベアの速度を調整したりすることで強化繊維マットの強化繊維３の割合を容易に調整できる。例えば、分散液の流速に対してメッシュコンベアの速度を遅くすることで、得られる強化繊維マット中の繊維の配向が引き取り方向に向き難くなり、嵩高い強化繊維マットを製造可能である。強化繊維マットは、強化繊維３単体から構成されていてもよく、強化繊維３が粉末形状や繊維形状のマトリックス樹脂成分と混合されていたり、強化繊維３が有機化合物や無機化合物と混合されていたり、強化繊維３同士が樹脂成分で目留めされていてもよい。

さらに、強化繊維マットには予め樹脂２を含浸させておき、航空機用構造体前駆体としておくこともできる。本発明に係る航空機用構造体前駆体を製造する方法としては、強化繊維マットに樹脂２を溶融ないし軟化する温度以上に加熱された状態で圧力を付与し、強化繊維マットに含浸させる方法を用いることが、製造の容易さの観点から望ましい。具体的には、強化繊維マットの厚み方向の両側から樹脂２を配置した積層物を溶融含浸させる方法が望ましく例示できる。一方、樹脂を溶融ないし軟化させる方法においては、加熱以外にも樹脂成分が可溶な溶媒にて希釈することで見かけ上の粘度を低下させた後、強化繊維マットにしみこませ、その後、溶媒のみを揮発ないし蒸発により取り除く方法を例示できる。

上記各方法を実現するための設備としては、圧縮成形機やダブルベルトプレスを好適に用いることができる。バッチ式の場合は前者であり、加熱用と冷却用との２機以上を並列した間欠式プレスシステムとすることで生産性の向上が図れる。連続式の場合は後者であり、連続的な加工を容易に行うことができるので連続生産性に優れる。

本発明に係る航空機用構造体１を製造する際には、少なくとも以下の工程［１］及び［２］により製造される方法を採用することが、製造の容易さの観点から好ましい。

工程［１］：樹脂２が溶融ないし軟化する温度以上に加熱された状態で圧力を付与し、樹脂２を強化繊維マットに含浸せしめて航空機用構造体前駆体を作製する工程。
工程［２］：航空機用構造体前駆体を加熱された状態で厚み調整をすることにより膨張させる工程。

工程［２］は工程［１］にて得られた航空機用構造体前駆体を加熱された状態で厚み調整をすることにより膨張させる工程である。このとき加熱される温度は航空機用構造体１を構成する樹脂２が熱可塑性樹脂である場合、溶融ないし軟化せしめるに十分な熱量を与えることが、製造される航空機用構造体１の厚み制御及び製造速度の観点から好ましく、具体的には、溶融温度に対し１０℃以上高く、且つ、熱可塑性樹脂が熱分解温度以下の温度を付与することが好ましい。また、樹脂２として熱硬化性樹脂を用いる場合、架橋構造を形成して硬化する前の熱硬化性樹脂原料を溶融ないし軟化せしめるに十分な熱量を与えることが、製造される航空機用構造体１の厚み制御及び製造速度の観点から好ましい。

厚み制御を行う方法としては、加熱される航空機用構造体前駆体を目的の厚みに制御できれば方法によらないが、金属板等を用いて厚みを拘束する方法、航空機用構造体前駆体に付与する圧力により厚み制御する方法等が製造の簡便さの観点から好ましい方法として例示される。上記方法を実現するための設備としては、圧縮成形機やダブルベルトプレスを好適に用いることができる。バッチ式の場合は前者であり、加熱用と冷却用の２機以上を並列した間欠式プレスシステムとすることで生産性の向上が図れる。連続式の場合は後者であり、連続的な加工を容易に行うことができるため連続生産性に優れる。

強化繊維マットが不織布の形態をとらない例としては、強化繊維３が一方向に配列されてなるシート基材、織物基材、及びノンクリンプ基材等がある。これらの形態は、強化繊維３が規則的に密に配置されるため、強化繊維マット中の空隙部が少なく、熱可塑性樹脂が十分なアンカリング構造を形成しないため、それをコア形成層にすると接合能力が低下する。また、樹脂２が熱可塑性樹脂の場合、含浸が極めて困難となり、未含浸部を形成したり、含浸手段や樹脂種の選択肢を大きく制限したりする。

本発明においては、本発明の特徴を損なわない範囲において、航空機用構造体１又は航空機用構造体前駆体をコア層に用い、且つ、連続した強化繊維３に樹脂を含浸せしめたシート状中間基材をスキン層に用いたサンドイッチ構造体とすることもできる。ここで、連続した強化繊維３とは、少なくとも一方向に１００ｍｍ以上の長さで連続したものであり、その多数本が一方向に配列した集合体、いわゆる強化繊維束は、サンドイッチ構造体の全長にわたり連続している。連続した強化繊維３からなるシート状中間基材の形態としては、多数本の連続した強化繊維３からなる強化繊維束から構成されたクロス、多数本の連続した強化繊維３が一方向に配列された強化繊維束（一方向性繊維束）、この一方向性繊維束から構成された一方向性クロス等である。強化繊維３は、同一の形態の複数本の繊維束から構成されていても、又は、異なる形態の複数本の繊維束から構成されていてもよい。一つの強化繊維束を構成する強化繊維数は、通常、３００〜４８，０００本であるが、プリプレグの製造やクロスの製造を考慮すると、望ましくは３００〜２４，０００本であり、より望ましくは１，０００〜１２，０００本である。

曲げ弾性率をコントロールするために、強化繊維３の方向を変えて積層する形態が望ましく用いられる。特に、サンドイッチ構造体の弾性率や強度を効率的に高める上で、繊維束を一方向に引きそろえた連続した強化繊維（ＵＤと称する）を使用することが望ましい。

以下、実施例により本発明をさらに詳細に説明する。

（１）航空機用構造体における強化繊維の体積含有率Ｖｆ
航空機用構造体の質量Ｗｓを測定した後、航空機用構造体を粉砕し、ＪＩＳ Ｋ００６１法（２００１）に従って体積Ｖｓを測定し、次式より算出した。

Ｖｆ（体積％）＝１００／（Ｖｓ／ρｆ+（１００−Ｖｓ）／ρｆ）
ρｆ：強化繊維の密度［ｇ／ｃｍ^３］
ρｒ：樹脂の密度［ｇ／ｃｍ^３］

（２）航空機用構造体の曲げ試験
航空機用構造体から試験片を切り出し、ＩＳＯ１７８法（１９９３）に従い曲げ弾性率を測定した。試験片は、任意の方向を０°方向とした場合に＋４５°、−４５°、９０°方向の４方向について切り出した試験片を作製し、それぞれの方向について測定数ｎ＝５とし、算術平均値を曲げ弾性率Ｅｃとした。測定装置としては“インストロン（登録商標）”５５６５型万能材料試験機（インストロン・ジャパン（株）製）を使用した。得られた結果より次式により、航空機用構造体の比曲げ弾性率を算出した。

比曲げ弾性率＝Ｅｃ^１／３／ρ

（３）航空機用構造体における強化繊維の配向角度θｆ
航空機用構造体から幅２５ｍｍの小片を切り出し、エポキシ樹脂に包埋した上で、シート厚み方向の垂直断面が観察面となるように研磨して試料を作製した。試料をレーザー顕微鏡（キーエンス（株）製、ＶＫ−９５１０）で４００倍に拡大し、繊維断面形状の観察を行った。観察画像を汎用画像解析ソフトウェア上に展開し、ソフトウェアに組み込まれたプログラムを利用して観察画像中に見える個々の繊維断面を抽出し、繊維断面に内接する楕円を設け、繊維断面の形状を近似した（以降、繊維楕円と呼ぶ）。さらに、繊維楕円の長軸長さα／短軸長さβで表されるアスペクト比が２０以上の繊維楕円に対し、Ｘ軸方向と繊維楕円の長軸方向とのなす角を求めた。構造体の異なる部位から抽出した観察試料について上記操作を繰り返すことにより、計６００本の強化繊維について配向角度を測定し、その算術平均値を強化繊維の配向角度θｆとして求めた。

（４）航空機用構造体の比重ρ
航空機用構造体から試験片を切り出し、ＪＩＳ Ｋ７２２２（２００５）を参考にして航空機用構造体の見かけ比重を測定した。試験片の寸法は縦１００ｍｍ、横１００ｍｍとした。試験片の縦、横、厚みをマイクロメーターで測定し、得られた値より試験片の体積Ｖを算出した。また、切り出した試験片の質量Ｍを電子天秤で測定した。得られた質量Ｍ及び体積Ｖを次式に代入することによってより航空機用構造体の比重ρを算出した。

ρ［ｇ／ｃｍ^３］＝１０^３×Ｍ［ｇ］／Ｖ［ｍｍ^３］

（５）航空機用構造体の空隙の体積含有率
航空機用構造体から縦１０ｍｍ、横１０ｍｍに試験片を切り出し、断面を走査型電子顕微鏡（ＳＥＭ）（（株）日立ハイテクノロジーズ製 Ｓ−４８００型）により観察し、航空機用構造体の表面から、等間隔に１０箇所を１０００倍の倍率で撮影した。それぞれの画像について、画像内の空隙の面積Ａ_ａを求めた。さらに、空隙の面積Ａ_ａを画像全体の面積で除算することにより空隙率を算出した。航空機用構造体の空隙の体積含有率は、５枚の試験片でそれぞれ１０箇所ずつ撮影した合計５０箇所の空隙率から算術平均により求めた。

（６）航空機用構造体中の強化繊維を被覆した樹脂の厚み
航空機用構造体を縦１０ｍｍ、横１０ｍｍに試験片を切り出し、断面を走査型電子顕微鏡（ＳＥＭ）（（株）日立ハイテクノロジーズ製 Ｓ−４８００型）により観察し、任意の１０箇所を３０００倍の倍率で撮影した。得られた画像の強化繊維の断面がカットされた任意の５０ヶ所から、強化繊維に被覆している樹脂の被覆厚さを測定した。強化繊維を被覆した樹脂の厚みとしては、かかる５０ヶ所の測定結果の算術平均値を用いた。

（７）航空機用構造体の燃焼性評価
航空機用構造体から試験片を切り出し、ＦＡＲ２５．８５３Ａｐｐｅｎｄｉｘ Ｆに従い、燃焼時間を測定した。試験片を長辺が垂直な状態で固定し、試験片の底辺中央部に真下からバーナーを用いて火を当てた。バーナーから試験片の距離は１９ｍｍとし、試験片を６０秒炙った後に試験片から炎が発する時間を燃焼時間として測定し、燃焼性を求めた。燃焼時間の優劣については、Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉに準拠した。測定数はｎ＝３とし、燃焼時間の算術平均値を用いた。

［炭素繊維１］
ポリアクリロニトリルを主成分とする共重合体から紡糸、焼成処理、及び表面酸化処理を行い、総単糸数１２，０００本の連続炭素繊維を得た。この連続炭素繊維の特性は次に示す通りであった。

単繊維径：７μｍ
比重：１．８
引張強度：４６００ＭＰａ
引張弾性率：２２０ＧＰａ

［ＰＥＩ樹脂］
非晶性熱可塑性ポリエーテルイミド樹脂（ＳＡＢＩＣイノベーティブプラスチックス（株）製“ＵＬＴＥＭ”（登録商標）１０１０Ｒ）からなる目付６３ｇ／ｍ^２の樹脂フィルムを用いた。得られた樹脂シートの特性を表１に示す。

［フェノール樹脂］
液状ノボラック型フェノール樹脂（ＤＩＣ（株）製“ＰＨＥＮＯＬＩＴＥ”（登録商標）５５９２）を用いた。

［ＰＰ樹脂］
未変性ポリプロピレン樹脂（プライムポリマー（株）製“プライムポリプロ”（登録商標）Ｊ１０５Ｇ）８０質量％と、酸変性ポリプロピレン樹脂（三井化学（株）製“アドマー”ＱＢ５１０）２０質量％とからなる目付１００ｇ／ｍ^２のシートを作製した。得られた樹脂シートの特性を表１に示す。

［ＰＡ樹脂］
ナイロン６樹脂（東レ（株）製“アミラン”（登録商標）ＣＭ１０２１Ｔ）からなる目付１２４ｇ／ｍ^２の樹脂フィルムを作製した。得られた樹脂シートの特性を表１に示す。

［ＰＰＳ樹脂］
ポリフェニレンサルファイド樹脂（東レ（株）製“トレリナ”（登録商標）Ｍ２８８８）からなる目付１４７ｇ／ｍ^２の樹脂不織布を作製した。得られた樹脂シートの特性を表１に示す。

［強化繊維マット１］
炭素繊維１をカートリッジカッターで６ｍｍにカットし、チョップド炭素繊維を得た。水と界面活性剤（ナカライテクス（株）製、ポリオキシエチレンラウリルエーテル（商品名））とからなる濃度０．１質量％の分散液を作製し、この分散液とチョップド炭素繊維とを用いて図６に示す強化繊維マットの製造装置を用いて、強化繊維マットを製造した。図６に示す製造装置は、分散槽としての容器下部に開口コックを有する直径１０００ｍｍの円筒形状の容器、分散槽と抄紙槽とを接続する直線状の輸送部（傾斜角３０°）を備えている。分散槽の上面の開口部には撹拌機が付属し、開口部からチョップド炭素繊維及び分散液（分散媒体）を投入可能である。抄紙槽が、底部に幅５００ｍｍの抄紙面を有するメッシュコンベアを備える槽である点、及び炭素繊維基材（抄紙基材）を運搬可能なコンベアをメッシュコンベアに接続している。抄紙は分散液中の炭素繊維濃度を０．０５質量％として行った。抄紙した炭素繊維基材は２００℃の乾燥炉で３０分間乾燥し、強化繊維マット１を得た。得られた目付は５０ｇ／ｍ^２であった。得られた強化繊維マット１の特性を表２に示す。

［強化繊維マット２］
炭素繊維１をカートリッジカッターで０．５ｍｍにカットし、チョップド炭素繊維を得た以外は、強化繊維マット１と同様にして強化繊維マット２を得た。得られた強化繊維マット２の特性を表２に示す。

（実施例１）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した。次いで、以下の工程（Ｉ）〜（Ｖ）を経ることにより航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体では、断面観察から強化繊維を柱状の支持体とした空隙が確認された。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（Ｉ）積層物を２８０℃に予熱したプレス成形用金型キャビティ内に配置して金型を閉じる。
（ＩＩ）次いで、１２０秒間保持した後、５ＭＰａの圧力を付与してさらに６０秒間保持する。
（ＩＩＩ）工程（ＩＩ）の後、金型キャビティを開放し、その末端に金属スペーサーを挿入し、航空機用構造体を得る際の厚みが１．２ｍｍとなるように調整する。
（ＩＶ）その後、再度、金型キャビティを締結し、圧力を保持した状態でキャビティ温度を５０℃まで冷却する。
（Ｖ）金型を開いて航空機用構造体を取り出す。

（実施例２）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（実施例３）
フェノール樹脂をアセトン中にフェノール樹脂の質量が２０％となるまで投入し樹脂混合液を調製した。樹脂混合液を強化繊維マット１に樹脂混合液が総合重量の９５％となるまで塗付し、５０℃で８時間加熱し、アセトンを蒸発させ、航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（実施例４）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（実施例５）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（実施例６）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＡ樹脂を、［樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（実施例７）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＰＳ樹脂を、［樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表３に示す。

（比較例１）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表４に示す。

（比較例２）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット／強化繊維マット］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表４に示す。

（比較例３）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表４に示す。

（比較例４）
強化繊維マットとして強化繊維マット２、樹脂シートとしてＰＥＩ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した。次いで、実施例１における工程（Ｉ）〜（Ｖ）を経ることにより構造体を得た以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表４に示す。

（比較例５）
強化繊維マットとして強化繊維マット１、樹脂シートとしてＰＰ樹脂を、［樹脂シート／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／強化繊維マット／樹脂シート／樹脂シート］の順番に配置した積層物を作製した以外は、実施例１と同様にして航空機用構造体を得た。得られた航空機用構造体の特性を表４に示す。

〔検討〕
本実施例が、航空機用構造体の厚みＳｔが条件式：Ｓｔ≧Ｌｆ^２・（１−ｃｏｓ（θｆ））を満足することにより、比曲げ弾性率と曲げ弾性率の絶対値とのバランスに優れることが明確である。また、燃焼性を示す燃焼時間において、極めて優れた特性を示すことも明確である。これは、樹脂の燃焼性に由来していることのみならず、強化繊維の周囲を樹脂が被覆することにより、とりわけ性能の向上がなされていると予測された。さらに、樹脂種を変更した実施例３についても同様のことが言える。一方、比較例１においては、強化繊維マットと樹脂を実施例１と同様にしたが、空隙が無いことにより、比曲げ弾性率を満足できなかった。比較例２においては、樹脂種及び空隙の体積割合を調整したが、強化繊維マットと樹脂の体積割合とのバランスが悪く、曲げ弾性率が低いものとなったばかりか、燃焼性を満足することができなかった。これは、強化繊維の周囲への樹脂による被覆が形成されなかったためと推察する。比較例３においては、所望の形状を得ることが困難であった。これは、強化繊維マットの体積含有率が低いためであると推察された。比較例４においては、強化繊維マットに使用する強化繊維の長さが短いものを使用した。これにより、比曲げ弾性率を満足することができなかった。これは、条件式：Ｓｔ≧Ｌｆ^２・（１−ｃｏｓ（θｆ））を満足することができなかったことにより、航空機用構造体中の強化繊維の粗密に偏りが出てしまったためと推察される。比較例５においては、樹脂種をより比重の低い樹脂に変更したが、ＰＰ樹脂由来の燃焼性の低さにより、燃焼特性を満足することができなかった。

１ 航空機用構造体
２ 樹脂
３ 強化繊維
４ 空隙

Claims (11)

1. 樹脂と強化繊維と空隙からなる航空機用構造体であって、
   前記樹脂の体積含有率が２．５体積％以上、８５体積％以下の範囲内にあり、
   前記強化繊維の体積含有量が０．５体積％以上、５５体積％以下の範囲内にあり、
   前記空隙が１０体積％以上、９９体積％以下の範囲内の割合で前記航空機用構造体中に含有され、
   前記強化繊維の長さをＬｆ、前記航空機用構造体の断面方向における前記強化繊維の配向角度をθｆとしたとき、前記航空機用構造体の厚みＳｔが条件式：Ｓｔ≧Ｌｆ^２・（１−ｃｏｓ（θｆ））を満足し、
   Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が３０秒以下である
   ことを特徴とする航空機用構造体。
2. Ａｄｖｉｓｏｒｙ Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）２５．８５３−１ａ（１）ｉで測定される航空機用構造体の着火元消化後の燃焼時間が１５秒以下であることを特徴とする請求項１に記載の航空機用構造体。
3. 前記航空機用構造体の曲げ弾性率をＥｃ、前記航空機用構造体の比重をρとしたとき、Ｅｃ^１／３・ρ^−１より表される前記航空機用構造体の比曲げ弾性率が３以上、２０以下の範囲内にあり、且つ、前記航空機用構造体の曲げ弾性率Ｅｃが３ＧＰａ以上であることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機用構造体。
4. 前記航空機用構造体の比重ρが０．９ｇ／ｃｍ^３以下であることを特徴とする請求項１〜３のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
5. 前記強化繊維が樹脂に被覆されており、前記樹脂の厚みが１μｍ以上、１５μｍ以下の範囲内にあることを特徴とする請求項１〜４のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
6. 前記強化繊維が、不連続であり、略モノフィラメント状、且つ、ランダムに分散していることを特徴とする請求項１〜５のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
7. 前記航空機用構造体中における強化繊維の配向角度θｆが３°以上であることを特徴とする請求項１〜６のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
8. 前記強化繊維の質量平均繊維長が１ｍｍ以上、１５ｍｍ以下の範囲内にあることを特徴とする請求項１〜７のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
9. 前記強化繊維が炭素繊維であることを特徴とする請求項１〜８のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
10. 前記樹脂が、ポリエーテルイミド樹脂、ポリエーテルエーテルケトン樹脂、ポリイミド樹脂、及びフェノール樹脂の群から選択される少なくとも１種類以上の樹脂を含むことを特徴とする請求項１〜９のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。
11. 前記航空機用構造体がスキン層を有することを特徴とする請求項１〜１０のうち、いずれか１項に記載の航空機用構造体。