航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造
【課題】耐雷性や、静電気拡散性が良好な航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造を提供する。
【解決手段】本発明に係る一の積層複合材料１０は、第１の繊維強化樹脂複合材料層（例：ＣＦＲＰ層）１１と、この層１１の一方の面に形成された導電層（例：金属箔）１３と、他方の面に形成された絶縁層（例：ＧＦＲＰ層）１４と、この絶縁層の層１１に接する面と反対側の面に形成された第２の繊維強化樹脂複合材料層（例：ＣＦＲＰ層）１２と、が積層されてなる。他の積層複合材料３０は、繊維強化樹脂複合材料層（例：ＣＦＲＰ層）３１と、この層３１の一方の面に形成された絶縁層（例：ＧＦＲＰ層）３２と、この絶縁層の層３１に接する面と反対側の面に形成された導電層（例：金属箔）３３と、層３１の他方の面に形成された高抵抗導電層（例：カーボン混入プライマー）３４とが積層されてなる。導電層１３や導電層３３が機体外面に配置される。
【解決手段】本発明に係る一の積層複合材料１０は、第１の繊維強化樹脂複合材料層（例：ＣＦＲＰ層）１１と、この層１１の一方の面に形成された導電層（例：金属箔）１３と、他方の面に形成された絶縁層（例：ＧＦＲＰ層）１４と、この絶縁層の層１１に接する面と反対側の面に形成された第２の繊維強化樹脂複合材料層（例：ＣＦＲＰ層）１２と、が積層されてなる。他の積層複合材料３０は、繊維強化樹脂複合材料層（例：ＣＦＲＰ層）３１と、この層３１の一方の面に形成された絶縁層（例：ＧＦＲＰ層）３２と、この絶縁層の層３１に接する面と反対側の面に形成された導電層（例：金属箔）３３と、層３１の他方の面に形成された高抵抗導電層（例：カーボン混入プライマー）３４とが積層されてなる。導電層１３や導電層３３が機体外面に配置される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、航空機の機体構造はアルミ合金製が一般的であったが、機体軽量化・メンテナンス低減等の要請により、炭素繊維を強化繊維とする繊維強化樹脂複合材料（ＣＦＲＰ）を主とした構造に置き換わりつつある。
【０００３】
ＣＦＲＰを主要材料とする機体構造としては図３に示す構造が一般的である。
図３に示す積層複合材料５０は、ＣＦＲＰ層５１と、ＣＦＲＰ層５１の一表面上に形成された導電層５２と、その反対面に塗布された絶縁性のプライマー層５３とからなる。導電層５２が機体外面に配置され、被雷した雷電流を拡散することにより、局所的集中による熱破壊やスパークの発生を防止する耐雷層として機能する。スパークは発火の原因ともなり得るのでこれを防がなければならない。導電層５２は金属箔等で構成される。積層複合材料５０と他の部材との接合には金属ファスナ５４が用いられる。
特許文献１，２記載の構造にあっては、プライマーの塗布エリアと、非塗布エリアとを設ける。
特許文献３記載の構造にあっては、内側に絶縁性の内膜を有する金属製の燃料タンク内に導電性の立体格子を設置し、この立体格子と燃料タンクとを電気的に接続する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開２００８／０３０８６７８号明細書
【特許文献２】米国特許出願公開２００９／０１０２４８６号明細書
【特許文献３】特開平７−２５７４９３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、以上の従来技術にあってもさらに次のような問題があった。
図３に示した従来の機体構造においては、被雷時に雷電流が積層複合材料５０を突き抜けて機体内部に侵入する可能性が否定できない。
また、図３(b)に示すようにプライマー層５３の表面に静電気が蓄積すると、沿面放電が発生して発火の原因となり得る。プライマー層５３への静電気の蓄積は、プライマー層５３に接する燃料の揺動によって生じる。すなわち、図４(a)に示すように燃料貯留空間の内面をプライマー層５３の表面で構成する場合、プライマー層５３に接する燃料５５が揺動してプライマー層５３と燃料５５とが逆極性に帯電し、プライマー層５３の表面に静電気が蓄積される。
さらに図４(b)に示すように、被雷時に導電層５２やＣＦＲＰ層５１を流れる雷電流により、絶縁性であるプライマー層５３を介して反対側に配置される導電性部材、例えば、燃料計５６等の金属部品に誘導電流が発生し、この誘導電流によりスパークが発生するおそれがある。
以上のような、静電気や誘導電流によって燃料貯留空間で放電が発生すれば、燃料が発火するおそれが高い。
特許文献１，２に記載されているようにプライマー層５３への静電気の蓄積を、図５に示すようにプライマーの塗布エリア５３ａと、非塗布エリア５３ｂとを設けることで防止する技術もある。
しかし、雷電流がＣＦＲＰ層５１を突き抜けて非塗布エリア５３ｂでスパークする可能性が否定できないとともに、プライマーの塗り分けのために塗装手数が増大する。
特許文献３には、内側に絶縁性の内膜を有する金属製の燃料タンク内に導電性の立体格子を設置し、この立体格子と燃料タンクとを電気的に接続することにより、静電気による発火を防止した技術が記載されている。特許文献３記載の技術では、立体格子の製作、設置が必要となる。
【０００６】
また、金属ファスナ５４は、雷電流が集中しやすく、機体内部への雷電流の侵入経路となり、ＣＦＲＰとの接触による電食がある点で好ましくない。金属ファスナからの雷電流の侵入を防ぐため、金属ファスナを絶縁体のキャップで覆ってシールすることも行われるが、キャップ脱落のおそれがあり、また製造コストも上がる。加えて、ＣＦＲＰと金属ファスナとの間にわずかな隙間が生じるとその隙間でスパークが発生するため、ＣＦＲＰと金属ファスナとの密着性を上げる必要があり、ファスナの寸法精度、組立精度ともに厳しいものとなる。
【０００７】
本発明は以上の従来技術における問題に鑑みてなされたものであって、耐雷性や、静電気拡散性が良好な航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造を提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
以上の課題を解決するための請求項１記載の発明は、導電性材料が複合された第１の繊維強化樹脂複合材料層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された導電層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記第１の繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成され、導電性材料が複合された第２の繊維強化樹脂複合材料層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料である。
【０００９】
請求項２記載の発明は、前記第１の繊維強化樹脂複合材料層及び前記第２の繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項１に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１０】
請求項３記載の発明は、導電性材料が複合された繊維強化樹脂複合材料層と、
前記繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成された導電層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１１】
請求項４記載の発明は、前記繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に高抵抗導電層が積層されてなる請求項３に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１２】
請求項５記載の発明は、前記繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項３又は請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１３】
請求項６記載の発明は、前記高抵抗導電層はカーボンナノチューブが混入されたプライマーからなる請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１４】
請求項７記載の発明は、請求項１から請求項６のうちいずれか一に記載の航空機の機体構造用積層複合材料を備え、前記導電層が機体外面に配置されてなる航空機の機体構造である。
【００１５】
請求項８記載の発明は、前記機体構造用積層複合材料の機体内側に配置される表面が燃料貯留空間の内面を形成する請求項７に記載の航空機の機体構造である。
【００１６】
請求項９記載の発明は、前記機体構造用積層複合材料と他の部材との締結に絶縁体ファスナが適用されてなる請求項７又は請求項８に記載の航空機の機体構造である。
【発明の効果】
【００１７】
本発明によれば、機体外面に適用される導電層によって被雷時に雷電流を拡散し、雷電流の集中を防ぐとともに、絶縁層によって雷電流が突き抜けて機体内部に侵入することを防ぐことができ耐雷性が向上するという効果がある。
また、内面側に発生する静電気の電荷を、導電性材料が複合された繊維強化樹脂複合材料層や、高抵抗導電層に導電させて逃がし、機体内面に静電気が蓄積されることを防ぐことができ静電気拡散性が向上するという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明の第１実施形態に係る航空機の機体構造を示す断面模式図である。
【図２】本発明の第２実施形態に係る航空機の機体構造用積層複合材料を示す積層状態斜視図(a)及び断面図(b)である。
【図３】従来の一般的なＣＦＲＰを主要材料とする機体構造の断面図である。
【図４】ＣＦＲＰを主要材料として燃料貯留空間を構成した場合の機体構造の断面図である。
【図５】プライマーを塗り分けしたＣＦＲＰを主要材料とする機体構造の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下に本発明の一実施形態につき図面を参照して説明する。以下は本発明の一実施形態であって本発明を限定するものではない。
【００２０】
〔第１実施形態〕
まず、本発明の第１実施形態につき、図１を参照して説明する。
図１に示すように本実施形態の航空機の機体構造は、積層複合材料１０を備えて構成される。
積層複合材料１０は、炭素繊維を強化繊維とする繊維強化樹脂複合材料層（ＣＦＲＰ層）１１、１２を、構造強度を担う主要部分とする。ＣＦＲＰ層１１，１２は強化繊維である炭素繊維が導電性材料であるため電気を通すが、樹脂と複合しているのでその抵抗値が各局所で異なった不均質抵抗材質である。
【００２１】
また、積層複合材料１０は第１のＣＦＲＰ層１１の一方の面に形成された導電層１３を有する。
導電層１３は積層複合材料１０の一表面を形成する。導電層１３は金属材料により導電性に構成されたものである。例えば、導電層１３としてメタルホイル、メタルメッシュ、メタルコートされた炭素繊維等の形態で実施する。金属材料としては銅、アルミニウム等を適用する。
【００２２】
また、積層複合材料１０は第１のＣＦＲＰ層１１の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された絶縁層１４を有する。第２のＣＦＲＰ層１２は、絶縁層１４の第１のＣＦＲＰ層１１に接する面と反対側の面に形成される。第２のＣＦＲＰ層１１は、導電層１３と逆側の一表面を形成する。
絶縁層１４は、第１のＣＦＲＰ層１１と第２のＣＦＲＰ層１２との間に介在し、第１のＣＦＲＰ層１１と第２のＣＦＲＰ層１２とを電気的に絶縁する。絶縁層１４は、例えばガラス繊維強化樹脂複合材料により構成される。
【００２３】
図１に示すように、導電層１３が機体外面に配置され、従って第２のＣＦＲＰ層１２が機体内面に配置されて本航空機の機体構造は構成される。
機体が被雷した時は、その雷電流は導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を流れる。比較的大きな被雷電流を問題なく流すために、第１のＣＦＲＰ層１１及び導電層１３からなる外側耐雷層は、積層複合材料１０の全板厚の８０〜９９％の層厚で設計され、そのうち第１のＣＦＲＰ層１１が大部分を占める。また、導電層１３は表面抵抗率が１×１０5〔Ω／□〕未満の導電性に設計される。抵抗率の計測方法は、ＡＳＴＭ Ｄ２５７に従う（以下同じ。）。
【００２４】
第２のＣＦＲＰ層１２は、機体内側に発生する静電気を導電させて逃がすための内側防帯電層である。第２のＣＦＲＰ層１２は、比較的ゆっくり蓄積される静電気を流すとともに、外側の雷電流による電磁界発生を抑制するために表面抵抗率が１×１０5〔Ω／□〕未満の導電性に設計される。第２のＣＦＲＰ層１２は、積層複合材料１０の全板厚の２０〜１％の層厚で設計される。
絶縁層１４は、表面抵抗率が１×１０12〔Ω／□〕以上の絶縁性に設計される。
【００２５】
図１に示すように、積層複合材料１０と機体内部の構造部材２０とが絶縁体ファスナ２１で締結されて機体構造が構成され、燃料５５の貯留空間が構成される。絶縁体ファスナ２１は、セラミック、シリコン合金等の絶縁性材料で構成される。
第２のＣＦＲＰ層１２が燃料貯留空間の内面を形成する。構造部材２０もＣＦＲＰで構成される。絶縁体ファスナ２１の内端は燃料５５の貯留空間に露出している。積層複合材料１０と構造部材２０との接合部分に燃料を封止するためのシーラント２２が配置されている。燃料５５をエンジンに供給するための燃料配管２３が構造部材２０を貫通して設けられている。第２のＣＦＲＰ層１２には導電体アタッチメント２４が接合している。導電体アタッチメント２４は、第２のＣＦＲＰ層１２に生じた静電気を集めるためのものである。導電体アタッチメント２４と燃料配管２３とが電気導線により接続される。
また、第１のＣＦＲＰ層１１が、電気導線を介して接地される。本航空機のカレントリターンネットワークが接地点とされる。導電体アタッチメント２４及び燃料配管２３は、高抵抗２５を介して接地される。
【００２６】
導電体アタッチメント２４の第２のＣＦＲＰ層１２への接合は、絶縁体ファスナを用いて行ってもよい。絶縁体ファスナを用いない方法としては、積層複合材料１０の成形時に第２のＣＦＲＰ層１２に導電体アタッチメント２４を当てて置き、硬化していく成形樹脂によって第２のＣＦＲＰ層１２に接合する方法や、積層複合材料１０の成形後において接着する方法が適用できる。なお、積層複合材料１０と構造部材２０との接合についても、同様に絶縁体ファスナを用いない方法を採ってもよい。
【００２７】
以上のように本航空機の機体構造が構成されるので、図１に示すように被雷時の雷電流
は、導電層１３によって拡散されるとともに、導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を導電してカレントリターンネットワークに逃がされる。絶縁層１４によって雷電流が突き抜けて機体内部に侵入することが防がれる。また、絶縁体ファスナ２１を介して雷電流が機体内部に侵入することがない。さらに、導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を通る雷電流が絶縁体ファスナ２１に集中することも無い。
また、導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を流れる雷電流によって絶縁層１４の内側で生じる誘導電流を第２のＣＦＲＰ層１２で流し、機体内部への電磁的影響を遮蔽することができる（電磁シールド効果）。
本航空機の機体構造は、以上のような耐雷機能を有している。
【００２８】
一方、燃料５５の揺動によって生じた静電気（図１において負電荷）を、第２のＣＦＲＰ層１２から導電体アタッチメント２４に集める一方、燃料５５に生じた逆極性の静電気（図１において正電荷）を燃料配管２３を介して集めて、この両者を再結合さて静電気を減少させることができる。
以上により本航空機の機体構造は、雷及び静電気による被害を防止する。
なお、第２のＣＦＲＰ層１２の部分、すなわち、内側防帯電層をＣＦＲＰ又は他の材料により表面抵抗率が１×１０5〔Ω／□〕以上１×１０12〔Ω／□〕未満の静電気拡散性を有した材質で構成してもよい。この場合、帯電電荷を流すことはできるが電磁シールド効果を発揮しなくなる。
【００２９】
〔第２実施形態〕
次に、本発明の第２実施形態につき、図２を参照して説明する。
図２に示す本実施形態の航空機の機体構造用積層複合材料３０は、炭素繊維を強化繊維とする繊維強化樹脂複合材料層（ＣＦＲＰ層）３１を、構造強度を担う主要部分とする。
また、積層複合材料３０はＣＦＲＰ層３１の一方の面に形成された絶縁層３２を有する。
また、積層複合材料３０は絶縁層３２のＣＦＲＰ層３１に接する面と反対側の面に形成された導電層３３を有する。
さらに、積層複合材料３０はＣＦＲＰ層３１の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された高抵抗導電層３４を有する。
ＣＦＲＰ層３１を上記第１実施形態のＣＦＲＰ層１１と同様の材質とする。絶縁層３２を上記第１実施形態の絶縁層１４と同様の材質とする。導電層３３は上記第１実施形態の導電層１３と同様の材質とする。
高抵抗導電層３４は、カーボンナノチューブが混入されたプライマーであり、ＣＦＲＰ層３１に塗布されて形成される。
【００３０】
本積層複合材料３０を用いて航空機の機体構造を構成する場合は、導電層３３を機体外面に配置し、高抵抗導電層３４を機体内面に配置し、導電層３３を接地する。
導電層３３を上記第１実施形態の導電層１３と同様に耐雷層として機能させ、絶縁層３２を、上記第１実施形態の絶縁層１４と同様に、雷電流が突き抜けて機体内部に侵入することを防ぐ防護層として機能させる。
高抵抗導電層３４を、上記第１実施形態の第２のＣＦＲＰ層１２と同様に、機体内側の静電気を逃がす内側防帯電層、及び電磁シールド層として機能させる。
図２(b)に示しように、被雷時に雷電流が導電層３３を流れても、絶縁層３２を介した逆側での誘導電流は高抵抗導電層３４で導電し、機体内部への電磁的影響及びＣＦＲＰ層３１での高電界の発生を軽減することができる。
以上により航空機の機体構造への雷及び静電気による被害を防止する。
【符号の説明】
【００３１】
１０ 航空機の機体構造用積層複合材料
１１ 第１のＣＦＲＰ層
１２ 第２のＣＦＲＰ層
１３ 導電層
１４ 絶縁層
３０ 航空機の機体構造用積層複合材料
３１ ＣＦＲＰ層
３２ 絶縁層
３３ 導電層
３４ 高抵抗導電層
５５ 燃料
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、航空機の機体構造はアルミ合金製が一般的であったが、機体軽量化・メンテナンス低減等の要請により、炭素繊維を強化繊維とする繊維強化樹脂複合材料（ＣＦＲＰ）を主とした構造に置き換わりつつある。
【０００３】
ＣＦＲＰを主要材料とする機体構造としては図３に示す構造が一般的である。
図３に示す積層複合材料５０は、ＣＦＲＰ層５１と、ＣＦＲＰ層５１の一表面上に形成された導電層５２と、その反対面に塗布された絶縁性のプライマー層５３とからなる。導電層５２が機体外面に配置され、被雷した雷電流を拡散することにより、局所的集中による熱破壊やスパークの発生を防止する耐雷層として機能する。スパークは発火の原因ともなり得るのでこれを防がなければならない。導電層５２は金属箔等で構成される。積層複合材料５０と他の部材との接合には金属ファスナ５４が用いられる。
特許文献１，２記載の構造にあっては、プライマーの塗布エリアと、非塗布エリアとを設ける。
特許文献３記載の構造にあっては、内側に絶縁性の内膜を有する金属製の燃料タンク内に導電性の立体格子を設置し、この立体格子と燃料タンクとを電気的に接続する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開２００８／０３０８６７８号明細書
【特許文献２】米国特許出願公開２００９／０１０２４８６号明細書
【特許文献３】特開平７−２５７４９３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、以上の従来技術にあってもさらに次のような問題があった。
図３に示した従来の機体構造においては、被雷時に雷電流が積層複合材料５０を突き抜けて機体内部に侵入する可能性が否定できない。
また、図３(b)に示すようにプライマー層５３の表面に静電気が蓄積すると、沿面放電が発生して発火の原因となり得る。プライマー層５３への静電気の蓄積は、プライマー層５３に接する燃料の揺動によって生じる。すなわち、図４(a)に示すように燃料貯留空間の内面をプライマー層５３の表面で構成する場合、プライマー層５３に接する燃料５５が揺動してプライマー層５３と燃料５５とが逆極性に帯電し、プライマー層５３の表面に静電気が蓄積される。
さらに図４(b)に示すように、被雷時に導電層５２やＣＦＲＰ層５１を流れる雷電流により、絶縁性であるプライマー層５３を介して反対側に配置される導電性部材、例えば、燃料計５６等の金属部品に誘導電流が発生し、この誘導電流によりスパークが発生するおそれがある。
以上のような、静電気や誘導電流によって燃料貯留空間で放電が発生すれば、燃料が発火するおそれが高い。
特許文献１，２に記載されているようにプライマー層５３への静電気の蓄積を、図５に示すようにプライマーの塗布エリア５３ａと、非塗布エリア５３ｂとを設けることで防止する技術もある。
しかし、雷電流がＣＦＲＰ層５１を突き抜けて非塗布エリア５３ｂでスパークする可能性が否定できないとともに、プライマーの塗り分けのために塗装手数が増大する。
特許文献３には、内側に絶縁性の内膜を有する金属製の燃料タンク内に導電性の立体格子を設置し、この立体格子と燃料タンクとを電気的に接続することにより、静電気による発火を防止した技術が記載されている。特許文献３記載の技術では、立体格子の製作、設置が必要となる。
【０００６】
また、金属ファスナ５４は、雷電流が集中しやすく、機体内部への雷電流の侵入経路となり、ＣＦＲＰとの接触による電食がある点で好ましくない。金属ファスナからの雷電流の侵入を防ぐため、金属ファスナを絶縁体のキャップで覆ってシールすることも行われるが、キャップ脱落のおそれがあり、また製造コストも上がる。加えて、ＣＦＲＰと金属ファスナとの間にわずかな隙間が生じるとその隙間でスパークが発生するため、ＣＦＲＰと金属ファスナとの密着性を上げる必要があり、ファスナの寸法精度、組立精度ともに厳しいものとなる。
【０００７】
本発明は以上の従来技術における問題に鑑みてなされたものであって、耐雷性や、静電気拡散性が良好な航空機の機体構造用積層複合材料及び航空機の機体構造を提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
以上の課題を解決するための請求項１記載の発明は、導電性材料が複合された第１の繊維強化樹脂複合材料層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された導電層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記第１の繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成され、導電性材料が複合された第２の繊維強化樹脂複合材料層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料である。
【０００９】
請求項２記載の発明は、前記第１の繊維強化樹脂複合材料層及び前記第２の繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項１に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１０】
請求項３記載の発明は、導電性材料が複合された繊維強化樹脂複合材料層と、
前記繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成された導電層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１１】
請求項４記載の発明は、前記繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に高抵抗導電層が積層されてなる請求項３に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１２】
請求項５記載の発明は、前記繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項３又は請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１３】
請求項６記載の発明は、前記高抵抗導電層はカーボンナノチューブが混入されたプライマーからなる請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料である。
【００１４】
請求項７記載の発明は、請求項１から請求項６のうちいずれか一に記載の航空機の機体構造用積層複合材料を備え、前記導電層が機体外面に配置されてなる航空機の機体構造である。
【００１５】
請求項８記載の発明は、前記機体構造用積層複合材料の機体内側に配置される表面が燃料貯留空間の内面を形成する請求項７に記載の航空機の機体構造である。
【００１６】
請求項９記載の発明は、前記機体構造用積層複合材料と他の部材との締結に絶縁体ファスナが適用されてなる請求項７又は請求項８に記載の航空機の機体構造である。
【発明の効果】
【００１７】
本発明によれば、機体外面に適用される導電層によって被雷時に雷電流を拡散し、雷電流の集中を防ぐとともに、絶縁層によって雷電流が突き抜けて機体内部に侵入することを防ぐことができ耐雷性が向上するという効果がある。
また、内面側に発生する静電気の電荷を、導電性材料が複合された繊維強化樹脂複合材料層や、高抵抗導電層に導電させて逃がし、機体内面に静電気が蓄積されることを防ぐことができ静電気拡散性が向上するという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明の第１実施形態に係る航空機の機体構造を示す断面模式図である。
【図２】本発明の第２実施形態に係る航空機の機体構造用積層複合材料を示す積層状態斜視図(a)及び断面図(b)である。
【図３】従来の一般的なＣＦＲＰを主要材料とする機体構造の断面図である。
【図４】ＣＦＲＰを主要材料として燃料貯留空間を構成した場合の機体構造の断面図である。
【図５】プライマーを塗り分けしたＣＦＲＰを主要材料とする機体構造の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下に本発明の一実施形態につき図面を参照して説明する。以下は本発明の一実施形態であって本発明を限定するものではない。
【００２０】
〔第１実施形態〕
まず、本発明の第１実施形態につき、図１を参照して説明する。
図１に示すように本実施形態の航空機の機体構造は、積層複合材料１０を備えて構成される。
積層複合材料１０は、炭素繊維を強化繊維とする繊維強化樹脂複合材料層（ＣＦＲＰ層）１１、１２を、構造強度を担う主要部分とする。ＣＦＲＰ層１１，１２は強化繊維である炭素繊維が導電性材料であるため電気を通すが、樹脂と複合しているのでその抵抗値が各局所で異なった不均質抵抗材質である。
【００２１】
また、積層複合材料１０は第１のＣＦＲＰ層１１の一方の面に形成された導電層１３を有する。
導電層１３は積層複合材料１０の一表面を形成する。導電層１３は金属材料により導電性に構成されたものである。例えば、導電層１３としてメタルホイル、メタルメッシュ、メタルコートされた炭素繊維等の形態で実施する。金属材料としては銅、アルミニウム等を適用する。
【００２２】
また、積層複合材料１０は第１のＣＦＲＰ層１１の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された絶縁層１４を有する。第２のＣＦＲＰ層１２は、絶縁層１４の第１のＣＦＲＰ層１１に接する面と反対側の面に形成される。第２のＣＦＲＰ層１１は、導電層１３と逆側の一表面を形成する。
絶縁層１４は、第１のＣＦＲＰ層１１と第２のＣＦＲＰ層１２との間に介在し、第１のＣＦＲＰ層１１と第２のＣＦＲＰ層１２とを電気的に絶縁する。絶縁層１４は、例えばガラス繊維強化樹脂複合材料により構成される。
【００２３】
図１に示すように、導電層１３が機体外面に配置され、従って第２のＣＦＲＰ層１２が機体内面に配置されて本航空機の機体構造は構成される。
機体が被雷した時は、その雷電流は導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を流れる。比較的大きな被雷電流を問題なく流すために、第１のＣＦＲＰ層１１及び導電層１３からなる外側耐雷層は、積層複合材料１０の全板厚の８０〜９９％の層厚で設計され、そのうち第１のＣＦＲＰ層１１が大部分を占める。また、導電層１３は表面抵抗率が１×１０5〔Ω／□〕未満の導電性に設計される。抵抗率の計測方法は、ＡＳＴＭ Ｄ２５７に従う（以下同じ。）。
【００２４】
第２のＣＦＲＰ層１２は、機体内側に発生する静電気を導電させて逃がすための内側防帯電層である。第２のＣＦＲＰ層１２は、比較的ゆっくり蓄積される静電気を流すとともに、外側の雷電流による電磁界発生を抑制するために表面抵抗率が１×１０5〔Ω／□〕未満の導電性に設計される。第２のＣＦＲＰ層１２は、積層複合材料１０の全板厚の２０〜１％の層厚で設計される。
絶縁層１４は、表面抵抗率が１×１０12〔Ω／□〕以上の絶縁性に設計される。
【００２５】
図１に示すように、積層複合材料１０と機体内部の構造部材２０とが絶縁体ファスナ２１で締結されて機体構造が構成され、燃料５５の貯留空間が構成される。絶縁体ファスナ２１は、セラミック、シリコン合金等の絶縁性材料で構成される。
第２のＣＦＲＰ層１２が燃料貯留空間の内面を形成する。構造部材２０もＣＦＲＰで構成される。絶縁体ファスナ２１の内端は燃料５５の貯留空間に露出している。積層複合材料１０と構造部材２０との接合部分に燃料を封止するためのシーラント２２が配置されている。燃料５５をエンジンに供給するための燃料配管２３が構造部材２０を貫通して設けられている。第２のＣＦＲＰ層１２には導電体アタッチメント２４が接合している。導電体アタッチメント２４は、第２のＣＦＲＰ層１２に生じた静電気を集めるためのものである。導電体アタッチメント２４と燃料配管２３とが電気導線により接続される。
また、第１のＣＦＲＰ層１１が、電気導線を介して接地される。本航空機のカレントリターンネットワークが接地点とされる。導電体アタッチメント２４及び燃料配管２３は、高抵抗２５を介して接地される。
【００２６】
導電体アタッチメント２４の第２のＣＦＲＰ層１２への接合は、絶縁体ファスナを用いて行ってもよい。絶縁体ファスナを用いない方法としては、積層複合材料１０の成形時に第２のＣＦＲＰ層１２に導電体アタッチメント２４を当てて置き、硬化していく成形樹脂によって第２のＣＦＲＰ層１２に接合する方法や、積層複合材料１０の成形後において接着する方法が適用できる。なお、積層複合材料１０と構造部材２０との接合についても、同様に絶縁体ファスナを用いない方法を採ってもよい。
【００２７】
以上のように本航空機の機体構造が構成されるので、図１に示すように被雷時の雷電流
は、導電層１３によって拡散されるとともに、導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を導電してカレントリターンネットワークに逃がされる。絶縁層１４によって雷電流が突き抜けて機体内部に侵入することが防がれる。また、絶縁体ファスナ２１を介して雷電流が機体内部に侵入することがない。さらに、導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を通る雷電流が絶縁体ファスナ２１に集中することも無い。
また、導電層１３及び第１のＣＦＲＰ層１１を流れる雷電流によって絶縁層１４の内側で生じる誘導電流を第２のＣＦＲＰ層１２で流し、機体内部への電磁的影響を遮蔽することができる（電磁シールド効果）。
本航空機の機体構造は、以上のような耐雷機能を有している。
【００２８】
一方、燃料５５の揺動によって生じた静電気（図１において負電荷）を、第２のＣＦＲＰ層１２から導電体アタッチメント２４に集める一方、燃料５５に生じた逆極性の静電気（図１において正電荷）を燃料配管２３を介して集めて、この両者を再結合さて静電気を減少させることができる。
以上により本航空機の機体構造は、雷及び静電気による被害を防止する。
なお、第２のＣＦＲＰ層１２の部分、すなわち、内側防帯電層をＣＦＲＰ又は他の材料により表面抵抗率が１×１０5〔Ω／□〕以上１×１０12〔Ω／□〕未満の静電気拡散性を有した材質で構成してもよい。この場合、帯電電荷を流すことはできるが電磁シールド効果を発揮しなくなる。
【００２９】
〔第２実施形態〕
次に、本発明の第２実施形態につき、図２を参照して説明する。
図２に示す本実施形態の航空機の機体構造用積層複合材料３０は、炭素繊維を強化繊維とする繊維強化樹脂複合材料層（ＣＦＲＰ層）３１を、構造強度を担う主要部分とする。
また、積層複合材料３０はＣＦＲＰ層３１の一方の面に形成された絶縁層３２を有する。
また、積層複合材料３０は絶縁層３２のＣＦＲＰ層３１に接する面と反対側の面に形成された導電層３３を有する。
さらに、積層複合材料３０はＣＦＲＰ層３１の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された高抵抗導電層３４を有する。
ＣＦＲＰ層３１を上記第１実施形態のＣＦＲＰ層１１と同様の材質とする。絶縁層３２を上記第１実施形態の絶縁層１４と同様の材質とする。導電層３３は上記第１実施形態の導電層１３と同様の材質とする。
高抵抗導電層３４は、カーボンナノチューブが混入されたプライマーであり、ＣＦＲＰ層３１に塗布されて形成される。
【００３０】
本積層複合材料３０を用いて航空機の機体構造を構成する場合は、導電層３３を機体外面に配置し、高抵抗導電層３４を機体内面に配置し、導電層３３を接地する。
導電層３３を上記第１実施形態の導電層１３と同様に耐雷層として機能させ、絶縁層３２を、上記第１実施形態の絶縁層１４と同様に、雷電流が突き抜けて機体内部に侵入することを防ぐ防護層として機能させる。
高抵抗導電層３４を、上記第１実施形態の第２のＣＦＲＰ層１２と同様に、機体内側の静電気を逃がす内側防帯電層、及び電磁シールド層として機能させる。
図２(b)に示しように、被雷時に雷電流が導電層３３を流れても、絶縁層３２を介した逆側での誘導電流は高抵抗導電層３４で導電し、機体内部への電磁的影響及びＣＦＲＰ層３１での高電界の発生を軽減することができる。
以上により航空機の機体構造への雷及び静電気による被害を防止する。
【符号の説明】
【００３１】
１０ 航空機の機体構造用積層複合材料
１１ 第１のＣＦＲＰ層
１２ 第２のＣＦＲＰ層
１３ 導電層
１４ 絶縁層
３０ 航空機の機体構造用積層複合材料
３１ ＣＦＲＰ層
３２ 絶縁層
３３ 導電層
３４ 高抵抗導電層
５５ 燃料
【特許請求の範囲】
【請求項１】
導電性材料が複合された第１の繊維強化樹脂複合材料層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された導電層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記第１の繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成され、導電性材料が複合された第２の繊維強化樹脂複合材料層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項２】
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層及び前記第２の繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項１に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項３】
導電性材料が複合された繊維強化樹脂複合材料層と、
前記繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成された導電層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項４】
前記繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に高抵抗導電層が積層されてなる請求項３に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項５】
前記繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項３又は請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項６】
前記高抵抗導電層はカーボンナノチューブが混入されたプライマーからなる請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項７】
請求項１から請求項６のうちいずれか一に記載の航空機の機体構造用積層複合材料を備え、前記導電層が機体外面に配置されてなる航空機の機体構造。
【請求項８】
前記機体構造用積層複合材料の機体内側に配置される表面が燃料貯留空間の内面を形成する請求項７に記載の航空機の機体構造。
【請求項９】
前記機体構造用積層複合材料と他の部材との締結に絶縁体ファスナが適用されてなる請求項７又は請求項８に記載の航空機の機体構造。
【請求項１】
導電性材料が複合された第１の繊維強化樹脂複合材料層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された導電層と、
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記第１の繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成され、導電性材料が複合された第２の繊維強化樹脂複合材料層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項２】
前記第１の繊維強化樹脂複合材料層及び前記第２の繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項１に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項３】
導電性材料が複合された繊維強化樹脂複合材料層と、
前記繊維強化樹脂複合材料層の一方の面に形成された絶縁層と、
前記絶縁層の前記繊維強化樹脂複合材料層に接する面と反対側の面に形成された導電層と、が積層されてなる航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項４】
前記繊維強化樹脂複合材料層の前記一方の面と逆側となる他方の面に高抵抗導電層が積層されてなる請求項３に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項５】
前記繊維強化樹脂複合材料層は、強化繊維である炭素繊維を前記導電性材料とする請求項３又は請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項６】
前記高抵抗導電層はカーボンナノチューブが混入されたプライマーからなる請求項４に記載の航空機の機体構造用積層複合材料。
【請求項７】
請求項１から請求項６のうちいずれか一に記載の航空機の機体構造用積層複合材料を備え、前記導電層が機体外面に配置されてなる航空機の機体構造。
【請求項８】
前記機体構造用積層複合材料の機体内側に配置される表面が燃料貯留空間の内面を形成する請求項７に記載の航空機の機体構造。
【請求項９】
前記機体構造用積層複合材料と他の部材との締結に絶縁体ファスナが適用されてなる請求項７又は請求項８に記載の航空機の機体構造。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２０１２−６５２８（Ｐ２０１２−６５２８Ａ）
【公開日】平成２４年１月１２日（２０１２．１．１２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−１４５７６８（Ｐ２０１０−１４５７６８）
【出願日】平成２２年６月２８日（２０１０．６．２８）
【出願人】（０００００５３４８）富士重工業株式会社 (3,010)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２４年１月１２日（２０１２．１．１２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年６月２８日（２０１０．６．２８）
【出願人】（０００００５３４８）富士重工業株式会社 (3,010)
【Ｆターム（参考）】
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