航空機の複合材製構造体の製造方法及びその構造体
【課題】航空機用の複合材製構造体に含まれる導電性部材に起因する、航空機の無駄な重量増加をなくす。
【解決手段】構造体を製造する方法は、複合材からなる基材１０の表面に少なくとも１の導電性部材３を取り付け、導電性部材３の一部又は全部に通電して発熱させることによって、成形及び／又は組立を行う工程（Ｐ２、Ｐ３）を行い、それらの工程によって形作られた構造体に含まれる導電性部材３の一部又は全部を、航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部材とする。
【解決手段】構造体を製造する方法は、複合材からなる基材１０の表面に少なくとも１の導電性部材３を取り付け、導電性部材３の一部又は全部に通電して発熱させることによって、成形及び／又は組立を行う工程（Ｐ２、Ｐ３）を行い、それらの工程によって形作られた構造体に含まれる導電性部材３の一部又は全部を、航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部材とする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の一部を構成する複合材製の構造体を製造する方法及び、その複合材製構造体に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機における、例えば主翼等の前縁部には、その飛行中に氷が付着することがある。そうした着氷は航空機の空力特性を損なうことにもなるため、それの対策として、航空機を構成する構造体において着氷しそうな部分の例えば外表面に、電気ヒータやエンジンからの排熱を利用した熱源を取り付けることが従来から知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
また、特許文献１にも開示されているように、近年、航空機の構造体の材料として複合材が用いられているが、こうした複合材製構造体、特に翼前縁のような落雷を受けやすい部位に対しては、落雷による損傷を防ぐべく、耐雷機能を設ける必要がある。こうした耐雷機能の一例として、例えば特許文献２には、複合材製構造体の外表面に金属メッシュを配置した構造が開示されている。
【特許文献１】特表２００１−５１７５８３号公報
【特許文献２】特開２００６−２１９０７８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで、例えば熱可塑性複合材により、航空機の構造体を製造する際には、複合材の表面に金属メッシュや金属箔等の導電性部材を取り付けると共に、その導電体に通電することにより発生する熱で、組立をしたり（一例として複合材同士を接合）、成形をしたり（一例として複合材を軟化させて曲げ加工等）する場合がある。
【０００５】
このような方法を採用して複合材によって構造体を製造しようとしたときには、複合材を加熱するための導電性部材が必要になるものの、こうした導電性部材が、構造体の完成後に取り除くことができずにそれの内部等にそのまま残ってしまう場合がある。その場合、製品時においては不要な部材が、構造体に含まれることになってしまう。これは、航空機の機体重量を、無駄に増加させることを意味する。
【０００６】
また、例えば熱硬化性複合材により航空機の構造体を製造する過程において、部品製作のために基材を加熱して硬化させる際や、硬化させた部品を接合する方法としての接着フィルムによる２次接着の際には、オートクレーブ又はオーブンを使用している。尚、熱可塑性複合材による部品の製作においても、オートクレーブ等が使用される場合がある。こうしたオートクレーブやオーブンは設備として高価であるため、このような高価な設備を使用しない、複合材製構造体の製造方法が望まれている。
【０００７】
本発明は、かかる点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、航空機用の複合材製構造体に含まれる導電性部材に起因する、航空機の無駄な重量増加をなくすことにあり、さらには必要となる製造設備のコストを低減することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の一側面によると、製造方法は、航空機の一部を構成する複合材製構造体を製造する方法であり、この製造方法は、前記複合材からなる基材の表面に少なくとも１の導電性部材を取り付け、前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって成形を行う工程と、前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって組立を行う工程と、の少なくとも一方を行うと共に、前記の工程によって形作られた構造体に含まれる導電性部材を、前記航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部材とする。
【０００９】
この構成によると、先ず製造時においては、複合材からなる基材の表面に取り付けた導電性部材に通電することによって熱を発生させ、その熱で基材を加熱する。それによって成形及び／又は組立を行い、構造体を形作る。
【００１０】
そうして形作った構造体に含まれる導電性部材は、航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための構造部材とする。つまり、耐雷用の導電体、防除氷用の熱源、及び／又は、電磁干渉シールド用の導電体を、製造時においては熱源として利用する。
【００１１】
このように、前記構造体における前記導電性部材の一部又は全部を、製造用の熱源として使用することにより、製品としては不要であるが、取り除くことができなかった導電性部材は省略されることになり、機体重量の軽量化が図られる。
【００１２】
また、前記導電性部材を熱源として用いることにより、オートクレーブやオーブン等の高価な設備を使用することなく、構造体を製造することが可能である。
【００１３】
前記複合材を熱可塑性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって熱可塑性樹脂を溶融させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接合する、としてもよい。
【００１４】
また、前記複合材を熱可塑性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって前記基材を軟化させて変形させる（例えば曲げ変形等）、としてもよい。
【００１５】
さらに、前記複合材を熱硬化性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって接着フィルムを硬化させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接着する、としてもよい。
【００１６】
加えて、前記複合材を熱硬化性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって前記基材を硬化させる、としてもよい。
【００１７】
さらに、前記複合材を熱硬化性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって熱硬化性樹脂を硬化させることで、前記基材同士又は基材と前記導電性部材とを互いに接着する、としてもよい。
【００１８】
特に熱硬化性複合材を用いた複合材製構造体の製造においては、導電性部材に通電して発熱させることによって、基材を硬化させたり、接着フィルムを加熱硬化させたりすることができるため、オートクレーブやオーブン等の高価な設備を使用することがなくなる。
【００１９】
本発明の他の側面によると、航空機の一部を構成する複合材製構造体は、前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、前記導電体部は、前記航空機における耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部分であると共に、その製造時には、成形及び組立の少なくとも一方のために前記複合材部を加熱する発熱体として機能する。
【００２０】
本発明のさらに別の側面によると、航空機の一部を構成する複合材製構造体は、前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、前記導電体部は、前記航空機における耐雷の機能、防除氷の機能、電磁干渉シールドの機能、製造時における成形のための発熱体としての機能、及び組立のための発熱体としての機能、の内の少なくとも２の機能を得るための部分である。つまり、導電体部を少なくとも２の機能を兼用するようにすることで、その分、機体重量の軽減が図られる。
【発明の効果】
【００２１】
以上説明したように、本発明によると、航空機の複合材製構造体に含まれる導電性部材を、少なくとも２の機能を得るための部分とする。一例として、完成した航空機においては耐雷用の導電体、防除氷用の熱源、及び／又は、電磁干渉シールドとなる導電性部材を、その製造時には熱源として用いることによって、構造体に含まれる導電性の部材の総数が減少し、航空機の機体重量を軽減することができると共に、その製造コストの低減化も図ることができる。また、高価な製造設備を必要とせず、製造設備のコストを低減することもできる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。尚、以下の好ましい実施形態の説明は、本質的に例示に過ぎず、本発明、その適用物或いはその用途を制限することを意図するものではない。
【００２３】
（実施形態１）
図１は、本発明の実施形態１に係る航空機の構造体Ａを示している。この構造体Ａは、この実施形態では翼の前縁部分を構成する構造体Ａとされている。但し、本発明に係る構造体Ａは、これに限るものではない。尚、図１においては、理解容易のために、前記構造体Ａの断面における各層の厚みを、実際とは異ならせて描いている。
【００２４】
この構造体Ａは、図２に示すように、その断面が略Ｕ字状に湾曲すると共に、翼のスパン方向に延びる外板１と、その外板１の内面に対し、スパン方向に所定間隔を開けて接合される複数のリブ２と、を含んでいる。尚、図示は省略するが、外板１の内面には、ビードを形成してもよい。
【００２５】
各リブ２は、外板１の内面に沿うように湾曲した弓状のウエブ２１と、そのウエブ２１の外縁から横方向に突出すると共に、外板１の内面に当接してそこに接合される接合面（外向きの面）を有するフランジ２２と、を備え、横断面が略Ｌ字状に構成されている。
【００２６】
この構造体Ａを構成する外板１と各リブ２とは、本実施形態では熱可塑性複合材からなる。
【００２７】
そうして、図１に示すように、外板１の外表面には、その全面に亘って、例えば銅やアルミニウム等からなる金属メッシュ３が貼り付けられており、この金属メッシュ３は、完成した航空機においては、翼の表面に配置された耐雷用の導電体として機能するメッシュである。
【００２８】
次に、図２を参照しながら、前記構造体Ａの製造手順について説明する。先ず、熱可塑性複合材からなる、板状に成形された基材１０を用意し、これの表面に金属メッシュ３を取り付ける。後述するように、基材１０と金属メッシュ３とは、後の工程において互いに固定することが可能であるため、この金属メッシュ３の取り付けは、例えば仮止め程度にしておいてもよい。また、例えば接着剤等により固定するようにしてもよい（図２の工程Ｐ１参照）。
【００２９】
次に、金属メッシュ３に通電することによりこの金属メッシュ３を発熱させる。これによって基材１０が加熱され、その基材１０に含まれる熱可塑性樹脂が軟化乃至溶融する。この熱可塑性樹脂の溶融によって、金属メッシュ３を基材１０の表面に固定すればよい。また、熱可塑性樹脂の軟化によって基材１０を変形させることが可能になるため、例えばプレス加工によって基材１０を曲げて、前述した外板１の形状となるように成形する（図２の工程Ｐ２参照）。
【００３０】
そうして、図示を省略する別途の工程によって所定の弓状に成形した、熱可塑性複合材製のリブ２を用意し、それを前記外板１に対し接合する。具体的には、前記の金属メッシュ３に通電することで前記外板１を加熱しながら、外板１における所定の取付位置にリブ２を押し付けることで、リブ２のフランジ２２における接合面と外板１の内面とを互いに接合させる（図２の工程Ｐ３参照）。
【００３１】
そうして、外板１と複数のリブ２とを含む構造体Ａが完成することになるが、この製造過程において、基材１０の加熱に用いた金属メッシュ３は、外板１の外表面に貼り付けられた状態のままである。この金属メッシュ３は、前記構造体Ａが航空機の翼を構成するように組み付けられた後に、耐雷用の導電体として機能させるべく必要な処理が行われることになる。
【００３２】
このように、耐雷用の導電体として用いる金属メッシュ３を、製造時においては成形及び組立用の熱源として用いることで、製造用熱源を別途取り付ける必要がなくなり、構造体Ａに含まれる熱源としての導電部材の点数が、その分削減されて機体重量を軽減することができる。また前記製造時における熱源としての導電体取付工程を省略することができるため、部材点数の低減と相俟って、製造コストの低減化を図ることができる。
【００３３】
（実施形態２）
図３は、本発明の実施形態２に係る航空機の構造体Ｂ（翼の前縁部分）を示している。この構造体Ｂにおいて、図１に示す構造体Ａと異なる点は、リブ２のフランジ２２と、外板１の内面との間に、金属メッシュ４が介設されている点である。この金属メッシュ４は、航空機における防除氷用の熱源として機能する。
【００３４】
この実施形態２に係る構造体Ｂを製造するときには、図２に示す製造手順における工程Ｐ３で、各リブ２のフランジ２２における接合面に金属メッシュ４を取り付けると共に、この金属メッシュ４に通電することで、フランジ２２を加熱しながら、このリブ２を外板１における所定の取付位置に押し付けることで、リブ２と外板１とを接合させるようにすればよい。この場合、外板１に貼り付けている金属メッシュ３には通電をしてもよいし、しなくてもよい。尚、工程Ｐ１及びＰ２は、前記と同様とすればよい。
【００３５】
そうして、外板１と複数のリブ２とを含む構造体Ｂが完成することになる。この製造過程において、接合のための熱源として用いた金属メッシュ４は、前記構造体Ｂが航空機の翼を構成するように組み付けられた後に、防除氷用の熱源として機能する。そのために必要な処理が適宜行われることになる。
【００３６】
従ってこの構成では、耐雷用の導電体として用いる金属メッシュ３を、製造時に熱源として用いることに加えて、防除氷用の熱源として用いる金属メッシュ４も、製造時に熱源として用いることで、構造体Ｂに含まれる導電部材の点数が、その分削減されて機体重量を軽減することができる。また前記導電体及び熱源の取付工程を省略することができるため、部材点数の低減と相俟って、製造コストの低減化を図ることができる。
【００３７】
尚、図示は省略するが、実施形態２においては、金属メッシュ３を省略するようにしてもよい。
【００３８】
（他の実施形態）
尚、前記実施形態においては、製造時における熱源として用いる導電性部材を金属メッシュとしているが、これは導電性部材であればよく、例えば金属箔としてもよい。
【００３９】
また、実施形態１，２における外板１の表面に貼り付けた金属メッシュ３を、耐雷用として機能させるのではなく、防除氷用の熱源として用いるようにしてもよいし、これを例えば電磁干渉シールドとして用いるようにしてもよい。また、実施形態２におけるリブ２のフランジ２２と外板１との間に介設させた金属メッシュ４を、防除氷用の熱源として機能させるのではなく、他の用途に用いてもよい。つまり、製造後における金属メッシュ３，４の機能は、特定の機能に限定されるものではない。
【００４０】
また、外板１の表面に貼り付けた金属メッシュ３を、例えば耐雷用の導電体及び電磁干渉シールドといった、２つ又はそれ以上の機能を得るために用いるようにしてもよい。
【００４１】
また、前記実施形態においては、複合材を熱可塑性複合材としているが、これを熱硬化性複合材としてもよい。この場合、金属メッシュは、基材を所定の形状に成形（硬化）する際の加熱用として使用しても良いし、成形した基材を２次接着により組み立てる際の、接着フィルムの硬化用の熱源として使用してもよい。さらに、未硬化の基材同士や、基材と金属メッシュとを互いに接着・硬化させる際の熱源として使用してもよい。
【産業上の利用可能性】
【００４２】
以上説明したように、本発明は、製品において必要とされる機能を備えた導電性部材を、製造時においても有効に利用することや、従来、別々に設置されていたシステムを１つのシステムで兼用することにより、機体重量の軽減、製造コストの低減化を図ることができるから、航空機の一部を構成する構造体及びそれを製造する方法として有用である。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】実施形態１に係る航空機の構造体の断面図（図２のＩ−Ｉ断面図）である。
【図２】前記構造体の製造手順を示す図である。
【図３】実施形態２に係る航空機の構造体の断面図（図１対応図）である。
【符号の説明】
【００４４】
１ 外板（複合材部）
１０ 基材
２ リブ（複合材部）
３，４ 金属メッシュ（導電性部材、導電体部）
Ａ，Ｂ 構造体
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の一部を構成する複合材製の構造体を製造する方法及び、その複合材製構造体に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機における、例えば主翼等の前縁部には、その飛行中に氷が付着することがある。そうした着氷は航空機の空力特性を損なうことにもなるため、それの対策として、航空機を構成する構造体において着氷しそうな部分の例えば外表面に、電気ヒータやエンジンからの排熱を利用した熱源を取り付けることが従来から知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
また、特許文献１にも開示されているように、近年、航空機の構造体の材料として複合材が用いられているが、こうした複合材製構造体、特に翼前縁のような落雷を受けやすい部位に対しては、落雷による損傷を防ぐべく、耐雷機能を設ける必要がある。こうした耐雷機能の一例として、例えば特許文献２には、複合材製構造体の外表面に金属メッシュを配置した構造が開示されている。
【特許文献１】特表２００１−５１７５８３号公報
【特許文献２】特開２００６−２１９０７８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところで、例えば熱可塑性複合材により、航空機の構造体を製造する際には、複合材の表面に金属メッシュや金属箔等の導電性部材を取り付けると共に、その導電体に通電することにより発生する熱で、組立をしたり（一例として複合材同士を接合）、成形をしたり（一例として複合材を軟化させて曲げ加工等）する場合がある。
【０００５】
このような方法を採用して複合材によって構造体を製造しようとしたときには、複合材を加熱するための導電性部材が必要になるものの、こうした導電性部材が、構造体の完成後に取り除くことができずにそれの内部等にそのまま残ってしまう場合がある。その場合、製品時においては不要な部材が、構造体に含まれることになってしまう。これは、航空機の機体重量を、無駄に増加させることを意味する。
【０００６】
また、例えば熱硬化性複合材により航空機の構造体を製造する過程において、部品製作のために基材を加熱して硬化させる際や、硬化させた部品を接合する方法としての接着フィルムによる２次接着の際には、オートクレーブ又はオーブンを使用している。尚、熱可塑性複合材による部品の製作においても、オートクレーブ等が使用される場合がある。こうしたオートクレーブやオーブンは設備として高価であるため、このような高価な設備を使用しない、複合材製構造体の製造方法が望まれている。
【０００７】
本発明は、かかる点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、航空機用の複合材製構造体に含まれる導電性部材に起因する、航空機の無駄な重量増加をなくすことにあり、さらには必要となる製造設備のコストを低減することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の一側面によると、製造方法は、航空機の一部を構成する複合材製構造体を製造する方法であり、この製造方法は、前記複合材からなる基材の表面に少なくとも１の導電性部材を取り付け、前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって成形を行う工程と、前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって組立を行う工程と、の少なくとも一方を行うと共に、前記の工程によって形作られた構造体に含まれる導電性部材を、前記航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部材とする。
【０００９】
この構成によると、先ず製造時においては、複合材からなる基材の表面に取り付けた導電性部材に通電することによって熱を発生させ、その熱で基材を加熱する。それによって成形及び／又は組立を行い、構造体を形作る。
【００１０】
そうして形作った構造体に含まれる導電性部材は、航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための構造部材とする。つまり、耐雷用の導電体、防除氷用の熱源、及び／又は、電磁干渉シールド用の導電体を、製造時においては熱源として利用する。
【００１１】
このように、前記構造体における前記導電性部材の一部又は全部を、製造用の熱源として使用することにより、製品としては不要であるが、取り除くことができなかった導電性部材は省略されることになり、機体重量の軽量化が図られる。
【００１２】
また、前記導電性部材を熱源として用いることにより、オートクレーブやオーブン等の高価な設備を使用することなく、構造体を製造することが可能である。
【００１３】
前記複合材を熱可塑性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって熱可塑性樹脂を溶融させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接合する、としてもよい。
【００１４】
また、前記複合材を熱可塑性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって前記基材を軟化させて変形させる（例えば曲げ変形等）、としてもよい。
【００１５】
さらに、前記複合材を熱硬化性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって接着フィルムを硬化させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接着する、としてもよい。
【００１６】
加えて、前記複合材を熱硬化性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって前記基材を硬化させる、としてもよい。
【００１７】
さらに、前記複合材を熱硬化性複合材とした場合、前記導電性部材の発熱によって熱硬化性樹脂を硬化させることで、前記基材同士又は基材と前記導電性部材とを互いに接着する、としてもよい。
【００１８】
特に熱硬化性複合材を用いた複合材製構造体の製造においては、導電性部材に通電して発熱させることによって、基材を硬化させたり、接着フィルムを加熱硬化させたりすることができるため、オートクレーブやオーブン等の高価な設備を使用することがなくなる。
【００１９】
本発明の他の側面によると、航空機の一部を構成する複合材製構造体は、前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、前記導電体部は、前記航空機における耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部分であると共に、その製造時には、成形及び組立の少なくとも一方のために前記複合材部を加熱する発熱体として機能する。
【００２０】
本発明のさらに別の側面によると、航空機の一部を構成する複合材製構造体は、前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、前記導電体部は、前記航空機における耐雷の機能、防除氷の機能、電磁干渉シールドの機能、製造時における成形のための発熱体としての機能、及び組立のための発熱体としての機能、の内の少なくとも２の機能を得るための部分である。つまり、導電体部を少なくとも２の機能を兼用するようにすることで、その分、機体重量の軽減が図られる。
【発明の効果】
【００２１】
以上説明したように、本発明によると、航空機の複合材製構造体に含まれる導電性部材を、少なくとも２の機能を得るための部分とする。一例として、完成した航空機においては耐雷用の導電体、防除氷用の熱源、及び／又は、電磁干渉シールドとなる導電性部材を、その製造時には熱源として用いることによって、構造体に含まれる導電性の部材の総数が減少し、航空機の機体重量を軽減することができると共に、その製造コストの低減化も図ることができる。また、高価な製造設備を必要とせず、製造設備のコストを低減することもできる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。尚、以下の好ましい実施形態の説明は、本質的に例示に過ぎず、本発明、その適用物或いはその用途を制限することを意図するものではない。
【００２３】
（実施形態１）
図１は、本発明の実施形態１に係る航空機の構造体Ａを示している。この構造体Ａは、この実施形態では翼の前縁部分を構成する構造体Ａとされている。但し、本発明に係る構造体Ａは、これに限るものではない。尚、図１においては、理解容易のために、前記構造体Ａの断面における各層の厚みを、実際とは異ならせて描いている。
【００２４】
この構造体Ａは、図２に示すように、その断面が略Ｕ字状に湾曲すると共に、翼のスパン方向に延びる外板１と、その外板１の内面に対し、スパン方向に所定間隔を開けて接合される複数のリブ２と、を含んでいる。尚、図示は省略するが、外板１の内面には、ビードを形成してもよい。
【００２５】
各リブ２は、外板１の内面に沿うように湾曲した弓状のウエブ２１と、そのウエブ２１の外縁から横方向に突出すると共に、外板１の内面に当接してそこに接合される接合面（外向きの面）を有するフランジ２２と、を備え、横断面が略Ｌ字状に構成されている。
【００２６】
この構造体Ａを構成する外板１と各リブ２とは、本実施形態では熱可塑性複合材からなる。
【００２７】
そうして、図１に示すように、外板１の外表面には、その全面に亘って、例えば銅やアルミニウム等からなる金属メッシュ３が貼り付けられており、この金属メッシュ３は、完成した航空機においては、翼の表面に配置された耐雷用の導電体として機能するメッシュである。
【００２８】
次に、図２を参照しながら、前記構造体Ａの製造手順について説明する。先ず、熱可塑性複合材からなる、板状に成形された基材１０を用意し、これの表面に金属メッシュ３を取り付ける。後述するように、基材１０と金属メッシュ３とは、後の工程において互いに固定することが可能であるため、この金属メッシュ３の取り付けは、例えば仮止め程度にしておいてもよい。また、例えば接着剤等により固定するようにしてもよい（図２の工程Ｐ１参照）。
【００２９】
次に、金属メッシュ３に通電することによりこの金属メッシュ３を発熱させる。これによって基材１０が加熱され、その基材１０に含まれる熱可塑性樹脂が軟化乃至溶融する。この熱可塑性樹脂の溶融によって、金属メッシュ３を基材１０の表面に固定すればよい。また、熱可塑性樹脂の軟化によって基材１０を変形させることが可能になるため、例えばプレス加工によって基材１０を曲げて、前述した外板１の形状となるように成形する（図２の工程Ｐ２参照）。
【００３０】
そうして、図示を省略する別途の工程によって所定の弓状に成形した、熱可塑性複合材製のリブ２を用意し、それを前記外板１に対し接合する。具体的には、前記の金属メッシュ３に通電することで前記外板１を加熱しながら、外板１における所定の取付位置にリブ２を押し付けることで、リブ２のフランジ２２における接合面と外板１の内面とを互いに接合させる（図２の工程Ｐ３参照）。
【００３１】
そうして、外板１と複数のリブ２とを含む構造体Ａが完成することになるが、この製造過程において、基材１０の加熱に用いた金属メッシュ３は、外板１の外表面に貼り付けられた状態のままである。この金属メッシュ３は、前記構造体Ａが航空機の翼を構成するように組み付けられた後に、耐雷用の導電体として機能させるべく必要な処理が行われることになる。
【００３２】
このように、耐雷用の導電体として用いる金属メッシュ３を、製造時においては成形及び組立用の熱源として用いることで、製造用熱源を別途取り付ける必要がなくなり、構造体Ａに含まれる熱源としての導電部材の点数が、その分削減されて機体重量を軽減することができる。また前記製造時における熱源としての導電体取付工程を省略することができるため、部材点数の低減と相俟って、製造コストの低減化を図ることができる。
【００３３】
（実施形態２）
図３は、本発明の実施形態２に係る航空機の構造体Ｂ（翼の前縁部分）を示している。この構造体Ｂにおいて、図１に示す構造体Ａと異なる点は、リブ２のフランジ２２と、外板１の内面との間に、金属メッシュ４が介設されている点である。この金属メッシュ４は、航空機における防除氷用の熱源として機能する。
【００３４】
この実施形態２に係る構造体Ｂを製造するときには、図２に示す製造手順における工程Ｐ３で、各リブ２のフランジ２２における接合面に金属メッシュ４を取り付けると共に、この金属メッシュ４に通電することで、フランジ２２を加熱しながら、このリブ２を外板１における所定の取付位置に押し付けることで、リブ２と外板１とを接合させるようにすればよい。この場合、外板１に貼り付けている金属メッシュ３には通電をしてもよいし、しなくてもよい。尚、工程Ｐ１及びＰ２は、前記と同様とすればよい。
【００３５】
そうして、外板１と複数のリブ２とを含む構造体Ｂが完成することになる。この製造過程において、接合のための熱源として用いた金属メッシュ４は、前記構造体Ｂが航空機の翼を構成するように組み付けられた後に、防除氷用の熱源として機能する。そのために必要な処理が適宜行われることになる。
【００３６】
従ってこの構成では、耐雷用の導電体として用いる金属メッシュ３を、製造時に熱源として用いることに加えて、防除氷用の熱源として用いる金属メッシュ４も、製造時に熱源として用いることで、構造体Ｂに含まれる導電部材の点数が、その分削減されて機体重量を軽減することができる。また前記導電体及び熱源の取付工程を省略することができるため、部材点数の低減と相俟って、製造コストの低減化を図ることができる。
【００３７】
尚、図示は省略するが、実施形態２においては、金属メッシュ３を省略するようにしてもよい。
【００３８】
（他の実施形態）
尚、前記実施形態においては、製造時における熱源として用いる導電性部材を金属メッシュとしているが、これは導電性部材であればよく、例えば金属箔としてもよい。
【００３９】
また、実施形態１，２における外板１の表面に貼り付けた金属メッシュ３を、耐雷用として機能させるのではなく、防除氷用の熱源として用いるようにしてもよいし、これを例えば電磁干渉シールドとして用いるようにしてもよい。また、実施形態２におけるリブ２のフランジ２２と外板１との間に介設させた金属メッシュ４を、防除氷用の熱源として機能させるのではなく、他の用途に用いてもよい。つまり、製造後における金属メッシュ３，４の機能は、特定の機能に限定されるものではない。
【００４０】
また、外板１の表面に貼り付けた金属メッシュ３を、例えば耐雷用の導電体及び電磁干渉シールドといった、２つ又はそれ以上の機能を得るために用いるようにしてもよい。
【００４１】
また、前記実施形態においては、複合材を熱可塑性複合材としているが、これを熱硬化性複合材としてもよい。この場合、金属メッシュは、基材を所定の形状に成形（硬化）する際の加熱用として使用しても良いし、成形した基材を２次接着により組み立てる際の、接着フィルムの硬化用の熱源として使用してもよい。さらに、未硬化の基材同士や、基材と金属メッシュとを互いに接着・硬化させる際の熱源として使用してもよい。
【産業上の利用可能性】
【００４２】
以上説明したように、本発明は、製品において必要とされる機能を備えた導電性部材を、製造時においても有効に利用することや、従来、別々に設置されていたシステムを１つのシステムで兼用することにより、機体重量の軽減、製造コストの低減化を図ることができるから、航空機の一部を構成する構造体及びそれを製造する方法として有用である。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】実施形態１に係る航空機の構造体の断面図（図２のＩ−Ｉ断面図）である。
【図２】前記構造体の製造手順を示す図である。
【図３】実施形態２に係る航空機の構造体の断面図（図１対応図）である。
【符号の説明】
【００４４】
１ 外板（複合材部）
１０ 基材
２ リブ（複合材部）
３，４ 金属メッシュ（導電性部材、導電体部）
Ａ，Ｂ 構造体
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の一部を構成する複合材製構造体を製造する方法であって、
前記複合材からなる基材の表面に少なくとも１の導電性部材を取り付け、
前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって成形を行う工程と、前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって組立を行う工程と、の少なくとも一方を行うと共に、
前記の工程によって形作られた構造体に含まれる導電性部材の一部又は全部を、前記航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部材とする製造方法。
【請求項２】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱可塑性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって熱可塑性樹脂を溶融させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接合する製造方法。
【請求項３】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱可塑性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって前記基材を軟化させて変形させる製造方法。
【請求項４】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱硬化性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって接着フィルムを硬化させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接着する製造方法。
【請求項５】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱硬化性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって前記基材を硬化させる製造方法。
【請求項６】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱硬化性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって熱硬化性樹脂を硬化させることで、前記基材同士又は基材と前記導電性部材とを互いに接着する製造方法。
【請求項７】
航空機の一部を構成する複合材製構造体であって、
前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、
前記導電体部は、前記航空機における耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部分であると共に、その製造時には、成形及び組立の少なくとも一方のために発熱体として機能する航空機の複合材製構造体。
【請求項８】
航空機の一部を構成する複合材製構造体であって、
前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、
前記導電体部は、前記航空機における耐雷の機能、防除氷の機能、電磁干渉シールドの機能、製造時における成形のための発熱体としての機能、及び組立のための発熱体としての機能、の内の少なくとも２の機能を得るための部分である航空機の複合材製構造体。
【請求項１】
航空機の一部を構成する複合材製構造体を製造する方法であって、
前記複合材からなる基材の表面に少なくとも１の導電性部材を取り付け、
前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって成形を行う工程と、前記導電性部材の一部又は全部に通電して発熱させることによって組立を行う工程と、の少なくとも一方を行うと共に、
前記の工程によって形作られた構造体に含まれる導電性部材の一部又は全部を、前記航空機において耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部材とする製造方法。
【請求項２】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱可塑性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって熱可塑性樹脂を溶融させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接合する製造方法。
【請求項３】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱可塑性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって前記基材を軟化させて変形させる製造方法。
【請求項４】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱硬化性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって接着フィルムを硬化させることで、前記基材と、前記導電性部材とを互いに接着する製造方法。
【請求項５】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱硬化性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって前記基材を硬化させる製造方法。
【請求項６】
請求項１に記載の製造方法において、
前記複合材は熱硬化性複合材であり、
前記導電性部材の発熱によって熱硬化性樹脂を硬化させることで、前記基材同士又は基材と前記導電性部材とを互いに接着する製造方法。
【請求項７】
航空機の一部を構成する複合材製構造体であって、
前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、
前記導電体部は、前記航空機における耐雷、防除氷及び電磁干渉シールドの少なくとも一の機能を得るための部分であると共に、その製造時には、成形及び組立の少なくとも一方のために発熱体として機能する航空機の複合材製構造体。
【請求項８】
航空機の一部を構成する複合材製構造体であって、
前記複合材からなる複合材部と、導電体からなる導電体部と、を備え、
前記導電体部は、前記航空機における耐雷の機能、防除氷の機能、電磁干渉シールドの機能、製造時における成形のための発熱体としての機能、及び組立のための発熱体としての機能、の内の少なくとも２の機能を得るための部分である航空機の複合材製構造体。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公開番号】特開２００９−１０７５１５（Ｐ２００９−１０７５１５Ａ）
【公開日】平成２１年５月２１日（２００９．５．２１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−２８２８８６（Ｐ２００７−２８２８８６）
【出願日】平成１９年１０月３１日（２００７．１０．３１）
【出願人】（０００００２３５８）新明和工業株式会社 (919)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２１年５月２１日（２００９．５．２１）
【国際特許分類】
【出願日】平成１９年１０月３１日（２００７．１０．３１）
【出願人】（０００００２３５８）新明和工業株式会社 (919)
【Ｆターム（参考）】
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