航空機用内装材
【課題】 軽量かつ形状を維持するのに充分な力学特性を兼ね備え、かつ火災時の延焼と有毒ガスの発生を抑制する航空機用内装材を提供する。
【解決手段】 不連続の強化繊維１０〜６０重量％と熱可塑性樹脂４０〜９０重量％で構成され、強化繊維の交叉位置に熱可塑性樹脂が融着配置された格子構造を有する航空機用内装材であって、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が１００以下であり、空隙率が２０〜９０体積％であり、曲げ弾性率が１ＧＰａ以上である航空機用内装材。
【解決手段】 不連続の強化繊維１０〜６０重量％と熱可塑性樹脂４０〜９０重量％で構成され、強化繊維の交叉位置に熱可塑性樹脂が融着配置された格子構造を有する航空機用内装材であって、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が１００以下であり、空隙率が２０〜９０体積％であり、曲げ弾性率が１ＧＰａ以上である航空機用内装材。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の内装材に関し、さらに詳しくは軽量でありながら、形状を保持する力学特性を備え、かつキャビン内での火災時に可燃ガスや有毒ガスの発生を抑える航空機用内装材に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、自動車、二輪車および航空機などの移動体において、その軽量化が強く要望されるようになった。この背景には、燃費向上による排ガス量の緩和、燃料コスト削減および航続距離の増進などがあり、今後もこの動向は加速されると予測される。そこで、これら移動体の材料も、金属材料から繊維強化樹脂材料が採用されるようになり、とりわけ軽量で力学特性に優れた炭素繊維複合材料の使用が高まっている。例えば、航空機の構造材にはアルミニウム合金から、連続した炭素繊維で強化された熱硬化性樹脂材料への代替が進んでいる。
【０００３】
一方、航空機の軽量性という観点では、構造材だけでなく、キャビン部分においても同様に軽量化が重要である。特に、キャビン全体を保護する内装材は、使用量も多く軽量材料が要望される。
【０００４】
これらの点に鑑み従来、ポリオレフィン樹脂シートとポリエステル不織布とを、中空部を形成するように積層した内装材が開示されている（特許文献１参照）。一般的に、発泡材に代表される軽量材料は、それ自体では剛性が低いため、形状を維持することが困難であるが、上記のような構造とすることにより力学特性と軽量性の両立を図っている。しかしながら、航空機用材料を考慮する場合、最優先されるべきは安全性である。特に旅客用航空機では、キャビン内部での防火・難燃対策は十分に講じられている。しかしながら、前記の提案の内装材は、発煙性の熱可塑性樹脂を多量に使用しているために、火災時の発熱による可燃ガスや有毒ガス発生が問題となる。
【０００５】
また別に、火災時の延焼や有毒ガス発生を防ぐため、セラミック繊維を含むシートと金属箔を積層した内装用積層体が開示されている（特許文献２参照）。しかしながら、この内装用積層体では、金属材料を使用しているため軽量性を満足することが困難である。
【特許文献１】特開２０００−２８９１０１号公報（第２頁、第２行）
【特許文献２】特開平８−２７６５３６号公報（第２頁、第２行）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
そこで本発明の課題は、かかる従来技術に鑑み、軽量かつ形状を維持するのに十分な力学特性を兼ね備え、かつ火災時の延焼と有毒ガスの発生を抑制する航空機用内装材を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は、上記課題を解決せんとするものであり、本発明に係る航空機用内装材は、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂から構成され、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が０〜１００の範囲内であることを特徴とする航空機用内装材である。
【０００８】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の強化繊維の交叉位置に前記熱可塑性樹脂が配置された格子構造を有することであり、そして、その強化繊維の交叉位置において、強化繊維が熱可塑性樹脂で融着されてなることである。
【０００９】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、本発明の航空機用内装材が空隙を有することであり、その空隙率が２０〜９０体積％の範囲内であることである。
【００１０】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の強化繊維の割合が１０〜６０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂の割合が４０〜９０重量％の範囲内であることである。
【００１１】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の不連続の強化繊維の繊維長が２〜１００ｍｍの範囲内であることであり、強化繊維が炭素繊維であることである。また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の熱可塑性樹脂が、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およびポリエーテルスルホン樹脂から選択された少なくとも１種の熱可塑性樹脂であることである。
【００１２】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、本発明の航空機用内装材のＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される曲げ弾性率が１ＧＰａ以上であることである。
【００１３】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、さらに表皮材が一体化されてなり、その表皮材が幾何学的または非幾何学的な模様を有することである。
【発明の効果】
【００１４】
本発明に係る航空機用内装材は、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂で構成されることで、複雑な積層構造を必要とせず、安価に、軽量性と形状維持に十分な力学特性を兼ね備えることができる。また、航空機の内装材として使用した場合、キャビン内外での火災において、延焼を抑え、可燃性ガスおよび有毒性のガスによる災害を防止することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
本発明に係る航空機用内装材は、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂とで基本的に構成される。ここで不連続な強化繊維とは、航空機用内装材の長さや幅よりも短い繊維長を有する強化繊維のことである。一般的に、不連続な強化繊維は、連続した強化繊維と比較して力学特性には劣るものの、内装材に要求される力学特性を満足し、さらに軽量性を確保するための形態を形成することができる。不連続な強化繊維の具体的な形態としては、例えば、チョップドストランド、ミルドファイバー、不織布、ウェブおよびマットなどが挙げられる。とりわけ軽量性を高めるためには、低密度な形態とすることが好ましく、チョップドストランドを開繊させて得られるウェブやマットが好適である。また、これらの形態を成形用基材に固定し、さらに内装材に成形する目的で、前記不連続な強化繊維に熱可塑性樹脂を付与する必要がある。
【００１６】
さらに不連続な強化繊維が熱可塑性樹脂で固定された航空機用内装材となっていることで、航空機用内装材内部で熱伝導経路となる強化繊維がとぎれとぎれに配置された状態となり、航空機内装材の温度が上がりにくく、火災時の延焼、および発生ガス量を少なくすることができる。
【００１７】
本発明に係る航空機用内装材は、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が１００以下である。ここで発生ガス量とは、航空機用内装材の成形体から長さ７６．２ｍｍと幅７６．２ｍｍの直方体を切り出し、発煙箱内で２０分燃焼したときの発煙量を、煙の透過率から光学的に評価した指標である。発生ガス量が１００を超えると、キャビン内外での火災発生時、初期消火時および延焼時に、可燃ガスによる火災の二次延焼、有毒ガスによる乗客、乗員への被害が生じる場合がある。従って、発生ガス量は低い方が望ましく、発生ガス量は好ましくは８０以下であり、とりわけ好ましくは６０以下である。また、発生ガス量を０にすることで、火災時の発生ガスによる災害をなくすことができる。
【００１８】
本発明の航空機用内装材は、その軽量性と力学特性を両立する観点から、不連続の強化繊維の交叉位置（交点）に熱可塑性樹脂が配置された格子構造を有することが好ましい。図１は、本発明の航空機用内装材の好ましい形態である格子構造を例示説明するための概念斜視図である。格子構造の格子とは、図１に示すように、熱可塑性樹脂１により固定された強化繊維２の交叉位置３を格子点として組まれた枠のことである。航空機用内装材を、該格子の集合体とすることで、好適に強化繊維量および熱可塑性樹脂量の低減することができる。すなわち、軽量でありながら、キャビン内で人が内装材にもたれかかったとしても、十分に内装材の形状を保持するだけの剛性を得ることができ、同時に発生ガス量をより少なくすることにも有効である。また、強化繊維２の交叉位置３に配置された熱可塑性樹脂１が融着されていることで、交叉位置３の接着性を高め、内装材の力学特性、とりわけ曲げ弾性率を高めることができ、好ましい態様である。
【００１９】
さらに、航空機用内装材の軽量性と力学特性を両立させる観点から、航空機用内装材の成形体において、交叉位置の配置点の割合が１％以上であると好ましく、より好ましくは５％以上であり、さらに好ましくは１０％以上であり、さらに好ましくは２０％以上である。交叉位置の配置点の割合の上限は特に限定はないが、９０％以下で本発明の目的を達成することができる。ここで、交叉位置の配置点の割合とは、次のように測定される割合のことである。まず、航空機用内装材の成形体から、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂を含む成形体部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を断面観察し、続いて得られた断面写真を画像処理により、２値化し、強化繊維部分６を白に、それ以外の部分を黒とする。画像処理で得られる強化繊維の交叉位置の個数Ｘを測定する。続いて断面写真より強化繊維の交叉位置に熱可塑性樹脂が配置されている交叉位置の個数Ｙを測定する。これらの値を使い、交叉位置の配置点の割合は、以下の式で定義される
交叉位置の配置点の割合（％）＝Ｙ／Ｘ×１００。
【００２０】
交叉位置の配置点の割合は、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を１０カ所以上測定し、測定値の和を測定カ所数で除した値のことである。
【００２１】
本発明の航空機用内装材は、軽量性を高める上で、空隙を内包していることが好ましい。ここで空隙とは、航空機用内装材内部における、強化繊維同士の間に存在する隙間、あるいは熱可塑性樹脂同士の間に存在する隙間、あるいは強化繊維と熱可塑性樹脂の間に存在する隙間部分のことである。空隙率とは、航空機用内装材の体積に対する、強化繊維および熱可塑性樹脂の体積を排除した空間体積の割合であり、以下の式で定義される。
【００２２】
空隙率（％）＝１００×｛Ｖ−（Ｗｆ／ρｆ＋Ｗｒ／ρｒ）｝／Ｖ
ここで、航空機用内装材の体積をＶ（ｃｍ３）、強化繊維の重量をＷｆ（ｇ）、強化繊維の比重をρｆ（ｇ／ｃｍ３）、熱可塑性樹脂の重量をＷｒ（ｇ）、熱可塑性樹脂の比重をρｒ（ｇ／ｃｍ３）とする。
【００２３】
好ましい空隙率は、２０〜９０％の範囲内であり、より好ましくは２５〜８５％の範囲内であり、さらに好ましくは３０〜８０％である。
【００２４】
本発明の航空機用内装材における、強化繊維２と熱可塑性樹脂１の成分割合は、航空機用内装材の発生ガス量および力学特性の観点から、強化繊維が１０〜６０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が４０〜９０重量％の範囲内であることが好ましい。より好ましくは、強化繊維が１５〜５０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が５０〜８５重量％の範囲内である。強化繊維が２０〜４５重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が５５〜８０重量％の範囲内であるとさらに好ましい。
【００２５】
航空機用内装材の軽量性と剛性の観点から、本発明の航空機用内装材における密度ｄは、０．０５〜１．５ｇ／ｃｍ３の範囲内であることが好ましく、より好ましくは０．０８〜１．２ｇ／ｃｍ３の範囲内であり、さらに好ましくは０．１〜０．８ｇ／ｃｍ３での範囲内である。
【００２６】
本発明に使用される不連続の強化繊維の繊維長は、航空機用内装材の軽量性と力学特性の観点から、２〜１００ｍｍの範囲内が好ましく、より好ましくは３〜８０ｍｍの範囲内であり、さらに好ましくは３〜５０ｍｍの範囲内である。なお繊維長は、航空機用内装材から４００本以上の繊維を取り出し、それぞれ繊維長を測定し、測定した繊維長の和を測定本数で除した平均値である。
【００２７】
本発明に使用される不連続の強化繊維の単繊維直径は、航空機用内装材の力学特性の観点から、１〜１００μｍの範囲内であることが好ましく、より好ましくは２〜７０μｍの範囲内であり、さらに好ましくは３〜５０μｍでの範囲内である。
【００２８】
同様に、本発明に使用される強化繊維の引張弾性率は５０〜７００ＧＰａの範囲内が好ましく、より好ましくは１５０〜７００ＧＰａの範囲内であり、さらに好ましくは２００〜７００ＧＰａの範囲内である。ここで言う強化繊維の引張弾性率とは、ＪＩＳ Ｒ ７６０１に基づいた樹脂含浸ストランド法で測定した弾性率である。
【００２９】
本発明で用いられるこれら強化繊維としては、例えば、アルミニウム、鉄、マグネシウム、チタンおよびこれらとの合金などの金属繊維や、ＳｉＣを主成分とする繊維、ガラス繊維、ホウ素繊維、アルミナ繊維、石英繊維、ポリアクリロニトリル系や、ピッチ系の炭素繊維や活性炭素繊維などの無機繊維や、アラミド繊維、ポリエーテルイミド繊維、ポリブチレンテレフタレート繊維などの有機繊維、およびニッケルや銅をガラス繊維や炭素繊維などの表面にコーティングした金属被覆繊維が挙げられる。これらは、単独または２種以上併用して用いても良い。強化繊維には、繊維の比重が小さく、繊維の引張強度および引張弾性率が高く、発生ガス量を抑制できる炭素繊維が特に好ましく用いられる。中でも繊維の引張強度と引張弾性率のバランスの観点から、ポリアクリロニトリル系の炭素繊維がさらに好ましく用いられる。
【００３０】
本発明に使用される熱可塑性樹脂としては、例えば、ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）、ポリブチレンテレフタレート（ＰＢＴ）、ポリトリメチレンテレフタレート（ＰＴＴ）、ポリエチレンナフタレート（ＰＥＮ）、液晶ポリエステル等のポリエステルや、ポリエチレン（ＰＥ）、ポリプロピレン（ＰＰ）、ポリブチレン等のポリオレフィンや、スチレン系樹脂の他や、ポリオキシメチレン（ＰＯＭ）、ポリアミド（ＰＡ）、ポリカーボネート（ＰＣ）、ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）、ポリ塩化ビニル（ＰＶＣ）、ポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）、ポリフェニレンエーテル（ＰＰＥ）、変性ＰＰＥ、ポリイミド（ＰＩ）、ポリアミドイミド（ＰＡＩ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリスルホン（ＰＳＵ）、変性ＰＳＵ、ポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）、ポリケトン（ＰＫ）、ポリエーテルケトン（ＰＥＫ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリアリレート（ＰＡＲ）、ポリエーテルニトリル（ＰＥＮ）、フェノール系樹脂、フェノキシ樹脂、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）などのフッ素系樹脂、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、およ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、変性体、および２種類以上ブレンドした樹脂などを用いることができるが、本発明の目的である発生ガス量を抑制する観点から、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）およびポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）が好適に用いられる。
【００３１】
熱可塑性樹脂の重量平均分子量は、特に制限はないが、航空機用内装材の力学特性の観点から、２，０００〜２００，０００が好ましく、より好ましくは５，０００〜１５０，０００であり、更に好ましくは１０，０００〜１００，０００である。
【００３２】
熱可塑性樹脂には、機能性を高める観点から、充填材や添加剤が添加されていてもよい。例えば、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、制泡剤およびカップリング剤である。とりわけ、無機物を添加する場合には、その分散サイズが小さい方が、強化繊維への接着性の観点からより好ましい。特にナノオーダーの分散サイズを有するものは、少量添加で機能向上効果を発現できる点からさらに好ましい態様である。
【００３３】
本発明の航空機用内装材には、本発明の効果を妨げない範囲で、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ポリウレタン樹脂、ビニルエステル樹脂およびフェノール樹脂等の熱硬化性樹脂や、アルミニウム、鉄、ステンレス、マグネシウム、チタンおよびこれらとの合金等、またこれらの金属に接着性の表面処理を施した金属材料等の他の成分を付与することができる。航空機用内装材の力学特性として、ＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される航空機用内装材の曲げ弾性率が１ＧＰａ以上であることが好ましく、より好ましくは１．３ＧＰａ以上であり、さらに好ましくは１．５ＧＰａ以上であり、さらに好ましくは２ＧＰａ以上である。内装材の曲げ弾性率を上記範囲内とすることで、組み立て時に撓むことなく把持できるため作業性の点で好ましく、かつキャビン内で人が内装材にもたれかかったとしても、十分に内装材の形状を保持するだけの剛性が得ることができる点でも好ましい。また、曲げ弾性率の上限は特に限定はないが、４０ＧＰａ以下で本発明の目的を達成することができる。
【００３４】
航空機内装材の厚みは、航空機内装材の剛性の観点から、０．５〜１５０ｍｍの範囲内であることが好ましく、より好ましくは１〜１００ｍｍの範囲内であり、さらに好ましくは２〜８０ｍｍの範囲内であり、さらに好ましくは３〜５０ｍｍの範囲内である。
【００３５】
航空機用内装材を製造する方法は、特に限定されるものではないが、例えば、予め強化繊維と熱可塑性樹脂を混練（コンパウンド）した材料をペレット形状にして後、射出成形する方法、予め強化繊維と熱可塑性樹脂を乾式法あるいは湿式法にてシート状物にして後、熱成形あるいは圧縮成形する方法等が挙げられる。
【００３６】
本発明の航空機用内装材は、乗客や乗員が航空機内で触れることが出来るものであり、手触りの観点から、航空機用内装材には表皮材が配置されていることが好ましい。
図２は、本発明の航空機用内装材の内装材および表皮材の構造を例示説明するための断面図である。図２に示すように表皮材５は、内装材４の外側に配置されている部分のことであり、航空機用内装材の実質的表面を構成する部分となる。
【００３７】
表皮材５の配置構成は、内装材４の片側には配置されていても、両側に配置されていても構わない。また、航空機用内装材の組立作業時に強化繊維や熱可塑性樹脂の脱落が生じることがあり、作業性を著しく低下させることがあるため表皮材５は内装材４の両側に配置されていることがより好ましい。
【００３８】
表皮材５の形態には特に限定はなく、例えば、フィルム状、板状、不織布、織布、メッシュ等や、これら２種以上積層した形態を用いることができる。 表皮材５の厚みは、特に制限はないが、航空機用内装材の軽量性を阻害しない範囲として、１０ｍｍ以下が好ましく、より好ましくは５ｍｍ以下であり、さらに好ましくは１ｍｍ以下であり、さらに好ましくは０．５ｍｍ以下である。
【００３９】
表皮材５と内装材４の一体化方法は、特に限定されるものではないが、例えば、予め内装用基材に表皮材を付与した成形用基材を熱成形あるいは圧縮成形する方法、航空機用内装材成形型内で内装材と表皮材を射出成形、熱成形あるいは圧縮成形にて一体化する方法、航空機用内装材成形品の表面に表皮材を接着する方法、航空機用内装材成形品の表面にメッキ、塗装、融着被覆および蒸着等をする方法が挙げられる。
【００４０】
また、意匠性の観点から、航空機用内装材の表面、すなわち表皮材部分が幾何学的または非幾何学的な模様を有していても良い。幾何学的な模様とは、三角形、方形、菱形、多角形、円形等、およびこれらを組み合わせた形状からなる模様のことである。非幾何学的な模様とは、文字、数字、絵、マーク等、およびこれらを組み合わせた形状からなる模様のことである。
【００４１】
航空機用内装材の表皮材５に幾何学的または非幾何学的な模様を付与する方法は、特に限定されるものではないが、例えば、予め模様がプリントされた表皮材を使用する方法、成形型の製品面に模様を型どりしておく方法、航空機用内装材成形型の製品面に模様となる部品をインサートし、予め内装用基材に表皮材を付与した成形用基材と一体化する方法、航空機用内装材成形型の製品面に模様となる部品をインサートし、射出成形する方法、航空機用内装材の成形品を穴あけ、削り等の２次加工し模様を付与する方法、航空機用内装材の成形品にメッキ、塗装、蒸着およびレーザー照射等することで模様を付与する方法等が挙げられる。
【００４２】
表皮材５の素材としては、航空機内装材の使用環境に合わせて選択すれば良く、特に制限はない。表皮材５の素材としては、例えば、熱可塑性樹脂、熱硬化性樹脂、金属およびセラミック等が挙げられる。
【００４３】
表皮材５は、航空機内装材の成形性の観点から、熱可塑性樹脂で構成されてことが好ましい。表皮材５に用いられる熱可塑性樹脂としては、例えば、ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）、ポリブチレンテレフタレート（ＰＢＴ）、ポリトリメチレンテレフタレート（ＰＴＴ）、ポリエチレンナフタレート（ＰＥＮ）、液晶ポリエステル等のポリエステルや、ポリエチレン（ＰＥ）、ポリプロピレン（ＰＰ）、ポリブチレン等のポリオレフィンや、スチレン系樹脂の他や、ポリオキシメチレン（ＰＯＭ）、ポリアミド（ＰＡ）、ポリカーボネート（ＰＣ）、ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）、ポリ塩化ビニル（ＰＶＣ）、ポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）、ポリフェニレンエーテル（ＰＰＥ）、変性ＰＰＥ、ポリイミド（ＰＩ）、ポリアミドイミド（ＰＡＩ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリスルホン（ＰＳＵ）、変性ＰＳＵ、ポリエーテルスルホン、ポリケトン（ＰＫ）、ポリエーテルケトン（ＰＥＫ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリアリレート（ＰＡＲ）、ポリエーテルニトリル（ＰＥＮ）、フェノール系樹脂、フェノキシ樹脂、ポリテトラフルオロエチレンなどのフッ素系樹脂、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、およ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、変性体、および２種類以上ブレンドした樹脂を用いることができる。好ましくは、耐熱性および難燃性に優れたＰＥＥＫ、ＰＥＩ、ＰＰＳ、ＰＰＯ、ＰＶＣおよびポリエーテルスルホン等が好適である。
【００４４】
熱可塑性樹脂には、機能性を高める観点から、充填材や添加剤が添加されていてもよい。添加される成分としては、例えば、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、制泡剤およびカップリング剤である。とりわけ、無機物を添加する場合には、その分散サイズが小さい方が、強化繊維への塗れ性の観点からより好ましい。特にナノオーダーの分散サイズを有するものは、少量添加で効果を発現できる点からさらに好ましい態様である。
【００４５】
表皮材５が熱硬化性樹脂で構成されている場合は、力学特性の観点から好ましい様態である。表皮材５として、例えば、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ポリウレタン樹脂、ビニルエステル樹脂およびフェノール樹脂等を用いることができる。耐熱性の観点から、エポキシ樹脂、ビニルエステル樹脂およびフェノール樹脂が好適に用いられる。
【００４６】
表皮材５が金属で構成されている場合は、軽量性は損なわれるものの剛性を高められる観点から好ましい態様である。表皮材５として、例えば、アルミニウム、鉄、ステンレス、マグネシウム、チタンおよびこれらとの合金等、またこれらの金属材料に接着性の表面処理を施した金属材料等を用いることができる。
【００４７】
表皮材５がセラミックスで構成されている場合は、発煙ガス量の観点から好ましい様態である。表皮材５として、例えば、酸化アルミニウム、酸化ケイ素、酸化クロム、粘土等を用いることができる。
なお、本発明の航空機用内装材の空隙率、密度、組成分割合、繊維長および力学特性などの測定には、該表皮材を除外しておくことが必要である。
【００４８】
本発明の航空機用内装材は、内装材および表皮材以外に、さらに補強材が形成されていてもよい。補強材とは、航空機用内装材の強度や剛性を補強するためのものであり、内装材の外側、あるいは内装材および表皮材の間に配置される。補強材の素材は、航空機用内装材の剛性補強の観点から、引張弾性率の高い繊維強化熱硬化性樹脂、繊維強化熱可塑性樹脂、金属材料から構成されていることが好ましい。 また補強材の厚みは、航空機用内装材の軽量性の観点から、航空機用内装材の軽量性の観点から、１５ｍｍ以下が好ましく、より好ましくは１０ｍｍ以下であり、更に好ましくは５ｍｍ以下である、さらに好ましくは２ｍｍ以下である。
【００４９】
航空機内装材の成形品には、航空機用内装材の剛性の観点から、成形品に凸凹形状が形成されていても良い。凹凸形状としては、例えば、山型、丸型、波型、角型、Ｗ型、Ｍ型、Ｉ型、Ｈ型および台形型などが挙げられる。凹凸の高さは、７０ｍｍ以下が好ましく、より好ましくは５０ｍｍ以下であり、さらに好ましくは３０ｍｍ以下である。
【００５０】
航空機内装材の成形品には、軽量化の観点から、成形品に複数個の貫通穴が形成されていても良い。ここで貫通穴とは、表皮材を含む航空機用内装材の厚み方向に貫通した穴のことである。航空機用内装材に形成する貫通穴の大きさは、３０００ｃｍ２以下が好ましく、より好ましくは２０００ｃｍ２以下であり、更に好ましくは１５００ｃｍ２以下である。また、航空機用内装材に形成する貫通穴の形状は、例えば、円形、楕円形、多角形、角Ｒのある多角形であっても、２種類以上の形状が併用されていても良い。これらの貫通穴は航空機用内装材の接合穴や窓枠などとして使用することが出来る。
【００５１】
本発明の航空機としては、例えば、固定翼機、飛行機、グライダー、回転翼機、ヘリコプター、オートジャイロ等の重航空機、飛行船および気球等の軽航空機などが挙げられる。
【００５２】
本発明の航空機用内装材は、例えば、機長席、副操縦士席、客室乗務員用座席、乗客座席、クローゼット、調理ユニット、化粧室壁、手荷物ロッカー壁、収納ロッカー壁、ドア内張、キャビン天井パネル、キャビン内装パネル、キャビン床面、床下貨物室天井パネル、床下貨物室内装パネル、貨物室床面、エンジン室内装パネル、エンジン室天井パネル、エンジン室床面、コックピット天井パネル、コックピット内装パネル、コックピット床面、機内用食器および機内用トレイなどに適用可能である。
【実施例】
【００５３】
以下、実施例により本発明の航空機用内装材についてさらに詳細に説明するが、下記実施例は本発明を制限するものではない。本発明の説明で用いられた航空機用内装材の諸特性の測定手法は、以下のとおりである。
【００５４】
（１）航空機用内装材の発生ガス量評価
成形体から長さ７６．２ｍｍと幅７６．２ｍｍの直方体を切り出し試験片とした。試験片の厚みｔを測定し、試験片の表面積Ａ（ｃｍ２）を算出する。発生ガス量の試験は、ＡＳＴＭ Ｅ６６２に従い、発煙箱の容積Ｖ（ｍ３）、光路長Ｌ（ｍ）のＮＢＳ発煙性試験装置にて煙の透過率Ｔ（％）を測定し、次式に従い発生ガス量を算出した。
発生ガス量＝（Ｖ／（Ａ×Ｌ））×ｌｏｇ（１００／Ｔ）
発生ガス量測定時のサンプル燃焼時間は２０分とした。発生ガス量は６回以上測定し、測定値の和を測定回数で除した平均値とする。
【００５５】
（２）航空機用内装材の空隙率評価
成形体から直方体を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。まず、試験片の長さＬ１（ｃｍ）、幅Ｂ１（ｃｍ）、厚みＴ１（ｃｍ）、および重量Ｗ１（ｇ）を測定する。次に試験片を粉砕片の最大長さが５０μｍ以下となるように凍結粉砕し、粉砕片を収集する。この粉砕片を５０℃の温度の空気中で、２４時間乾燥させ、ＪＩＳ Ｒ １６２０のピクノメーター法に従い粉砕片の密度ρ粉砕を測定した。これらの測定値を使い、内装材の空隙率（％）を次式により算出する。空隙率は５回以上測定し、測定値の和を測定回数で除した平均値とする
空隙率＝（ρ粉砕×Ｌ１×Ｂ１×Ｔ１−Ｗ１）／（Ｌ１×Ｂ１×Ｔ１×ρ粉砕）×１００。
【００５６】
（３）航空機用内装材の成分割合評価
成形体から直方体を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。まず、試験片の重量Ｗ２（ｇ）を測定する。続いて、強化繊維を溶解せず、熱可塑性樹脂を膨潤あるいは溶解可能な有機溶媒を選定し、試験片を選定した有機溶媒中に６時間浸積して、強化繊維のみを取り出す。取り出した強化繊維を５０℃の温度の空気中で、２４時間乾燥させ、重量Ｗ３（ｇ）を測定し、内装材の繊維および熱可塑性樹脂の重量分率（重量％）を次式により求める
繊維の重量分率 ＝Ｗ３／Ｗ２×１００
熱可塑性樹脂の重量分＝（１−Ｗ３／Ｗ２）×１００。
【００５７】
（４）航空機用内装材の繊維長評価
成形体から長さ１０ｃｍと幅１０ｃｍの直方体を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。まず、強化繊維を溶解せず、熱可塑性樹脂を膨潤あるいは溶解可能な有機溶媒を選定し、試験片を選定した有機溶媒中に６時間浸積して、強化繊維のみを取り出す。取り出した強化繊維を顕微鏡観察し内装材の繊維長（ｍｍ）を測定する。繊維長は４００本以上測定し、測定値の和を測定本数で除した平均値とする。
【００５８】
（５）航空機用内装材の曲げ弾性率評価
成形体の平坦な部分を選び、試験片の長さ１００ｍｍ、幅１０ｍｍの板状物を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。曲げ試験はＡＳＴＭ Ｄ７９０に従い試験をし、内装材の曲げ弾性率（ＧＰａ）を測定した。曲げ試験の支店間距離Ｌ２は試験片の厚みＴ２の１６倍とした。なお評価にはＩＮＳＴＲＯＮ５５６５を用いた。曲げ弾性率は５回以上測定し、測定値の和を測定回数で除した平均値とする。
【００５９】
（６）繊維強化樹脂の密度評価
成形体の平坦な部分を選び、直方体の試験片Ａを切り出し、長さＬ０（ｃｍ）と幅Ｂ０（ｃｍ）と厚みＴ０（ｃｍ）と重量Ｗ０（ｇ）を測定し、密度（ｇ／ｃｍ３）を次式により求める。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。厚みは同一の試験片内で５点測定し、その平均値とする。密度は、測定回数５回の平均値とする
密度＝Ｗ０／（Ｌ０×Ｂ０×Ｔ０）。
【００６０】
（７）交叉位置の配置点の割合評価
航空機用内装材の成形体から、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂を含む成形体部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を断面観察し、続いて得られた断面写真を画像処理により、２値化し、強化繊維部分６を白に、それ以外の部分を黒とする。画像処理で得られる強化繊維の交叉位置の個数Ｘを測定する。続いて断面写真より強化繊維の交叉位置に熱可塑性樹脂が配置されている交叉位置の個数Ｙを測定する。これらの値を使い、交叉位置の配置点の割合を次式により求める。
交叉位置の配置点の割合（％）＝Ｙ／Ｘ×１００
交叉位置の配置点の割合は、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を１０カ所以上測定し、測定値の和を測定カ所数で除した平均値とする。
【００６１】
（参考例１）
ポリアクリロニトリルを主成分とする共重合体を紡糸し焼成処理を行い、総フィラメント数２４０００本の炭素繊維連続束Ａを得た。この炭素繊維連続束Ａの特性は、次のとおりであった。
単繊維直径 ７μｍ
単位長さ当たりの質量 １．７ｇ／ｍ
比重 １．８ｇ／ｃｍ３
引張強度 ５ＧＰａ
引張弾性率 ２３５ＧＰａ
炭素繊維表面の表面比炭素濃度Ｏ／Ｃ ０．１
サイジング付着量 １．５ｗｔ％。
【００６２】
（参考例２）
ポリエーテルイミド樹脂（ＧＥプラスチック社製、「ＵＲＴＥＭ１０００」（登録商標））を凍結粉砕し、平均粒子径３００μｍのポリエーテルイミド樹脂粒子を得た。
【００６３】
（参考例３）
ポリエーテルスルホン樹脂（住友化学工業（株）社製、「スミカエクセルＰＥＳ４１００Ｇ」（登録商標））を凍結粉砕し、平均粒子径３００μｍのポリエーテルスルホン樹脂粒子を得た。
【００６４】
（実施例１）
参考例１で得られた炭素繊維連続束Ａを、カートリッジカッターでカットし、繊維長６．４ｍｍのチョップド糸を得た。得られたチョップド糸２３４０ｇと参考例２で得られたポリエーテルイミド樹脂粒子７７６０ｇを抄紙法によりウェブとし、続いて表皮材として厚み０．１７５ｍｍのポリエーテルイミドフィルム（東レ（株）製、「カプトン」（登録商標））を前記ウェブの上下に配置し、３９０℃の温度の電気炉中で８分間加熱した後、室温プレスで加圧・冷却し、長さ２０００ｍｍ、幅１０００ｍｍ、厚み９ｍｍの成形用基材を得た。
【００６５】
得られた成形用基材を３９０℃の温度の電気炉中で８分間加熱し熱可塑性樹脂層を膨張させた後、金型の製品面にＴＯＲＡＹというロゴ入っている航空機用内装材成形用金型内に配置後、室温で冷却プレスした。プレス内で樹脂が十分固化した後に脱型し成形体を得た。さらに、図３に示すように、成形体をパンチング加工にて窓枠７等を所定形状に加工し、ＴＯＲＡＹのロゴ入り（表皮材の非幾何学的な模様６）航空機用内装材を得た。 得られた航空機用内装材は、重量７ｋｇ、長さ１９００ｍｍ、幅９００ｍｍ、厚み１０ｍｍであった。表皮材以外の航空機用内装材部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし断面観察したところ、強化繊維の交叉位置（交点）に熱可塑性樹脂が融着して配置された格子構造を有しており、交叉位置の配置点の割合が１０％であった。また、上述した測定手法にて、航空機用内装材の諸特性を測定したところ、発生ガス量は４０であり、空隙率は６５％であり、炭素繊維の重量分率は２３重量％であり、密度は０．４ｇ／ｃｍ３であり、曲げ弾性率は１．８ＧＰａであった。
【００６６】
（実施例２）
実施例１と同じチョップド糸２３４０ｇと参考例３で得られたポリエーテルスルホン樹脂粒子８３６０ｇを抄紙法によりウェブとし、３５０℃の温度の電気炉中で８分間加熱した後、室温プレスで加圧・冷却し、長さ２０００ｍｍ、幅１０００ｍｍ、厚み９ｍｍの成形用基材を得た。
【００６７】
得られた成形用基材を３５０℃の温度の電気炉中で８分間加熱し熱可塑性樹脂層を膨張させた後、実施例１と同様の方法でＴＯＲＡＹのロゴ入り（表皮材の非幾何学的な模様６）航空機用内装材を得た。得られた航空機用内装材は、重量８ｋｇ、長さ１９００ｍｍ、幅９００ｍｍ、厚み１０ｍｍであった。航空機用内装材部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし断面観察したところ、強化繊維の交叉位置（交点）に熱可塑性樹脂が融着して配置された格子構造を有しており、交叉位置の配置点の割合が１１％であった。また、上述した測定手法にて、航空機用内装材の諸特性を測定したところ、発生ガス量は５０であり、空隙率は６５％であり、炭素繊維の重量分率は２１重量％であり、密度は０．４ｇ／ｃｍ３であり、曲げ弾性率は１．５ＧＰａであった。
【図面の簡単な説明】
【００６８】
【図１】図１は、本発明の内装材の強化繊維により組まれた格子構造を例示説明するための概念斜視図である。
【図２】図２は、本発明の航空機用内装材の内装材および表皮材の構造を例示説明するための断面図である。
【図３】図３は、本発明の一実施態様に係る航空機用内装材の斜視図である。
【符号の説明】
【００６９】
１．熱可塑性樹脂
２．強化繊維
３．交叉位置（交点）
４．内装材
５．表皮材
６．表皮材の非幾何学的な模様
７．窓枠
【産業上の利用可能性】
【００７０】
本発明の航空機用内装材は、固定翼機、飛行機、グライダー、回転翼機、ヘリコプター、オートジャイロ等の重航空機、飛行船、および気球等の軽航空機などの航空機の内装材として有用である。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の内装材に関し、さらに詳しくは軽量でありながら、形状を保持する力学特性を備え、かつキャビン内での火災時に可燃ガスや有毒ガスの発生を抑える航空機用内装材に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
近年、自動車、二輪車および航空機などの移動体において、その軽量化が強く要望されるようになった。この背景には、燃費向上による排ガス量の緩和、燃料コスト削減および航続距離の増進などがあり、今後もこの動向は加速されると予測される。そこで、これら移動体の材料も、金属材料から繊維強化樹脂材料が採用されるようになり、とりわけ軽量で力学特性に優れた炭素繊維複合材料の使用が高まっている。例えば、航空機の構造材にはアルミニウム合金から、連続した炭素繊維で強化された熱硬化性樹脂材料への代替が進んでいる。
【０００３】
一方、航空機の軽量性という観点では、構造材だけでなく、キャビン部分においても同様に軽量化が重要である。特に、キャビン全体を保護する内装材は、使用量も多く軽量材料が要望される。
【０００４】
これらの点に鑑み従来、ポリオレフィン樹脂シートとポリエステル不織布とを、中空部を形成するように積層した内装材が開示されている（特許文献１参照）。一般的に、発泡材に代表される軽量材料は、それ自体では剛性が低いため、形状を維持することが困難であるが、上記のような構造とすることにより力学特性と軽量性の両立を図っている。しかしながら、航空機用材料を考慮する場合、最優先されるべきは安全性である。特に旅客用航空機では、キャビン内部での防火・難燃対策は十分に講じられている。しかしながら、前記の提案の内装材は、発煙性の熱可塑性樹脂を多量に使用しているために、火災時の発熱による可燃ガスや有毒ガス発生が問題となる。
【０００５】
また別に、火災時の延焼や有毒ガス発生を防ぐため、セラミック繊維を含むシートと金属箔を積層した内装用積層体が開示されている（特許文献２参照）。しかしながら、この内装用積層体では、金属材料を使用しているため軽量性を満足することが困難である。
【特許文献１】特開２０００−２８９１０１号公報（第２頁、第２行）
【特許文献２】特開平８−２７６５３６号公報（第２頁、第２行）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
そこで本発明の課題は、かかる従来技術に鑑み、軽量かつ形状を維持するのに十分な力学特性を兼ね備え、かつ火災時の延焼と有毒ガスの発生を抑制する航空機用内装材を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は、上記課題を解決せんとするものであり、本発明に係る航空機用内装材は、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂から構成され、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が０〜１００の範囲内であることを特徴とする航空機用内装材である。
【０００８】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の強化繊維の交叉位置に前記熱可塑性樹脂が配置された格子構造を有することであり、そして、その強化繊維の交叉位置において、強化繊維が熱可塑性樹脂で融着されてなることである。
【０００９】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、本発明の航空機用内装材が空隙を有することであり、その空隙率が２０〜９０体積％の範囲内であることである。
【００１０】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の強化繊維の割合が１０〜６０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂の割合が４０〜９０重量％の範囲内であることである。
【００１１】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の不連続の強化繊維の繊維長が２〜１００ｍｍの範囲内であることであり、強化繊維が炭素繊維であることである。また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、前記の熱可塑性樹脂が、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およびポリエーテルスルホン樹脂から選択された少なくとも１種の熱可塑性樹脂であることである。
【００１２】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、本発明の航空機用内装材のＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される曲げ弾性率が１ＧＰａ以上であることである。
【００１３】
また、本発明の航空機用内装材の好ましい態様のひとつは、さらに表皮材が一体化されてなり、その表皮材が幾何学的または非幾何学的な模様を有することである。
【発明の効果】
【００１４】
本発明に係る航空機用内装材は、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂で構成されることで、複雑な積層構造を必要とせず、安価に、軽量性と形状維持に十分な力学特性を兼ね備えることができる。また、航空機の内装材として使用した場合、キャビン内外での火災において、延焼を抑え、可燃性ガスおよび有毒性のガスによる災害を防止することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
本発明に係る航空機用内装材は、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂とで基本的に構成される。ここで不連続な強化繊維とは、航空機用内装材の長さや幅よりも短い繊維長を有する強化繊維のことである。一般的に、不連続な強化繊維は、連続した強化繊維と比較して力学特性には劣るものの、内装材に要求される力学特性を満足し、さらに軽量性を確保するための形態を形成することができる。不連続な強化繊維の具体的な形態としては、例えば、チョップドストランド、ミルドファイバー、不織布、ウェブおよびマットなどが挙げられる。とりわけ軽量性を高めるためには、低密度な形態とすることが好ましく、チョップドストランドを開繊させて得られるウェブやマットが好適である。また、これらの形態を成形用基材に固定し、さらに内装材に成形する目的で、前記不連続な強化繊維に熱可塑性樹脂を付与する必要がある。
【００１６】
さらに不連続な強化繊維が熱可塑性樹脂で固定された航空機用内装材となっていることで、航空機用内装材内部で熱伝導経路となる強化繊維がとぎれとぎれに配置された状態となり、航空機内装材の温度が上がりにくく、火災時の延焼、および発生ガス量を少なくすることができる。
【００１７】
本発明に係る航空機用内装材は、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が１００以下である。ここで発生ガス量とは、航空機用内装材の成形体から長さ７６．２ｍｍと幅７６．２ｍｍの直方体を切り出し、発煙箱内で２０分燃焼したときの発煙量を、煙の透過率から光学的に評価した指標である。発生ガス量が１００を超えると、キャビン内外での火災発生時、初期消火時および延焼時に、可燃ガスによる火災の二次延焼、有毒ガスによる乗客、乗員への被害が生じる場合がある。従って、発生ガス量は低い方が望ましく、発生ガス量は好ましくは８０以下であり、とりわけ好ましくは６０以下である。また、発生ガス量を０にすることで、火災時の発生ガスによる災害をなくすことができる。
【００１８】
本発明の航空機用内装材は、その軽量性と力学特性を両立する観点から、不連続の強化繊維の交叉位置（交点）に熱可塑性樹脂が配置された格子構造を有することが好ましい。図１は、本発明の航空機用内装材の好ましい形態である格子構造を例示説明するための概念斜視図である。格子構造の格子とは、図１に示すように、熱可塑性樹脂１により固定された強化繊維２の交叉位置３を格子点として組まれた枠のことである。航空機用内装材を、該格子の集合体とすることで、好適に強化繊維量および熱可塑性樹脂量の低減することができる。すなわち、軽量でありながら、キャビン内で人が内装材にもたれかかったとしても、十分に内装材の形状を保持するだけの剛性を得ることができ、同時に発生ガス量をより少なくすることにも有効である。また、強化繊維２の交叉位置３に配置された熱可塑性樹脂１が融着されていることで、交叉位置３の接着性を高め、内装材の力学特性、とりわけ曲げ弾性率を高めることができ、好ましい態様である。
【００１９】
さらに、航空機用内装材の軽量性と力学特性を両立させる観点から、航空機用内装材の成形体において、交叉位置の配置点の割合が１％以上であると好ましく、より好ましくは５％以上であり、さらに好ましくは１０％以上であり、さらに好ましくは２０％以上である。交叉位置の配置点の割合の上限は特に限定はないが、９０％以下で本発明の目的を達成することができる。ここで、交叉位置の配置点の割合とは、次のように測定される割合のことである。まず、航空機用内装材の成形体から、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂を含む成形体部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を断面観察し、続いて得られた断面写真を画像処理により、２値化し、強化繊維部分６を白に、それ以外の部分を黒とする。画像処理で得られる強化繊維の交叉位置の個数Ｘを測定する。続いて断面写真より強化繊維の交叉位置に熱可塑性樹脂が配置されている交叉位置の個数Ｙを測定する。これらの値を使い、交叉位置の配置点の割合は、以下の式で定義される
交叉位置の配置点の割合（％）＝Ｙ／Ｘ×１００。
【００２０】
交叉位置の配置点の割合は、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を１０カ所以上測定し、測定値の和を測定カ所数で除した値のことである。
【００２１】
本発明の航空機用内装材は、軽量性を高める上で、空隙を内包していることが好ましい。ここで空隙とは、航空機用内装材内部における、強化繊維同士の間に存在する隙間、あるいは熱可塑性樹脂同士の間に存在する隙間、あるいは強化繊維と熱可塑性樹脂の間に存在する隙間部分のことである。空隙率とは、航空機用内装材の体積に対する、強化繊維および熱可塑性樹脂の体積を排除した空間体積の割合であり、以下の式で定義される。
【００２２】
空隙率（％）＝１００×｛Ｖ−（Ｗｆ／ρｆ＋Ｗｒ／ρｒ）｝／Ｖ
ここで、航空機用内装材の体積をＶ（ｃｍ３）、強化繊維の重量をＷｆ（ｇ）、強化繊維の比重をρｆ（ｇ／ｃｍ３）、熱可塑性樹脂の重量をＷｒ（ｇ）、熱可塑性樹脂の比重をρｒ（ｇ／ｃｍ３）とする。
【００２３】
好ましい空隙率は、２０〜９０％の範囲内であり、より好ましくは２５〜８５％の範囲内であり、さらに好ましくは３０〜８０％である。
【００２４】
本発明の航空機用内装材における、強化繊維２と熱可塑性樹脂１の成分割合は、航空機用内装材の発生ガス量および力学特性の観点から、強化繊維が１０〜６０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が４０〜９０重量％の範囲内であることが好ましい。より好ましくは、強化繊維が１５〜５０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が５０〜８５重量％の範囲内である。強化繊維が２０〜４５重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が５５〜８０重量％の範囲内であるとさらに好ましい。
【００２５】
航空機用内装材の軽量性と剛性の観点から、本発明の航空機用内装材における密度ｄは、０．０５〜１．５ｇ／ｃｍ３の範囲内であることが好ましく、より好ましくは０．０８〜１．２ｇ／ｃｍ３の範囲内であり、さらに好ましくは０．１〜０．８ｇ／ｃｍ３での範囲内である。
【００２６】
本発明に使用される不連続の強化繊維の繊維長は、航空機用内装材の軽量性と力学特性の観点から、２〜１００ｍｍの範囲内が好ましく、より好ましくは３〜８０ｍｍの範囲内であり、さらに好ましくは３〜５０ｍｍの範囲内である。なお繊維長は、航空機用内装材から４００本以上の繊維を取り出し、それぞれ繊維長を測定し、測定した繊維長の和を測定本数で除した平均値である。
【００２７】
本発明に使用される不連続の強化繊維の単繊維直径は、航空機用内装材の力学特性の観点から、１〜１００μｍの範囲内であることが好ましく、より好ましくは２〜７０μｍの範囲内であり、さらに好ましくは３〜５０μｍでの範囲内である。
【００２８】
同様に、本発明に使用される強化繊維の引張弾性率は５０〜７００ＧＰａの範囲内が好ましく、より好ましくは１５０〜７００ＧＰａの範囲内であり、さらに好ましくは２００〜７００ＧＰａの範囲内である。ここで言う強化繊維の引張弾性率とは、ＪＩＳ Ｒ ７６０１に基づいた樹脂含浸ストランド法で測定した弾性率である。
【００２９】
本発明で用いられるこれら強化繊維としては、例えば、アルミニウム、鉄、マグネシウム、チタンおよびこれらとの合金などの金属繊維や、ＳｉＣを主成分とする繊維、ガラス繊維、ホウ素繊維、アルミナ繊維、石英繊維、ポリアクリロニトリル系や、ピッチ系の炭素繊維や活性炭素繊維などの無機繊維や、アラミド繊維、ポリエーテルイミド繊維、ポリブチレンテレフタレート繊維などの有機繊維、およびニッケルや銅をガラス繊維や炭素繊維などの表面にコーティングした金属被覆繊維が挙げられる。これらは、単独または２種以上併用して用いても良い。強化繊維には、繊維の比重が小さく、繊維の引張強度および引張弾性率が高く、発生ガス量を抑制できる炭素繊維が特に好ましく用いられる。中でも繊維の引張強度と引張弾性率のバランスの観点から、ポリアクリロニトリル系の炭素繊維がさらに好ましく用いられる。
【００３０】
本発明に使用される熱可塑性樹脂としては、例えば、ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）、ポリブチレンテレフタレート（ＰＢＴ）、ポリトリメチレンテレフタレート（ＰＴＴ）、ポリエチレンナフタレート（ＰＥＮ）、液晶ポリエステル等のポリエステルや、ポリエチレン（ＰＥ）、ポリプロピレン（ＰＰ）、ポリブチレン等のポリオレフィンや、スチレン系樹脂の他や、ポリオキシメチレン（ＰＯＭ）、ポリアミド（ＰＡ）、ポリカーボネート（ＰＣ）、ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）、ポリ塩化ビニル（ＰＶＣ）、ポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）、ポリフェニレンエーテル（ＰＰＥ）、変性ＰＰＥ、ポリイミド（ＰＩ）、ポリアミドイミド（ＰＡＩ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリスルホン（ＰＳＵ）、変性ＰＳＵ、ポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）、ポリケトン（ＰＫ）、ポリエーテルケトン（ＰＥＫ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリアリレート（ＰＡＲ）、ポリエーテルニトリル（ＰＥＮ）、フェノール系樹脂、フェノキシ樹脂、ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）などのフッ素系樹脂、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、およ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、変性体、および２種類以上ブレンドした樹脂などを用いることができるが、本発明の目的である発生ガス量を抑制する観点から、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）およびポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）が好適に用いられる。
【００３１】
熱可塑性樹脂の重量平均分子量は、特に制限はないが、航空機用内装材の力学特性の観点から、２，０００〜２００，０００が好ましく、より好ましくは５，０００〜１５０，０００であり、更に好ましくは１０，０００〜１００，０００である。
【００３２】
熱可塑性樹脂には、機能性を高める観点から、充填材や添加剤が添加されていてもよい。例えば、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、制泡剤およびカップリング剤である。とりわけ、無機物を添加する場合には、その分散サイズが小さい方が、強化繊維への接着性の観点からより好ましい。特にナノオーダーの分散サイズを有するものは、少量添加で機能向上効果を発現できる点からさらに好ましい態様である。
【００３３】
本発明の航空機用内装材には、本発明の効果を妨げない範囲で、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ポリウレタン樹脂、ビニルエステル樹脂およびフェノール樹脂等の熱硬化性樹脂や、アルミニウム、鉄、ステンレス、マグネシウム、チタンおよびこれらとの合金等、またこれらの金属に接着性の表面処理を施した金属材料等の他の成分を付与することができる。航空機用内装材の力学特性として、ＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される航空機用内装材の曲げ弾性率が１ＧＰａ以上であることが好ましく、より好ましくは１．３ＧＰａ以上であり、さらに好ましくは１．５ＧＰａ以上であり、さらに好ましくは２ＧＰａ以上である。内装材の曲げ弾性率を上記範囲内とすることで、組み立て時に撓むことなく把持できるため作業性の点で好ましく、かつキャビン内で人が内装材にもたれかかったとしても、十分に内装材の形状を保持するだけの剛性が得ることができる点でも好ましい。また、曲げ弾性率の上限は特に限定はないが、４０ＧＰａ以下で本発明の目的を達成することができる。
【００３４】
航空機内装材の厚みは、航空機内装材の剛性の観点から、０．５〜１５０ｍｍの範囲内であることが好ましく、より好ましくは１〜１００ｍｍの範囲内であり、さらに好ましくは２〜８０ｍｍの範囲内であり、さらに好ましくは３〜５０ｍｍの範囲内である。
【００３５】
航空機用内装材を製造する方法は、特に限定されるものではないが、例えば、予め強化繊維と熱可塑性樹脂を混練（コンパウンド）した材料をペレット形状にして後、射出成形する方法、予め強化繊維と熱可塑性樹脂を乾式法あるいは湿式法にてシート状物にして後、熱成形あるいは圧縮成形する方法等が挙げられる。
【００３６】
本発明の航空機用内装材は、乗客や乗員が航空機内で触れることが出来るものであり、手触りの観点から、航空機用内装材には表皮材が配置されていることが好ましい。
図２は、本発明の航空機用内装材の内装材および表皮材の構造を例示説明するための断面図である。図２に示すように表皮材５は、内装材４の外側に配置されている部分のことであり、航空機用内装材の実質的表面を構成する部分となる。
【００３７】
表皮材５の配置構成は、内装材４の片側には配置されていても、両側に配置されていても構わない。また、航空機用内装材の組立作業時に強化繊維や熱可塑性樹脂の脱落が生じることがあり、作業性を著しく低下させることがあるため表皮材５は内装材４の両側に配置されていることがより好ましい。
【００３８】
表皮材５の形態には特に限定はなく、例えば、フィルム状、板状、不織布、織布、メッシュ等や、これら２種以上積層した形態を用いることができる。 表皮材５の厚みは、特に制限はないが、航空機用内装材の軽量性を阻害しない範囲として、１０ｍｍ以下が好ましく、より好ましくは５ｍｍ以下であり、さらに好ましくは１ｍｍ以下であり、さらに好ましくは０．５ｍｍ以下である。
【００３９】
表皮材５と内装材４の一体化方法は、特に限定されるものではないが、例えば、予め内装用基材に表皮材を付与した成形用基材を熱成形あるいは圧縮成形する方法、航空機用内装材成形型内で内装材と表皮材を射出成形、熱成形あるいは圧縮成形にて一体化する方法、航空機用内装材成形品の表面に表皮材を接着する方法、航空機用内装材成形品の表面にメッキ、塗装、融着被覆および蒸着等をする方法が挙げられる。
【００４０】
また、意匠性の観点から、航空機用内装材の表面、すなわち表皮材部分が幾何学的または非幾何学的な模様を有していても良い。幾何学的な模様とは、三角形、方形、菱形、多角形、円形等、およびこれらを組み合わせた形状からなる模様のことである。非幾何学的な模様とは、文字、数字、絵、マーク等、およびこれらを組み合わせた形状からなる模様のことである。
【００４１】
航空機用内装材の表皮材５に幾何学的または非幾何学的な模様を付与する方法は、特に限定されるものではないが、例えば、予め模様がプリントされた表皮材を使用する方法、成形型の製品面に模様を型どりしておく方法、航空機用内装材成形型の製品面に模様となる部品をインサートし、予め内装用基材に表皮材を付与した成形用基材と一体化する方法、航空機用内装材成形型の製品面に模様となる部品をインサートし、射出成形する方法、航空機用内装材の成形品を穴あけ、削り等の２次加工し模様を付与する方法、航空機用内装材の成形品にメッキ、塗装、蒸着およびレーザー照射等することで模様を付与する方法等が挙げられる。
【００４２】
表皮材５の素材としては、航空機内装材の使用環境に合わせて選択すれば良く、特に制限はない。表皮材５の素材としては、例えば、熱可塑性樹脂、熱硬化性樹脂、金属およびセラミック等が挙げられる。
【００４３】
表皮材５は、航空機内装材の成形性の観点から、熱可塑性樹脂で構成されてことが好ましい。表皮材５に用いられる熱可塑性樹脂としては、例えば、ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）、ポリブチレンテレフタレート（ＰＢＴ）、ポリトリメチレンテレフタレート（ＰＴＴ）、ポリエチレンナフタレート（ＰＥＮ）、液晶ポリエステル等のポリエステルや、ポリエチレン（ＰＥ）、ポリプロピレン（ＰＰ）、ポリブチレン等のポリオレフィンや、スチレン系樹脂の他や、ポリオキシメチレン（ＰＯＭ）、ポリアミド（ＰＡ）、ポリカーボネート（ＰＣ）、ポリメチルメタクリレート（ＰＭＭＡ）、ポリ塩化ビニル（ＰＶＣ）、ポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）、ポリフェニレンエーテル（ＰＰＥ）、変性ＰＰＥ、ポリイミド（ＰＩ）、ポリアミドイミド（ＰＡＩ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリスルホン（ＰＳＵ）、変性ＰＳＵ、ポリエーテルスルホン、ポリケトン（ＰＫ）、ポリエーテルケトン（ＰＥＫ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリアリレート（ＰＡＲ）、ポリエーテルニトリル（ＰＥＮ）、フェノール系樹脂、フェノキシ樹脂、ポリテトラフルオロエチレンなどのフッ素系樹脂、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、およ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、変性体、および２種類以上ブレンドした樹脂を用いることができる。好ましくは、耐熱性および難燃性に優れたＰＥＥＫ、ＰＥＩ、ＰＰＳ、ＰＰＯ、ＰＶＣおよびポリエーテルスルホン等が好適である。
【００４４】
熱可塑性樹脂には、機能性を高める観点から、充填材や添加剤が添加されていてもよい。添加される成分としては、例えば、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、制泡剤およびカップリング剤である。とりわけ、無機物を添加する場合には、その分散サイズが小さい方が、強化繊維への塗れ性の観点からより好ましい。特にナノオーダーの分散サイズを有するものは、少量添加で効果を発現できる点からさらに好ましい態様である。
【００４５】
表皮材５が熱硬化性樹脂で構成されている場合は、力学特性の観点から好ましい様態である。表皮材５として、例えば、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ポリウレタン樹脂、ビニルエステル樹脂およびフェノール樹脂等を用いることができる。耐熱性の観点から、エポキシ樹脂、ビニルエステル樹脂およびフェノール樹脂が好適に用いられる。
【００４６】
表皮材５が金属で構成されている場合は、軽量性は損なわれるものの剛性を高められる観点から好ましい態様である。表皮材５として、例えば、アルミニウム、鉄、ステンレス、マグネシウム、チタンおよびこれらとの合金等、またこれらの金属材料に接着性の表面処理を施した金属材料等を用いることができる。
【００４７】
表皮材５がセラミックスで構成されている場合は、発煙ガス量の観点から好ましい様態である。表皮材５として、例えば、酸化アルミニウム、酸化ケイ素、酸化クロム、粘土等を用いることができる。
なお、本発明の航空機用内装材の空隙率、密度、組成分割合、繊維長および力学特性などの測定には、該表皮材を除外しておくことが必要である。
【００４８】
本発明の航空機用内装材は、内装材および表皮材以外に、さらに補強材が形成されていてもよい。補強材とは、航空機用内装材の強度や剛性を補強するためのものであり、内装材の外側、あるいは内装材および表皮材の間に配置される。補強材の素材は、航空機用内装材の剛性補強の観点から、引張弾性率の高い繊維強化熱硬化性樹脂、繊維強化熱可塑性樹脂、金属材料から構成されていることが好ましい。 また補強材の厚みは、航空機用内装材の軽量性の観点から、航空機用内装材の軽量性の観点から、１５ｍｍ以下が好ましく、より好ましくは１０ｍｍ以下であり、更に好ましくは５ｍｍ以下である、さらに好ましくは２ｍｍ以下である。
【００４９】
航空機内装材の成形品には、航空機用内装材の剛性の観点から、成形品に凸凹形状が形成されていても良い。凹凸形状としては、例えば、山型、丸型、波型、角型、Ｗ型、Ｍ型、Ｉ型、Ｈ型および台形型などが挙げられる。凹凸の高さは、７０ｍｍ以下が好ましく、より好ましくは５０ｍｍ以下であり、さらに好ましくは３０ｍｍ以下である。
【００５０】
航空機内装材の成形品には、軽量化の観点から、成形品に複数個の貫通穴が形成されていても良い。ここで貫通穴とは、表皮材を含む航空機用内装材の厚み方向に貫通した穴のことである。航空機用内装材に形成する貫通穴の大きさは、３０００ｃｍ２以下が好ましく、より好ましくは２０００ｃｍ２以下であり、更に好ましくは１５００ｃｍ２以下である。また、航空機用内装材に形成する貫通穴の形状は、例えば、円形、楕円形、多角形、角Ｒのある多角形であっても、２種類以上の形状が併用されていても良い。これらの貫通穴は航空機用内装材の接合穴や窓枠などとして使用することが出来る。
【００５１】
本発明の航空機としては、例えば、固定翼機、飛行機、グライダー、回転翼機、ヘリコプター、オートジャイロ等の重航空機、飛行船および気球等の軽航空機などが挙げられる。
【００５２】
本発明の航空機用内装材は、例えば、機長席、副操縦士席、客室乗務員用座席、乗客座席、クローゼット、調理ユニット、化粧室壁、手荷物ロッカー壁、収納ロッカー壁、ドア内張、キャビン天井パネル、キャビン内装パネル、キャビン床面、床下貨物室天井パネル、床下貨物室内装パネル、貨物室床面、エンジン室内装パネル、エンジン室天井パネル、エンジン室床面、コックピット天井パネル、コックピット内装パネル、コックピット床面、機内用食器および機内用トレイなどに適用可能である。
【実施例】
【００５３】
以下、実施例により本発明の航空機用内装材についてさらに詳細に説明するが、下記実施例は本発明を制限するものではない。本発明の説明で用いられた航空機用内装材の諸特性の測定手法は、以下のとおりである。
【００５４】
（１）航空機用内装材の発生ガス量評価
成形体から長さ７６．２ｍｍと幅７６．２ｍｍの直方体を切り出し試験片とした。試験片の厚みｔを測定し、試験片の表面積Ａ（ｃｍ２）を算出する。発生ガス量の試験は、ＡＳＴＭ Ｅ６６２に従い、発煙箱の容積Ｖ（ｍ３）、光路長Ｌ（ｍ）のＮＢＳ発煙性試験装置にて煙の透過率Ｔ（％）を測定し、次式に従い発生ガス量を算出した。
発生ガス量＝（Ｖ／（Ａ×Ｌ））×ｌｏｇ（１００／Ｔ）
発生ガス量測定時のサンプル燃焼時間は２０分とした。発生ガス量は６回以上測定し、測定値の和を測定回数で除した平均値とする。
【００５５】
（２）航空機用内装材の空隙率評価
成形体から直方体を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。まず、試験片の長さＬ１（ｃｍ）、幅Ｂ１（ｃｍ）、厚みＴ１（ｃｍ）、および重量Ｗ１（ｇ）を測定する。次に試験片を粉砕片の最大長さが５０μｍ以下となるように凍結粉砕し、粉砕片を収集する。この粉砕片を５０℃の温度の空気中で、２４時間乾燥させ、ＪＩＳ Ｒ １６２０のピクノメーター法に従い粉砕片の密度ρ粉砕を測定した。これらの測定値を使い、内装材の空隙率（％）を次式により算出する。空隙率は５回以上測定し、測定値の和を測定回数で除した平均値とする
空隙率＝（ρ粉砕×Ｌ１×Ｂ１×Ｔ１−Ｗ１）／（Ｌ１×Ｂ１×Ｔ１×ρ粉砕）×１００。
【００５６】
（３）航空機用内装材の成分割合評価
成形体から直方体を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。まず、試験片の重量Ｗ２（ｇ）を測定する。続いて、強化繊維を溶解せず、熱可塑性樹脂を膨潤あるいは溶解可能な有機溶媒を選定し、試験片を選定した有機溶媒中に６時間浸積して、強化繊維のみを取り出す。取り出した強化繊維を５０℃の温度の空気中で、２４時間乾燥させ、重量Ｗ３（ｇ）を測定し、内装材の繊維および熱可塑性樹脂の重量分率（重量％）を次式により求める
繊維の重量分率 ＝Ｗ３／Ｗ２×１００
熱可塑性樹脂の重量分＝（１−Ｗ３／Ｗ２）×１００。
【００５７】
（４）航空機用内装材の繊維長評価
成形体から長さ１０ｃｍと幅１０ｃｍの直方体を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。まず、強化繊維を溶解せず、熱可塑性樹脂を膨潤あるいは溶解可能な有機溶媒を選定し、試験片を選定した有機溶媒中に６時間浸積して、強化繊維のみを取り出す。取り出した強化繊維を顕微鏡観察し内装材の繊維長（ｍｍ）を測定する。繊維長は４００本以上測定し、測定値の和を測定本数で除した平均値とする。
【００５８】
（５）航空機用内装材の曲げ弾性率評価
成形体の平坦な部分を選び、試験片の長さ１００ｍｍ、幅１０ｍｍの板状物を切り出し試験片とした。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。曲げ試験はＡＳＴＭ Ｄ７９０に従い試験をし、内装材の曲げ弾性率（ＧＰａ）を測定した。曲げ試験の支店間距離Ｌ２は試験片の厚みＴ２の１６倍とした。なお評価にはＩＮＳＴＲＯＮ５５６５を用いた。曲げ弾性率は５回以上測定し、測定値の和を測定回数で除した平均値とする。
【００５９】
（６）繊維強化樹脂の密度評価
成形体の平坦な部分を選び、直方体の試験片Ａを切り出し、長さＬ０（ｃｍ）と幅Ｂ０（ｃｍ）と厚みＴ０（ｃｍ）と重量Ｗ０（ｇ）を測定し、密度（ｇ／ｃｍ３）を次式により求める。ここで、成形体に表皮材や補強材が一体化している場合は、表皮材や補強材を除去し試験片とした。厚みは同一の試験片内で５点測定し、その平均値とする。密度は、測定回数５回の平均値とする
密度＝Ｗ０／（Ｌ０×Ｂ０×Ｔ０）。
【００６０】
（７）交叉位置の配置点の割合評価
航空機用内装材の成形体から、不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂を含む成形体部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を断面観察し、続いて得られた断面写真を画像処理により、２値化し、強化繊維部分６を白に、それ以外の部分を黒とする。画像処理で得られる強化繊維の交叉位置の個数Ｘを測定する。続いて断面写真より強化繊維の交叉位置に熱可塑性樹脂が配置されている交叉位置の個数Ｙを測定する。これらの値を使い、交叉位置の配置点の割合を次式により求める。
交叉位置の配置点の割合（％）＝Ｙ／Ｘ×１００
交叉位置の配置点の割合は、長さ３ｍｍ、幅３ｍｍの範囲を１０カ所以上測定し、測定値の和を測定カ所数で除した平均値とする。
【００６１】
（参考例１）
ポリアクリロニトリルを主成分とする共重合体を紡糸し焼成処理を行い、総フィラメント数２４０００本の炭素繊維連続束Ａを得た。この炭素繊維連続束Ａの特性は、次のとおりであった。
単繊維直径 ７μｍ
単位長さ当たりの質量 １．７ｇ／ｍ
比重 １．８ｇ／ｃｍ３
引張強度 ５ＧＰａ
引張弾性率 ２３５ＧＰａ
炭素繊維表面の表面比炭素濃度Ｏ／Ｃ ０．１
サイジング付着量 １．５ｗｔ％。
【００６２】
（参考例２）
ポリエーテルイミド樹脂（ＧＥプラスチック社製、「ＵＲＴＥＭ１０００」（登録商標））を凍結粉砕し、平均粒子径３００μｍのポリエーテルイミド樹脂粒子を得た。
【００６３】
（参考例３）
ポリエーテルスルホン樹脂（住友化学工業（株）社製、「スミカエクセルＰＥＳ４１００Ｇ」（登録商標））を凍結粉砕し、平均粒子径３００μｍのポリエーテルスルホン樹脂粒子を得た。
【００６４】
（実施例１）
参考例１で得られた炭素繊維連続束Ａを、カートリッジカッターでカットし、繊維長６．４ｍｍのチョップド糸を得た。得られたチョップド糸２３４０ｇと参考例２で得られたポリエーテルイミド樹脂粒子７７６０ｇを抄紙法によりウェブとし、続いて表皮材として厚み０．１７５ｍｍのポリエーテルイミドフィルム（東レ（株）製、「カプトン」（登録商標））を前記ウェブの上下に配置し、３９０℃の温度の電気炉中で８分間加熱した後、室温プレスで加圧・冷却し、長さ２０００ｍｍ、幅１０００ｍｍ、厚み９ｍｍの成形用基材を得た。
【００６５】
得られた成形用基材を３９０℃の温度の電気炉中で８分間加熱し熱可塑性樹脂層を膨張させた後、金型の製品面にＴＯＲＡＹというロゴ入っている航空機用内装材成形用金型内に配置後、室温で冷却プレスした。プレス内で樹脂が十分固化した後に脱型し成形体を得た。さらに、図３に示すように、成形体をパンチング加工にて窓枠７等を所定形状に加工し、ＴＯＲＡＹのロゴ入り（表皮材の非幾何学的な模様６）航空機用内装材を得た。 得られた航空機用内装材は、重量７ｋｇ、長さ１９００ｍｍ、幅９００ｍｍ、厚み１０ｍｍであった。表皮材以外の航空機用内装材部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし断面観察したところ、強化繊維の交叉位置（交点）に熱可塑性樹脂が融着して配置された格子構造を有しており、交叉位置の配置点の割合が１０％であった。また、上述した測定手法にて、航空機用内装材の諸特性を測定したところ、発生ガス量は４０であり、空隙率は６５％であり、炭素繊維の重量分率は２３重量％であり、密度は０．４ｇ／ｃｍ３であり、曲げ弾性率は１．８ＧＰａであった。
【００６６】
（実施例２）
実施例１と同じチョップド糸２３４０ｇと参考例３で得られたポリエーテルスルホン樹脂粒子８３６０ｇを抄紙法によりウェブとし、３５０℃の温度の電気炉中で８分間加熱した後、室温プレスで加圧・冷却し、長さ２０００ｍｍ、幅１０００ｍｍ、厚み９ｍｍの成形用基材を得た。
【００６７】
得られた成形用基材を３５０℃の温度の電気炉中で８分間加熱し熱可塑性樹脂層を膨張させた後、実施例１と同様の方法でＴＯＲＡＹのロゴ入り（表皮材の非幾何学的な模様６）航空機用内装材を得た。得られた航空機用内装材は、重量８ｋｇ、長さ１９００ｍｍ、幅９００ｍｍ、厚み１０ｍｍであった。航空機用内装材部分を、かみそり刃で厚みに垂直な面で切り落とし断面観察したところ、強化繊維の交叉位置（交点）に熱可塑性樹脂が融着して配置された格子構造を有しており、交叉位置の配置点の割合が１１％であった。また、上述した測定手法にて、航空機用内装材の諸特性を測定したところ、発生ガス量は５０であり、空隙率は６５％であり、炭素繊維の重量分率は２１重量％であり、密度は０．４ｇ／ｃｍ３であり、曲げ弾性率は１．５ＧＰａであった。
【図面の簡単な説明】
【００６８】
【図１】図１は、本発明の内装材の強化繊維により組まれた格子構造を例示説明するための概念斜視図である。
【図２】図２は、本発明の航空機用内装材の内装材および表皮材の構造を例示説明するための断面図である。
【図３】図３は、本発明の一実施態様に係る航空機用内装材の斜視図である。
【符号の説明】
【００６９】
１．熱可塑性樹脂
２．強化繊維
３．交叉位置（交点）
４．内装材
５．表皮材
６．表皮材の非幾何学的な模様
７．窓枠
【産業上の利用可能性】
【００７０】
本発明の航空機用内装材は、固定翼機、飛行機、グライダー、回転翼機、ヘリコプター、オートジャイロ等の重航空機、飛行船、および気球等の軽航空機などの航空機の内装材として有用である。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂から構成され、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が０〜１００の範囲内であることを特徴とする航空機用内装材。
【請求項２】
強化繊維の交叉位置に前記熱可塑性樹脂が配置された格子構造を有することを特徴とする請求項１記載の航空機用内装材。
【請求項３】
強化繊維の交叉位置において、前記強化繊維が熱可塑性樹脂で融着されてなることを特徴とする請求項２記載の航空機用内装材。
【請求項４】
空隙率が２０〜９０体積％の範囲内であることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項５】
強化繊維が１０〜６０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が４０〜９０重量％の範囲内であることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項６】
不連続の強化繊維の繊維長が２〜１００ｍｍの範囲内であることを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項７】
強化繊維が炭素繊維であることを特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項８】
熱可塑性樹脂が、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およびポリエーテルスルホン樹脂から選択された少なくとも１種の熱可塑性樹脂であることを特徴とする請求項１〜７のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項９】
ＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される曲げ弾性率が１ＧＰａ以上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航空機用内装材。
【請求項１０】
さらに表皮材が一体化されてなることを特徴とする請求項１〜９のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項１１】
表皮材が、幾何学的または非幾何学的な模様を有することを特徴とする請求項１０に記載の航空機用内装材。
【請求項１】
不連続の強化繊維と熱可塑性樹脂から構成され、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が０〜１００の範囲内であることを特徴とする航空機用内装材。
【請求項２】
強化繊維の交叉位置に前記熱可塑性樹脂が配置された格子構造を有することを特徴とする請求項１記載の航空機用内装材。
【請求項３】
強化繊維の交叉位置において、前記強化繊維が熱可塑性樹脂で融着されてなることを特徴とする請求項２記載の航空機用内装材。
【請求項４】
空隙率が２０〜９０体積％の範囲内であることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項５】
強化繊維が１０〜６０重量％の範囲内であり、熱可塑性樹脂が４０〜９０重量％の範囲内であることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項６】
不連続の強化繊維の繊維長が２〜１００ｍｍの範囲内であることを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項７】
強化繊維が炭素繊維であることを特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項８】
熱可塑性樹脂が、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およびポリエーテルスルホン樹脂から選択された少なくとも１種の熱可塑性樹脂であることを特徴とする請求項１〜７のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項９】
ＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される曲げ弾性率が１ＧＰａ以上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航空機用内装材。
【請求項１０】
さらに表皮材が一体化されてなることを特徴とする請求項１〜９のいずれかに記載の航空機用内装材。
【請求項１１】
表皮材が、幾何学的または非幾何学的な模様を有することを特徴とする請求項１０に記載の航空機用内装材。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公開番号】特開２００６−７７３４２（Ｐ２００６−７７３４２Ａ）
【公開日】平成１８年３月２３日（２００６．３．２３）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００４−２６０８１３（Ｐ２００４−２６０８１３）
【出願日】平成１６年９月８日（２００４．９．８）
【出願人】（０００００３１５９）東レ株式会社 (7,677)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成１８年３月２３日（２００６．３．２３）
【国際特許分類】
【出願日】平成１６年９月８日（２００４．９．８）
【出願人】（０００００３１５９）東レ株式会社 (7,677)
【Ｆターム（参考）】
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