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(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】
(24)【登録日】2023-12-06
(45)【発行日】2023-12-14
(54)【発明の名称】燃料搭載構造体とその製造方法
(51)【国際特許分類】
   B64D 37/06 20060101AFI20231207BHJP
   B64C 1/06 20060101ALI20231207BHJP
   B64C 1/00 20060101ALI20231207BHJP
   B29C 70/16 20060101ALI20231207BHJP
   B29C 70/30 20060101ALI20231207BHJP
   B29C 70/68 20060101ALI20231207BHJP
   F02M 37/00 20060101ALI20231207BHJP
   B29K 101/12 20060101ALN20231207BHJP
   B29K 105/08 20060101ALN20231207BHJP
   B29L 23/00 20060101ALN20231207BHJP
【FI】
B64D37/06
B64C1/06
B64C1/00 B
B29C70/16
B29C70/30
B29C70/68
F02M37/00 301J
B29K101:12
B29K105:08
B29L23:00
【請求項の数】 12
(21)【出願番号】P 2020078980
(22)【出願日】2020-04-28
(65)【公開番号】P2021172263
(43)【公開日】2021-11-01
【審査請求日】2023-01-16
(73)【特許権者】
【識別番号】500302552
【氏名又は名称】株式会社IHIエアロスペース
(74)【代理人】
【識別番号】100097515
【弁理士】
【氏名又は名称】堀田 実
(74)【代理人】
【識別番号】100136700
【弁理士】
【氏名又は名称】野村 俊博
(72)【発明者】
【氏名】藤村 昌伸
(72)【発明者】
【氏名】原田 敬
(72)【発明者】
【氏名】重成 有
【審査官】長谷井 雅昭
(56)【参考文献】
【文献】米国特許第06510961(US,B1)
【文献】米国特許出願公開第2013/0316147(US,A1)
【文献】米国特許第04664134(US,A)
【文献】特開2016-117478(JP,A)
【文献】特開2020-051566(JP,A)
【文献】特開2014-219070(JP,A)
【文献】特開2004-176898(JP,A)
【文献】中国特許出願公開第103448919(CN,A)
【文献】特開2012-187808(JP,A)
(58)【調査した分野】(Int.Cl.,DB名)
B64D 37/06
B64C 1/06
B64C 1/00
B29C 70/16
B29C 70/30
B29C 70/68
F02M 37/00
B29K 101/12
B29K 105/08
B29L 23/00
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
機体を構成する燃料搭載構造体であって、
前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
前記機体の周方向に延びるフレームと、
前記ストリンガー及び前記フレームに連結され、内部に液体燃料を貯留するマニホールドと、を備え、
前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
内側に充填した前記液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有し、
前記ストリンガー及び前記フレームは、前記ライナーの内側に位置し、表面張力により気液を分離し前記マニホールドに液体のみを供給する表面張力部材を有する、燃料搭載構造体。
【請求項2】
機体を構成する燃料搭載構造体であって、
前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
前記機体の周方向に延びるフレームと、
前記ストリンガー及び前記フレームに連結され、内部に液体燃料を貯留するマニホールドと、を備え、
前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
内側に充填した前記液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有し、
前記マニホールドは、前記機体の周方向に延び軸方向に間隔を隔てた複数の中空環状部材を有し、
前記フレームは、周方向に延びる複数の円弧部と、複数の前記円弧部の端面同士を互いに連結する中間連結部と、前記円弧部の最端部を前記中空環状部材に連結する端部連結部とを有する、燃料搭載構造体。
【請求項3】
機体を構成する燃料搭載構造体であって、
前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
前記機体の周方向に延びるフレームと、
前記ストリンガー及び前記フレームに連結され、内部に液体燃料を貯留するマニホールドと、を備え、
前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
内側に充填した前記液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有し、
前記マニホールドは、前記機体の周方向に延び軸方向に間隔を隔てた複数の中空環状部材と、
隣接する1対の中空環状部材に両端が固定され軸方向に延びる中空棒状部材と、を有し、
前記フレームは、周方向に隣接する1対の中空棒状部材の一方から他方まで、周方向に延びる円弧管である、燃料搭載構造体。
【請求項4】
前記ストリンガーの外面に取り付けられた板状のスキンを有し、
前記スキンは、前記ストリンガー及び前記フレームの前記外層と同種の前記繊維強化プラスチックからなり、前記ストリンガー及び前記フレームの荷重を一部分担する、請求項1乃至3のいずれか一項に記載の燃料搭載構造体。
【請求項5】
前記フレーム及び前記ストリンガーの内側、又は前記スキンの外側に設けられた断熱部材を有する、請求項4に記載の燃料搭載構造体。
【請求項6】
前記液体燃料は、液体酸素又は液体水素であり、
前記ライナーは、前記液体燃料に対して耐食性を有するエンジニアリングプラスチックであり、
前記繊維強化プラスチックは、炭素繊維強化プラスチック、アラミド繊維強化プラスチック、又はガラス繊維強化プラスチックである、請求項1乃至3のいずれか一項に記載の燃料搭載構造体。
【請求項7】
請求項1乃至3のいずれか一項に記載の燃料搭載構造体の製造方法であって、
複数の前記ストリンガーを、前記周方向に間隔を隔てて前記軸方向に延びるように配置し、
複数の前記フレームを、少なくともその一部が前記軸方向に間隔を隔てて前記周方向に延びるように配置し、
前記ストリンガー又は前記フレームの前記外層を構成する繊維強化プラスチックに使用されている熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで前記ストリンガーと前記フレームを加熱して互いに交差部で強固に連結し、全体として単一の骨格を構成する、燃料搭載構造体の製造方法。
【請求項8】
前記軸方向に延びるマンドレルを準備し、
気密性を有する熱可塑性樹脂テープを、軸線を中心として前記マンドレルの外周面に巻き付け、
前記熱可塑性樹脂が含侵された繊維プリプレグテープを、前記軸線を中心として前記熱可塑性樹脂テープの外周面に巻き付け、
前記熱可塑性樹脂テープと前記繊維プリプレグテープが巻き付けられた前記マンドレルを前記熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して、前記ストリンガー又は前記フレームを製造する、請求項に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
【請求項9】
前記ストリンガーの外面に板状のスキンを取り付け、前記スキンを前記熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱する、請求項に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
【請求項10】
前記熱可塑性樹脂は、エンジニアリングプラスチックであり、
該エンジニアリングプラスチックは、ナイロン、ポリアセタール、ポリフェニレンサルファイト、ポリアリルエーテルケトン、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、又はエーテルイミドである、請求項に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
【請求項11】
前記熱可塑性樹脂は、エンジニアリングプラスチックであり、
該エンジニアリングプラスチックは、ナイロン、ポリアセタール、ポリフェニレンサルファイト、ポリアリルエーテルケトン、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、又はエーテルイミドである、請求項に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
【請求項12】
前記熱可塑性樹脂は、エンジニアリングプラスチックであり、
該エンジニアリングプラスチックは、ナイロン、ポリアセタール、ポリフェニレンサルファイト、ポリアリルエーテルケトン、ポリカーボネート、ポリフェニレンエーテル、又はエーテルイミドである、請求項に記載の燃料搭載構造体の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、機体の中央部分の有効スペース以外に液体燃料を搭載する燃料搭載構造体とその製造方法に関する。
【背景技術】
【0002】
機体(例えば航空機の胴体)は、その軸心を中心とする中空円筒形の構造体であり、構造部材としてフレーム、ストリンガー、及びスキンを有する。
フレームは、中空円筒形の構造体の周方向に円形状又は円弧状に延びる部材であり、ストリンガーは、構造体の軸方向に直線状に延びる部材である。
フレームとストリンガーは、通常、H型、T型、又はL型の断面形状を有し、互いに交差し、交差部で連結され、機体の骨格を構成する。
スキンは、機体の骨格の外面に張りつけられた円弧状の平板であり、フレーム及びストリンガーと一体化されて機体(例えば胴体)の剛性を高めるとともに、機体の内側と外側とを空間的に仕切る機能を有する。
【0003】
上述したフレーム、ストリンガー、及びスキンは、従来主として金属(ジュラルミン、等)からなり、その結合には、リベット又は溶接が用いられていた。
しかし、航空機の軽量化の観点から機体(胴体及び翼)を複合材(例えば、CFRP:炭素繊維強化プラスチック)で構成することが望まれている。
また、機体を複合材(CFRP)で構成した場合に、例えば翼内のCFRP構造体で囲まれた空間を燃料タンクとして用いることが提案されている(例えば、特許文献1)。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0004】
【文献】特開2012-187808号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0005】
機体(例えば翼内)のCFRP構造体で囲まれた空間を燃料タンクとして用いる場合、以下の問題点がある。
航空機の翼内には、飛行制御用の配管や配線を通す必要があり、小型航空機の場合、燃料タンクの設置スペースが不足する可能性がある。
また、機体内に燃料タンクを設置すると、機体の中央部分の有効スペース(貨物や人員の搭載スペース)がその分、削減される。
【0006】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、機体を複合材で構成した場合に、機体の中央部分の有効スペースの低減を最小限に抑えて必要な燃料を搭載することができる燃料搭載構造体とその製造方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【0007】
本発明によれば、機体を構成する燃料搭載構造体であって、
前記機体の軸方向に延びるストリンガーと、
前記機体の周方向に延びるフレームと、を備え、
前記ストリンガー及び前記フレームは、それぞれ中空管であり、
内側に充填した液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる外層と、
前記外層の内面に密着し前記液体燃料に対する耐食性と気密性を有するライナーと、を有する、燃料搭載構造体が提供される。
【0008】
また、本発明によれば、上記の燃料搭載構造体の製造方法であって、
複数の前記ストリンガーを、前記周方向に間隔を隔てて前記軸方向に延びるように配置し、
複数の前記フレームを、少なくともその一部が前記軸方向に間隔を隔てて前記周方向に延びるように配置し、
前記ストリンガーと前記フレームを熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して互いに交差部で強固に連結し、全体として単一の骨格を構成する、燃料搭載構造体の製造方法が提供される。
【発明の効果】
【0009】
本発明の構成によれば、ストリンガー及びフレームが、繊維強化プラスチックからなる外層と、耐食性と気密性を有するライナーと、を有するので、機体を複合材で構成し、軽量化することができる。
【0010】
また、ストリンガー及びフレームは、それぞれ中空管であり、それぞれの外層が液体燃料の圧力による面内応力を超える引張強度を有し、ライナー(内層)が液体燃料に対する耐食性と気密性を有する。これにより、ストリンガー及びフレームの中空管内に液体燃料の充填が可能となり、従来の燃料搭載スペースを削減できる。
【0011】
さらに、燃料搭載構造体が機体(例えば航空機の胴体)を構成するので、機体の中央部分の有効スペースの低減を最小限に抑えて必要な燃料を搭載することができ、より多くの貨物・人員を航空機に搭載することができる。
【図面の簡単な説明】
【0012】
図1】燃料搭載構造体の第1実施形態の全体構成図である。
図2図1(B)の右下部分に相当する4分割円の拡大図である。
図3図2の斜視図である。
図4】ストリンガーの断面図である。
図5】燃料搭載構造体の第2実施形態の図3と同様の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【0013】
以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【0014】
図1は、本発明による燃料搭載構造体100の第1実施形態の全体構成図である。
この図において、(A)は側面図、(B)はB-B線における断面図である。
【0015】
図1において、燃料搭載構造体100は、機体1(例えば航空機の胴体)を構成し、内側の荷物スペース2を囲む中空円筒形の構造物である。
機体1は、例えば航空機の胴体であるが、航空機以外の飛翔体(人工衛星、ロケット、等)の機体であってもよい。
以下、図1(A)において中空円筒形の中心軸をZ軸、図1(B)において、中心をO、中心Oを通る水平軸をX軸、中心Oを通る鉛直軸をY軸と定義する。
なお、燃料搭載構造体100は、完全な中空円筒形に限定されず、中空楕円形でも、一部に変形部分を有してもよい。
【0016】
図2は、図1(B)の右下部分に相当する4分割円の拡大図であり、図3は、図2の斜視図である。
【0017】
図1図3において、燃料搭載構造体100は、複数のストリンガー10と複数のフレーム20を備える。
複数のストリンガー10は、周方向に間隔を隔てて機体1の軸方向(Z軸方向)に延びる。機体1は、この例では胴体である。
複数のフレーム20は、少なくともその一部が軸方向に間隔を隔てて機体1の周方向に延びる。
また、ストリンガー10とフレーム20は、互いに交差部で強固に連結されており、全体として単一の骨格Fを構成する。ストリンガー10とフレーム20の交差部は、直接連結しても、中間材を介して連結してもよい。
【0018】
燃料搭載構造体100は、さらに、ストリンガー10の外面に取り付けられた板状のスキン30を有する。
上述したストリンガー10、フレーム20、及びスキン30は、全体として一体化され、機体1(構造体)として必要な剛性を有するとともに、機体1の内側と外側とを空間的に仕切っている。
【0019】
図4は、ストリンガー10の断面図である。
ストリンガー10は、中空管であり、外層60aと内層(以下、ライナー62a)を有する。
【0020】
外層60aは、内側に充填した液体燃料Lの圧力による面内応力を超える引張強度を有する繊維強化プラスチックからなる。また、上述したスキン30も、ストリンガー10及びフレーム20の外層60aと同種の繊維強化プラスチックからなり、ストリンガー10及びフレーム20の荷重を一部分担する。
繊維強化プラスチック(以下、FRP)は、好ましくは炭素繊維強化プラスチック(CFRP)であるが、アラミド繊維強化プラスチック、又はガラス繊維強化プラスチックであってもよい。
また、炭素繊維強化プラスチックは、好ましくは熱可塑性の難燃性炭素繊維強化プラスチックである。
また、機体1の内部には与圧がかかるので、内部の気体が外部に漏れないようにスキン30にもライナー62aと同様のライナーを設けることが好ましい。
【0021】
液体燃料Lは、例えば、液体酸素(LOX)又は液体水素(LH2)である。液体酸素の温度は約-180℃の極低温であり、液体水素の温度は約-253℃の極低温である。なお、これは一例であり、他の燃料(例えば通常のジェット燃料)でもよい。
【0022】
ライナー62aは、外層60aの内面に密着し、液体燃料Lに対する耐食性と気密性を有する。ライナー62aは、液体燃料Lに対して耐食性を有する熱可塑性のエンジニアリングプラスチックである。
エンジニアリングプラスチックは、例えば、ナイロン(PA6)、ポリアセタール(POM)、ポリフェニレンサルファイト(PPS)、ポリアリルエーテルケトン(PAEK)などの結晶性ポリマー、又は、例えば、ポリカーボネート(PC)、ポリフェニレンエーテル(PPE)、ポリエーテルイミド(PEI)などの非結晶性ポリマーである。
【0023】
この図において、ストリンガー10は、さらに、表面張力部材64aを有する。
表面張力部材64aは、ライナー62aの内側に位置し、表面張力により気液を分離しマニホールド40(後述する)に液体のみを供給する。表面張力部材64aは、多孔性又はメッシュ状のFRPであるのがよい。
表面張力部材64aを有することにより、極低重力(10-4G以下)で内部の液体燃料Lをエンジン(又は推進装置、連結されているマニホールド40)に強制的に供給することができる。
【0024】
フレーム20は、中空管であり、ストリンガー10と同様の図示しない外層60b、ライナー62b、及び表面張力部材64bを有する。
フレーム20の外層60b、ライナー62b、及び表面張力部材64bは、好ましくは、ストリンガー10の外層60a、ライナー62a、及び表面張力部材64aと同一であるが、異なってもよい。
【0025】
この例でストリンガー10及びフレーム20は、矩形管である。矩形管の寸法(幅、高さ、厚さ)は、機体1(構造体)として必要な剛性が得られるように、設定される。
なお、中空管の断面形状は、矩形に限定されず、台形、ハット型、円形、楕円形でもよい。
【0026】
図4において、ストリンガー10は、外層60aの外面(図で下面)に一体的に取り付けられ、図で幅方向に張り出した平板状のフランジ部12を有する。
フランジ部12は、外層60aと同じFRP(好ましくはCFRP)からなり、スキン30との連結を容易にするために用いられる。
フランジ部12は、ストリンガー10の全長に連続的に設けることが好ましいが、長さ方向に間隔を開けて複数を設けてもよい。
なお、フレーム20に同様のフランジ部(図示せず)を設けてもよい。
【0027】
図3において、燃料搭載構造体100は、さらに、マニホールド40を有する。
マニホールド40は、ストリンガー10及びフレーム20に連結され、内部に液体燃料Lを貯留する。
マニホールド40は、ストリンガー10及びフレーム20と同様に繊維強化プラスチック製の外層とエンジニアリングプラスチックのライナーを有することが好ましいが、金属製であってもよい。
また、マニホールド40は、ストリンガー10及びフレーム20と同様に表面張力部材を有することが好ましいが、これを省略してもよい。
ストリンガー10、フレーム20、及びマニホールド40は、全体として燃料タンクとして機能する。すなわち、マニホールド40は、図示しない配管ラインを介して航空機の推進装置(例えばエンジン)と連通しており、液体燃料Lを推進装置に供給するようになっている。
推進装置が燃料電池を有する場合、液体燃料Lは液体水素である。
【0028】
図3において、マニホールド40は、機体1の周方向に延び軸方向(Z方向)に間隔を隔てた複数(この例では2つ)の中空環状部材42を有する。
中空環状部材42は、この例では、中空の円形部材を90度ごとに4分割した円弧状部材である。しかし、中空環状部材42は、分割されていない一体の中空円形部材であってもよい。
中空環状部材42の断面形状は、ストリンガー10及びフレーム20と同様に、矩形管であることが好ましいが、台形、ハット型、円形、楕円形でもよい。
また、中空環状部材42は、ストリンガー10と同様の図示しない外層60c、ライナー62c、及び表面張力部材64cを有する。
【0029】
図3において、フレーム20は、周方向に延びる複数の円弧部26aと、複数の円弧部26aの端面同士を互いに連結する中間連結部26bと、円弧部26aの最端部を中空環状部材42に連結する端部連結部26cとを有する。
この例でフレーム20は、全体として連続管であり、軸方向に隣接する1対の中空環状部材42に両端が気密に固定されている、
複数の円弧部26aは、軸方向に間隔を隔てており、好ましくは互いに平行に位置する。
【0030】
円弧部26a、中間連結部26b、及び端部連結部26cは、一体的に形成され、その外層60b、ライナー62b、及び表面張力部材64bが、継ぎ目なく連続していることが好ましい。
また、フレーム20は、軸方向に隣接する1対の中空環状部材42に両端が気密に固定され、表面張力部材64bとその内側の空間が、中空環状部材42の表面張力部材64cとその内側の空間に連続して連通している。
この構成により、連続管であるフレーム20の中空管に液体燃料Lを充填することができ、かつ表面張力部材64b,64cにより極低重力で内部の液体燃料Lをマニホールド40に強制的に供給することができる。
【0031】
なお、フレーム20を円弧部26a、中間連結部26b、及び端部連結部26cの別体で構成し、中間連結部26bと端部連結部26cを用いて円弧部26a、中間連結部26b、及び端部連結部26cを連結して組み立ててもよい。
この構成により、円弧部26a、中間連結部26b、及び端部連結部26cの形状を統一して、量産可能にし、製造費、組立費を低減することができる。
【0032】
図2図3において、燃料搭載構造体100は、さらに、断熱部材50を有する。断熱部材50は、スキン30の外側に設けられた外側断熱部材52と、フレーム20及びストリンガー10(すなわち骨格F)の内側に設けられた内側断熱部材54とからなる。
外側断熱部材52は、外部からの入熱を防止する。外側断熱部材52は、好ましくは真空断熱層であるが、発泡断熱材などによる極低温用の断熱材であってもよい。
内側断熱部材54は、ストリンガー10、フレーム20及びマニホールド40の内側に設けられ、これらの部材への内側からの入熱を防止する。内側断熱部材54は、発泡断熱材などによる極低温用の断熱材であるのがよい。
上述した断熱部材50により、ストリンガー10、フレーム20及びマニホールド40の内部に貯留した液体燃料Lのガス化を低減することができる。
【0033】
図3に示した4分割された4組の燃料搭載構造体100を組み合わせることで、図1に示した機体1(例えば航空機の胴体)が形成される。
なお、機体1の分割は4分割に限定されず、その他の分割数でも、その一部又は全部を分割せずに一体化してもよい。
例えば、スキン30、マニホールド40、及び断熱部材50は、分割せずに一体であることが好ましい。
【0034】
図5は、本発明による燃料搭載構造体100の第2実施形態の図3と同様の斜視図である。
この図において、マニホールド40は、機体1の周方向に延び軸方向に間隔を隔てた複数の中空環状部材42と、隣接する1対の中空環状部材42に両端が固定され軸方向に延びる中空棒状部材44と、を有する。
【0035】
中空環状部材42は、この例では、4分割した円弧状部材であるが、分割されていない一体の中空円形部材であってもよい。
また、中空棒状部材44は、この例では、4分割した円弧状部材に対し2つずつ設けているが、分割されていない一体の中空円形部材に対し、複数(2乃至4)を設けてもよい。
中空環状部材42及び中空棒状部材44の断面形状は、ストリンガー10及びフレーム20と同様に、矩形管であることが好ましいが、台形、ハット型、円形、楕円形でもよい。
また、中空環状部材42及び中空棒状部材44は、ストリンガー10と同様の外層60c、ライナー62c、及び表面張力部材64cを有する。
【0036】
フレーム20は、この例では、周方向に隣接する1対の中空棒状部材44の一方から他方まで、周方向に延びる円弧管27である。
複数の円弧管27は、軸方向に間隔を隔てており、好ましくは互いに平行に位置する。
【0037】
図5に示した4分割された4組の燃料搭載構造体100を組み合わせることで、図1に示した機体1(例えば航空機の胴体)が形成される。
なお、機体1の分割数は4分割に限定されず、その他の分割数でも、その一部又は全部を分割せずに一体化してもよい。
その他の構成は、第1実施形態と同様である。
【0038】
上述した燃料搭載構造体100の製造方法は、以下のステップ(工程)S1~S3による。
(S1)複数のストリンガー10を、周方向に間隔を隔てて軸方向に延びるように配置する。
(S2)複数のフレーム20を、少なくともその一部が軸方向に間隔を隔てて周方向に延びるように配置する。
(S3)ストリンガー10又はフレーム20の外層を構成する繊維強化プラスチックに使用されている熱可塑性樹脂の融点を超える温度までストリンガー10とフレーム20を加熱して互いに交差部で強固に連結し、全体として単一の骨格Fを構成する。
【0039】
また、上述したストリンガー10及びフレーム20は、例えば以下のステップT1~T4で製造することができる。
(T1)軸方向又は周方向に延びるマンドレル(図示せず)を準備する。
(T2)気密性を有する熱可塑性樹脂テープを、マンドレルの軸線を中心としてマンドレルの外周面に巻き付ける。
(T3)ストリンガー10又はフレーム20の外層を構成する繊維強化プラスチックに使用されている熱可塑性樹脂が含侵された繊維プリプレグテープを、マンドレルの軸線を中心として熱可塑性樹脂テープの外周面に巻き付ける。
(T4)熱可塑性樹脂テープと繊維プリプレグテープが巻き付けられたマンドレルを繊維プリプレグテープに使用されている熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して、ストリンガー10又はフレーム20を製造する。
この場合、熱可塑性樹脂テープが上述したライナーを構成し、繊維プリプレグテープが上述した外層を構成する。
【0040】
なお、外層60a,60bとライナー62a,62bの樹脂を同一とする場合には、外層とライナーの区別をなくすことができ、製造プロセスのシンプル化ができる。
【0041】
また、表面張力部材64a,64bは、ステップT1の前にマンドレルの表面に予め取り付けても、ステップT4の後で内部に挿入してもよい。
【0042】
また、ストリンガー10の外面に板状のスキン30を取り付け、スキン30を熱可塑性樹脂の融点を超える温度まで加熱して、スキン30をストリンガー10の外面に強固に固定することが好ましい。
【0043】
上述した繊維プリプレグテープに使用されている熱可塑性樹脂は、熱可塑性のエンジニアリングプラスチックである。
エンジニアリングプラスチックは、例えば、ナイロン(PA6)、ポリアセタール(POM)、ポリフェニレンサルファイト(PPS)、ポリアリルエーテルケトン(PAEK)などの結晶性ポリマー、又は、例えば、ポリカーボネート(PC)、ポリフェニレンエーテル(PPE)、ポリエーテルイミド(PEI)などの非結晶性ポリマーである。
これらは、樹脂単体でライナー材として使用されるが、繊維強化プラスチックのマトリックス樹脂としても適用される。
【0044】
上述した繊維強化プラスチック(FRP)は、熱可塑性FRPが好ましいが、それに限定されず、熱硬化性FRPを含んでもよい。
また、熱可塑性FRPの製造方法として、上記の他に、加熱プレス成形、ハイブリッド射出成形、自動テープ積層成形、連続成形、融着接合、締結接合、等を適用することができる。
また、引抜成形と連続成形を組み合わせて、ストリンガー10及びフレーム20を連続成形してもよい。
また、FRPの融着接合方法として、上述した熱融着の他に、高周波誘導融着、抵抗融着、等を適用することができる。
【0045】
上述した本発明の実施形態によれば、ストリンガー10及びフレーム20が、繊維強化プラスチック(FRP)からなる外層60a,60bと、耐食性と気密性を有するライナー62a,62bと、を有するので、機体1を複合材で構成し、軽量化することができる。
【0046】
また、ストリンガー10及びフレーム20は、それぞれ中空管であり、それぞれの外層60a,60bが液体燃料Lの圧力による面内応力を超える引張強度を有し、ライナー62a,62b(内層)が液体燃料Lに対する耐食性と気密性を有する。これにより、ストリンガー10及びフレーム20の中空管内に液体燃料Lの充填が可能となり、従来の燃料搭載スペースを削減できる。
【0047】
さらに、ストリンガー10及びフレーム20からなる燃料搭載構造体100が、航空機の機体内側の荷物スペース2を囲むので、機体1の中央部分の有効スペースの低減を最小限に抑えて必要な燃料を搭載することができる。これにより、より多くの貨物・人員を航空機に搭載することができる。
【0048】
なお本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【0049】
F 骨格、L 液体燃料、O 中心、X 水平軸、Y 鉛直軸、Z 中心軸、
1 機体、2 荷物スペース、10 ストリンガー、12 フランジ部、
20 フレーム、26a 円弧部、26b 中間連結部、
26c 端部連結部、27 円弧管、30 スキン、
40 マニホールド、42 中空環状部材、44 中空棒状部材、
50 断熱部材、52 外側断熱部材、54 内側断熱部材、
60a,60b,60c 外層、62a,62b,62c ライナー、
64a,64b,64c 表面張力部材、100 燃料搭載構造体
図1
図2
図3
図4
図5