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とらふみいのら
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1 3B3 航空機用 VaRTM 大型複雑構造の一体成形技術に関する研究平野義鎭, 青木雄一郎, 岩堀豊, 永尾陽典 (JAXA), 魚田直希 ( カドコーポレーション ) Investigation of VaRTM integrated molding method for large-sized complex structures of aircraft Yoshiyasu Hirano, Yuichiro Aoki, Yutaka Iwahor, Yosuke Nagao (JAXA/ACE-TeC), Naoki Uota (KADO Corporation) Abstract Vacuum-assisted Resin Transfer Molding (VaRTM) is one of the promising approaches to reduce the manufacturing cost of composite aircraft structures. Our research group has fabricated demonstrators of a stiffened panel and 2 m long wing structure, and a demonstrator of a 6 m long full-scale wing structure. The work has been conducted by a step-by-step approach and many tests have been done at each step to evaluate the formability and mechanical properties of the material. This paper reports some important knowledge and the key technologies obtained during the development of the VaRTM integrated molding method for large-sized complex structures of aircrafts. 1. はじめに近年民間航空産業においての適用が急速に拡大しつつある CFRP は, 従来の金属材料と比較して優れた比剛性, 機械的特性を持つ反面, 製造コストは高く, コスト低減が主要な課題のひとつである. 近年の航空機開発においては, 航空機構造の重量軽減のみならず低コストで製造可能な新成形法の確立, 複合材料の特性を十分に引き出す, 新しい構造様式の開発が望まれている. JAXA 航空プログラムグループおよび複合材技術開発センターでは, 国産旅客機開発プログラム客機の外翼部を想定した 6m 主翼実大構造の製造および実大構造試験を実施することを目標としている.17 年度には, 製造技術確立のための予備試験として成形難易度が高いと判断される各要素技術を集約した 2.1m 主翼サブコンポーネント供試体を試作し問題点の抽出を行った. さらに, 大型複雑構造の一体成型技術の確認を目的として,6 m 主翼下面外板の試作を実施した. 本稿では航空機用大型複雑構造の一体成型技術開発および試作品製造で得られたいくつかの重要な知見と抽出された課題について報告する. の一環として, 航空機構造を軽量に, かつ低コストで製造するための複合材成形法の研究を実施してきた. 複合材成形技術として VaRTM 成形法 ( 真空樹脂含浸法 :Vacuum assisted Resin Transfer Molding) を選定し, それを用いた航空機主構造設計, 製造, 強度保証法に関する研究を平成 16 年度から進めている 1).VaRTM 成形法では真空圧と大気圧の差圧を利用することによって強化繊維に樹脂を含浸し, 複合材を成形する. 従来の航空用複合材と異なり, プリプレグ等高価な材料やオートクレーブを初めとする成形設備が要求されないため, 製造コストの低減が期待される. 本プログラムでは,19 年度に 30 人乗り小型旅 2. 低コスト複合材成形技術 2.1 航空機用低コスト複合材の開発前述のとおり,VaRTM 成形法は真空圧を利用して強化繊維に樹脂を含浸させる手法であり ( 図 1 参照 ), 従来, ある程度以上の強度を必要としない船体や風力発電用ブレード等の大型構造物に広く適用されてきた. この手法は大規模な施設や精密な型を必要としない反面, 低圧環境下で成形が行われる事に起因して, 炭素繊維含有率 (Vf) の低下や品質, 強度のばらつきが発生する. 航空機構造材料では, 従来のプリプレグ材料のように高 Vf かつ, 安定した品質の保証が要求される.

2 Resin inlet Vacuum bag Sealant Caul plate Media 図 1 VaRTM 成形概要 Vacuum vent Peal cloth Dry preform Tool normalized stress (Mpa/MPa T800UD(VaRTM) NCF(IMS5131)VaRTM T800S/ B 本プログラムでは, 航空機用一次構造への低コスト複合材の適用を目指し, 従来の航空機用プリプレグ材と同程度の力学特性を持った VaRTM 材の開発を行った. 基材には東レ社製高性能炭素繊維 T800SC を一方向に揃えた後にポリアミド融着糸を用いて固定した UD 基材を選定した. 選定した UD 基材は繊維固定のための補助糸を必要としないため, 繊維うねりや補助糸周辺の樹脂リッチ発生に起因した強度低下を起こしにくい. 反面, 炭素繊維が密に詰まっていることから板厚方向の樹脂流れが確保しにくく, 厚板部分の成形の難易度が高くなる. これに対し, 低粘度で可使時間の長い RTM 用汎用樹脂, ナガセケムテックス社製 XNR6809/XNH6809 を選定し,UD 基材の成形を可能とした. ストリンガおよびリブ等の複雑構造部に関しては, レイアップ時のハンドリング, プリフォーム形状を維持する目的で, 基材として NCF(Non Crimp Fabric) を適用した. これは, 繊維配列の固定に補助糸を用い, さらに繊維配向角の異なる繊維層を複数層組み合わせて固定した, マルチアクセルタイプである. 炭素素繊維としては, 東邦テナックス社製 IMS5131 を適用し, 樹脂は UD 基材と共通とした. 補助糸を用いた VaRTM 材は含浸性が非常に良好であり, (mm) の積層板作成の場合で比較すると, その樹脂含浸は UD 材の場合の 4% 程度で完了する. UD 基材,NCF 基材を用いた VaRTM 複合材の力学特性を図 2 に示す. ここでは比較のために, 航空機用プリプレグ材である T800/3900-2B の力学特性により規格化している. 図 2 に示した結果から分かるように,UD 基材を用いた VaRTM 複合材の力学特性は無孔圧縮強度を除き航空機用プリプレグ材にほぼ匹敵する NHT OHT NHC OHC CAI T800UD(VaRTM) NCF(IMS5131)VaRTM T800S/ B 図 2 VaRTM 複合材の力学的特性 (Vf60% 換算 ) NCF 基材を用いた場合は, プリプレグ材と比較し若干その力学特性が劣るが使用している繊維の相違から, 直接の比較は難しい.NCF 材の CAI 強度は他の 2 者と比較して大きく劣っており, 補助糸の影響が内部損傷の進展状況に影響を与え, 違いが現れたものと考えられる. 無孔圧縮強度は樹脂性能が大きく影響する因子であるため, 樹脂の更なる改良によって改善可能と考えられる. 2.2 複雑構造の一体成型航空機主翼の主要構造は, 通常スキン, ストリンガ, スパーを始めとする多種類の構造部材からなる. 従来手法ではそれぞれの構造部材を別プロセスで製作し,2 次接着, あるいはコボンド, コキュアというプロセスを重ねることによって最終的な形態に至る. 本プログラムでは,VaRTM 成形法の特色を生かし, 複雑な構造を 1 プロセスで一体成型することにより, 工数削減による大幅な低コスト化の可能性について検討した. 具体的には, シリコンモールドによって保持されたスティフナプリフォーム ( 図 3 参照 ) を積層されたスキン上面に設置し, スキン-ストリンガを同時にバキュームすることで,1 プロセスでの樹脂含浸を行う方法である. 図 3 は成形性確認のために実施した板厚変化部をスキンに持つスキン-ストリンガ供試体である. 樹脂含浸, 硬化状況は良好であり, 板厚変化部を持つような複雑構造に対する提案手法の有効性が確認された.

t10 図 3 シリコンインナーモールドおよびストリンガ補強パネル Sec. A-A 1400 B-B A B 150 t4.8 t4.8 740 図 4 t6.4 C C 2100 1m 2.

3 部分供試体の作成最終目標とする,6m 実大供試体の成形性確認および部分構造様式選定を目的として, 成形難易度が高いと考えられる各要素技術を集約し, 外寸 2.1m( 翼巾 ) 1.

板厚変化 (ply drop off) 部の樹脂含浸性確認を目的として, 翼根部から翼端部に向けて 3 段階の板厚変化を,

コスト削減のため, リブ接合用インターコスタルの 2 次接着部を除いた, ストリンガ, スパーを含む全構造を一体成型とした.

また, バッグサイド表面, 特に 2 次接着部の表面品質向上を目的として, 部分的に SUS 製パンチングメタルを用いたカウルプレートを適用し, その成形性に与える影響を調査した.

スキン / スパー連結部コーナーパッドアップの未含浸, ストリンガウェブの変形, 板厚変化部のしわ, スパーのスプリングインなどである. 図 6 に成形不良の例を示す.

3 t10 図 3 シリコンインナーモールドおよびストリンガ補強パネル Sec. A-A 1400 B-B A B 150 t4.8 t 図 4 t6.4 C C m 2.1m 供試体概要 D D A B t3 t4 65 C-C t6.4 D-D 一体成型ストリンガ 40 図 5 VaRTM 主翼一体構造試作品 (2.1m 1.4 m) 2.3 部分供試体の作成最終目標とする,6m 実大供試体の成形性確認および部分構造様式選定を目的として, 成形難易度が高いと考えられる各要素技術を集約し, 外寸 2.1m( 翼巾 ) 1.4m( 翼幅 ) の部分供試体を作成し, 問題点の抽出を行った. 外板部は主翼断面形状を模擬するため, 半径約 7m のコンター形状としている. 板厚変化 (ply drop off) 部の樹脂含浸性確認を目的として, 翼根部から翼端部に向けて 3 段階の板厚変化を, またメンテナンスホール周辺のパッドアップ部として翼巾方向にも板厚変化部を設定しており, 最大板厚は約 10mm である. コスト削減のため, リブ接合用インターコスタルの 2 次接着部を除いた, ストリンガ, スパーを含む全構造を一体成型とした. ストリンガにおいては, 実機構造に近づける目的で Run-out 部を設定し, 不連続構造が樹脂含浸性に及ぼす影響を確認している. また, バッグサイド表面, 特に 2 次接着部の表面品質向上を目的として, 部分的に SUS 製パンチングメタルを用いたカウルプレートを適用し, その成形性に与える影響を調査した. 供試体板厚変化部およびストリンガ配置の概略を図 4 に, 作成された供試体外観を図 5 に示す. 成型後の品質検査により, いくつかの問題点が確認された. スキン / スパー連結部コーナーパッドアップの未含浸, ストリンガウェブの変形, 板厚変化部のしわ, スパーのスプリングインなどである. 図 6 に成形不良の例を示す. コーナーパッドアップ部の未含浸はツール面側の表面層がドライな状態であることから, パッドアップ部で樹脂の先回りが発生してドライスポットとなったことが原因と考えられる. ストリンガウェブのうねりが発生した理由は成形中にプリフォームとインナーモールドのずれが起きたためと考えられる. 板厚変化部のしわは Ply drop off 端がストリンガと交差し 3 次元的な形状変化を伴うことで繊維配列のムラ, 真空圧のムラが発生したためであると考えられる. また, スパーのスプリングイン角度は翼根部で約 1.6, 翼端部で約 1.8 であった. (a) コーナー部未含浸 (b) ストリンガ変形 (c) 板厚変化部のしわ (d) スプリングイン図 6 部分供試体における成形不具合

t=6.72 t=13.44 150 200 700 1000 図 7. 厚板部含浸供試体概念図 2.4 実大主翼下面外板の作成前項に示した部分供試体の作成によって得られた知見を元にし, 成形性の確認を目的として 6 m 主翼下面外販の成形を実施した. 部分供試体にて確認された成形不具合に関しては, それぞれ検討を行い, 対応した. 2.4.1 コーナー部未含浸最も板厚の厚い翼根部に着目し, 同様の板厚分布, スティフナ配置を持った平板供試体 ( 図 7 参照 ) を作成し, 成形性の改善を試みた.

そこで, 注入に用いる樹脂を少量ずつ一定間隔で継ぎ足し, ゲル化による粘度上昇を抑える手法を選択した. また, 厚板部に樹脂注入ポイントを設置し, 優先的に厚板部から樹脂含浸を行うことで, 厚板部の含浸が可能となることを確認した. 2.4.

4 t=6.72 t= 図 7. 厚板部含浸供試体概念図 2.4 実大主翼下面外板の作成前項に示した部分供試体の作成によって得られた知見を元にし, 成形性の確認を目的として 6 m 主翼下面外販の成形を実施した. 部分供試体にて確認された成形不具合に関しては, それぞれ検討を行い, 対応したコーナー部未含浸最も板厚の厚い翼根部に着目し, 同様の板厚分布, スティフナ配置を持った平板供試体 ( 図 7 参照 ) を作成し, 成形性の改善を試みた. 樹脂注入ポイント, バキュームポイント, 注型順序などをパラメトリックに変化させ, 複数の含浸試験を行うことによって最適な樹脂注入プロセスを求めた. どのプロセスにおいても, 厚板部においてドライスポットが残る傾向が確認されている. 厚板部においては, 樹脂の注型に時間を要することから, 樹脂注入過程において未注入, 注入済樹脂のゲル化が開始し, 樹脂含浸を阻害していると考えられる. そこで, 注入に用いる樹脂を少量ずつ一定間隔で継ぎ足し, ゲル化による粘度上昇を抑える手法を選択した. また, 厚板部に樹脂注入ポイントを設置し, 優先的に厚板部から樹脂含浸を行うことで, 厚板部の含浸が可能となることを確認したストリンガウェブの変形ストリンガウェブの変形に関しては, 成形中にバッグ圧によってプリフォームとシリコンのインナーモールドがずれるために発生したと考えられる. この問題に対しては, シリコンの硬度を高くし, 成形中のインナーモールド固定方法を改良することで対応した板厚変化部の繊維うねり繊維のうねり, 表面のしわは全てプライドロップオフと, パッドアップ部が干渉する複雑な板厚変化部で発生していた. そこで, レイアップ時および成形時における基材の板厚変化に対する追従性を向上させるために, プライドロップオフ角度を小さくし, 複雑な板厚変化が発生することを極力避けることで対応したスプリングイン部分供試体では, 一体成形としたスパー部が内側に倒れこむ, スプリングイン ( 図 6(d) 参照 ) が発生した. キュアの前後における変形は, 硬化収縮による影響が最も大きいと考えられることから, キュアサイクルの変更によるスプリングインの低減を試みた. 具体的には, 従来 80 キュア+120 ポストキュアの 2 段キュアとしていたものを, 一段目のキュアとして, 低温の 60 キュアから開始し, 段階的に 80 まで上昇させる多段キュアを採用し, 樹脂の Tg を徐々に上昇させることによって冷却時の変形を低減させるものである m 主翼下面外板の成形前述の改良事項を採用し,6m 下面外板の製作を実施した. 翼巾方向に 6m, 翼弦方向では翼根部約 1.4m, 翼端部約 0.8m, 最大翼厚約 0.3 mである. 部分供試体と同様, 半径約 7m のコンター形状を持つ. 板厚分布は最大 13.44mm, 最小 1.68mm であり段階的に分布している ( 図 8 参照 ). 供試体作成の概要を図 9 に示す. 前項に示した多段キュアによる成形を実施し, 一次硬化の時点で脱型, トリム作業を行う. 成型後の供試体を図 10 に a) トリム前,b) トリム後として示す. 図 8 6m 下面外板供試体概念図

設置した SUS 製カウルプレートの継ぎ目において, カウルプレートの熱変形による食い込みが発生した.

スプリングインは, 部分供試体と同様, キュア後の変形量の測定を実施した. 部分供試体では, 翼端部で 1.8, 翼根部で 1.

まとめと今後の展望航空機一次構造用材料として適用可能な低コス c) 積層後の基材およびバギング状況図 9 大型構造 VaRTM 成形の概要

特に, 難易度が高い厚板部分での含浸を保障するプロセスを確立することで, 大型複雑構造の一体成形における含浸不良のリスクを低減可能であることが示唆された.

翼根部のコーナーパッドアップ, および供試体全体において未含浸部は確認されず, 厚板部の模擬供試体で実施した含浸試験の結果が良く反映されていた.

ストリンガウェブの変形に関しては, ある程度改善傾向が見られたものの, 翼長が長くなったことにより若干のうねりが発生していた. 今後, インナーモールドの材質変更も含めて改善を行う必要がある.

一部, 表面平滑性を確保するためにえることが報告されている (3) ことから, 今後は今回作成した 6m 供試体より多数のクーポン, サブコンポーネントを切り出し,

5 設置した SUS 製カウルプレートの継ぎ目において, カウルプレートの熱変形による食い込みが発生した. これはプレートの分割が必要となる大型構造 a) スキン (UD 材 ) の積層特有の問題であり, プレートの突合せ接合部のギャップ調整などにより改善する必要がある. スプリングインは, 部分供試体と同様, キュア後の変形量の測定を実施した. 部分供試体では, 翼端部で 1.8, 翼根部で 1.6 の変形が発生していたのに対し, キュアサイクルの変更によって同位 b) ストリンガプリフォーム (NCF 材 ) の作成置における変形角度がそれぞれ 0.8,0.9 と改善された. 3. まとめと今後の展望航空機一次構造用材料として適用可能な低コス c) 積層後の基材およびバギング状況図 9 大型構造 VaRTM 成形の概要ト複合材を用いた航空機大型複雑構造の一体成形に成功し, 多くの有益な知見を得た. 特に, 難易度が高い厚板部分での含浸を保障するプロセスを確立することで, 大型複雑構造の一体成形における含浸不良のリスクを低減可能であることが示唆された. VaRTM 法では成形品質が力学特性に影響を与 a) トリム前 b) トリム後図 10 6m 供試体成形後外観成形後に部分供試体と同様, 品質検査を実施した. 翼根部のコーナーパッドアップ, および供試体全体において未含浸部は確認されず, 厚板部の模擬供試体で実施した含浸試験の結果が良く反映されていた. 板内部の品質検査に関しては, 非破壊検査を用いた検証を実施し, 板厚変化部や厚板部の品質評価を実施している (2). ストリンガウェブの変形に関しては, ある程度改善傾向が見られたものの, 翼長が長くなったことにより若干のうねりが発生していた. 今後, インナーモールドの材質変更も含めて改善を行う必要がある. 板厚変化部の繊維うねりに関しては, 大幅に改善されていた. 一部, 表面平滑性を確保するためにえることが報告されている (3) ことから, 今後は今回作成した 6m 供試体より多数のクーポン, サブコンポーネントを切り出し, 強度試験を実施することによって VaRTM 法により大型複雑構造を一体成型した場合の品質安定性と強度特性に関する調査を実施していく予定である. また,6m 供試体に引き続き, 下面外板, 上面外板およびリブ等をアセンブリした実大供試体の作成を行い VaRTM 主翼構造の実静強度試験を実施予定である. 参考文献 1) Y. Nagao, et al., Low-Cost Composite Manufacturing Technology Development Program in JAXA, Proc. of JISSE-9, ) 青木雄一郎他, 航空機用 VaRTM 複合材構造の非破壊検査技術に関する研究, 第 44 回飛行機シンポジウム講演集, 3B4, ) 平野義鎭他, 表面平滑性に着目した VaRTM 成形プロセスの CFRP 強度特性に与える影響, 日本複合材料学会 2006 年度研究発表会予稿集, 67-68, 2006

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