JP2007092716A - 翼構造体およびその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】軽量、高剛性、高意匠で、かつ突風等の不意の荷重付加や疲労に対しても破損しにくく、仮に破損してしまった場合にも翼の飛散を適切に防止できるようにした安全な翼構造体およびその製造方法を提供する。
【解決手段】連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体。
【選択図】図１

Description

本発明は、風力発電用風車翼、ヘリコプターの回転翼、タービン翼、飛行機の主翼、尾翼などに好適な翼構造体とその製造方法に関する。

翼構造体はその断面が流線型を有し、これにより流体の流れを効果的に制御する機能を発現する。一般に航空機や自動車用のリアスポイラに代表される水平翼および垂直翼、航空機、ヘリコプターおよび船舶等のプロペラ翼、送風機のタービン翼や、攪拌機のブレード、風力発電用の風車ブレードなどに用いられる。これらの例のように、翼構造体は移動体に固定されて使用されたり、またはそれ自身が回転したりすることで、流体の流れを制御する機能を利用されることが多い。

そのため、翼部材は軽量であることが求められる。すなわち、翼構造体を含めた装置全体の軽量化や翼構造体の慣性力低減により装置の構造や動力の軽装化に寄与するためである。

また、翼構造体は流体から圧力を受けるため、破壊や変形に耐え得る十分な強度と剛性を有することが必要不可欠である。これは、翼本体またはその一部の破損、飛散を防止するうえで重要な要件である。

このため近年では、従来の金属製や木製に替わって、翼の一部または全体を比強度・比弾性率の高い繊維強化プラスチック（以下ＦＲＰと略す。）で構成することも行なわれている。

例えば、曲げ疲労寿命を向上させるために、ブレードの長手方向に配列する繊維に加え、長手方向と±５０度乃至７０度の方向に繊維を配列した構成の翼構造体が提案されている（例えば、特許文献１参照）。さらに、回転による遠心力と風を受けて回転することにより繰り返される曲げ荷重に耐えるために、主桁の長手方向に一方向ロービング上にガラスクロスとガラスマットとが包帯状に積層された構成の風車翼が提案されている（例えば、特許文献２参照）。

しかしながら、これら積層構造の翼構造体は、いずれも翼の厚みが増大することにより、発電効率を向上させるためには風車全体を大型化する必要があり、重量や耐久性の点からみれば、軽量化、疲労寿命の向上に限界がある。さらに、外皮をＦＲＰ製とした場合には、翼表面の空隙が生じやすく、外観意匠低下や翼内部への水の浸入の心配がある。またさらに、外皮をＦＲＰとした場合には、回転中に人が接触した際に割れて怪我をする恐れがあることや、外力によって翼が破損した際にその一部が飛散しやすく周囲に危険を及ぼす可能性がある。

かかる問題を解決するために、ＦＲＰを使用せずに軽量、高剛性な翼構造体を得る試みも行なわれている。例えば、ポリオレフィン系樹脂延伸シートよりなる翼状断面の表層と、該表層に囲繞されている空間に充填されている、低密度弾性体よりなる芯材からなる風力発電用ブレードが提案されている（例えば、特許文献３参照）。この風力発電用ブレードでは、翼表面の空隙の低減が容易で、外観意匠や耐水性に優れるともに、回転中に人が接触した際に割れて怪我をする心配が少ないものの、絶対的な剛性に欠けるために、発電効率の向上には限界がある。
特開平１１−３１１１０１号公報 特開平６−６６２４４号公報 特開２００４−３１６４６６号公報

そこで本発明の課題は、上記のような現状に鑑み、軽量、高剛性、高意匠で、かつ突風等の不意の荷重付加や疲労に対しても破損しにくく、仮に破損してしまった場合にも翼の飛散を適切に防止できるようにした安全な翼構造体およびその製造方法を提供することにある。

本発明は、かかる課題を解決するために、次の手段を採用するものである。すなわち、
（１）連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体。

（２）前記熱可塑性樹脂組成物の引張破断歪は、前記ＦＲＰ製剛性部材の引張最大歪の１．５〜１０倍の範囲内であることを特徴とする前記（１）に記載の翼構造体。

（３）前記熱可塑性樹脂組成物を構成する熱可塑性樹脂の融点が１００〜３５０℃であることを特徴とする前記（１）または（２）のいずれかに記載の翼構造体。

（４）前記ＦＲＰ製剛性部材は、複数の異なる配向からなることを特徴とする連続炭素繊維を含む前記（１）〜（３）のいずれかに記載の翼構造体。

（５）前記ＦＲＰ製剛性部材に含まれる熱硬化性樹脂組成物のガラス転移温度が６０℃以上であることを特徴とする前記（１）〜（４）のいずれかに記載の翼構造体。

（６）前記ＦＲＰ製剛性部材の表面の少なくとも一部分に、熱可塑性樹脂組成物からなる皮膜が形成されており、当該皮膜を介してＦＲＰ製剛性部材と翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物とが一体に結合されてなることを特徴とする前記（１）〜（５）のいずれかに記載の翼構造体。

（７）前記ＦＲＰ製剛性部材が翼内部で貫通穴を有しており、当該貫通穴に翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物を充填することにより、ＦＲＰ製剛性部材と翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物とが一体に結合されてなることを特徴とする前記（１）〜（６）のいずれかに記載の翼構造体。

（８）翼全長が２ｍ以下であることを特徴とする前記（１）〜（７）のいずれかに記載の翼構造体。

（９）翼先端から翼全長の２０％までの長さの範囲において、前記ＦＲＰ製剛性部材を含むことを特徴とする前記（１）〜（８）のいずれかに記載の翼構造体。

（１０）翼先端から翼全長の３０〜７０％の長さの範囲の任意の翼断面において、前記ＦＲＰ製剛性部材の最大厚みと翼構造体の厚みとの比が０〜０．５の範囲内であることを特徴とする前記（１）〜（９）のいずれかに記載の翼構造体。

（１１）風力発電用水平軸型プロペラ風車として用いられることを特徴とする前記（１）〜（１０）のいずれかに記載の翼構造体。

（１２）連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材を金型内に設置して型締めを行なった後、溶融した熱可塑性樹脂組成物を金型内に射出して冷却固化することによって、ＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体の製造方法。

（１３）あらかじめ、連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材と、熱可塑性樹脂組成物を射出成形して得られる翼本体を分割した複数のパーツを用意し、当該パーツ同士および／または当該パーツとＦＲＰ製剛性部材とを接合することによって、ＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体の製造方法。

（１４）前記ＦＲＰ製剛性部材が、その製造過程において、該ＦＲＰ製剛性部材に含まれる熱硬化性樹脂組成物が硬化する前に、ＦＲＰ製剛性部材の表面の少なくとも一部分に熱可塑性樹脂組成物を配置して、熱硬化性樹脂の硬化反応と並行して熱可塑性樹脂組成物を溶融し、皮膜を形成させて得たものであることを特徴とする前記（１２）または（１３）のいずれかに記載の翼構造体の製造方法。

本発明の翼構造体によれば、軽量、高剛性、高意匠で、かつ高強度と高破断歪を両立した構造を備えるため、翼の破損および破損後の飛散を防止できる安全な翼構造体とその低コストな製造方法を提供できる。

以下、本発明を図面を参照しながらさらに詳細に説明する。図１は、本発明の一実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。図２は、本発明の一実施態様に係る翼構造体の長手軸に垂直な断面図である。

図１、図２に示すように、連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材３は、翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されて、翼構造体１をなしている。翼内部で保持されているとは、ＦＲＰ製剛性部材３の少なくとも１部分が翼内部で固定されており、それにより翼本体２とＦＲＰ製剛性部材３とが翼構造体１として一体化していることを意味する。

ＦＲＰ製剛性部材３は、流体の圧力に対する翼の曲げ剛性および曲げ強度を確保するとともに、回転翼として使用される場合には、回転中の遠心力に対する翼の引張剛性および引張強度を確保している。一方、熱可塑性樹脂組成物によって形成する翼本体２がＦＲＰ製剛性部材３を翼内部で保持することにより、翼構造体内部への水分や異物の混入を防止できるとともに、翼外部からの小石や鳥、氷などの翼への衝突からＦＲＰ製剛性部材３を保護することができるため、翼構造体１の耐久性向上が図れる。

また、翼本体２が熱可塑性樹脂組成物で形成されることにより、一般的には金属や熱硬化性樹脂組成物で形成された場合と比較すると、翼表面は軟らかく形成されており、仮に人が接触した際に割れて怪我をする心配が少なく、かつ翼の一部が飛散した場合もその危険性は小さい。

さらに、ある程度の厚みを備えた翼の曲げ変形を想定した場合には、翼内部のＦＲＰ製剛性部材３よりも翼表面の方が歪量が大きくなるため、翼全体の静的な曲げ強度や曲げ疲労強度を向上させるためには、翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物の引張破断歪が、ＦＲＰ製剛性部材３の引張最大歪よりも大きいことが好ましい。具体的には、１．５〜３０倍の範囲内であることが好ましい。１．５倍未満であると、曲げ荷重に対して、ＦＲＰ製剛性部材３よりも翼本体２が先に破壊する可能性があり、３０倍を越えるとクリープする可能性があるからである。なお、ＦＲＰ製剛性部材の引張最大歪はＪＩＳ−Ｋ７０７３により求め、熱可塑性樹脂組成物の引張破断歪はＪＩＳ−Ｋ７１１３により求めることができる。

翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物としては、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）、ポリメチレンメタクリレート（ＰＭＭＡ）、ポリ塩化ビニル（Ｐ 10ＶＣ）、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、さらにポリスチレン系、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。

さらに、翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物には、翼構造体の強度と剛性をさらに向上させるために、比強度と比弾性率に優れた炭素繊維および／またはガラス繊維を含んでもよい。これら繊維を含むことにより、ＦＲＰ製剛性部材３のみで翼構造体の強度と剛性を確保するだけでなく、翼本体２も強度と剛性向上に寄与することが可能となる。これら繊維の含有率は、強度と剛性を向上させながら、引張破断歪を著しく低下させることのない範囲である５〜５０重量％の範囲内のものであることが好ましい。

また発泡剤や、注入ガス、中空ガラスバルーン等を、翼本体を形成する上記熱可塑性樹脂組成物中に含んでもよい。これにより翼本体内部で部分的に中空構造を形成するために、翼構造体の軽量化が可能となり好ましい。中空構造の配置や含有量は、翼構造の強度や剛性に鑑みて適宜設計されうる。

さらに、翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物を構成する熱可塑性樹脂のガラス転移温度としては、１５〜３００℃が好ましく、より好ましくは４０〜２５０℃、さらに好ましくは８０〜２００℃である。ガラス転移温度が上記温度範囲内であれば、通常の使用温度である常温付近では熱可塑性樹脂組成物がゴム状態になりにくく、翼構造体の使用環境での物性低下を防止できる。

また、翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物を構成する熱可塑性樹脂の融点としては、翼構造体１の実用性から１００℃以上が好ましく、３５０℃以下が好ましい。より好ましくは１００℃〜２５０℃、さらに好ましくは１５０〜２２０℃である。ガラス転移温度および融点は、ＪＩＳ−Ｋ７１２１に準拠して、示差走査熱量測定（ＤＳＣ）により測定できる。

本発明においては、ＦＲＰ製剛性部材３には連続炭素繊維が含まれる。この連続炭素繊維は、ＰＡＮ（ポリアクリルにトリル）系、ピッチ系のいずれでも構わないが、中でもＰＡＮ系の炭素繊維は弾性率や伸度以外に繊維径方向の強度も高いので、ＦＲＰ製剛性部材３の厚み方向の強度を向上させ、ひいては翼構造体の曲げ強度を向上させるので特に好ましい。中でも、翼構造体１の剛性を向上させるために、ＦＲＰ製剛性部材３に含まれる連続炭素繊維は、引張弾性率が２００〜８００ＧＰａの範囲内のものであることが好ましい。なお、炭素繊維の弾性率は、ＪＩＳ−Ｒ７６０１により測定することができる。

さらに、前記同様の目的で、ＦＲＰ製剛性部材３は、連続炭素繊維を体積含有率が３０〜８０％の範囲内で含むことが好ましい。体積含有率はＪＩＳ−７０７５により測定できる。ＦＲＰ製剛性部材３は連続炭素繊維を含んでいれば、その他の補強繊維を同時に含んでもよい。その他の補強繊維としては、ガラス繊維、アルミナ繊維、窒化珪素繊維等の無機繊維、アラミド繊維、ポリエチレン繊維、ナイロン等のポリアミド系合成繊維、ポリフェニレンスルホン繊維等の有機繊維などを使用することができる。

またさらに、翼構造体１には、前記した曲げ荷重や引張荷重の他に、ねじり荷重や、振動も付加されることがある。このためＦＲＰ製剛性部材３は、複数の異なる配向からなる連続炭素繊維を含むことが好ましい。より好ましくは、図１の符号６で示される翼の長手軸方向の引張荷重や曲げ荷重に対しては、翼の長手軸方向に連続炭素繊維を配向させることが好ましく、ねじり荷重に対しては、翼の長手軸方向を０度とした場合に、−６０〜―３０度および＋３０〜＋６０度の範囲内に連続炭素繊維を配向させることが好ましい。これら連続炭素繊維の複数の異なる各配向の含有率は、翼構造体の使用条件や、翼構造体の強度や剛性に鑑みて適宜設定されうる。

ＦＲＰ製剛性部材に含まれる連続炭素繊維をはじめとした補強繊維の形態としては、連続繊維に樹脂を含浸させてシート状にしたプリプレグ、連続繊維織物に樹脂を含浸させた織物プリプレグなどが使用でき、ストランド、ロービング、織物、マット状の補強繊維に樹脂を含浸させながら層構造を形成しても差し支えない。

ＦＲＰ製剛性部材３に含まれる熱硬化性樹脂組成物としては、特に限定されず公知の熱硬化性樹脂などを使用することができる。例えば、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、ビニルエステル樹脂、フェノール樹脂、ベンゾオキサジン樹脂、シアネート樹脂等が使用できる。中でもエポキシ樹脂は、伸度が大きく、繊維強度の利用率が高いので耐疲労特性上最も好ましい。また、耐環境性、耐熱性、耐衝撃性もエポキシ樹脂およびエポキシ樹脂をベースにして無機粒子、熱可塑性樹脂、ゴムなどを添加した変性エポキシ樹脂（アロイ樹脂とも呼ばれる。）が好ましい。また、エポキシ樹脂は、翼構造体１の振動減衰性能上も好ましい樹脂である。エポキシ樹脂以外に好ましい樹脂としては、不飽和ポリエステル樹脂が耐候性、耐環境性に優れていて耐久性上好ましい。また、ビニルエステル樹脂も耐衝撃性に優れていて好ましい。

翼構造体１の使用環境を考慮すると、ＦＲＰ製剛性部材３に含まれる熱硬化性樹脂組成物のガラス転移温度が６０℃以上であることが好ましく、８０℃以上であることがより好ましく、１００℃以上であることがさらに好ましい。翼構造体１は、熱帯地方のように気温４０℃付近の屋外で使用されることがあるため、ガラス転移温度を６０℃以上とすることで、高温環境でも力学特性の低下が少ない翼構造とすることができる。ガラス転移温度の上限は、一般に使用しうる公知の熱硬化性樹脂組成物の特性を鑑みて、２００℃以下が好ましい。ガラス転移温度は、ＪＩＳ−Ｋ７１２１に準拠して、示差走査熱量測定（ＤＳＣ）により測定できる。

図３は、本発明の他の実施態様に係る翼構造体の翼弦に垂直な断面図であるが、ＦＲＰ製剛性部材３の表面の少なくとも一部分に、熱可塑性樹脂組成物からなる皮膜７が形成されており、当該皮膜７を介してＦＲＰ製剛性部材３と翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物とが一体に結合されていることが好ましい。当該皮膜７により、ＦＲＰ製剛性部材３と、翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物との間に強固な接着性を得ることができ、翼構造体１の曲げ荷重やねじり荷重に対して十分な強度や剛性を確保することができる。

また、当該被膜７の熱可塑性樹脂組成物を構成する熱可塑性樹脂の溶解度パラメータδ（ＳＰ値）は９〜１６であることが好ましく、より好ましくは１０〜１５、さらにより好ましくは１１〜１４である。上記範囲内とすることにより、熱可塑性樹脂の分子鎖の凝集力が大きく、熱可塑性樹脂組成物自体が容易には破壊しにくくなり、さらにＦＲＰ製剛性部材３との親和性が高まることで強固な接着力を発現することができる。

かかる溶解度パラメータδを達成しうる熱可塑性樹脂としては例えば、アミド結合、エステル結合、ウレタン結合、エーテル結合、アミノ基、水酸基、カルボキシル基、芳香環などの炭化水素骨格よりも極性の高い結合、官能基あるいは構造を持つものを挙げることができる。かかる熱可塑性樹脂組成物として、アミド結合、エステル結合、ウレタン結合、水酸基等を含むものとしては例えば、ポリアミド系樹脂、ポリエステル系樹脂、ポリカーボネート系樹脂、ＥＶＡ樹脂等が挙げられる。芳香環を含むものとしてはスチレン系樹脂やＰＰＳ系樹脂等が挙げられる。前記樹脂は、単体での使用だけでなく、これらの共重合体、変性体、およびこれらの少なくとも２種類をブレンドした樹脂等などでもよい。

溶解度パラメータδ（ＳＰ値）は、フェダーズ（Fedors)の方法により決定される２５℃におけるポリマーの繰り返し単位の値を指す。当該方法は、R.F.Fedors,Polym.Eng.Sci.,14(2)，147(1974)に記載されている。即ち、求める化合物の構造式において、原子および原子団の蒸発エネルギーとモル体積のデータより次式により決定される。

δ＝（ΣΔｅi／ΣΔｖi）^１／２
ただし、式中、ΔｅiおよびΔｖiは、それぞれ原子または原子団の蒸発エネルギーおよびモル体積を表す。求める化合物の構造式はＩＲ、ＮＭＲ、マススペクトルなどの通常の構造分析手法を用いて決定する。

図４は、本発明のさらに他の実施態様に係る翼構造体を示す斜視図であるが、ＦＲＰ製剛性部材３が翼内部で貫通穴８を有しており、当該貫通穴８に翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物を充填することにより、ＦＲＰ製剛性部材３と翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物とが一体に結合されていることが好ましい。当該貫通穴により、ＦＲＰ製剛性部材３と翼本体２とがアンカー効果を用いて高い結合力を得ることができ、翼構造体１の曲げ荷重やねじり荷重に対して十分な強度や剛性を確保することができる。また。当該貫通穴は、翼の風力中心軸上に配置することが好ましく、翼構造体１の使用条件における、ＦＲＰ製剛性部材３の曲げ荷重に対する歪やねじり荷重に対する歪の大きな場所に配置することが好ましい。上記配置とすることにより、翼構造体１の破壊の起点となりうる箇所を効果的に補強することができる。

本発明の翼構造体は翼全長が２ｍ以下であることが好ましい。これは熱可塑性樹脂組成物によって翼本体２を形成する際には、賦形型や加熱、加圧可能な成形設備が必要となるが、翼本体全体を一度に成形しようとすると、現実的には型と成形機の大きさに限界があり、上記範囲の翼全長とすることで、過大な設備費用を必要とせず生産性の面から適当である。翼全長の下限は、一般産業用途として活用しうる製品形状から鑑みて２０ｃｍ以上であることが好ましい。

本発明の翼構造体に用いられるＦＲＰ製剛性部材は、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により実質的に翼内部で保持されているものであるが、翼先端から翼全長の２０％までの長さの範囲において、ＦＲＰ製剛性部材を含むことが好ましい。さらに、翼先端から翼全長の２０％までの長さの範囲において、ＦＲＰ製剛性部材の体積が、当該範囲の翼構造体体積の３０〜９０％の範囲内であることが好ましい。一般的な翼形状では、翼根部から翼先端にかけて徐々に厚みや翼弦長、断面積が減少することが空力的に効果的であるが、これは曲げ荷重に対しては断面２次モーメントが小さな翼先端に大きな曲げ応力が生じることとなる。そこで翼先端付近をＦＲＰ製剛性部材で特に補強することによって、翼構造体として強固な構造を効果的に確保することができる。

図２のような翼断面で見た場合に、ＦＲＰ製剛性部材３は翼本体２で保持され、翼構造体の空力中心に配置されることが効果的であり、図１に示すように、ＦＲＰ製剛性部材３が翼本体２のほぼ全長に亘って含まれていることが好ましい。これにより、翼の引張荷重や曲げ荷重に対して、翼構造体１をより強固な構造とすることができる。しかしながら、ＦＲＰ製剛性部材３の配置としては上記の限りでなく、例えば、図５に示すように、ＦＲＰ製剛性部材３の一部が翼本体２の外側に露出していてもよい。このような場合でも、ＦＲＰ製剛性部材３の少なくとも１部分が、翼内部で固定されていれば、翼構造として一体化しうるために、翼内部で保持されていることが必要な本発明の要件に含まれる。また例えば、図６に示すように、ＦＲＰ製剛性部材３が翼全長の先端部のみに配置されてもよいし、図７に示すように、複数のＦＲＰ製剛性部材３、３を含んでもよい。さらに上記のＦＲＰ製剛性部材３、３の各種配置を組み合わせてもよい。

また、ＦＲＰ製剛性部材としては、様々な形状が適用可能であり、例えば翼の長手方向に亘り、棒状、板状、コの字状、Ｃの字状、Ｉの字状、ロの字状（ボックス状）等が選択できる。ロの字状などの閉断面を備えたＦＲＰ製剛性部材を適用する場合には、閉断面の内部は空洞でもよいし、プラスチックやその他の材料で充填してもよい。ＦＲＰ製剛性部材は、長手方向に同一断面形状を備えることが、製造コストを抑制するために好ましいが、その限りでなく、長手方向に異型断面形状を備えていてもよい。

さらに、本発明の翼構造体は、翼先端から翼全長の３０〜７０％の長さの範囲の任意の翼断面において、前記ＦＲＰ製剛性部材の最大厚みと翼構造体の厚みとの比が０〜０．５の範囲内であることが好ましい。これにより、公知の表皮材と主桁からなる翼構造と比較した場合に、高強度、高剛性を確保しながら、耐衝撃性や柔軟性に優れた翼構造となるため好ましい。前記したように、本発明では、翼先端から翼全長の２０％までの長さの範囲において、ＦＲＰ製剛性部材を含むことが好ましいが、翼構造体の剛性補強の面からは、翼先端から翼全長の２０％を超える長さの範囲においては、必ずしもＦＲＰ製剛性部材を含むことは重要でなく、上記のＦＲＰ製剛性部材の最大厚みと翼構造体の厚みとの比が０になること、すなわち、ＦＲＰ製剛性部材が存在しない領域も許容される。

また翼先端から翼全長の１０％の長さの翼断面におけるＦＲＰ製剛性部材の最大厚みと翼構造体の厚みとの比が、翼先端から翼全長の３０〜７０％の長さの範囲の任意の翼断面におけるＦＲＰ製剛性部材の厚みと翼構造体の厚みとの比よりも大きいことが好ましい。これは前記したように、翼先端付近をＦＲＰ製剛性部材で補強するにあたり、先端部のＦＲＰ製剛性部材が十分な断面２次モーメントを確保し、翼構造体として強固な構造を効果的に確保することができる。

本発明の翼構造体の用途としては、特に限定しないが、水平軸型プロペラ風車として用いられることが好ましい。この方式では、回転による翼の長手軸方向への遠心力、曲げ荷重、さらにねじり荷重や振動など、複数の外力が同時に付加されるために、均質な材料を用いた翼構造では、それぞれの荷重に対してバランスの良い構造設計が困難である。本発明の翼構造体は、この点構造設計の自由度が高く、当該風車翼として好適である。さらに水平軸型プロペラ風車として用いられる場合には、定格運転時の周速比が１０〜２０の範囲内の風車翼として用いられることが好ましい。この範囲は一般的に高速回転型の風車であることを示すが、高速回転時には当然ながら大きな荷重が付加されるために、高い強度と剛性が必要となり、本発明の翼構造体を適用することは好ましい。特に小型風車のように、市街地などで使用される風車に本発明の翼構造体を適用した場合には、回転中に人が翼に接触した際に割れて怪我をする可能性を低減することができ、仮に翼が破損した際にその一部が飛散することを防止できるため特に好ましい。

次に、本発明の翼構造体をなす翼本体の成形方法としては、射出成形を用いることが好ましい。特に、連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材を予め成形して準備し、該ＦＲＰ製剛性部材を、翼本体形状のキャビティを備え適切な温度に調節した射出成形用金型内に設置して型締めを行なった後、加熱溶融した熱可塑性樹脂組成物を金型内に射出して冷却固化する（以下アウトサート成形方式と略す。）ことによって翼構造体を得ることが好ましい。本方法によれば、ＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持され、ＦＲＰ製剛性部材と翼本体とが一体化される。

また、本発明の翼構造体に含まれる翼本体の他の成形方法によれば、予め、連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材と、熱可塑性樹脂組成物を射出成形して得られる翼本体を分割した複数のパーツを用意し、当該パーツ同士および／または当該パーツとＦＲＰ製剛性部材とを接合する（以下パーツ接合方式と略す。）ことによって、翼構造体を得ることができる。本方法によれば、ＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持され、ＦＲＰ製剛性部材と翼本体とが一体化される。

上記接合の方法としては、接着、溶着、ボルト締結、リベット等、公知のあらゆる接合方法を用いることができる。さらに本方法によれば、翼本体は中実の構造であることはもちろん、図８に示すように、上側翼９と下側翼１０の２つのパーツからなり、翼内部に閉断面の空洞１１を有するようにしたリブ構造や穴構造を備えることも可能で、翼構造体の軽量化のためには好ましい方法である。この場合も、剛性部材３が翼本体２を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることが重要である。

本発明の翼構造体に用いられる、連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材の成形方法としては、プリプレグ法、レジントランスファーモールディング（ＲＴＭ）法、フィラメントワインド法、プルトルージョン法、ハンドレイアップ法等、公知のあらゆる成形技術を用いることができる。中でも、補強繊維の強度を発現させ、曲げ疲労特性を向上させるためには、プリプレグ法とＲＴＭ法が好ましい。

プリプレグ法というのは、補強繊維に樹脂を含浸させたシート状のプリプレグ（中間基材）を積層（層状に積み重ねる）して、加熱または非加熱で樹脂を硬化させる成形法である。通常、硬化あるいは積層時にプレス機やオートクレーブを用いて圧力を負荷する。ＲＴＭ法とは、プリフォームと呼ばれる織物やマット状物などの補強繊維からなる基材を所定の型内にセットし、未硬化の樹脂を流し込んで、加熱または非加熱で賦形、硬化させる成形法である。

特に、前記ＦＲＰ製剛性部材に含まれる熱硬化性樹脂組成物が硬化する前に、ＦＲＰ製剛性部材の表面の少なくとも一部分に熱可塑性樹脂組成物を配置して、熱硬化性樹脂の硬化反応と並行して熱可塑性樹脂組成物を溶融し、皮膜を形成させる成形方法が好ましい。本方法によれば、前記アウトサート成形方式の場合に、熱可塑性樹脂組成物を射出成形して翼本体を得る際に、射出された溶融熱可塑性樹脂が、ＦＲＰ製剛性部材表面の熱可塑性樹脂組成物からなる皮膜と相溶し、冷却後に一体化するため、ＦＲＰ製剛性部材と翼本体との強固な接合が可能となる。また本方法によれば、前記パーツ接合方式の場合にも、パーツ同士および／またはパーツとＦＲＰ製剛性部材とを溶着で接合する際には、強固な接合が可能となり好ましい。

本発明は、風力発電用の風車翼、ヘリコプターの回転翼、タービン翼、飛行機の主翼、尾翼などあらゆる翼に適用可能であるが、特に、小型の水平軸型プロペラ風車からなる風力発電用の翼として好適なものである。

本発明の一実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。 本発明の一実施態様に係る翼構造体の長手軸に垂直な断面図である。 本発明の他の実施態様に係る翼構造体の翼弦に垂直な断面図である。 本発明のさらに他の実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。 本発明のさらに他の実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。 本発明のさらに他の実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。 本発明のさらに他の実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。 本発明のさらに他の実施態様に係る翼構造体を示す斜視図である。

符号の説明

１：翼構造体
２：翼本体
３：ＦＲＰ製剛性部材
４：前縁部
５：後縁部
６：翼の長手軸
７：熱可塑性樹脂組成物からなる皮膜
８：貫通穴
９：上側翼
１０：下側翼
１１：内部空洞

Claims (14)

1. 連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体。
2. 前記熱可塑性樹脂組成物の引張破断歪は、前記ＦＲＰ製剛性部材の引張最大歪の１．５〜３０倍の範囲内であることを特徴とする請求項１に記載の翼構造体。
3. 前記熱可塑性樹脂組成物を構成する熱可塑性樹脂の融点が１００〜３５０℃であることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の翼構造体。
4. 前記ＦＲＰ製剛性部材は、複数の異なる配向からなる連続炭素繊維を含むことを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の翼構造体。
5. 前記ＦＲＰ製剛性部材に含まれる熱硬化性樹脂組成物のガラス転移温度が６０℃以上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翼構造体。
6. 前記ＦＲＰ製剛性部材の表面の少なくとも一部分に、熱可塑性樹脂組成物からなる皮膜が形成されており、当該皮膜を介してＦＲＰ製剛性部材と翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物とが一体に結合されてなることを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載の翼構造体。
7. 前記ＦＲＰ製剛性部材が翼内部で貫通穴を有しており、当該貫通穴に翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物を充填することにより、ＦＲＰ製剛性部材と翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物とが一体に結合されてなることを特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載の翼構造体。
8. 翼全長が２ｍ以下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翼構造体。
9. 翼先端から翼全長の２０％までの長さの範囲において、前記ＦＲＰ製剛性部材を含むことを特徴とする請求項１〜８のいずれかに記載の翼構造体。
10. 翼先端から翼全長の３０〜７０％の長さの範囲の任意の翼断面において、前記ＦＲＰ製剛性部材の最大厚みと翼構造体の厚みとの比が０〜０．５の範囲内であることを特徴とする請求項１〜９のいずれかに記載の翼構造体。
11. 風力発電用水平軸型プロペラ風車として用いられることを特徴とする請求項１〜１０のいずれかに記載の翼構造体。
12. 連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材を金型内に設置して型締めを行なった後、溶融した熱可塑性樹脂組成物を金型内に射出して冷却固化することによって、ＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体の製造方法。
13. あらかじめ、連続炭素繊維と熱硬化性樹脂組成物とを含んでなるＦＲＰ製剛性部材と、熱可塑性樹脂組成物を射出成形して得られる翼本体を分割した複数のパーツを用意し、当該パーツ同士および／または当該パーツとＦＲＰ製剛性部材とを接合することによって、ＦＲＰ製剛性部材が、翼本体を形成する熱可塑性樹脂組成物により翼内部で保持されていることを特徴とする翼構造体の製造方法。
14. 前記ＦＲＰ製剛性部材が、その製造過程において、該ＦＲＰ製剛性部材に含まれる熱硬化性樹脂組成物が硬化する前に、ＦＲＰ製剛性部材の表面の少なくとも一部分に熱可塑性樹脂組成物を配置して、熱硬化性樹脂の硬化反応と並行して熱可塑性樹脂組成物を溶融し、皮膜を形成させて得たものであることを特徴とする請求項１２または１３のいずれかに記載の翼構造体の製造方法。

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