JP2016078708A - Aircraft interior material and aircraft - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、航空機内装材および航空機に関する。 The present invention relates to an aircraft interior material and an aircraft.
近年、排ガス量の減少、燃料コストの削減さらには航続距離の増進等を目的に、自動車、二輪車および航空機等の移動体の燃費向上を図る必要があり、そのため、これら移動体の軽量化が強く求められている。 In recent years, it has been necessary to improve the fuel efficiency of moving bodies such as automobiles, motorcycles and aircraft for the purpose of reducing the amount of exhaust gas, reducing fuel costs, and increasing the cruising range. It has been demanded.
特に、航空機では、胴体、主翼、尾翼等の構造材の軽量化ばかりでなく、キャビン内部において、キャビン全体を覆う内装パネル、手荷物ロッカー壁、窓カバー、座席および化粧室等の航空機内装材は、少なくとも一部が樹脂材料で構成され、その軽量化が要望されている。 In particular, in aircraft, not only the weight of structural materials such as the fuselage, main wing, and tail wing, but also interior materials such as interior panels that cover the entire cabin, baggage locker walls, window covers, seats and restrooms in the cabin, At least a part is made of a resin material, and the weight reduction is desired.
このような航空機内装材としては、例えば、塩化ビニル樹脂を主材料として含有するものが提案されている（例えば、特許文献１、２参照。）。 As such aircraft interior materials, for example, those containing a vinyl chloride resin as a main material have been proposed (see, for example, Patent Documents 1 and 2).
しかしながら、塩化ビニル樹脂は、その比重が約１．４であり樹脂材料の中では比較的重く、塩化ビニル樹脂を主材料とする航空機内装材は、優れた強度を備えるものの、その軽量化が十分になされているものではなかった。 However, the specific gravity of vinyl chloride resin is about 1.4, which is relatively heavy among resin materials. Aircraft interior materials mainly made of vinyl chloride resin have excellent strength, but their weight reduction is sufficient. It was not something that was made.
また、航空機内装材の樹脂材料を選定するに際し、航空機において最優先すべき事項は、乗客・乗務員の安全性である。かかる観点から、キャビン内における火災時において、航空機内装材の燃焼、さらには、この燃焼に起因する有毒ガスの発生が好適に抑制されていることが求められるが、塩化ビニル樹脂は、優れた難燃性および低毒ガス性を十分に備えるものとは言えなかった。 When selecting resin materials for aircraft interior materials, the top priority for aircraft is the safety of passengers and crew members. From this point of view, it is required that the combustion of aircraft interior materials and the generation of toxic gas resulting from this combustion are suitably suppressed during a fire in the cabin. It could not be said that it had sufficient flammability and low poisonous gas properties.
そのため、優れた強度を確保しつつ、軽量化がなされ、かつ優れた難燃性を備える航空機内装材の開発が求められている。 Therefore, there is a demand for the development of aircraft interior materials that are light in weight and have excellent flame resistance while ensuring excellent strength.
本発明の目的は、優れた強度を確保しつつ、軽量化がなされ、かつ優れた難燃性を備える航空機内装材、および、かかる航空機内装材を備える信頼性に優れた航空機を提供することにある。 An object of the present invention is to provide an aircraft interior material that is reduced in weight and has excellent flame retardancy while securing excellent strength, and an aircraft having excellent reliability including such an aircraft interior material. is there.
このような目的は、下記（１）〜（７）に記載の本発明により達成される。
（１） ポリカーボネートを主材料として構成される基材層と、
該基材層の一方の面側に積層して設けられた被覆層とからなる積層体を備え、
ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、前記積層体を燃焼させた際に、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下であることを特徴する航空機内装材。
Such an object is achieved by the present invention described in the following (1) to (7).
(1) a base material layer composed of polycarbonate as a main material;
Comprising a laminate composed of a coating layer laminated on one surface side of the base material layer,
In accordance with the heat release test prescribed in ASTM E906, when the laminate is burned, the maximum heat generation rate measured within 5 minutes after ignition is 65 kW / m 2 or less. Wood.
（２） 前記着火から２分間における総発熱量が６５ｋＷｍｉｎ／ｍ２以下である上記（１）に記載の航空機内装材。 (2) The aircraft interior material according to (1), wherein a total heat generation amount for 2 minutes from the ignition is 65 kWmin / m 2 or less.
（３） ＡＳＴＭ Ｄ２５６に規定されたアイゾット衝撃試験に準拠して測定された、前記積層体を破壊するのに要したエネルギーが１００Ｊ／ｍ以上である上記（１）または（２）に記載の航空機内装材。 (3) The aircraft according to (1) or (2), wherein the energy required to break the laminate is 100 J / m or more, measured according to an Izod impact test specified in ASTM D256. Interior material.
（４） 前記被覆層は、その比重が１．１以上、１．８以下である上記（１）ないし（３）のいずれかに記載の航空機内装材。 (4) The aircraft interior material according to any one of (1) to (3), wherein the covering layer has a specific gravity of 1.1 to 1.8.
（５） 前記積層体は、その厚さが０．５ｍｍ以上、５．０ｍｍ以下である上記（１）ないし（４）のいずれかに記載の航空機内装材。 (5) The aircraft interior material according to any one of (1) to (4), wherein the stacked body has a thickness of 0.5 mm to 5.0 mm.
（６） 前記基材層の厚さをＡ［ｍｍ］、前記被覆層の厚さをＢ［ｍｍ］としたとき、Ａ／Ｂは、０．３以上、５０以下なる関係を満足する上記（１）ないし（５）のいずれかに記載の航空機内装材。 (6) When the thickness of the base material layer is A [mm] and the thickness of the coating layer is B [mm], A / B satisfies the above relationship of 0.3 or more and 50 or less ( The aircraft interior material according to any one of 1) to (5).
（７） 上記（１）ないし（６）のいずれかに記載の航空機内装材を備えることを特徴とする航空機。 (7) An aircraft comprising the aircraft interior material according to any one of (1) to (6) above.
本発明によれば、航空機内装材が備える積層体が、ポリカーボネートを主材料として構成される基材層と、この基材層の一方の面側に積層して設けられた被覆層とからなり、ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、前記積層体を燃焼させた際に、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下のものとなっているため、積層体が備える基材層と被覆層とが、それぞれの機能を発揮して、航空機内装材を、優れた強度を確保しつつ、軽量化がなされ、かつ優れた難燃性を備えるものとすることができる。したがって、かかる航空機内装材を備える航空機を優れた信頼性を有するものとすることができる。 According to the present invention, the laminate provided in the aircraft interior material comprises a base material layer composed of polycarbonate as a main material, and a coating layer provided by being laminated on one surface side of the base material layer, In accordance with the heat release test specified in ASTM E906, when the laminate is burned, the maximum heat generation rate measured within 5 minutes from ignition is 65 kW / m 2 or less. The base material layer and the coating layer included in the laminate exhibit their respective functions, and the aircraft interior material is lightened while ensuring excellent strength, and has excellent flame retardancy. be able to. Therefore, an aircraft including such an aircraft interior material can have excellent reliability.
以下、本発明の航空機内装材および航空機を添付図面に示す好適な実施形態に基づいて詳細に説明する。 Hereinafter, an aircraft interior material and an aircraft according to the present invention will be described in detail based on preferred embodiments shown in the accompanying drawings.
本発明の航空機内装材１は、ポリカーボネートを主材料として構成される基材層２と、この基材層２の一方の面側に積層して設けられた被覆層３とからなる積層体４を備え、ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、積層体４を燃焼させた際に、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下であることを特徴する。
An aircraft interior material 1 according to the present invention includes a
本発明によれば、航空機内装材１が備える積層体４が、ポリカーボネートを主材料として構成される基材層２と、この基材層２の一方の面側に積層して設けられた被覆層３とからなり、ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、前記積層体を燃焼させた際に、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下のものとなっているため、この積層体４が備える基材層２と被覆層３とが、それぞれの機能を発揮することで、航空機内装材１（積層体４）は、優れた強度を確保しつつ、軽量化がなされ、かつ優れた難燃性を備えるものとなる。
According to the present invention, the
本発明の航空機内装材１は、上記の通り、基材層２と、被覆層３とからなる積層体４を備えるが、以下、この積層体４が備える基材層２および被覆層３について詳述する。
As described above, the aircraft interior material 1 of the present invention includes the laminated
図１は、本発明の航空機内装材の実施形態を示す縦断面図である。なお、以下では、説明の都合上、図１の上側を「上」、下側を「下」と言う。 FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing an embodiment of an aircraft interior material of the present invention. Hereinafter, for convenience of explanation, the upper side of FIG. 1 is referred to as “upper” and the lower side is referred to as “lower”.
＜基材層２＞
基材層２は、航空機内装材１（積層体４）の下地層となるものであり、ポリカーボネートを主材料として構成され、これにより、基材層２は、優れた強度を発揮する。このような基材層２を下地層として、積層体４が備えることで、積層体４全体としての強度も優れたものとなる。
<Base material layer 2>
The base material layer 2 is a foundation layer of the aircraft interior material 1 (laminated body 4), and is composed of polycarbonate as a main material, whereby the base material layer 2 exhibits excellent strength. By providing the base material layer 2 as a base layer and the
また、ポリカーボネートは、その比重が１．２程度であり、樹脂材料のなかでも軽いものに分類されることから、基材層２を、ポリカーボネートを主材料として構成されるものとすることにより、基材層２ひいては航空機内装材１（積層体４）の軽量化が図られる。 Polycarbonate has a specific gravity of about 1.2 and is classified as a light resin material. Therefore, the base layer 2 is made of polycarbonate as a main material. Weight reduction of the material layer 2 and the aircraft interior material 1 (laminate 4) can be achieved.
このポリカーボネートとしては、特に限定されず、各種のものを用いることができるが、中でも、芳香族系ポリカーボネートであることが好ましい。芳香族系ポリカーボネートは、その主鎖に芳香族環を備えており、これにより、基材層２の強度をより優れたものとすることができる。 The polycarbonate is not particularly limited, and various types can be used, and among them, an aromatic polycarbonate is preferable. The aromatic polycarbonate has an aromatic ring in its main chain, whereby the strength of the base material layer 2 can be further improved.
この芳香族系ポリカーボネートは、例えば、ビスフェノールとホスゲンとの界面重縮合反応、ビスフェノールとジフェニルカーボネートとのエステル交換反応等により合成される。 This aromatic polycarbonate is synthesized by, for example, an interfacial polycondensation reaction between bisphenol and phosgene, a transesterification reaction between bisphenol and diphenyl carbonate, and the like.
ビスフェノールとしては、例えば、ビスフェノールＡや、下記式（１）に示すポリカーボネートの繰り返し単位の起源となるビスフェノール（変性ビスフェノール）等が挙げられる。 Examples of bisphenol include bisphenol A and bisphenol (modified bisphenol) that is the origin of the repeating unit of the polycarbonate represented by the following formula (1).
なお、前記式（１）に示すポリカーボネートの繰り返し単位の起源となるビスフェノールとしては、具体的には、例えば４，４’−（ペンタン−２，２−ジイル）ジフェノール、４，４’−（ペンタン−３，３−ジイル）ジフェノール、４，４’−（ブタン−２，２−ジイル）ジフェノール、１，１’−（シクロヘキサンジイル）ジフェノール、２−シクロヘキシル−１，４−ビス（４−ヒドロキシフェニル）ベンゼン、２，３−ビスシクロヘキシル−１，４−ビス（４−ヒドロキシフェニル）ベンゼン、１，１’−ビス（４−ヒドロキシ−３−メチルフェニル）シクロヘキサン、２，２’−ビス（４−ヒドロキシ−３−メチルフェニル）プロパン等が挙げられ、これらのうちの１種または２種以上を組み合わせて用いることができる。 In addition, as a bisphenol used as the origin of the repeating unit of the polycarbonate shown to the said Formula (1), specifically, 4,4'- (pentane-2,2-diyl) diphenol, 4,4'- ( Pentane-3,3-diyl) diphenol, 4,4 ′-(butane-2,2-diyl) diphenol, 1,1 ′-(cyclohexanediyl) diphenol, 2-cyclohexyl-1,4-bis ( 4-hydroxyphenyl) benzene, 2,3-biscyclohexyl-1,4-bis (4-hydroxyphenyl) benzene, 1,1′-bis (4-hydroxy-3-methylphenyl) cyclohexane, 2,2′- Bis (4-hydroxy-3-methylphenyl) propane and the like can be mentioned, and one or more of these can be used in combination.
特に、ポリカーボネートとしては、ビスフェノールに由来する骨格を有するビスフェノール型ポリカーボネートを主成分とするのが好ましい。かかるビスフェノール型ポリカーボネートを用いることにより、基材層２は、さらに優れた強度を発揮するものとなる。 In particular, the polycarbonate is preferably composed mainly of a bisphenol-type polycarbonate having a skeleton derived from bisphenol. By using such a bisphenol-type polycarbonate, the base material layer 2 exhibits further excellent strength.
また、基材層２中のポリカーボネートの含有量は、特に限定されないが、７５質量％以上であるのが好ましく、８５質量％以上であるのがより好ましい。ポリカーボネートの含有量を上記範囲内とすることにより、基材層２は、優れた強度を発揮することができる。 Moreover, the content of the polycarbonate in the base material layer 2 is not particularly limited, but is preferably 75% by mass or more, and more preferably 85% by mass or more. By setting the content of the polycarbonate within the above range, the base material layer 2 can exhibit excellent strength.
また、基材層２は、必要に応じて、例えば、フィラー、紫外線吸収剤、滑剤、色剤、可塑剤、顔料、帯電防止剤、安定剤、酸化防止剤等の各種添加剤を含んでいてもよい。 Moreover, the base material layer 2 contains various additives such as a filler, an ultraviolet absorber, a lubricant, a colorant, a plasticizer, a pigment, an antistatic agent, a stabilizer, and an antioxidant as necessary. Also good.
また、例えば、フィラーを含有することにより、基材層２の強度をより向上させることができる。 For example, the intensity | strength of the base material layer 2 can be improved more by containing a filler.
フィラーとしては、特に限定されないが、例えば、湿式、乾式等の非結晶シリカや結晶シリカ等のシリカ、マイカ、タルク、クレー、アルミナ、ガラス、水酸化アルミニウム、水酸化マグネシウム等の金属酸化物等の無機フィラー、木粉、パルプ、および熱硬化性樹脂硬化物等の有機フィラー等が挙げられ、これらのうち１種または２種以上を組み合わせて用いることができる。 Examples of the filler include, but are not limited to, for example, silica such as amorphous silica and crystalline silica such as wet and dry, mica, talc, clay, alumina, glass, metal hydroxide such as aluminum hydroxide, magnesium hydroxide, and the like. Examples include inorganic fillers, wood powder, pulp, and organic fillers such as thermosetting resin cured products, and one or more of these can be used in combination.
これらの中でも、フィラーとしては、特に、無機フィラーが好ましい。無機フィラーは、一般的に有機フィラーに比べて硬く、破損し難い。したがって、無機フィラーを用いることにより、基材層２の硬度をより高くすることができる。その結果、基材層２の強度をより高めることができる。無機フィラーの中でも、フィラーとしては、特にシリカが好ましい。これにより、前記効果をより顕著に発揮させることができる。 Among these, an inorganic filler is particularly preferable as the filler. Inorganic fillers are generally harder than organic fillers and are less likely to break. Therefore, the hardness of the base material layer 2 can be further increased by using the inorganic filler. As a result, the strength of the base material layer 2 can be further increased. Among inorganic fillers, silica is particularly preferable as the filler. Thereby, the said effect can be exhibited more notably.
また、フィラーの形状としては、繊維状、異形状、球状等の粒状が挙げられるが、中でも、特に、球状が好ましい。このフィラーの平均粒径は、特に限定されないが、０．００１μｍ以上１０μｍ以下であるのが好ましく、０．００５μｍ以上３μｍ以下であるのがより好ましく、０．０１μｍ以上０．５μｍ以下であるのがさらに好ましい。これにより、平滑性に特に優れ、硬度が特に高い基材層２を形成することができる。 In addition, examples of the shape of the filler include fibrous shapes, irregular shapes, and spherical shapes, among which spherical shapes are particularly preferable. The average particle size of the filler is not particularly limited, but is preferably 0.001 μm or more and 10 μm or less, more preferably 0.005 μm or more and 3 μm or less, and 0.01 μm or more and 0.5 μm or less. Further preferred. Thereby, the base material layer 2 which is especially excellent in smoothness and has especially high hardness can be formed.
なお、フィラーの平均粒径は、例えば、レーザー回折／散乱式粒度分布計（ＨＯＲＩＢＡ製「ＬＡ−５００」）により測定することができる。 The average particle size of the filler can be measured by, for example, a laser diffraction / scattering particle size distribution meter (“LA-500” manufactured by HORIBA).
基材層２がフィラーを含有する場合、その含有量は、特に限定されないが、３質量％以上４０質量％以下であるのが好ましく、５質量％以上２０質量％以下であるのがより好ましい。フィラーの含有量を上記範囲内とすることにより、基材層２は、フィラーの平均粒径にかかわらず、十分な透明性を維持するとともに、優れた強度を発揮することができる。 When the base material layer 2 contains a filler, the content is not particularly limited, but is preferably 3% by mass or more and 40% by mass or less, and more preferably 5% by mass or more and 20% by mass or less. By making filler content into the said range, the base material layer 2 can exhibit sufficient intensity | strength while maintaining sufficient transparency irrespective of the average particle diameter of a filler.
なお、基材層２の外面（被覆層３側の面）には、被覆層３との密着性を向上させる密着性向上処理を施すようにしてもよい。これにより、例えば、衝撃等が基材層２に加わっても、基材層２から被覆層３が剥離するのを好適に防止することができる。 In addition, you may make it perform the adhesiveness improvement process which improves the adhesiveness with the coating layer 3 in the outer surface (surface by the side of the coating layer 3) of the base material layer 2. FIG. Thereby, for example, even when an impact or the like is applied to the base material layer 2, it is possible to suitably prevent the coating layer 3 from being peeled off from the base material layer 2.
かかる密着性向上処理としては、例えば、サンドブラスト法や溶剤処理法等による表面凹凸化処理、コロナ放電処理、クロム酸処理、火炎処理、熱風処理、オゾン・紫外線照射処理、電子線照射処理等の表面酸化処理、被覆層３を構成する接着剤との親和性の高い官能基を有するカップリング剤でのカップリング剤処理、被覆層３を構成する接着剤との親和性の高い材料で基材層２の外面付近を形成する処理等が挙げられる。 Examples of such adhesion improving treatment include surface roughening treatment such as sandblasting or solvent treatment, corona discharge treatment, chromic acid treatment, flame treatment, hot air treatment, ozone / ultraviolet irradiation treatment, electron beam irradiation treatment, and the like. Oxidation treatment, coupling agent treatment with a coupling agent having a functional group having a high affinity with the adhesive constituting the coating layer 3, base material layer made of a material having a high affinity with the adhesive constituting the coating layer 3 The process etc. which form 2 outer surface vicinity are mentioned.
＜被覆層３＞
被覆層３は、航空機内装材１（積層体４）において、下地層である基材層２の上面（一方の面）に積層することで被覆するものである。
<Coating layer 3>
The coating layer 3 covers the aircraft interior material 1 (laminated body 4) by laminating it on the upper surface (one surface) of the base material layer 2 that is a base layer.
このような被覆層３を備える構成とすることで、本発明では、積層体４を、ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、積層体４を燃焼させた際に、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下であるものとすることができる。すなわち、積層体４を優れた難燃性を備えるものとすることができる。
By having such a configuration including the coating layer 3, in the present invention, when the
被覆層３は、積層体４をこのような最大発熱速度を有するものとし得るものであれば、如何なる構成のものであっても良いが、例えば、ポリカーボネートを主材料として構成され、リン、臭素およびケイ素のうちの少なくとも１種の元素を含むものであることが好ましい。
The coating layer 3 may have any configuration as long as the
被覆層３をかかる構成のものとすること、すなわち、ポリカーボネートで構成される層中に、リン、臭素およびケイ素のうちの少なくとも１種の元素を添加する構成とすることで、被覆層３を燃焼させると、この被覆層３の表面に被覆層３の燃焼物である炭化物が含まれる炭化層が形成され、この炭化層（燃焼物）が断熱材としての機能を発揮する。そのため、さらなる内部への熱の伝播が抑制または防止されることから、被覆層３のさらなる燃焼、ひいては基材層２の燃焼が的確に抑制または防止される。その結果、積層体４を燃焼させた際に、積層体４は、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下であるものとなる。
The coating layer 3 is made to have such a configuration, that is, the coating layer 3 is combusted by adding at least one element of phosphorus, bromine and silicon to the layer made of polycarbonate. If it does, the carbonized layer in which the carbide | carbonized_material which is a combustion product of the coating layer 3 will be formed in the surface of this coating layer 3, and this carbonized layer (combusted material) will exhibit the function as a heat insulating material. Therefore, since further propagation of heat to the inside is suppressed or prevented, further combustion of the coating layer 3, and hence combustion of the base material layer 2 is accurately suppressed or prevented. As a result, when the
さらに、被覆層３の内部、および基材層２の燃焼が抑制または防止され、これらからのガスの発生が防止されるため、結果的に、航空機内装材１（積層体４）の低毒ガス性が実現される。 Furthermore, the combustion of the inside of the coating layer 3 and the base material layer 2 is suppressed or prevented, and the generation of gas from these is prevented. As a result, the low toxic gas property of the aircraft interior material 1 (laminate 4) is obtained. Is realized.
以上のような、ポリカーボネートを主材料として構成され、リン、臭素およびケイ素のうちの少なくとも１種の元素（以下、「難燃性元素」と言うこともある。）を含む被覆層３は、特にその構成が限定されるものではないが、例えば、Ｉ）ポリカーボネートと、難燃性元素または難燃性元素を含む化合物との混合物を含む層、II）難燃性元素または難燃性元素を含む化合物が置換されたポリカーボネート変性体を含む層、III）難燃性元素を含むポリマーまたはオリゴマーとポリカーボネートとを有するポリカーボネート共重合体を含む層等が挙げられるが、中でも、II）またはIII）の構成であることが好ましい。これにより、被覆層３を燃焼させることで、その表面に、被覆層３の燃焼物である炭化物が含まれる炭化層をより確実に形成することができ、最大発熱速度をより確実に前記数値以下に設定することができる。 As described above, the coating layer 3 is mainly composed of polycarbonate and contains at least one element of phosphorus, bromine and silicon (hereinafter sometimes referred to as “flame retardant element”). Although the structure is not limited, for example, I) a layer containing a mixture of polycarbonate and a flame retardant element or a compound containing a flame retardant element, II) containing a flame retardant element or a flame retardant element Examples include a layer containing a polycarbonate-modified product substituted with a compound, III) a layer containing a polycarbonate copolymer having a polymer or oligomer containing a flame retardant element and polycarbonate, among others, the constitution of II) or III) It is preferable that Thereby, by burning the coating layer 3, it is possible to more reliably form a carbonized layer containing carbide that is a combustion product of the coating layer 3 on the surface, and to ensure that the maximum heat generation rate is less than or equal to the above numerical value. Can be set to
以下、これらのうち、II）およびIII）の構成をなす被覆層３について詳述する。
・II）難燃性元素または難燃性元素を含む化合物が置換されたポリカーボネート変性体を含む層である場合
Hereinafter, among these, the coating layer 3 which comprises the structure of II) and III) is explained in full detail.
II) In the case of a layer containing a modified polycarbonate in which a flame retardant element or a compound containing a flame retardant element is substituted
このポリカーボネート変性体において、その主鎖をなすポリカーボネートとしては、基材層２で挙げた、ポリカーボネートと同様のものが挙げられる。 In this modified polycarbonate, examples of the polycarbonate constituting the main chain include those similar to the polycarbonates exemplified in the base material layer 2.
ここで、例えば、ポリカーボネートが、下記式（１）に示すものである場合には、下記式（１）に示すポリカーボネートにおいて、ＲａおよびＲｂのうちの少なくとも１つが、難燃性元素または難燃性元素を含む化合物で置換される。 Here, for example, when the polycarbonate is represented by the following formula (1), in the polycarbonate represented by the following formula (1), at least one of Ra and Rb is a flame retardant element or flame retardant. Substituted with compound containing element.
また、難燃性元素が置換される場合、難燃性元素は、リン、臭素およびケイ素のうちのいずれであってもよいが、臭素であることが好ましい。これにより、比較的少量の臭素の置換によっても、被覆層３を燃焼させることにより、その表面に、炭化層をより確実に形成することができる。 When the flame retardant element is substituted, the flame retardant element may be any of phosphorus, bromine and silicon, but is preferably bromine. As a result, the carbonized layer can be more reliably formed on the surface of the coating layer 3 by burning it with a relatively small amount of bromine.
さらに、難燃性元素を含む化合物が置換される場合、かかる化合物が備える難燃性元素は、リン、臭素およびケイ素のうちのいずれであってもよいが、リンであることが好ましい。これにより、比較的少量のリンを含む化合物の置換によっても、被覆層３を燃焼させることにより、その表面に、炭化層をより確実に形成することができる。 Furthermore, when a compound containing a flame retardant element is substituted, the flame retardant element included in the compound may be any of phosphorus, bromine and silicon, but is preferably phosphorus. Thereby, the carbonized layer can be more reliably formed on the surface of the coating layer 3 by burning it even by replacing the compound containing a relatively small amount of phosphorus.
なお、このようなリンを含む化合物の置換により得られる置換基（修飾基）としては、例えば、下記式（２）で表わされるものが挙げられる。 In addition, as a substituent (modifying group) obtained by substitution of the compound containing such phosphorus, what is represented by following formula (2) is mentioned, for example.
・III）難燃性元素を含むポリマーまたはオリゴマーとポリカーボネートとを有するポリカーボネート共重合体を含む層である場合
このポリカーボネート共重合体において、このものが備えるポリカーボネートとしては、基材層２で挙げた、ポリカーボネートと同様のものが挙げられる。
III) In the case of a layer containing a polycarbonate copolymer having a flame retardant element-containing polymer or oligomer and polycarbonate In this polycarbonate copolymer, as the polycarbonate provided by this, mentioned in the base material layer 2, The thing similar to a polycarbonate is mentioned.
また、難燃性元素を含むポリマーまたはオリゴマーにおいて、これらが備える難燃性元素は、リン、臭素およびケイ素のうちのいずれであってもよいが、リンまたはケイ素であることが好ましい。これにより、被覆層３を燃焼させることにより、その表面に、炭化層をより確実に形成することができる。 Moreover, in the polymer or oligomer containing a flame retardant element, the flame retardant element included in these may be any of phosphorus, bromine and silicon, but is preferably phosphorus or silicon. Thereby, by burning the coating layer 3, a carbonized layer can be more reliably formed on the surface thereof.
ここで、このようなケイ素を含むポリマーまたはオリゴマーとしては、ポリオルガノシロキサンが挙げられ、例えば、下記式（３）で表わされるものが挙げられる。 Here, examples of such a polymer or oligomer containing silicon include polyorganosiloxane, and examples include those represented by the following formula (3).
また、リンを含むポリマーまたはオリゴマーとしては、ホスホン酸塩オリゴマーまたはポリホスホン酸塩が挙げられ、例えば、ホスホン酸ジアリールエステルまたはそれらの混合物を、ホスホニウム重合触媒下で重合させることにより得られるものが挙げられる。 Examples of the phosphorus-containing polymer or oligomer include phosphonate oligomers and polyphosphonates, and examples include those obtained by polymerizing phosphonic acid diaryl esters or mixtures thereof in the presence of a phosphonium polymerization catalyst. .
ホスホン酸ジアリールエステルまたはそれらの混合物としては、下記式（４）で表わされる化合物を含むものが挙げられる。 Examples of the phosphonic acid diaryl ester or a mixture thereof include those containing a compound represented by the following formula (4).
なお、ホスホン酸ジアリールエステルは、Ｒ９がメチルラジカルであるメチル−ホスホン酸ジフェニルエステルもしくはメチルジフェノキシホスフィンオキシドを含むことが好ましい。 The phosphonic acid diaryl ester preferably contains methyl-phosphonic acid diphenyl ester or methyl diphenoxyphosphine oxide in which R 9 is a methyl radical.
また、ホスホン酸ジアリールエステルまたはそれらの混合物には、リン酸トリアリールエステルが含まれていてもよく、このリン酸トリアリールエステルとしては、例えば、下記式（５）で表わされるものが挙げられる。 The phosphonic acid diaryl ester or a mixture thereof may contain a phosphoric acid triaryl ester, and examples of the phosphoric acid triaryl ester include those represented by the following formula (5).
なお、リン酸トリアリールエステルは、リン酸トリフェニルエステルであることが好ましい。 In addition, it is preferable that phosphoric acid triaryl ester is phosphoric acid triphenyl ester.
さらに、ホスホン酸ジアリールエステルまたはそれらの混合物には、芳香族ジヒドロキシ化合物が含まれていてもよく、この芳香族ジヒドロキシ化合物としては、より加水分解的に安定であり、同じ芳香族ジヒドロキシ化合物で作られるポリホスホン酸塩より高いＴｇを有し、１つのビスフェノールがＢＰＡ、ホスホン酸ジアリールエステル、およびナトリウムフェノラート触媒である場合、およそ２．３以上の多分散性を有するポリホスホン酸塩を形成するものが好ましく、例えば、下記式（６）で表わされるものが挙げられる。 Further, the phosphonic acid diaryl ester or mixture thereof may contain an aromatic dihydroxy compound, which is more hydrolytically stable and made of the same aromatic dihydroxy compound. have a higher T g than the polyphosphonate, one bisphenol BPA, phosphonic diaryl ester case, and a sodium phenolate catalyst, is to form a polyphosphonate with approximately 2.3 or more polydisperse Preferably, what is represented by following formula (6) is mentioned, for example.
なお、Ｒ３およびＲ４は結合して、Ｃ１〜Ｃ２０のアルキル基、アリール基、またはそれらの組み合わせたものによって１もしくはそれ以上選択的に置換されているＣ４〜Ｃ２０の環状脂肪族環を形成していてもよい。
また、ビスフェノールは、ビスフェノールＡであることが好ましい。
R 3 and R 4 are combined to form a C 4 to C 20 cyclic fatty acid that is selectively substituted with one or more C 1 to C 20 alkyl groups, aryl groups, or combinations thereof. An aromatic ring may be formed.
The bisphenol is preferably bisphenol A.
なお、被覆層３は、II）の層、および、III）の層を組み合わせた構成のものであってもよい。 The covering layer 3 may have a combination of the layer II) and the layer III).
以上のような、II）の層、および、III）の層は、その比重が１．１以上、１．８以下であることが好ましい。すなわち、II）の層、および、III）の層に、それぞれ含まれるポリカーボネート変性体およびポリカーボネート共重合体の比重が１．１以上、１．８以下であることが好ましい。比重がかかる範囲内であることで、樹脂材料のなかでも軽いものに分類されることとなり、被覆層３を、このようなII）の層、および、III）の層で構成されるものとすることにより、被覆層３ひいては航空機内装材１（積層体４）の軽量化が実現される。 The specific gravity of the layers II) and III) as described above is preferably 1.1 or more and 1.8 or less. That is, the specific gravity of the modified polycarbonate and the polycarbonate copolymer contained in the layer II) and the layer III) is preferably 1.1 or more and 1.8 or less, respectively. When the specific gravity is within such a range, the resin material is classified as light, and the coating layer 3 is composed of such a layer II) and a layer III). Thereby, the weight reduction of the coating layer 3 and the aircraft interior material 1 (laminate 4) is realized.
また、以上のような、II）難燃性元素または難燃性元素を含む化合物が置換されたポリカーボネート変性体を含む層、III）難燃性元素を含むポリマーまたはオリゴマーとポリカーボネートとを有するポリカーボネート共重合体を含む層には、他の添加剤が含まれていてもよい。 In addition, II) a layer containing a modified polycarbonate in which a flame retardant element or a compound containing a flame retardant element is substituted, III) a polycarbonate co-polymer having a polymer or oligomer containing a flame retardant element and a polycarbonate. The layer containing the polymer may contain other additives.
他の添加剤としては、具体的には、被覆剤、連鎖移動剤、光安定剤、紫外線吸収剤、顔料、染料、消泡剤、増粘剤、熱安定剤、レベリング剤、滑剤、帯電防止剤等が挙げられる。 Specific examples of other additives include coating agents, chain transfer agents, light stabilizers, ultraviolet absorbers, pigments, dyes, antifoaming agents, thickeners, heat stabilizers, leveling agents, lubricants, and antistatic agents. Agents and the like.
また、II）の層、III）の層における、難燃性元素の含有量は、０．０５ｗｔ％以上、１１．０ｗｔ％以下であることが好ましい。難燃性元素の含有量をかかる範囲内に設定することにより、被覆層３を燃焼させることで、その表面に、被覆層３の燃焼物である炭化物が含まれる炭化層をより確実に形成することができる。 The content of the flame retardant element in the layer II) and the layer III) is preferably 0.05 wt% or more and 11.0 wt% or less. By setting the content of the flame retardant element within such a range, the coating layer 3 is burned, so that a carbonized layer containing the carbide that is a combustion product of the coating layer 3 is more reliably formed on the surface. be able to.
なお、被覆層３を、Ｉ）ポリカーボネートと、難燃性元素または難燃性元素を含む化合物との混合物を含む層とする場合、かかる層に含まれるポリカーボネートとしては、基材層２で挙げた、ポリカーボネートと同様のものが挙げられる。 In addition, when the coating layer 3 is a layer containing a mixture of I) polycarbonate and a flame retardant element or a compound containing a flame retardant element, the polycarbonate contained in the layer is exemplified in the base material layer 2. And the same as polycarbonate.
また、難燃性元素を含む化合物としては、例えば、公知の難燃剤が挙げられ、具体的には、トリス（２，３−ジブロモプロピル）イソシアヌレート、テトラブロモシクロオクタン、ヘキサブロモシクロドデカン、デカブロモジフェニルエーテル、トリブロモフェニルアリルエーテル、テトラブロモビスフェノールＡジアリルエーテル、テトラブロモビスフェノールＡジプロピルエーテル、テトラブロモビスフェノールＡジグリシジルエーテル、テトラブロモビスフェノールＡジ（ヒドロキシエチル）エーテル、テトラブロモビスフェノールＡビス（２，３−ジブロモプロピルエーテル）等の臭素系難燃剤；１，２−ジブロモ３−クロルプロパン、２−クロル−１，２，３，４−テトラブロモブタン等の塩素臭素含有難燃剤；１，３フェニレンビス−ジフェニルホスフェート、ビスフェノールＡビス−ジフェニルホスフェート、ビスフェノールＳビス−ジフェニルホスフェート、１，３−フェニレンビス−ジキシレニルホスフェート等のリン酸系難燃剤（縮合燐酸エステル）等が挙げられる。 Examples of the compound containing a flame retardant element include known flame retardants, and specifically, tris (2,3-dibromopropyl) isocyanurate, tetrabromocyclooctane, hexabromocyclododecane, deca Bromodiphenyl ether, tribromophenyl allyl ether, tetrabromobisphenol A diallyl ether, tetrabromobisphenol A dipropyl ether, tetrabromobisphenol A diglycidyl ether, tetrabromobisphenol A di (hydroxyethyl) ether, tetrabromobisphenol A bis (2 Brominated flame retardants such as 1,3-dibromopropyl ether); Chlorine bromine containing flame retardants such as 1,2-dibromo-3-chloropropane, 2-chloro-1,2,3,4-tetrabromobutane; Phenylene Scan - diphenyl phosphate, bisphenol A bis - diphenyl phosphate, bisphenol S bis - diphenyl phosphate, 1,3-phenylene bis - Magnetic Sile alkenyl phosphate phosphate-based flame retardant (condensed phosphates) such as and the like.
難燃性元素を含む化合物としては、その他、III）の層で挙げた、ポリオルガノシロキサンや、ホスホン酸塩オリゴマーまたはポリホスホン酸塩等の難燃性元素を含むポリマーまたはオリゴマーが挙げられる。 Examples of the compound containing a flame retardant element include polyorganosiloxane, polymers or oligomers containing a flame retardant element such as a phosphonate oligomer or a polyphosphonate, and the like mentioned in the layer III).
なお、被覆層３に含まれる難燃性元素は、リン、臭素およびケイ素のうちの少なくとも１種であればよいが、その組み合わせとしては、リンが単独で含まれるか、臭素とケイ素との組み合わせであることが好ましい。これにより、被覆層３を燃焼させることで、その表面に、被覆層３の燃焼物である炭化物が含まれる炭化層をより確実に形成することができる。 The flame retardant element contained in the coating layer 3 may be at least one of phosphorus, bromine, and silicon. The combination includes phosphorus alone or a combination of bromine and silicon. It is preferable that Thereby, by burning the coating layer 3, it is possible to more reliably form a carbonized layer containing carbide, which is a combustion product of the coating layer 3, on the surface thereof.
また、基材層２に含まれるポリカーボネートと、被覆層３に含まれるポリカーボネートとは同種のものであることが好ましい。これにより、基材層２と被覆層３との間の密着性の向上を図ることができる。 Moreover, it is preferable that the polycarbonate contained in the base material layer 2 and the polycarbonate contained in the coating layer 3 are the same type. Thereby, the adhesiveness between the base material layer 2 and the coating layer 3 can be improved.
以上のような基材層２と被覆層３とからなる積層体４（航空機内装材１）は、その厚さが、好ましくは０．５ｍｍ以上、５．０ｍｍ以下、より好ましくは１．０ｍｍ以上、５．０ｍｍ以下に設定される。積層体４の厚さがかかる範囲内に設定されることで、積層体４の軽量化を図りつつ、優れた強度を有する積層体４とすることができる。また、積層体４に優れた難燃性を付与することができる。
The laminate 4 (aircraft interior material 1) composed of the base material layer 2 and the covering layer 3 as described above has a thickness of preferably 0.5 mm or more and 5.0 mm or less, more preferably 1.0 mm or more. , 5.0 mm or less. By setting the thickness of the
また、基材層２の厚さをＡ［ｍｍ］、被覆層３の厚さをＢ［ｍｍ］としたとき、Ａ／Ｂは、好ましくは０．３以上、５０以下なる関係を満足する。積層体４の厚さがかかる範囲内に設定されることで、積層体４の軽量化を図りつつ、優れた強度を有する積層体４とすることができる。また、積層体４に優れた難燃性を付与することができる。
Further, when the thickness of the base material layer 2 is A [mm] and the thickness of the coating layer 3 is B [mm], A / B preferably satisfies the relationship of 0.3 to 50. By setting the thickness of the
また、上記のような基材層２と被覆層３とからなる積層体４（航空機内装材１）は、ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、積層体４を燃焼させた際に、積層体４の着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下であればよいが、４０ｋＷ／ｍ２以下であることが好ましく、３０ｋＷ／ｍ２以下であることがより好ましい。
Further, the laminate 4 (aircraft interior material 1) composed of the base material layer 2 and the coating layer 3 as described above is obtained when the
さらに、積層体４の着火から２分間における総発熱量が６５ｋＷｍｉｎ／ｍ２以下であることが好ましく、４０ｋＷｍｉｎ／ｍ２以下であることがより好ましい。
Further, it is preferable that the total amount of heat generation in the 2 minutes from ignition of the
前記最大発熱速度および前記総発熱量が、それぞれ、前述した数値以下であることにより、積層体４をより優れた難燃性を示すものと言うことができる。 When the maximum heat generation rate and the total heat generation amount are each equal to or less than the above-described numerical values, it can be said that the laminate 4 exhibits more excellent flame retardancy.
また、ＡＳＴＭ Ｅ６６２に規定された発煙性試験、すなわち、ＮＢＳスモークチャンバーを用いた燃焼時の発煙濃度試験は、４．０分間の燃焼時における発煙濃度（Ds）が２００以下であることが好ましく、１５０以下であることがより好ましい。発煙濃度（Ds）がかかる数値以下であることにより、積層体４は、煙の発生が抑制されているものであると言うことができる。
In addition, in the smoke emission test specified in ASTM E662, that is, the smoke concentration test during combustion using the NBS smoke chamber, the smoke concentration (Ds) during combustion for 4.0 minutes is preferably 200 or less, More preferably, it is 150 or less. When the smoke generation density (Ds) is equal to or less than the numerical value, it can be said that the
さらに、ＢＳＳ７２３９に規定の発生ガス量は、積層体４を４分間燃焼させた際の発生ガス量により規定され、具体的には、ＨＣＮ、ＣＯ、ＮＯ／ＮＯ２、ＳＯ２／Ｈ２Ｓ、ＨＦおよびＨＣｌが、それぞれ、１５０ｐｐｍ以下、３５００ｐｐｍ以下、１００ｐｐｍ以下、１００ｐｐｍ以下、２００ｐｐｍ以下および５００ｐｐｍ以下であることが好ましい。発生ガス量がかかる数値以下であることにより、積層体４は、たとえ燃焼したとしても、ガスの発生が抑制されているものであると言うことができる。
Further, the amount of gas generated in the BSS 7239 is defined by the amount of gas generated when the
さらに、上記のような基材層２と被覆層３とからなる積層体４（航空機内装材１）は、具体的には、以下に示すような強度を有することが好ましい。 Furthermore, specifically, the laminate 4 (the aircraft interior material 1) composed of the base material layer 2 and the covering layer 3 preferably has the following strength.
すなわち、ＡＳＴＭ Ｄ２５６に規定されたアイゾット衝撃試験に準拠して測定された積層体４（航空機内装材１）を破壊するのに要したエネルギー（アイゾット衝撃強度）が１００Ｊ／ｍ以上であることが好ましく、２００Ｊ／ｍ以上であることがより好ましい。アイゾット衝撃強度が上記数値以上であることで、積層体４（航空機内装材１）を優れた強度を示すものと言うことができる。 That is, the energy (Izod impact strength) required to break the laminate 4 (aircraft interior material 1) measured according to the Izod impact test specified in ASTM D256 is preferably 100 J / m or more. More preferably, it is 200 J / m or more. It can be said that the Izod impact strength is not less than the above numerical value, the laminate 4 (aircraft interior material 1) exhibits excellent strength.
また、ＡＳＴＭ Ｄ７９０で測定される積層体４（航空機内装材１）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。 Moreover, it is preferable that the bending elastic modulus of the laminated body 4 (aircraft interior material 1) measured by ASTM D790 is 1 GPa or more, More preferably, it is 1.3 GPa or more, More preferably, it is 1.5 GPa or more. By setting the flexural modulus of the interior material within the above range, it can be gripped without being bent during assembly, which is preferable in terms of workability, and even if a person leans against the interior material in the cabin, the interior material is sufficiently It is also preferable that rigidity sufficient to maintain the shape can be obtained. The upper limit of the flexural modulus is not particularly limited, but the object of the present invention can be achieved at 40 GPa or less.
さらには、基材層２および被覆層３、すなわち積層体４（航空機内装材１）は、そのガラス転移温度が１３０℃以上であるのが好ましく、１５０℃以上であるのがより好ましく、１７０℃以上であるのがさらに好ましく、１８０℃以上であるのが特に好ましい。これにより、航空機内装材１の製造後、これを航空機の内装材として加工する際において各種加熱処理を施したとしても、航空機内装材１に反りや変形等が発生するのを防止することができる。 Furthermore, the base material layer 2 and the covering layer 3, that is, the laminate 4 (the aircraft interior material 1), preferably have a glass transition temperature of 130 ° C or higher, more preferably 150 ° C or higher, and 170 ° C. More preferably, it is more preferably 180 ° C. or higher. Thereby, even if various heat treatments are performed when the aircraft interior material 1 is manufactured and then processed as an aircraft interior material, the aircraft interior material 1 can be prevented from being warped or deformed. .
また、基材層２および被覆層３は、熱変形温度が２００℃以上であるのが好ましく、熱膨張率は１００ｐｐｍ／Ｋ以下であるのが好ましい。 Further, the base material layer 2 and the coating layer 3 preferably have a heat deformation temperature of 200 ° C. or higher, and preferably have a coefficient of thermal expansion of 100 ppm / K or lower.
さらに、基材層２および被覆層３は、３０℃〜１３０℃における平均線膨張係数が好ましくは０〜４０ｐｐｍ／Ｋ、より好ましくは０〜３０ｐｐｍ／Ｋ、さらに好ましくは０〜２０ｐｐｍ／Ｋ以下である。このような平均線膨張係数の基材層２および被覆層３は、温度変化に伴う寸法変化が十分に小さいものとすることができる。 Furthermore, the base material layer 2 and the coating layer 3 preferably have an average coefficient of linear expansion at 30 ° C. to 130 ° C. of 0 to 40 ppm / K, more preferably 0 to 30 ppm / K, and still more preferably 0 to 20 ppm / K or less. is there. The base material layer 2 and the coating layer 3 having such an average linear expansion coefficient can have a sufficiently small dimensional change accompanying a temperature change.
以上のような構成の航空機内装材１（積層体４）は、例えば、以下のようにして製造することができる。 The aircraft interior material 1 (laminate 4) having the above-described configuration can be manufactured as follows, for example.
すなわち、基材層２および被覆層３をそれぞれ共押出して航空機内装材１（積層体４）を得る共押出法の他、押出法、プレス法、キャスト法、射出法等を用いて、基材層２および被覆層３を、それぞれ、別体として製造した後、これらを接合する方法等が挙げられる。 That is, in addition to the co-extrusion method in which the base material layer 2 and the coating layer 3 are respectively co-extruded to obtain the aircraft interior material 1 (laminate 4), the base material layer 2 and the coating layer 3 are used by an extrusion method, a press method, a casting method, an injection method, Examples of the method include a method in which the layer 2 and the coating layer 3 are manufactured separately and then bonded to each other.
なお、以上のような航空機内装材１は、航空機内装材において、樹脂材料で構成される位置に適用され、例えば、キャビン天井パネル、キャビン内装パネル、キャビン床面、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、手荷物ロッカー壁、収納ロッカー壁、ドア内張、窓カバー機長席、副操縦士席、客室乗務員用座席、乗客座席のような各種座席、および、化粧室等に適用される。 In addition, the aircraft interior material 1 as described above is applied to a position formed of a resin material in an aircraft interior material. For example, a cabin ceiling panel, a cabin interior panel, a cabin floor surface, a cockpit ceiling panel, a cockpit interior panel, Applicable to cockpit floors, baggage locker walls, storage locker walls, door linings, window cover machine long seats, co-pilot seats, cabin crew seats, various seats such as passenger seats, and restrooms.
さらに、航空機内装材１を適用し得る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、飛行船および気球等が挙げられる。 Furthermore, examples of the aircraft of the present invention to which the aircraft interior material 1 can be applied include a fixed wing aircraft, an airplane, a glider, a rotary wing aircraft, a helicopter, an auto gyro, an airship, and a balloon.
以上、本発明の航空機内装材および航空機について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、航空機内装材を構成する各部は、同様の機能を発揮し得る任意の構成のものと置換することができる。また、任意の構成物が付加されていてもよい。 As mentioned above, although the aircraft interior material and the aircraft of the present invention have been described, the present invention is not limited to this, and each component constituting the aircraft interior material has an arbitrary configuration that can exhibit the same function. Can be replaced. Moreover, arbitrary components may be added.
また、航空機内装材は、基材層と被覆層との間に接合層（接着剤層）等が介在するものであってもよいし、基材層の被覆層が形成されているのと反対側の面に、さらに第２の被覆層を備えるものであってもよいし、被覆層上にさらに基材層および被覆層を保護する保護層を備えるものであってもよい。 The aircraft interior material may be one in which a bonding layer (adhesive layer) or the like is interposed between the base material layer and the covering layer, or opposite to the case where the covering layer of the base material layer is formed. A second coating layer may be further provided on the side surface, or a protective layer for protecting the base material layer and the coating layer may be further provided on the coating layer.
以下、実施例に基づいて本発明をより具体的に説明する。
１．航空機内装材（積層体）の形成
［実施例１］
［１］まず、１００．０質量部のビスフェノールＡ型ポリカーボネート（三菱エンジニアプラスチックス社製、「Ｈ３０００」）を基材層形成用材料として準備した。
Hereinafter, based on an Example, this invention is demonstrated more concretely.
1. Formation of aircraft interior material (laminate) [Example 1]
[1] First, 100.0 parts by mass of bisphenol A-type polycarbonate (manufactured by Mitsubishi Engineer Plastics, "H3000") was prepared as a base material layer forming material.
［２］次に、１００．０質量部のビスフェノールＡ型ポリカーボネート（三菱エンジニアプラスチックス社製、「Ｈ３０００」）と、１０．０質量部のトリブロモフェノキシトリアジン（第一工業製薬社製、「ＳＲ−２４５」）と、６．０質量部のシリコーン系難燃剤（東レダウコーニング社製、「Ｚ−６０１８」）とを、撹拌・混合することにより、被覆層形成用材料を調製した。 [2] Next, 100.0 parts by mass of bisphenol A type polycarbonate (Mitsubishi Engineer Plastics, “H3000”) and 10.0 parts by mass of tribromophenoxytriazine (Daiichi Kogyo Seiyaku, “SR”) -245 ") and 6.0 parts by mass of a silicone flame retardant (manufactured by Toray Dow Corning," Z-6018 ") were stirred and mixed to prepare a coating layer forming material.
［３］次に、調製された基材層形成用材料および被覆層形成用材料を、それぞれ、共押出機が備えるＴダイから押出した後、これらを搬送速度３ｍ／ｍｉｎ、ロール温度１５０℃の条件で、ラミネートすることにより、平均厚さ１．８ｍｍおよび２．０ｍｍの基材層および被覆層を備える実施例１の航空機内装材を得た。 [3] Next, after the prepared base layer forming material and coating layer forming material were each extruded from a T-die provided in the co-extruder, they were transported at a speed of 3 m / min and a roll temperature of 150 ° C. By laminating under the conditions, an aircraft interior material of Example 1 including a base material layer and a coating layer having an average thickness of 1.8 mm and 2.0 mm was obtained.
なお、この実施例１の航空機内装材における、基材層の比重は１．２０であり、被覆層の比重は１．３１であった。また、この実施例１の航空機内装材では、被覆層は、Ｉ）の層の構成をなしている。 In the aircraft interior material of Example 1, the specific gravity of the base material layer was 1.20, and the specific gravity of the coating layer was 1.31. Further, in the aircraft interior material of the first embodiment, the coating layer has the configuration of the layer I).
［実施例２］
前記工程［３］において、Ｔダイから押出す、基材層形成用材料および被覆層形成用材料の供給量を調整して、平均厚さ１．５ｍｍおよび０．５ｍｍの基材層および被覆層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、実施例２の航空機内装材を得た。
[Example 2]
In the step [3], the supply amount of the base layer forming material and the covering layer forming material extruded from the T-die is adjusted, and the base layer and the covering layer having an average thickness of 1.5 mm and 0.5 mm are adjusted. The aircraft interior material of Example 2 was obtained in the same manner as Example 1 except that was formed.
［実施例３］
前記工程［３］において、Ｔダイから押出す、基材層形成用材料および被覆層形成用材料の供給量を調整して、平均厚さ１．０ｍｍおよび１．０ｍｍの基材層および被覆層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、実施例３の航空機内装材を得た。
[Example 3]
In the step [3], the supply amount of the base material layer forming material and the covering layer forming material extruded from the T-die is adjusted, and the base layer and the covering layer having average thicknesses of 1.0 mm and 1.0 mm are adjusted. The aircraft interior material of Example 3 was obtained in the same manner as Example 1 except that was formed.
［実施例４］
前記工程［３］において、Ｔダイから押出す、基材層形成用材料および被覆層形成用材料の供給量を調整して、平均厚さ０．５ｍｍおよび１．５ｍｍの基材層および被覆層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、実施例４の航空機内装材を得た。
[Example 4]
In the step [3], the supply amount of the base layer forming material and the covering layer forming material extruded from the T-die is adjusted, and the base layer and the covering layer having average thicknesses of 0.5 mm and 1.5 mm are adjusted. The aircraft interior material of Example 4 was obtained in the same manner as in Example 1 except that was formed.
［実施例５］
前記工程［３］において、Ｔダイから押出す、基材層形成用材料および被覆層形成用材料の供給量を調整して、平均厚さ２．５ｍｍおよび２．５ｍｍの基材層および被覆層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、実施例５の航空機内装材を得た。
[Example 5]
In the step [3], the supply amount of the base layer forming material and the covering layer forming material extruded from the T-die is adjusted, and the base layer and the covering layer having an average thickness of 2.5 mm and 2.5 mm are adjusted. The aircraft interior material of Example 5 was obtained in the same manner as Example 1 except that was formed.
［実施例６］
前記工程［２］において、被覆層形成用材料としてポリシロキサン共重合ポリカーボネート（出光興産社製、「ＡＧ−１９５０」）を用いたこと以外は、実施例３と同様にして、実施例６の航空機内装材を得た。なお、この実施例６の航空機内装材では、被覆層は、III）の層の構成をなしている。
[Example 6]
The aircraft of Example 6 in the same manner as in Example 3 except that in the step [2], a polysiloxane copolymer polycarbonate (“AG-1950” manufactured by Idemitsu Kosan Co., Ltd.) was used as the coating layer forming material. The interior material was obtained. In the aircraft interior material of Example 6, the covering layer has the structure of layer III).
［実施例７］
前記工程［２］において、被覆層形成用材料として臭素系ポリカーボネート樹脂（ＳＡＢＩＣ社製、「ＦＳＴ９７０５」）を用いたこと以外は、実施例３と同様にして、実施例７の航空機内装材を得た。なお、この実施例７の航空機内装材では、被覆層は、II）の層の構成をなしている。
[Example 7]
In the step [2], an aircraft interior material of Example 7 was obtained in the same manner as Example 3 except that bromine-based polycarbonate resin (manufactured by SABIC, “FST9705”) was used as the coating layer forming material. It was. In the aircraft interior material of Example 7, the coating layer has the structure of II).
［実施例８］
前記工程［２］において、トリブロモフェノキシトリアジン（第一工業製薬社製、「ＳＲ−２４５」）と、シリコーン系難燃剤（東レダウコーニング社製、「Ｚ−６０１８」）に代えて、６．０質量部の縮合リン酸エステル系難燃剤（大八化学社製、「ＰＸ−２００」）を用いて被覆層形成用材料を調製したこと以外は、実施例３と同様にして、実施例８の航空機内装材を得た。
[Example 8]
In the step [2], instead of tribromophenoxytriazine (Daiichi Kogyo Seiyaku Co., Ltd., “SR-245”) and silicone flame retardant (Toray Dow Corning Co., Ltd., “Z-6018”), 6. Example 8 was carried out in the same manner as Example 3 except that the coating layer forming material was prepared using 0 part by mass of a condensed phosphate ester flame retardant (Daihachi Chemical Co., Ltd., “PX-200”). Aircraft interior material.
［実施例９］
前記工程［１］において、１００．０質量部のビスフェノールＡ型ポリカーボネート（三菱エンジニアリングプラスチック社製、「Ｈ３０００」）と、１．０質量部の酸化チタン（堺化学社製、「Ｒ−３９」）とを、撹拌・混合することにより、基材層形成用材料を調製したこと以外は、実施例３と同様にして、実施例９の航空機内装材を得た。
[Example 9]
In the step [1], 100.0 parts by mass of bisphenol A-type polycarbonate (manufactured by Mitsubishi Engineering Plastics, “H3000”) and 1.0 part by mass of titanium oxide (“R-39”, manufactured by Sakai Chemical Co., Ltd.) The aircraft interior material of Example 9 was obtained in the same manner as Example 3 except that the material for forming the base material layer was prepared by stirring and mixing.
［実施例１０］
前記工程［３］において、Ｔダイから押出す、基材層形成用材料および被覆層形成用材料の供給量を調整して、平均厚さ０．５ｍｍおよび０．５ｍｍの基材層および被覆層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、実施例１０の航空機内装材を得た。
[Example 10]
In the step [3], the supply amount of the base layer forming material and the covering layer forming material extruded from the T-die is adjusted, and the base layer and the covering layer having an average thickness of 0.5 mm and 0.5 mm are adjusted. The aircraft interior material of Example 10 was obtained in the same manner as in Example 1 except that was formed.
［実施例１１］
前記工程［２］において、トリブロモフェノキシトリアジン（第一工業製薬社製、「ＳＲ−２４５」）を用いないで被覆層形成用材料を調製したこと以外は、実施例３と同様にして、実施例１１の航空機内装材を得た。
[Example 11]
In the step [2], the same procedure as in Example 3 was performed except that the coating layer forming material was prepared without using tribromophenoxytriazine (Daiichi Kogyo Seiyaku Co., Ltd., “SR-245”). The aircraft interior material of Example 11 was obtained.
［実施例１２］
前記工程［２］において、シリコーン系難燃剤（東レダウコーニング社製、「Ｚ−６０１８」）を用いないで被覆層形成用材料を調製したこと以外は、実施例２と同様にして、実施例１２の航空機内装材を得た。
[Example 12]
In the step [2], an example was prepared in the same manner as in Example 2, except that the coating layer forming material was prepared without using a silicone-based flame retardant (manufactured by Toray Dow Corning, “Z-6018”). Twelve aircraft interior materials were obtained.
［比較例１］
被覆層の形成を省略して、平均厚さ２．０ｍｍの基材層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、比較例１の航空機内装材を得た。
[Comparative Example 1]
The aircraft interior material of Comparative Example 1 was obtained in the same manner as in Example 1 except that the formation of the coating layer was omitted and a base material layer having an average thickness of 2.0 mm was formed.
［比較例２］
前記工程［２］において、トリブロモフェノキシトリアジン（第一工業製薬社製、「ＳＲ−２４５」）と、シリコーン系難燃剤（東レダウコーニング社製、「Ｚ−６０１８」）に代えて、６．０質量部の水酸化マグネシウム（協和化学社製、「キスマ５Ａ」）を用いて被覆層形成用材料を調製し、基材層の形成を省略して、平均厚さ２．０ｍｍの被覆層を形成したこと以外は、実施例１と同様にして、比較例２の航空機内装材を得た。
[Comparative Example 2]
In the step [2], instead of tribromophenoxytriazine (Daiichi Kogyo Seiyaku Co., Ltd., “SR-245”) and silicone flame retardant (Toray Dow Corning Co., Ltd., “Z-6018”), 6. A coating layer forming material was prepared using 0 part by mass of magnesium hydroxide (“Kisuma 5A”, manufactured by Kyowa Chemical Co., Ltd.), and the formation of the base layer was omitted. An aircraft interior material of Comparative Example 2 was obtained in the same manner as Example 1 except that it was formed.
２．評価
各実施例および比較例の航空機内装材を、以下の方法で評価した。
2. Evaluation The aircraft interior materials of each Example and Comparative Example were evaluated by the following methods.
＜ヒートリリース試験（ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定）＞
まず、ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、航空機内装材を燃焼させた際に、航空機内装材の着火から５分以内で測定された最大発熱速度と、着火から２分間における総発熱量とを測定した。着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下かつ、着火から２分間における総発熱量６５ｋＷｍｉｎ／ｍ２以下を合格とし、どちらか一方でもその値を超えた場合は不合格とした。
<Heat release test (as defined in ASTM E906)>
First, in accordance with the heat release test specified in ASTM E906, when the aircraft interior material is burned, the maximum heat generation rate measured within 5 minutes from the ignition of the aircraft interior material and the total 2 minutes from the ignition. The calorific value was measured. If the maximum heat generation rate measured within 5 minutes after ignition is 65 kW / m 2 or less and the total heat generation amount after ignition is 65 kW min / m 2 or less, it will be accepted. It was.
＜アイゾット衝撃試験＞
ＡＳＴＭ Ｄ２５６に準拠し、万能衝撃試験機（安田精機製作所社製、「製品番号２５８」）を用いて、航空機内装材を破壊するのに要するエネルギーを測定した。
<Izod impact test>
In accordance with ASTM D256, the energy required to destroy the aircraft interior material was measured using a universal impact tester (manufactured by Yasuda Seiki Seisakusho, “Product No. 258”).
＜発煙性試験＞
ＡＳＴＭ Ｅ６６２−８２に準拠して、ＮＢＳ発煙性試験により、４分後の最大煙濃度を測定した。４分後の最大煙濃度が２００ｐｐｍ以下であれば、合格、その値を超えた場合は不合格とした。
<Smoke test>
In accordance with ASTM E662-82, the maximum smoke concentration after 4 minutes was measured by the NBS smoke emission test. If the maximum smoke concentration after 4 minutes was 200 ppm or less, it was accepted, and if it exceeded that value, it was rejected.
以上のようにして得られた各実施例および比較例の航空機内装材における評価結果を、それぞれ、下記の表１に示す。 Table 1 below shows the evaluation results of the aircraft interior materials of the examples and comparative examples obtained as described above.
表１に示したように、各実施例における航空機内装材では、優れた強度を確保しつつ、軽量化がなされ、かつ優れた難燃性を備える結果となった。 As shown in Table 1, the aircraft interior material in each example was reduced in weight while ensuring excellent strength, and had excellent flame retardancy.
これに対して、比較例における航空機内装材では、軽量化がなされるものの、強度および難燃性の双方を満足する結果を得ることができなかった。 On the other hand, in the aircraft interior material in the comparative example, although the weight was reduced, a result satisfying both the strength and the flame retardance could not be obtained.
１ 航空機内装材
２ 基材層
３ 被覆層
４ 積層体
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Aircraft interior material 2 Base material layer 3
Claims (7)
該基材層の一方の面側に積層して設けられた被覆層とからなる積層体を備え、
ＡＳＴＭ Ｅ９０６に規定されたヒートリリース試験に準拠して、前記積層体を燃焼させた際に、着火から５分以内で測定された最大発熱速度が６５ｋＷ／ｍ２以下であることを特徴する航空機内装材。 A base material layer composed mainly of polycarbonate,
Comprising a laminate composed of a coating layer laminated on one surface side of the base material layer,
In accordance with the heat release test prescribed in ASTM E906, when the laminate is burned, the maximum heat generation rate measured within 5 minutes after ignition is 65 kW / m 2 or less. Wood.
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11370144B2 (en) | 2019-10-08 | 2022-06-28 | Goodrich Corporation | Method and system for sequencing veneer to lumbercore |
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- 2014-10-17 JP JP2014213192A patent/JP2016078708A/en active Pending
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