JP2021107187A

JP2021107187A - 構造体及びその製造方法

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Publication number: JP2021107187A
Application number: JP2019239407A
Authority: JP
Inventors: 昌之久保脇; Masayuki Kubowaki
Original assignee: Challenge Co Ltd
Current assignee: Challenge Co Ltd
Priority date: 2019-12-27
Filing date: 2019-12-27
Publication date: 2021-07-29
Anticipated expiration: 2039-12-27
Also published as: JP7429535B2

Abstract

【課題】強度に優れた構造体及びその製造方法を実現する。【解決手段】本発明に係る構造体の一態様である無人航空機用プロペラガード（１）は、繊維強化複合材料で構成されている細幅の第一部材（１０）及び第二部材（２０）が交差する交差部（３０）が、第二部材（２０）が第一部材（１０）を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化されて形成されている。【選択図】図１

Description

本発明は、構造体及びその製造方法に関する。

外部からの衝撃を緩和する目的で、耐衝撃性を有するガードを各種機器に取り付けることがある。また、そのようなガードは、機器のほうに送風ファン及びプロペラ等のような動作部が設けられている場合にも、その動作部が外部に接触することを防ぐ目的でも用いられる。

特許文献１には、ドローンを上方から覆う屋根枠と、横方向から全体的に包囲する壁枠を備えるドローン（小型無人航空機）用の飛行安全フレームが記載されている。特許文献２には、ドローンを横方向から全体的に包囲する包囲枠を備えるドローン（小型無人航空機）用の飛行安全フレームが記載されている。

特開２０１８−１９９３９４号公報特開２０１９−９９０８７号公報

しかしながら、特許文献１，２に開示されたフレームは、直管材、曲管材及び管継手といった複数の構成要素を継手しており、例えば管継手によって継手している部分において強度が十分でない虞がある。

そこで、本発明の一態様は、構成要素同士が交差している部分の強度に優れた構造体及びその製造方法を実現することを目的とする。

前記の課題を解決するために、本発明の一態様に係る構造体は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体であって、前記交差部は、前記第一部材及び前記第二部材の一方が、前記第一部材及び前記第二部材の他方を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化または固化されて形成されている。

また、前記の課題を解決するために、本発明の一態様に係る構造体の製造方法は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、硬化前または固化前の前記第一部材を、硬化前または固化前の前記第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、前記第一の工程の後に、硬化または固化前の前記第一部材及び第二部材を、加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む。

また、前記の課題を解決するために、本発明の一態様に係る構造体の製造方法は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、硬化または固化前の前記第一部材または硬化または固化後の前記第一部材のいずれか一方を、硬化前または固化前の前記第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、前記第一の工程の後に、硬化前の前記第一部材及び第二部材を加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む。

本発明の一態様によれば、構成要素同士が交差している部分（交差部）の強度に優れた構造体を提供することができる。

本発明の一実施形態に係る構造体を、無人航空機の少なくとも一部を包囲する無人航空機用プロペラガードとして用いた態様の全体構成を示す斜視図である。図１に示す構造体（無人航空機用プロペラガード）の斜視図である。図１に示す構造体の製造に用いる型の外観を示す斜視図である。本発明の一実施形態に係る構造体の製造方法について説明する図である。

（無人航空機用プロペラガード１）
以下、本発明の一実施形態の構造体について、図１から図４を用いて説明する。

本実施形態では、本発明の一態様に係る構造体を、無人航空機用プロペラガード（無人航空機の少なくとも一部を包囲する無人航空機用ガード）として適用させた態様について説明する。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、無人航空機のプロペラ以外の部分のガードでもよく、無人航空機以外の各種電子機器を含むあらゆる物体に対して、当該物体を外部衝撃から防護し、かつ当該物体が外部に接触することを防ぐためのガードとして適用することができる。特に、当該構造体は、後述するように比較的軽量でありながら、第一部材及び第二部材が交差する交差部の強度に優れている。そのため、重量が考慮されるべきドローンと称される小型無人航空機のガードとして好適である。

図１は本発明の一実施形態に係る構造体である無人航空機用プロペラガード１が、無人航空機の少なくとも一部を包囲している様子であり、無人航空機用プロペラガード１の全体構成を示す斜視図である。プロペラ５００は、ドローンのプロペラである。プロペラ５００は、駆動部５０１、翼５０２を備える。翼５０２は、駆動部５０１に連結されている。なお、プロペラ５００及び当該プロペラ５００を備える無人航空機は、いかなる種類、大きさ、重さのものであっても構わない。

図１に示す無人航空機用プロペラガード１は、プロペラ５００の翼５０２の３６０°の旋回範囲の半分の範囲（１８０°分）を囲む三次元構造をとっている。すなわち、本実施形態の無人航空機用プロペラガード１は、平面視において凡そ半円形状を有し、この半円形状のものを一つとして構成されている。そのため、プロペラ５００に実際に適用する場合には、図１の紙面奥側にも無人航空機用プロペラガード１を配設し、翼５０２の旋回範囲（３６０°）の全周を覆う構成とすればよい。

なお、以下では、説明の便宜上、仮想の円柱体に基づいて、各部材の配置位置や配設方向を述べる。仮想の円柱体は、側面が凡そ翼５０２の先端の旋回軌道に合致し、上面がプロペラ５００の上部、下面がプロペラ５００の下部に相当する。また、以下において用いている「高さ」とは、当該下面から当該上面までの間の位置を示している。

無人航空機用プロペラガード１は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材１０及び第二部材２０が交差する交差部３０を含み、交差部３０は、第二部材２０が、第一部材１０を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化または固化されて形成されている。

第一部材１０は、仮想の円柱体の側面に沿って円周の半分に相当する曲部１１を有する。更に、第一部材１０は、仮想の円柱体の上面または下面から見た平面視において曲部１１の両端位置にそれぞれ連結し、仮想の円柱体の直径に相当する直部１２を仮想の円柱体の上面に有している。第一部材１０は、２本あり、各々の曲部１１は、仮想の円柱体の側面に、高さを異ならせて平行に配されている。一方、２本の第一部材１０の各々の直部１２は、一体になっている（積層部）。

曲部１１は、概ね、翼５０２の旋回軌道と同心円であって当該旋回起動を囲うように延設されている。そのため、翼５０２の旋回軌道内への物体の侵入を防ぎ、当該物体と翼５０２との衝突を防ぐ。また、直部１２は、翼５０２の上方に配設されるため、翼５０２の上方からの物体の侵入を防ぎ、当該物体と翼５０２との衝突を防ぐ。

第二部材２０は、２本の第一部材１０のそれぞれの曲部１１の長手方向の中間点において交差している。具体的には、仮想の円柱体の上面において、直部１２の中間位置近傍を起点として半径に沿って延びた放射部２１と、仮想の円柱体の側面に沿って高さ方向に延びる側部２２とを有する。すなわち、第二部材２０の側部２２は、２本の第一部材１０の曲部１１とそれぞれ交差している。この交差している箇所がそれぞれ、交差部３０である。

放射部２１は、翼５０２の上方に配設されるため、翼５０２の上方からの物体の侵入を防ぎ、当該物体と翼５０２との衝突を防ぐ。側部２２は、翼５０２の旋回軌道上に延設されている。そのため、翼５０２の旋回軌道内への物体の侵入を防ぎ、当該物体と翼５０２との衝突を防ぐ。

無人航空機用プロペラガード１は、基部４０をさらに備える。基部４０は、直部１２の中間位置に連結しているとともに、放射部２１が連結している。基部４０と、直部１２と、放射部２１とは、凡そ同じ高さに位置している。基部４０も、第一部材１０及び第二部材２０と同一材料から構成してもよいが、異なる熱硬化性の樹脂から形成することも可能である。なお、直部１２と放射部２１とは、基部４０において一連に繋がっていてもよい。

無人航空機用プロペラガード１は、基部４０をプロペラ５００の駆動部５０１の上面に取り付けることによって、プロペラ５００に搭載することができる。なお、本実施形態では、プロペラ５００の下部に翼が装備されている態様に適合した無人航空機用プロペラガード１である。しかしながら、無人航空機用プロペラガード１を天地反転させれば、上部に翼が装備されたプロペラにも、無人航空機用プロペラガード１を搭載することができる。この場合には、プロペラの下部の駆動部（モータ）の下面に、基部４０を取り付ける。

以下、第一部材１０及び第二部材２０の詳細を説明する。第一部材１０及び第二部材２０の形態は共に、細幅である。細幅とは、一般に厳密な定義はないが、本発明では、基布状の形態ではなく、１ｍｍ以上６ｍｍ以下の幅を有し、且つ１ｍｍ以上６ｍｍ以下の厚さを有する態様を示し、好ましくは３ｍｍ程度の幅及び厚さの形態を示すものとする。なお、断面は、四角形状であっても円形であっても、あるいはその他の形状であってもよい。要するに、無人航空機用プロペラガード１は、複数の方向に延びる細幅が繋がってなる構造物である。細幅の第一部材１０及び第二部材２０は、厚さが異なる。ここでいう「厚さ」とは、長手方向に垂直な方向における直径の平均値に相当する。以下、図２を用いて、厚さについて説明する。

図２は、図１と同じ斜視図であるが、プロペラ５００を図１から除いた図である。図２には、無人航空機用プロペラガード１の各箇所の厚さを相対的な値で示している。ここで、第一部材１０と、第二部材２０とは、後述するように１本分の厚さが異なっており、第一部材１０の厚さが第二部材２０の厚さの約２倍となっている。図２では、無人航空機用プロペラガード１の各箇所の厚さを、第一部材１０の１本分の厚さを基準の厚さ[１]として示している。すなわち、一本分で比較すれば、第二部材２０の厚さは、[０．５]である。

無人航空機用プロペラガード１の各所の厚さを説明すると、曲部１１は、１本分の第一部材１０から構成されているため、厚さは[１]である。一方、直部１２は、２本の第一部材１０の直部１２が一体となっているため、厚さは[２]である。

一方、第二部材２０に構成される放射部２１及び側部２２については、側部２２のうち、高い位置にあるほうの曲部１１と交差する交差部３０と、低い位置にあるほうの曲部と交差する交差部３０との間は、厚さは[１]である。これは、１本の第二部材２０が、放射部２１から延びて、低い位置にあるほうの曲部１１と交差する交差部３０において曲部１１を挟み込むように折りたたんで折り返し、放射部２１に再び延びている。すなわち、２つの交差部３０の間の厚さは、２本分の第二部材２０の厚さである。また、高い位置にあるほうの曲部１１において設けられた交差部３０においても、別の１本の第二部材２０が、放射部２１から延びて、当該交差部３０において、高い位置にあるほうの曲部１１を挟み込むように折りたたんで折り返し、放射部２１に再び延びている。これにより、放射部２１、及び側部２２における放射部２１から高い位置にあるほうの曲部１１において設けられた交差部３０までの間には、計４本の第二部材２０が積層しており、厚さは[２]である。このように積層していることにより、剛性を高めることができる。なお、積層しているという観点では、直部１２も同じく２本分の第一部材１０からなり、厚さ[２]であるため、剛性を高めていると言える。

（第一部材１０及び第二部材２０）
第一部材１０及び第二部材２０は、長手方向に配向する繊維を有し、かつ繊維強化複合材料の硬化物で構成されている。具体的には、第一部材１０及び第二部材２０は、強化繊維基材にマトリックス樹脂組成物を含浸した、中間基材であるシート状のプリプレグを細幅に切り出した後、複数枚積層し、加熱加圧又は加熱減圧して成形されたものである。例えば、炭素繊維強化複合材料（熱硬化性炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＰ）または熱可塑性炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＴＰ））等を採用できる。ＣＦＲＴＰの場合は、中間基材として、コミングルヤーンを用いても良い。炭素繊維強化複合材料を採用することにより、軽量であり、かつ、剛性の優れる無人航空機用プロペラガード１を実現することができ、飛行中に空気抵抗でガードが撓まず、また、壁に接触した際にもプロペラを保護することができる。

一例としては、第一部材１０及び第二部材２０は、幅２ｍｍで、厚さ２００μｍの一方向性プリプレグを複数枚積層してなる。先述の厚さ[１]（第一部材１０の一本分の厚さ）は、幅２ｍｍで厚さ２００μｍの一方向性プリプレグを９枚重ねにしたもの構成することができ、第一部材１０の半分の厚さである第二部材２０は、幅２ｍｍで厚さ２００μｍの一方向性プリプレグを４〜５枚重ねにしたものから構成することができる。一方向性プリプレグは、一方向に繊維が配向している。そのため、その配向方向に沿って長尺なプリプレグを積層してなる第一部材１０及び第二部材２０は、長手方向に配向する繊維を有している。

マトリックス樹脂組成物を含浸させた強化繊維基材の形態としては、多数の長尺の強化繊維を一方向に引き揃えた先述のＵＤ（ＵｎｉＤｉｒｅｃｔｉｏｎ）シート（一方向性シート）以外にも、強化繊維を製織して織物としたクロス材、強化繊維からなる不織布、複数の繊維が撚られた撚りひも、複数の繊維が編まれた編ひも、及び、組みひも等が挙げられる。すなわち、強化繊維基材の形態としては、強化繊維を一方向に引きそろえた形態、強化繊維が配向した複数の繊維が撚られた撚りひも、及び、複数の繊維が編まれた編ひも、組みひものいずれか１以上であってよい。撚りひも、編ひもまたは組みひもを採用すれば、第一部材１０又は第二部材２０の積層している部分を特定することが容易となる。

強化繊維基材に用いられる強化繊維としては、特に限定されないが、例えば、炭素繊維、アラミド繊維、炭化ケイ素繊維、アルミナ繊維、ボロン繊維、タングステンカーバイド繊維、及びガラス繊維等が挙げられる。これらの中でも、強化繊維として、比強度、比弾性率に優れる点から、炭素繊維を用いることが好ましい。また、強化繊維は、１種を単独で使用してもよく、２種以上を併用してもよい。

強化繊維基材の目付としては、特に限定されず、必要な剛性及び重量から決めればよいが、マトリックス樹脂組成物の含浸性を良好とする観点、及び、外観をより良好にする観点から、７０ｇ／ｍ^２以上がより好ましく、さらに安価に表面平滑な複合材料成形体を得ることができる観点から１５０ｇ／ｍ^２以上がさらに好ましい。また、強化繊維基材の目付としては、マトリックス樹脂組成物の含浸性を良好とする観点、及び、より安価に表面平滑な複合材料成形体を得る観点から、８００ｇ／ｍ^２以下が好ましく、２５０ｇ／ｍ^２以下がより好ましい。

プリプレグの樹脂含有率は、２５ｗｔ％以上が好ましく、３３％付近がより好ましい。上記下限値以上であることで、空隙ができにくくなる。また、プリプレグの樹脂含有率は、６０ｗｔ％以下が好ましく、５０％以下がより好ましい。上記下限値以上であることで、強度剛性を維持し軽量化が可能である。

マトリックス樹脂組成物は、マトリックス樹脂と、その他成分を含む。マトリックス樹脂としては、特に制限はなく、熱可塑性樹脂及び／または熱硬化性樹脂を用いることができる。

以下、マトリックス樹脂として熱可塑性樹脂を用いたマトリックス樹脂組成物を熱可塑性樹脂組成物、マトリックス樹脂として熱硬化性樹脂を用いたマトリックス樹脂組成物を熱硬化性樹脂組成物とも言う。熱硬化性樹脂組成物は、熱硬化性樹脂と、その他成分として硬化剤を含む。硬化剤は公知のいずれのものを用いても良い。

熱可塑性樹脂は、加熱により粘度の高い液体状態になって、外力により自由に変形でき、冷却して外力を除去すると、固体状態でその形状を保つ。また、この過程を繰り返し行える。熱可塑性樹脂としては、特に制限は無く、成形品としての機械特性を大きく低下させない範囲で適宜選択することができる。熱可塑性樹脂としては、例えば、ポリエチレン樹脂、ポリプロピレン樹脂等のポリオレフィン系樹脂、ナイロン６樹脂、ナイロン６，６樹脂等のポリアミド系樹脂、ポリエチレンテレフタレート樹脂、ポリブチレンテレフタレート樹脂等のポリエステル系樹脂、ポリフェニレンサルファイド樹脂、ポリエーテルケトン樹脂、ポリエーテルスルフォン樹脂、芳香族ポリアミド樹脂等を用いることができる。中でも、物性や価格の観点で、ポリアミド樹脂、ポリプロピレン樹脂、ポリフェニレンサルファイド樹脂のいずれかであることが好ましい。これらは、一種を単独で用いてもよく、二種以上を併用してもよい。

熱硬化性樹脂は、熱または触媒の作用を受けて、分子間架橋による硬化反応が進行し、不溶不融の三次元網目構造をとる反応性ポリマーである。熱硬化性樹脂としても特に制限は無く、成形品としての機械特性を大きく低下させない範囲で適宜選択することができる。熱硬化性マトリックス樹脂としては、例えば、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、アクリル樹脂、ビニルエステル樹脂、フェノール樹脂、フェノキシ樹脂、アルキド樹脂、ウレタン樹脂、マレイミド樹脂、シアネート樹脂、ベンゾオキサジン樹脂、エポキシアクリレート樹脂、ウレタンアクリレート樹脂、尿素樹脂等が挙げられる。熱硬化性樹脂としては、これらの中から一種以上を適宜選択して使用することができるが、中でも硬化後の交差部の強度を高くできる傾向にあることから、エポキシ樹脂が好ましい。

マトリックス樹脂組成物には、必要に応じて、難燃剤、耐候性改良剤、酸化防止剤、熱安定剤、紫外線吸収剤、可塑剤、滑剤、着色剤、相溶化剤、非繊維状フィラー、導電性フィラー、離型剤、又は界面活性剤等の添加剤を配合してもよい。また、前記の添加剤としては、１種を単独で使用してもよく、２種以上を併用してもよい。

なお、第一部材１０及び第二部材２０は、同一材料であってもよいし、互いに異なる材料から構成してもよい。

図１及び図２に示す交差部３０は、第二部材２０が、第一部材１０を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化されて形成されている。後述するように、これは、無人航空機用プロペラガード１を製造する際に、細幅の第二部材２０を細幅の第一部材１０の曲部１１の下を通してからＵ字型に折り返して上に積層してから形状を平坦にして、この状態で硬化させることによって実現される。なお、その状態で硬化したものであるか否かは、製造後の無人航空機用プロペラガード１を目視することによって確認することは困難である場合がある。しかしながら、交差部３０において、第二部材２０の長手方向に沿って切断した断面を顕微鏡等で観察することにより、第二部材２０の繊維が第一部材１０の断面の周囲に沿って配向していることを確認すればよい。

以上のような本実施形態の無人航空機用プロペラガード１によれば、繊維強化複合材料の硬化物で一体成形されたものから構成され、交差部３０が、第二部材２０が、第一部材１０を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化されて形成されている。そのため、複数の構成部材からなり、且つ継手によって連結させる従前の態様に比べて、交差部における強度に優れた信頼性の高い無人航空機用プロペラガードを提供することができる。また、形状を細く設計できるため、空気抵抗が小さく、さらには軽量化できるため、飛行時間や移動速度において有利になる。

（無人航空機用プロペラガード１の製造方法）
本実施形態の無人航空機用プロペラガード１の製造方法について説明する。

本実施形態の製造方法は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、硬化前または固化前の第一部材を、硬化前または固化前の第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、第一の工程の後に、硬化前または固化前の第一部材及び第二部材を、加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む。

第一の工程では、硬化前または硬化後の繊維強化複合材料よりも高い熱膨張率を有する型に沿って硬化前の第一部材及び第二部材（以下、硬化前の第一部材及び第二部材を、「第一強化繊維基材」及び「第二強化繊維基材」という。）を配置する。これについて、図３及び図４を用いて詳述する。図３は、第一強化繊維基材及び第二強化繊維基材を配置する当該型の外観を示す斜視図である。

図３に示すように、型１００は、略半円形状の上面と下面を有する略半円柱である。より具体的には、型１００は、半円柱と四角柱とを合わせたような形状を有している。型１００には、円弧状の側面に、円弧方向に延設された２本の曲部用溝１０１と、これに対して垂直方向に延設された１本の側部用溝１０２とが設けられている。また、型１００の上面には、中央部に凹部１０３と、凹部１０３から当該上面の円弧状の端辺の中間位置に向かって延設され、側部用溝１０２に繋がった放射部用溝１０４とが設けられている。更に、型１００の上面には、凹部１０３から当該上面の直線状の端辺に沿って当該端辺の両端部まで延設された直部用溝１０５が設けられている。型１００には、更に、円弧状の側面に高さ方向に沿って、曲部用溝１０１と直部用溝１０５とを繋ぐ連結用溝１０６が設けられている。

型１００を構成する、繊維強化複合材料よりも高い熱膨張率を有する材料としては、エポキシ系のケミカルウッドもしくは硬質ウレタンのケミカルウッドや金属材等を用いることができ、特に耐久性という理由から、アルミなどの金属材料を用いることが好ましい。このような材料を用いることにより、硬化または固化にあたっては、型１００が繊維強化複合材料よりも大きく膨張するため、第一強化繊維基材及び第二強化繊維基材がたるむことなく所望の形状で硬化または固化させることができる。さらに、硬化または固化後においては、第一部材及び第二部材よりも型１００が結果として小さくなっているため、型１００から容易に脱型させることができる。これについては、後述する。

第一の工程では、各溝１０１，１０２、１０４、１０５、１０６に、第一強化繊維基材及び第二強化繊維基材を這わせるとともに、型１００の凹部１０３に基部４０（図１及び図２）を載置する。これら強化繊維基材は、先述したシート状のプリプレグを細幅に切り出してから予め積層しておいた、細幅の態様であり、第一強化繊維基材の厚さが第二強化繊維基材の厚さの２倍ある。なお、先述のように長手方向に配向する強化繊維基材の形態として、複数の繊維が撚られた撚りひも、及び、複数の繊維が編まれた編ひも、組みひものいずれか一以上を用いることにより、型１００に配置する際の第一強化繊維基材、第二強化繊維基材の取り扱いがより容易となり、作業性の向上を図ることができる。

型への設置順は特に制限はなく、這わせる順序も特に制限はない。一例としては、所定の長さを有する１本の細幅の第一強化繊維基材の一方の端部を先ず凹部１０３に載置することから始める。そして、凹部１０３に隣接した直部用溝１０５の一方、当該直部用溝１０５に繋がった連結用溝１０６、高い位置にあるほうの曲部用溝１０１、直部用溝１０５の他方に繋がった連結用溝１０６、及び直部用溝１０５の他方に這わせる。そして最後に、他方の端部を凹部１０３に載置する。次に、別の所定の長さを有する１本の細幅の第一強化繊維基材の一方の端部を凹部１０３に載置することから始める。そして、凹部１０３に隣接した直部用溝１０５の一方、当該直部用溝１０５に繋がった連結用溝１０６、低い位置にあるほうの曲部用溝１０１、直部用溝１０５の他方に繋がった連結用溝１０６、及び直部用溝１０５の他方に這わせる。そして最後に、他方の端部を凹部１０３に載置する。

次に、所定の長さを有する１本の細幅の第二強化繊維基材の一方の端部を凹部１０３に載置するところから第二強化繊維基材の設置を始める。そして、放射部用溝１０４、及び、側部用溝１０２における高い位置にあるほうの曲部用溝１０１に接する箇所まで這わせる。続けて、第二強化繊維基材を、高い位置にあるほうの曲部用溝１０１に這わせている第一強化繊維基材の下にくぐらせてから表に出して、第一強化繊維基材を挟み込みつつＵ字型に折りたたんでから平坦化して、折り返すようにして再び側部用溝１０２及び放射部用溝１０４に這わせる。そして最後に、他方の端部を凹部１０３に載置する。次に、別の所定の長さを有する１本の細幅の第二強化繊維基材の一方の端部を凹部１０３に載置して、既に這わせている第二強化繊維基材の上に積層するように、放射部用溝１０４、及び、側部用溝１０２に這わせ、低い位置にあるほうの曲部用溝１０１に接する箇所まで這わせる。続けて、当該第二強化繊維基材を、低い位置にあるほうの曲部用溝１０１に這わせている第一強化繊維基材の下にくぐらせて第一強化繊維基材を挟み込みつつＵ字型に折りたたんでから平坦化し、折り返すようにして再び側部用溝１０２及び放射部用溝１０４に這わせて、他方の端部を凹部１０３に載置する。

ここで、第一強化繊維基材を挟み込みつつ第二強化繊維基材を折りたたむ。これを図４に示す。図４には、高い位置にあるほうの曲部用溝１０１に這わせている第一強化繊維基材１０ａ（より具体的には、図１及び図２に示す曲部１１の強化繊維基材）にくぐらせた状態の第二強化繊維基材２０ａを示している。このとき、図４に示すように第二強化繊維基材２０ａが僅かに弛んだ状態となっていても、加熱硬化時に、型１００が熱膨張することにともなって、弛みが解消する。なお、第一強化繊維基材を這わせる際にも、各溝に対して弛んでいても、加熱硬化時に、型１００が熱膨張することにともなって、弛みが解消する。このように加熱硬化時に弛みが解消して、熱膨張した型１００に沿うように第一部材１０及び第二部材２０が成形されると、硬化または固化後に冷却によって型１００が収縮することにともなって、第一部材１０及び第二部材２０（無人航空機用プロペラガード１）を型１００から容易に脱型させることができる。

型１００に、基部４０、第一強化繊維基材及び第二強化繊維基材を配置すると、第二の工程を開始する。第二の工程では、型１００に配置された基部４０、第一強化繊維基材及び第二強化繊維基材を、加熱する。加熱においては、減圧雰囲気中において加熱する方法をとっても良い。具体的には、オーブンでの加熱を行う方法や、減圧雰囲気中において加熱する方法である真空バッグ成形法や、型１００を、減圧雰囲気中において加熱加圧する方法であるオートクレーブ法を採用することができる。

第二の工程後には、型１００に配置された基部４０、硬化後または軟化後の第一強化繊維基材及び第二強化繊維基材を冷却し、第一部材１０、第二部材２０及び基部４０を備える無人航空機用プロペラガード１を、型１００から脱型する。これにより、無人航空機用プロペラガード１が完成する。

なお、第一部材を硬化または固化してから、第二部材を設置する方法をとっても良い。

（その他）
以上、本発明の一実施形態について図面を参照しながら詳述したが、本実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。とりわけ、基材を細幅に限る必要はない。また、本発明の一形態は本実施形態によって限定されるものではなく、特許請求の範囲によってのみ限定される。

（まとめ）
本発明の態様１に係る構造体は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体であって、前記交差部は、前記第一部材及び前記第二部材の一方が、前記第一部材及び前記第二部材の他方を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化または固化されて形成されている。

前記態様１の構成によれば、交差部において強度に優れた構造体を提供することができる。具体的には、前記交差部が、前記第一部材及び前記第二部材の一方が、前記第一部材及び前記第二部材の他方を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化されて形成されている。そのため、別体の連結具を用いて第一部材と第二部材とを連結させる必要がなく、部品点数を少なくすることができる。また、仮に連結具を用いた連結では連結具が破損するなどして連結に不具合が生じて強度低下を招く虞がある。しかしながら、前記態様１の構成によれば、そのような連結具を必要とせず、交差部において強度に優れた構造体を提供することができる。また、第一部材及び第二部材が繊維強化複合材料で構成されるため、交差部における強度に優れた構造体を提供することができる。

本発明の態様２に係る構造体は、前記態様１の構成において、前記第一部材同士及び前記第二部材同士が重ねられている積層部をさらに含んでもよい。

前記態様２の構成によれば、積層部において厚さが増すため、構造体の剛性をより高めることができる。

本発明の態様３に係る構造体は、前記態様１又は２の構成において、前記第一部材及び／または前記第二部材の形態は、繊維が一方向に配向している細幅の基材、強化繊維が配向した複数の繊維が撚られた撚りひも、複数の繊維が編まれた編ひも、及び、組みひものうちから選ばれる１以上であってもよい。

繊維が一方向に配向している細幅の基材、撚りひも、編ひも、または組みひもを採用することにより、第一部材又は第二部材の積層している部分を特定することが容易となる。

本発明の態様４に係る構造体は、前記態様１から３の構成において、無人航空機の少なくとも一部を包囲する無人航空機用ガードであってもよい。

前記態様４の構成によれば、軽量かつ強度が優れた無人航空機用ガードを提供することができる。

本発明の態様５に係る構造体の製造方法は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、硬化前または固化前の前記第一部材を、硬化前または固化前の前記第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、前記第一の工程の後に、硬化前または固化前の前記第一部材及び第二部材を、加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む。

前記態様５の構成によれば、交差部において強度に優れた構造体を提供することができる。具体的には、前記交差部が、前記第一部材及び前記第二部材の一方が、前記第一部材及び前記第二部材の他方を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化されて形成される。そのため、別体の連結具を用いて第一部材と第二部材とを連結させる必要がなく、部品点数を少なくすることができる。また、仮に連結具を用いた連結では連結具が破損するなどして連結に不具合が生じて強度低下を招く虞がある。しかしながら、前記態様５の構成によれば、そのような連結具を必要とせず、交差部において強度に優れた構造体を提供することができる。また、第一部材及び第二部材が繊維強化複合材料で構成されるため、交差部における強度に優れた構造体を提供することができる。

本発明の態様６に係る構造体の製造方法は、繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、硬化または固化前の前記第一部材または硬化または固化後の前記第一部材のいずれか一方を、硬化前または固化前の前記第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、前記第一の工程の後に、硬化前の前記第一部材及び第二部材を加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む。

前記態様６の構成によっても、態様５の構造体の製造方法と同様に、交差部において強度に優れた構造体を提供することができる。

本発明の態様７に係る構造体の製造方法は、前記態様５または６において、前記第一の工程において、前記繊維強化複合材料よりも高い熱膨張率を有する型に沿って硬化前の前記第一部材及び第二部材を配置し、前記第二の工程において、前記型に配置した硬化前の前記第一部材及び第二部材を加熱して硬化させてもよい。

前記態様７の構成によれば、第一部材及び第二部材を所望の形状で熱硬化させることができるとともに、熱硬化後に、第一部材及び第二部材を、型から容易に脱型させることができる。

本発明の態様８に係る構造体の製造方法は、前記態様５から７の構成において、硬化または固化前の第一部材及び／または第二部材の形態は、繊維が一方向に配向している細幅の基材、強化繊維が配向した複数の繊維が撚られた撚りひも、複数の繊維が編まれた編ひも、または組みひものいずれか一以上を用いてもよい。

前記態様８の構成によれば、型に配置する際の第一強化繊維基材（硬化または固化前の第一部材）、第二強化繊維基材（硬化または固化前の第二部材）の取り扱いがより容易となり、作業性の向上を図ることができる。

本発明の態様９に係る構造体の製造方法は、前記態様５から８において、前記構造体は、無人航空機の少なくとも一部を包囲する無人航空機用ガードであってよい。

前記態様９の構成によれば、軽量かつ強度が優れた無人航空機用ガードを提供することができる。

１無人航空機用プロペラガード（無人航空機用ガイド）
１０第一部材
１０ａ第一強化繊維基材
１１曲部
１２直部
２０第二部材
２０ａ第二強化繊維基材
２１放射部
２２側部
３０交差部
４０基部
１０１曲部用溝
１０２側部用溝
１０３凹部
１０４放射部用溝
１０５直部用溝
１０６連結用溝
５００プロペラ

Claims

繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体であって、
前記交差部は、前記第一部材及び前記第二部材の一方が、前記第一部材及び前記第二部材の他方を挟み込むように折りたたまれた状態で硬化または固化されて形成されている、構造体。
前記第一部材同士及び前記第二部材同士が重ねられている積層部を更に含む、請求項１に記載の構造体。
前記第一部材及び／または前記第二部材の形態は、繊維が一方向に配向している細幅の基材、強化繊維が配向した複数の繊維が撚られた撚りひも、複数の繊維が編まれた編ひも、及び、組みひものうちから選ばれる１以上である、請求項１又は２に記載の構造体。
無人航空機の少なくとも一部を包囲する無人航空機用ガードである、請求項１〜３のいずれか一項に記載の構造体。
繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、
硬化前または固化前の前記第一部材を、硬化前または固化前の前記第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、
前記第一の工程の後に、硬化前または固化前の前記第一部材及び第二部材を、加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む、構造体の製造方法。
繊維強化複合材料で構成されている第一部材及び第二部材が交差する交差部を含む構造体の製造方法であって、
硬化または固化前の前記第一部材または硬化または固化後の前記第一部材のいずれか一方を、硬化前または固化前の前記第二部材で挟み込みつつ折りたたんで交差させる第一の工程と、
前記第一の工程の後に、硬化前の前記第一部材及び第二部材を加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる第二の工程と、を含む、構造体の製造方法。
前記第一の工程において、前記繊維強化複合材料よりも高い熱膨張率を有する型に沿って硬化前の前記第一部材及び第二部材を配置し、
前記第二の工程において、前記型に配置した硬化または固化前の前記第一部材及び／または第二部材を加熱して硬化または加熱後に冷却して固化させる、請求項５または６に記載の構造体の製造方法。
前記硬化または固化前の第一部材及び／または第二部材の形態は、繊維が一方向に配向している細幅の基材、強化繊維が配向した複数の繊維が撚られた撚りひも、複数の繊維が編まれた編ひも、または組みひものいずれか１以上を用いる、請求項５〜７のいずれか一項に記載の構造体の製造方法。
前記構造体は、無人航空機の少なくとも一部を包囲する無人航空機用ガードである、請求項５〜８のいずれか一項に記載の構造体の製造方法。