JP2621380B2 - Carbon fiber reinforced composite material - Google Patents
Carbon fiber reinforced composite materialInfo
- Publication number
- JP2621380B2 JP2621380B2 JP63176784A JP17678488A JP2621380B2 JP 2621380 B2 JP2621380 B2 JP 2621380B2 JP 63176784 A JP63176784 A JP 63176784A JP 17678488 A JP17678488 A JP 17678488A JP 2621380 B2 JP2621380 B2 JP 2621380B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- carbon fiber
- strength
- composite material
- reinforced composite
- low
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Description
（産業上の利用分野） この発明は、高比強度，高比剛性，高耐熱性，低熱膨
張率等の優れた特性を有していることが要求される例え
ば宇宙航空機器構造物の素材として好適に利用される炭
素繊維強化複合材料に関するものである。 （従来の技術） 従来、この種の炭素繊維強化複合材料としては、例え
ば高強度炭素繊維からなるクロスや高弾性炭素繊維から
なるクロスを積層状態で複合化したカーボン／フェノー
ル樹脂，グラファイト／フェノール樹脂系のものが知ら
れていた（例えば、「鉄と鋼」 第70年（1984） 第14
号 第29頁〜第35頁等）。 （発明が解決しようとする課題） しかしながら、このような炭素繊維強化複合材料で
は、一種類の高強度または高弾性炭素繊維からなるクロ
スを積層したものであり、炭素繊維が繊維方向に負の熱
膨張係数を有していると共にフェノール樹脂が正の熱膨
張係数を有しているため、フェノール樹脂の硬化温度
（150〜160℃位）から冷却される過程で層間割れを発生
したり、冷却される過程で層間割れを発生しないとして
も内部歪を有していることから外部応力によって割れを
生じやすいものであったりするという課題を有してい
た。 そして、このような層間割れや内部歪に対する影響
は、使用する炭素繊維が高強度および／または高弾性の
ものであるほど、そして連続糸であるほど、さらにはク
ロスの積層数が多い厚肉状のものほど受けやすいもので
あった。 したがって、従来の場合にはクロスの積層数が少ない
薄肉状の成形体が一般的であり、高強度および／または
高弾性炭素繊維を用いて厚肉状の成形体を成形すること
は、上述した層間での剥離や内部歪の残留等の問題か
ら、困難であるという課題を有していた。 （発明の目的） この発明は、上述した従来の課題を解決するためにな
されたもので、樹脂の成形および硬化温度から冷却され
る過程で層間割れを発生することがなく、かつまた外力
によっても割れを発生しがたく、厚肉部材の製作も容易
に可能である炭素繊維強化複合材料を提供することを目
的としているものである。(Industrial application field) The present invention is used as a material for aerospace equipment, for example, which is required to have excellent properties such as high specific strength, high specific rigidity, high heat resistance, and low coefficient of thermal expansion. The present invention relates to a carbon fiber reinforced composite material that is suitably used. (Prior art) Conventionally, as this kind of carbon fiber reinforced composite material, for example, a carbon / phenol resin or a graphite / phenol resin in which a cloth made of high-strength carbon fiber or a cloth made of high-elastic carbon fiber is compounded in a laminated state Series were known (eg, “Iron and Steel” 70th year (1984) 14th year
No. pages 29 to 35). (Problems to be Solved by the Invention) However, in such a carbon fiber reinforced composite material, a cloth made of one kind of high-strength or high-elasticity carbon fiber is laminated, and the carbon fiber has a negative heat in the fiber direction. Since the phenolic resin has a positive coefficient of thermal expansion as well as an expansion coefficient, interlayer cracking occurs during the process of cooling from the curing temperature of the phenolic resin (about 150 to 160 ° C), Even if interlayer cracking does not occur in the process, cracking is likely to occur due to external stress due to internal stress. The effect on such interlayer cracks and internal strains is such that the carbon fibers used are of high strength and / or high elasticity, are continuous yarns, and have a large number of cloth laminations. Were more susceptible. Therefore, in the conventional case, a thin-walled molded body having a small number of laminations of cloths is generally used, and forming a thick-walled molded body using high-strength and / or high-elasticity carbon fibers is described above. There was a problem that it was difficult due to problems such as peeling between layers and residual internal strain. (Object of the Invention) The present invention has been made to solve the above-mentioned conventional problems, and does not cause interlayer cracking in the process of cooling from the molding and curing temperature of the resin, and also can be performed by an external force. It is an object of the present invention to provide a carbon fiber reinforced composite material that does not easily crack and can easily produce a thick member.
（課題を解決するための手段） この発明に係る炭素繊維強化複合材料は、高強度炭素
繊維および／または高弾性炭素繊維と、低強度炭素繊維
および／または低弾性炭素繊維とが交互に積層状態とな
っている構成のものとしたことを特徴としており、この
ような炭素繊維強化複合材料の構成を上述した従来の課
題を解決するための手段としている。 （作用） この発明に係る炭素繊維強化複合材料は、上述した構
成を有するものであり、高強度炭素繊維および／または
高弾性炭素繊維と、低強度炭素繊維および／または低弾
性炭素繊維とが交互に積層状態となっていることによ
り、炭素繊維と樹脂とにおける熱膨張係数の違いによっ
て、樹脂成形後の冷却に至る過程で内部歪を伴うとして
も、この内部歪は低強度および／または低弾性炭素繊維
によって吸収されるので、層間割れや外部応力による割
れを発生しがたいものとなっている。 また、高強度炭素繊維や高弾性炭素繊維は、良好なる
耐エロージョン性（耐浸食性）が期待できるので、接触
摩耗の少ない耐エロージョン性に優れた炭素繊維強化複
合材料となっている。 （実施例） 実施例１ 高強度炭素繊維として、強度;360kgf/mm2,弾性率;24t
on/mm2の連続糸を用い、この高強度炭素繊維を朱子織し
たクロスを用いた。また、低強度炭素繊維として、強
度;65kgf/mm2,弾性率;3.5ton/mm2の短繊維紡績糸を用
い、この低強度炭素繊維を朱子織したクロスを用いた。 そして、高強度炭素繊維クロスにフェノール樹脂（固
形分;60％，粘度;360cps,比重（25℃）;1.072）を35.1
％含浸させて高強度炭素繊維プリプレグを製造した。ま
た、低強度炭素繊維クロスに上記フェノール樹脂を35.8
％含浸させて低強度炭素繊維プリプレグを製造した。 次に、前記高強度炭素繊維プリプレグを３層に対し、
前記低強度炭素繊維プリプレグを１層の割合で交互に合
計260枚積層し、成形温度;150℃，成形時間;120min,成
形圧力;200kgf/cm2の条件でホットプレスして加熱・加
圧成形することにより、第１図に示すような固体推進ロ
ケット１のノズルインサート部に配置されるバックアッ
プ部材２として使用される成形肉厚80mmのカーボン／フ
ェノール樹脂よりなる炭素繊維強化複合材料を得た。 ここで得られた炭素繊維強化複合材料は、ホットプレ
ス型から取り出して冷却した後の状態において層間剥離
の発生は全く認められず、またバックアップ部材２の形
状に加工した後の状態においても層間割れの発生は認め
られず、良好な加工性を有するものであった。 次に、上記バックアップ部材２を固体推進ロケット１
のノズルインサート部に配置して燃焼前後のスロート径
の変化を調べることによりエロージョン速度を求めたと
ころ、0.016mm/secであり、目標とする0.25mm/secをか
なり下回る良好なる耐エロージョン特性を有するもので
あった。 実施例２ 高弾性炭素繊維として、強度;280kgf/mm2,弾性率;40t
on/mm2の連続糸を用い、この高弾性炭素繊維を朱子織し
たクロスを用いた。また、低強度炭素繊維として、弾
性;65kgf/mm2,弾性率;3.5ton/mm2の短繊維紡績糸を用
い、この低強度炭素繊維を朱子織したクロスを用いた。 そして、高弾性炭素繊維クロスにフェノール樹脂（固
形分;60％，粘度;360cps,比重（25℃）;1.072）を37.2
％含浸させて高弾性炭素繊維プリプレグを製造した。ま
た、低強度炭素繊維クロスに上記フェノール樹脂を35.8
％含浸させて低強度炭素繊維プリプレグを製造した。 次に、前記高弾性炭素繊維プリプレグを３層に対し、
前記低強度炭素繊維プリプレグを１層の割合で交互に合
計260枚積層し、成形温度;150℃，成形時間;120min,成
形圧力;200kgf/cm2の条件でホットプレスして加熱・加
圧成形することにより、第１図に示したような固体推進
ロケット１のノズルインサート部に配置されるバックア
ップ部材２として使用される成形肉厚80mmのカーボン／
フェノール樹脂よりなる炭素繊維強化複合材料を得た。 ここで得られた炭素繊維強化複合材料は、ホットプレ
ス型から取り出して冷却した後の状態において層間剥離
の発生は全く認められず、またバックアップ部材２の形
状に加工した後の状態においても層間での割れは発生し
ておらず、加工性の良好なものであった。 次に、上記バックアップ部材２を固体推進ロケット１
のノズルインサート部に配置して燃焼前後のスロート径
の変化を調べることによりエロージョン速度を求めたと
ころ、0.021mm/secであり、目標とする0.25mm/secをか
なり下回る良好なる耐エロージョン特性を有するもので
あった。 比較例１ 高強度炭素繊維として、強度;360kgf/mm2,弾性率;24t
on/mm2の連続糸を用い、この高強度炭素繊維を朱子織し
たクロスを用いた。 そして、高強度炭素繊維クロスにフェノール樹脂（固
形分;60％，粘度;360cps,比重（25℃）;1.072）を約35
％含浸させて高強度炭素繊維プリプレグを製造した。 次いで、上記高強度炭素繊維プリプレグを260枚積層
し、成形温度;150℃，成形時間;120min,成形圧力;200kg
f/cm2の条件でホットプレスして加熱・加圧成形するこ
とにより、第１図に示したような固体推進ロケット１の
ノズルインサート部に配置されるバックアップ部材２と
して使用される成形肉厚80mmのカーボン／フェノール樹
脂よりなる炭素繊維強化複合材料を得た。 ここで得た炭素繊維強化複合材料は、ホットプレス型
から取り出して冷却した後の状態において層間剥離を生
じておれず、またバックアップ部材２の形状に加工した
後の状態においても層間割れの発生は認められず、加工
性は一応良好なものであった。 次に、上記バックアップ部材２を固体推進ロケット１
のノズルインサート部に配置して燃焼前後のスロート径
の変化を調べることによりエロージョン速度を求めたと
ころ、0.699mm/secであり、目標とする0.25mm/secを上
回る耐エロージョン特性のあまり良好でないものであっ
た。 比較例２ 高弾性炭素繊維として、強度;280kgf/mm2,弾性率;40t
on/mm2の連続糸を用い、この高弾性炭素繊維を朱子織し
たクロスを用いた。 そして、高弾性炭素繊維クロスにフェノール樹脂（固
形分;60％，粘度;360cps,比重（25℃）;1.072）を約40
％含浸させて高弾性炭素繊維プリプレグを製造した。 次いで、上記高弾性炭素繊維プリプレグを260枚積層
し、成形温度;150℃，成形時間;120min,成形圧力;200kg
f/cm2の条件でホットプレスして加熱・加圧成形するこ
とにより、第１図に示したような固体推進ロケット１の
ノズルインサート部に配置されるバックアップ部材２と
して使用される成形肉厚80mmのカーボン／フェノール樹
脂よりなる炭素繊維強化複合材料を得た。 ここで得た炭素繊維強化複合材料は、ホットプレス型
から取り出して冷却した後の状態において層間剥離を生
じていなかったが、バックアップ部材２の形状に加工し
た後の状態においては層間剥離による割れを発生してお
り、加工性はあまり良好でないものであった。このよう
な層間剥離による割れは、繊維と樹脂の接着性および樹
脂の特性（強度，伸び）に起因するものと考えられる。
さらに、割れを助長するのは繊維の弾性率であると考え
られる。 次に、上記バックアップ部材２ではノズルインサート
形状に加工できなかったため、ノズルスロート部をスト
レート状に加工して、固体推進ロケット１のノズルイン
サート部に配置して燃焼前後の内径の変化を調べること
によりエロージョン速度を求めたところ、0.128mm/sec
であり、上記のような加工性についてはあまり良くなか
ったものの耐エロージョン特性については比較的良好な
ものであった。 比較例３ 低強度炭素繊維として、強度;65kgf/mm2,弾性率;3.5t
on/mm2の短繊維紡績糸を用い、この低強度炭素繊維を朱
子織したクロスを用いた。 そして、低強度炭素繊維クロスにフェノール樹脂（固
形分;60％，粘度;360cps,比重（25℃）;1.072）を35.8
％含浸させて低強度炭素繊維プリプレグを製造した。 次いで、上記低強度炭素繊維プリプレグを260枚積層
し、成形温度;150℃，成形時間;120min,成形圧力;200kg
f/cm2の条件でホットプレスして加熱・加圧成形するこ
とにより、第１図に示したような固体推進ロケット１の
ノズルインサート部に配置されるバックアップ部材２と
して使用される成形肉厚80mmのカーボン／フェノール樹
脂よりなる炭素繊維強化複合材料を得た。 ここで得た炭素繊維強化複合材料は、ホットプレス型
から取り出して冷却した後の状態において層間剥離を生
じておらず、バックアップ部材２の形状に加工した後の
状態においては層間割れの発生は認められず、加工性は
一応良好なものであった。 次に、上記バックアップ部材２を固体推進ロケット１
のノズルインサート部に配置して燃焼前後のスロート径
の変化を調べることによりエロージョン速度を求めたと
ころ、0.537mm/secであり、目標とする0.25mm/secを上
回る耐エロージョン特性のあまり良好でないものであっ
た。(Means for Solving the Problems) In the carbon fiber reinforced composite material according to the present invention, a high strength carbon fiber and / or a high elastic carbon fiber and a low strength carbon fiber and / or a low elastic carbon fiber are alternately laminated. The structure of such a carbon fiber reinforced composite material is a means for solving the above-mentioned conventional problems. (Function) The carbon fiber reinforced composite material according to the present invention has the above-described configuration, and the high strength carbon fiber and / or the high elastic carbon fiber and the low strength carbon fiber and / or the low elastic carbon fiber alternately. Due to the difference in thermal expansion coefficient between the carbon fiber and the resin due to the difference in thermal expansion coefficient, even if internal strain occurs in the process of cooling after resin molding, this internal strain has low strength and / or low elasticity. Since it is absorbed by carbon fibers, it is difficult to cause interlayer cracking and cracking due to external stress. In addition, since high strength carbon fibers and high elastic carbon fibers can be expected to have good erosion resistance (erosion resistance), they are carbon fiber reinforced composite materials with little contact wear and excellent erosion resistance. (Example) Example 1 As high-strength carbon fiber, strength: 360 kgf / mm 2 , elasticity: 24 t
On / mm 2 continuous yarn was used, and a cloth in which this high-strength carbon fiber was satin-woven was used. As the low-strength carbon fiber, a short fiber spun yarn having a strength of 65 kgf / mm 2 and an elastic modulus of 3.5 ton / mm 2 was used, and a cloth in which the low-strength carbon fiber was satin-woven was used. Then, phenol resin (solid content: 60%, viscosity: 360 cps, specific gravity (25 ° C.); 1.072) is applied to the high-strength carbon fiber cloth for 35.1%.
% To obtain a high-strength carbon fiber prepreg. In addition, the above phenol resin was added to the low-strength carbon fiber cloth for 35.8 days.
% To obtain a low-strength carbon fiber prepreg. Next, the high-strength carbon fiber prepreg was applied to three layers.
A total of 260 low-strength carbon fiber prepregs are alternately laminated in a one-layer ratio, and hot-pressed under the conditions of a molding temperature of 150 ° C., a molding time of 120 min, a molding pressure of 200 kgf / cm 2 , and heated and pressed. As a result, a carbon fiber-reinforced composite material made of a carbon / phenol resin having a molded wall thickness of 80 mm and used as the backup member 2 disposed in the nozzle insert portion of the solid propulsion rocket 1 as shown in FIG. 1 was obtained. The carbon fiber reinforced composite material obtained here does not show any occurrence of delamination in a state after being taken out of the hot press mold and cooled, and also has an interlayer crack even after being processed into the shape of the backup member 2. No occurrence was observed, and the composition had good workability. Next, the backup member 2 is connected to the solid propulsion rocket 1
When the erosion speed was determined by investigating the change in throat diameter before and after combustion by arranging it in the nozzle insert part, it was 0.016 mm / sec, which has a good erosion resistance property which is much less than the target 0.25 mm / sec. Was something. Example 2 As high elastic carbon fiber, strength: 280 kgf / mm 2 , elastic modulus: 40 t
On / mm 2 continuous yarn was used, and a cloth in which the high elastic carbon fiber was satin-woven was used. Further, as the low-strength carbon fiber, a short fiber spun yarn having an elasticity of 65 kgf / mm 2 and an elastic modulus of 3.5 ton / mm 2 was used, and a cloth in which the low-strength carbon fiber was satin-woven was used. Then, phenol resin (solid content: 60%, viscosity: 360 cps, specific gravity (25 ° C.); 1.072) is applied to the high elastic carbon fiber cloth for 37.2 hours.
% Impregnated to produce a high modulus carbon fiber prepreg. In addition, the above phenol resin was added to the low-strength
% To obtain a low-strength carbon fiber prepreg. Next, the high elastic carbon fiber prepreg was applied to three layers.
A total of 260 low-strength carbon fiber prepregs are alternately laminated in a one-layer ratio, and hot-pressed under the conditions of a molding temperature of 150 ° C., a molding time of 120 min, a molding pressure of 200 kgf / cm 2 , and heated and pressed. By doing so, a carbon material having a molded thickness of 80 mm used as a backup member 2 disposed in the nozzle insert portion of the solid propulsion rocket 1 as shown in FIG.
A carbon fiber reinforced composite material made of a phenol resin was obtained. The carbon fiber reinforced composite material obtained here does not show any occurrence of delamination in the state after being taken out of the hot press mold and cooled, and between the layers even after being processed into the shape of the backup member 2. No cracking occurred, and workability was good. Next, the backup member 2 is connected to the solid propulsion rocket 1
When the erosion speed was determined by examining the change in throat diameter before and after combustion by placing it in the nozzle insert part, it was 0.021 mm / sec, which has a good erosion resistance property which is much lower than the target 0.25 mm / sec. Was something. Comparative Example 1 As high-strength carbon fiber, strength: 360 kgf / mm 2 , elasticity: 24 t
On / mm 2 continuous yarn was used, and a cloth in which this high-strength carbon fiber was satin-woven was used. Then, phenol resin (solid content: 60%, viscosity: 360 cps, specific gravity (25 ° C); 1.072) is applied to the high-strength carbon fiber cloth for about 35%.
% To obtain a high-strength carbon fiber prepreg. Next, 260 sheets of the high-strength carbon fiber prepreg were laminated, and the molding temperature was 150 ° C., the molding time was 120 min, the molding pressure was 200 kg.
By hot pressing under the condition of f / cm 2 and performing heating and pressure molding, the molding thickness used as the backup member 2 disposed in the nozzle insert portion of the solid propulsion rocket 1 as shown in FIG. A carbon fiber reinforced composite material composed of 80 mm carbon / phenol resin was obtained. The carbon fiber reinforced composite material obtained here did not cause delamination in the state after being taken out of the hot press mold and cooled, and the occurrence of interlayer cracking even in the state after being processed into the shape of the backup member 2. No workability was observed, and the workability was good. Next, the backup member 2 is connected to the solid propulsion rocket 1
When the erosion speed was determined by examining the change in throat diameter before and after combustion by placing it in the nozzle insert part, it was 0.699 mm / sec, which is not very good erosion resistance exceeding the target 0.25 mm / sec Met. Comparative Example 2 As high elastic carbon fiber, strength: 280 kgf / mm 2 , elastic modulus: 40 t
On / mm 2 continuous yarn was used, and a cloth in which the high elastic carbon fiber was satin-woven was used. Then, phenol resin (solid content: 60%, viscosity: 360 cps, specific gravity (25 ° C); 1.072) is applied to the high elastic carbon fiber cloth for about 40
% Impregnated to produce a high modulus carbon fiber prepreg. Next, 260 sheets of the high elastic carbon fiber prepreg were laminated, and the molding temperature was 150 ° C., the molding time was 120 min, the molding pressure was 200 kg.
By hot pressing under the condition of f / cm 2 and performing heating and pressure molding, the molding thickness used as the backup member 2 disposed in the nozzle insert portion of the solid propulsion rocket 1 as shown in FIG. A carbon fiber reinforced composite material composed of 80 mm carbon / phenol resin was obtained. Although the carbon fiber reinforced composite material obtained here did not cause delamination in the state after being taken out of the hot press mold and cooled, cracks due to delamination in the state after being processed into the shape of the backup member 2 were observed. And the workability was not very good. It is considered that such a crack due to delamination is caused by the adhesiveness between the fiber and the resin and the characteristics (strength and elongation) of the resin.
Further, it is thought that it is the elastic modulus of the fiber that promotes cracking. Next, since the backup member 2 could not be processed into the nozzle insert shape, the nozzle throat portion was processed into a straight shape, and was arranged on the nozzle insert portion of the solid propulsion rocket 1 to examine the change in the inner diameter before and after combustion. When the erosion speed was calculated, it was 0.128mm / sec
Although the workability as described above was not so good, the erosion resistance was relatively good. Comparative Example 3 As low-strength carbon fiber, strength: 65 kgf / mm 2 , elasticity: 3.5 t
On / mm 2 short fiber spun yarn was used, and a cloth in which this low-strength carbon fiber was satin-woven was used. Then, phenol resin (solid content: 60%, viscosity: 360 cps, specific gravity (25 ° C.); 1.072) is applied to the low-strength carbon fiber cloth for 35.8 hours.
% To obtain a low-strength carbon fiber prepreg. Next, 260 sheets of the low-strength carbon fiber prepreg were laminated, and the molding temperature was 150 ° C., the molding time was 120 minutes, the molding pressure was 200 kg.
By hot pressing under the condition of f / cm 2 and performing heating and pressure molding, the molding thickness used as the backup member 2 disposed in the nozzle insert portion of the solid propulsion rocket 1 as shown in FIG. A carbon fiber reinforced composite material composed of 80 mm carbon / phenol resin was obtained. The carbon fiber reinforced composite material obtained here did not undergo delamination in the state after being taken out of the hot press mold and cooled, and no occurrence of interlayer cracking was observed in the state after being processed into the shape of the backup member 2. No workability was obtained, and the workability was good. Next, the backup member 2 is connected to the solid propulsion rocket 1
When the erosion speed was determined by examining the change in throat diameter before and after combustion by placing the nozzle insert part of Met.
以上説明してきたように、この発明に係る炭素繊維強
化複合材料は、高強度炭素繊維および／または高弾性炭
素繊維と、低強度炭素繊維および／または低弾性炭素繊
維とが交互に積層状態となっている構成としたものであ
るから、樹脂の成形および硬化温度から冷却される過程
で生ずる熱膨張係数の差による内部応力は低強度および
／または低弾性炭素繊維で吸収されるため従来のような
熱膨張係数の差による層間割れを生ずることがないとと
もに冷却後に大きな内部応力が残留していないため外力
によって容易に割れを生ずることもなく、加工性が良好
であると共に厚肉部材の製作も容易に可能であり、さら
には高強度および／または高弾性炭素繊維がもつ優れた
耐エロージョン性を活かすことができるため耐エロージ
ョン特性にも優れたものであるという著大なる硬化がも
たらされる。As described above, in the carbon fiber reinforced composite material according to the present invention, high-strength carbon fibers and / or high-elasticity carbon fibers and low-strength carbon fibers and / or low-elasticity carbon fibers are alternately laminated. The internal stress due to the difference in the coefficient of thermal expansion generated in the process of cooling from the molding and curing temperature of the resin is absorbed by the low-strength and / or low-elasticity carbon fibers. There is no interlayer cracking due to the difference in thermal expansion coefficient, and no large internal stress remains after cooling.Therefore, it is not easily cracked by external force. It is possible to utilize the excellent erosion resistance of the high-strength and / or high-elasticity carbon fiber, so that the erosion resistance is also excellent. Leads to Naru Chodai cure that's in it.
第１図はこの発明に係る炭素繊維強度複合材料が使用さ
れる固体推進ロケットの断面図である。FIG. 1 is a sectional view of a solid propulsion rocket using the carbon fiber strength composite material according to the present invention.
Claims (1)
繊維と、低強度炭素繊維および／または低弾性炭素繊維
とが交互に積層状態となっていることを特徴とする炭素
繊維強化複合材料。1. A carbon fiber reinforced composite material wherein high strength carbon fibers and / or high elastic carbon fibers and low strength carbon fibers and / or low elastic carbon fibers are alternately laminated.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63176784A JP2621380B2 (en) | 1988-07-15 | 1988-07-15 | Carbon fiber reinforced composite material |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63176784A JP2621380B2 (en) | 1988-07-15 | 1988-07-15 | Carbon fiber reinforced composite material |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0226731A JPH0226731A (en) | 1990-01-29 |
| JP2621380B2 true JP2621380B2 (en) | 1997-06-18 |
Family
ID=16019788
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63176784A Expired - Fee Related JP2621380B2 (en) | 1988-07-15 | 1988-07-15 | Carbon fiber reinforced composite material |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2621380B2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP7678522B2 (en) * | 2021-08-03 | 2025-05-16 | トヨタ紡織株式会社 | Fiber-reinforced resin material, its manufacturing method, and fiber-reinforced resin structure |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59111839A (en) * | 1982-12-20 | 1984-06-28 | 三菱レイヨン株式会社 | Carbon fiber reinforced composite intermediate |
-
1988
- 1988-07-15 JP JP63176784A patent/JP2621380B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0226731A (en) | 1990-01-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1286584C (en) | Ballistic materials | |
| JPH10251065A (en) | Carbon fiber reinforced composite material and its production | |
| JPS627737A (en) | Hybrid fiber reinforced plastic composite material | |
| CN104197786A (en) | Bulletproof plate made of carbon fiber composites and method for manufacturing bulletproof plate | |
| CN114953617B (en) | Ceramic-fiber-metal super-hybrid laminate and preparation method thereof | |
| US3068131A (en) | Clutch facing | |
| JP2621380B2 (en) | Carbon fiber reinforced composite material | |
| CN115979066B (en) | A lightweight and highly efficient bulletproof and stab-proof composite armor and a preparation method thereof | |
| CN113150546B (en) | PBO fiber reinforced thermoplastic resin matrix composite material and preparation method thereof | |
| CN115320132A (en) | Interface flexible processing method of integrally-formed composite material spray pipe | |
| CN110951217B (en) | Aramid fiber reinforced carbon fiber resin prepreg and preparation method thereof | |
| JPS6296627A (en) | Manufacturing method of fiber reinforced metal composite material | |
| JPH05293919A (en) | Carbon fiber reinforced resin composite material and production thereof | |
| CN100358708C (en) | Preparation method of self-reinforced interlaminar shear strength resin-based fiber-reinforced composite material | |
| JPH01224570A (en) | Press cylinder of high temperature high pressure pressing machine | |
| CN116606154A (en) | Preparation method of Cf/SiC composite material with sandwich structure | |
| JP6965547B2 (en) | Manufacturing method of fiber reinforced composite material | |
| JP3109928B2 (en) | Method for producing carbon fiber reinforced carbon composite material | |
| CN117866379B (en) | Resin, prepreg and composite material applied to aramid fabric and preparation method thereof | |
| JP3969600B2 (en) | C / C composite and manufacturing method thereof | |
| JPH03205359A (en) | Production of carbon fiber-reinforced carbon composite material | |
| Melograna et al. | Revisiting a wavy bonded single lap joint | |
| JPH06297647A (en) | Continuous fiber-reinforced composite material | |
| CN121893640A (en) | Polyurea resin-based fiber reinforced composite material and preparation method and application thereof | |
| Kumar et al. | Experimental investigation of PAN-based carbon-phenolic composites and their thermo-mechanical properties for thermal protection |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |