專利名稱：復(fù)合材料構(gòu)造體、具備此構(gòu)造體的飛機主翼及飛機機身的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及具有孔的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備此構(gòu)造體的飛機主翼及飛機機身。
背景技術(shù)：
例如，在飛機、船舶、車輛等領(lǐng)域，作為高強度且輕量化的構(gòu)造體廣泛應(yīng)用強化纖維塑料(FRP:Fiber Reinforced Plastics)制的復(fù)合材料。對于這種復(fù)合材料,為了用于檢查及裝配時的檢修用，有時形成孔。在形成孔的情況下，在孔的周邊部產(chǎn)生應(yīng)力集中，因此，需要孔的周邊部的強度強化。在下述的專利文獻(xiàn)I中，公示有為了強化飛機的外板的檢修孔的周邊部，附加強化層來增厚、提高強度的發(fā)明。該專利文獻(xiàn)I所記載的強化層相對于基體材料通過銷及接縫進(jìn)行固定，防止承受負(fù)荷時的剝離。專利文獻(xiàn)1:(日本)特表2003 - 513821號公報

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明要解決的問題但是，上述專利文獻(xiàn)I所記載的發(fā)明在附加強化層時增加實施銷和接縫的工序，在生產(chǎn)性方面存在問題。作為不使用這種銷和接縫的方法，公知有圖10所示的構(gòu)造的飛機的主翼100的下面外板103。如圖10 (a)所示，在下面外板103的寬度方向中央部形成有多個檢修孔102。檢修孔102用于設(shè)于主翼100內(nèi)的燃料箱的檢查，或裝配時使用。另外，同圖所示的虛線表示含有襟翼(slap)和縫翼(7 〃卜)等的主翼100的外形線。如圖10(b)所示，為了檢修孔102的周邊部的強度強化，強化用層疊體104相對于基體材料層疊體106層疊(墊起來)。強化用層疊體104在圖10 (b)那樣剖面看的情況下，隨著從檢修孔102離開成為厚度減少的形成錐體的形狀。為了檢修孔102的增強，用位于檢修孔102的周邊部并且制成一定厚度的恒定厚度部分104a就足夠，但是，在假設(shè)制成恒定厚度部分104a時，在承受負(fù)荷時在與基體材料106的界面產(chǎn)生剝離。為了防止該剝離，不僅恒定厚度部分104a，進(jìn)一步延長形成錐體部分104b，逐漸地增厚。另外，在圖10 (b)中為了容易理解，將錐體部分104b以陰影線顯示，但是，錐體部分104b和恒定厚度部分104a連續(xù)，通過同一層疊板構(gòu)成。但是，如圖10的構(gòu)造盡管不需要實施上述專利文獻(xiàn)I的銷和接縫的工序，但是，從檢修孔102的增強的觀點考慮本來不需要錐體部分104b，而該錐體部分104b成為重量增加的原因。本發(fā)明是鑒于以上的課題而創(chuàng)立的，其目的在于，提供在考慮孔的周邊部的應(yīng)力集中的基礎(chǔ)上，可實現(xiàn)輕量化的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備此構(gòu)造體的飛機主翼及飛機機身。解決問題的技術(shù)方案為解決所述課題，本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備此構(gòu)造體的飛機主翼及飛機機身采用以下裝置。S卩，本發(fā)明提供一種復(fù)合材料構(gòu)造體，其設(shè)為向一方向延伸并且形成有孔的強化纖維塑料制成的復(fù)合材料，且向所述一方向負(fù)載拉伸負(fù)荷及/或壓縮負(fù)荷，其特征在于，所述孔的周緣區(qū)域的所述一方向的拉伸剛性及/或壓縮剛性比包圍該周緣區(qū)域的其它區(qū)域的所述一方向的拉伸剛性及/或壓縮剛性更小?？椎闹芫墔^(qū)域的一方向的拉伸剛性比包圍孔的周緣區(qū)域的其它區(qū)域的一方向的拉伸剛性更小，因此，拉伸負(fù)荷主要由其它區(qū)域負(fù)擔(dān)。因此，施加于孔的周緣區(qū)域的拉伸負(fù)荷相對的變小，因此，施加于孔的周緣區(qū)域的應(yīng)力集中緩和。由此，將孔的周緣區(qū)域與其它區(qū)域同等的拉伸剛性的情況相比，能夠減少孔的周緣區(qū)域增強。另外，在孔的周緣區(qū)域的一方向的壓縮剛性比包圍孔的周緣區(qū)域的其它區(qū)域的一方向的壓縮剛性更小的情況下，壓縮負(fù)荷主要由其它區(qū)域負(fù)擔(dān)。因此，施加于孔的周緣區(qū)域的壓縮負(fù)荷相對變小，因此，施加于孔的周緣區(qū)域的應(yīng)力集中緩和。由此，將孔的周緣區(qū)域與其它區(qū)域同等的壓縮剛性的情況相比，能夠減少孔的周緣區(qū)域增強。另外，在對復(fù)合材料構(gòu)造部件施加拉伸負(fù)荷及壓縮負(fù)荷時(即施加彎曲負(fù)荷時)，只要使孔的周緣區(qū)域的一方向的拉伸剛性及壓縮剛性比其它區(qū)域的一方向的拉伸剛性及壓縮剛性更小，由其它區(qū)域主要負(fù)擔(dān)拉伸負(fù)荷及壓縮負(fù)荷即可。另外，在本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體中，其特征在于，在所述周緣區(qū)域設(shè)為在將所述一方向設(shè)為0°的情況下,將配向為±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向的纖維作為主體的復(fù)合材料。周緣區(qū)域?qū)⑴湎驗椤?0°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向的纖維作為主體，因此，0°方向(一方向)的拉伸剛性降低且能夠?qū)崿F(xiàn)允許拉伸方向(及/或壓縮方向)的延伸的區(qū)域。另外，周緣區(qū)域主要在±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向設(shè)置纖維，因此，剪切方向(與一方向正交的方向，即±90°方向)的強度變大，能夠提高扭轉(zhuǎn)剛性。另夕卜,所謂“以配向為±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向的纖維為主體”，意思是與一般使用的復(fù)合材料(即其它區(qū)域)相比其±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向的纖維的配合率更高。例如，用于飛機的主翼的通常的復(fù)合材料意思是±45°方向的纖維的配合率設(shè)為60%程度((0°，+45°，一 45°，90° ) =(30%,30%,30%，10%))，但是，比其大的配合率例如70%以上、優(yōu)選80%以上。另外，為了使周緣區(qū)域的0°方向的剛性更低，優(yōu)選將0°方向的纖維設(shè)為剛性比±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向的纖維更小的材料。例如,在±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向使用了碳纖維的情況下,在0°方向使用玻璃纖維和芳族聚酰胺纖維。另外，在本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體中，其特征在于，成為所述周緣區(qū)域的周緣區(qū)域纖維片和成為所述其它區(qū)域的其它區(qū)域纖維片在規(guī)定的層疊位置具有經(jīng)由接頭位置與這些纖維片的延伸方向鄰接配置的分割纖維片，一個所述分割纖維片的所述接頭位置相對于另一個所述分割纖維片的所述接頭位置，配置于在這些分割纖維片的延伸方向錯開的位置。在接頭位置與層疊方向一致的狀態(tài)下配置有各分割纖維片時，周緣區(qū)域纖維片和其它區(qū)域纖維片的分割位置與層疊方向重合，且在該位置的材料強度降低。于是，在本發(fā)明中，通過將接頭位置配置于在纖維片的延伸方向錯開的位置，能夠避免在接頭位置的材料強度的降低。另外，所謂“接頭位置”的意思是纖維片的分割位置。另外，本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，所述孔作為形成于飛機的主翼的下面外板的檢修孔。下面外板構(gòu)成負(fù)擔(dān)施加于飛機的主翼的負(fù)荷的高形翼梁(卜 > 々的下面部分。因此，在該下面外板上，在飛行時向主翼長度方向施加拉伸負(fù)荷。將檢修孔的周邊作為所述的周緣區(qū)域，將包圍該周緣區(qū)域的區(qū)域作為所述的其它區(qū)域，因此，拉伸負(fù)荷主要由其它區(qū)域負(fù)擔(dān)，向周緣區(qū)域僅施加比較小的拉伸負(fù)荷。因此，能夠提供一種減少檢修孔的周邊部的增強，輕量化的主翼。另外，本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體中，其特征在于，所述孔作為形成于飛機的機身的外板的窗用孔。在飛機的機身上向長度方向施加拉伸負(fù)荷及壓縮負(fù)荷(即彎曲負(fù)荷)。將窗用孔的周邊作為所述的周緣區(qū)域，將包圍該周緣區(qū)域的區(qū)域作為所述的其它區(qū)域，因此，拉伸負(fù)荷及壓縮負(fù)荷主要由其它區(qū)域負(fù)擔(dān)，向周緣區(qū)域僅施加比較小的拉伸負(fù)荷及壓縮負(fù)荷。因此，能夠提供一種能夠減少窗用孔的周邊部的增強，輕量化的飛機用機身。發(fā)明效果根據(jù)本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體、具備此構(gòu)造體的飛機主翼及飛機機身，使周緣區(qū)域的拉伸剛性及/或壓縮剛性比其它區(qū)域的拉伸剛性及/或壓縮剛性更小且減小施加于孔周邊部的集中應(yīng)力，因此，能夠簡化孔周邊部的增強構(gòu)造且能夠使其輕量化。


圖1表示本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體的一實施方式的飛機的主翼的下面外板，(a)是俯視圖，(b)是縱首I]視圖；圖2是表示構(gòu)成設(shè)為箱構(gòu)造的主翼的一部分的下面外板及縱梁的立體圖；圖3是圖2的A — A的橫剖視圖；圖4是表示纖維片的層疊方法的分解立體圖；圖5是表示層疊板的層疊方法的剖視圖；圖6是表示本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體的其它的適用例，是表示飛機的機身部分的側(cè)視圖；圖7是表示在本發(fā)明的實施例中使用的試樣的俯視圖；圖8是圖7的切割線A — A的剖視圖；圖9是表示拉伸試驗結(jié)果的圖表；圖10表示現(xiàn)有的飛機的主翼的下面外板，Ca)是俯視圖，(b)是縱剖視圖。
具體實施例方式以下，使用圖1 圖3對本發(fā)明的一實施方式進(jìn)行說明。圖1(a)表示飛機的主翼I的下面外板3。下面外板3由強化纖維塑料(FRP =FiberReinforced Plastics)制的復(fù)合材料構(gòu)造體形成。同圖所示的虛線表示含有襟翼和縫翼等的主翼I的外形線。如圖2及圖3所示，下面外板3與從下面外板3的寬度方向兩端立設(shè)的成為側(cè)面外板的前翼梁20及后翼梁22、和連接這些前翼梁20及后翼梁22的上端彼此的上面外板24 一起形成箱形的高形翼梁，負(fù)擔(dān)主翼I的負(fù)荷。在主翼I的長度方向設(shè)有多個縱梁26?？v梁26與下面外板3等同樣設(shè)為FRP制的復(fù)合材料。各縱梁26對于下面外板3及上面外板24的內(nèi)表面固定，主要負(fù)擔(dān)主翼I的長度方向的負(fù)荷。另外，在制成箱構(gòu)造的主翼I的內(nèi)部設(shè)有將其內(nèi)部空間在長度方向分割為多個的肋28。肋28制成遍及主翼I的寬度方向(與長度方向正交的方向)延伸的板狀，在長度方向具有規(guī)定間隔配置多個。如圖3所示，各肋28的前后的端部分別相對于前翼梁20及后翼梁22通過螺栓.螺母等規(guī)定的緊固件30進(jìn)行固定。如圖1所示，在下面外板3上沿著主翼I的延伸方向每隔規(guī)定間隔形成有多個設(shè)于主翼I內(nèi)的用于燃料箱的檢查時及裝配時等使用的檢修孔(孔)5。下面外板3由位于各檢修孔5的周圍的周緣區(qū)域3a、和包圍該周緣區(qū)域3a的其它區(qū)域3b構(gòu)成，由一體的復(fù)合材料料形成。周緣區(qū)域3a在檢修孔5的整個周圍遍及規(guī)定寬度設(shè)置。另外，在圖1 (a)中，用兩根交叉的箭頭表示周緣區(qū)域3a，但是，如后述，這是表示以±45°為主體的配合比率的強化復(fù)合纖維。其它區(qū)域3b位于周緣區(qū)域3a的周圍，并且，將除了周緣區(qū)域3a之外的大致全部區(qū)域作為存在范圍。構(gòu)成下面外板3的周邊部3a及其它區(qū)域3b成為加強碳纖維塑料(CFRP:CarbonFiber Reinforced Plastics)為主體的復(fù)合材料。復(fù)合材料的層疊數(shù)根據(jù)負(fù)擔(dān)的強度決定，例如，設(shè)為數(shù)十左右。其它區(qū)域3b的碳素纖維的配向比率設(shè)為作為飛機的構(gòu)造體使用的通常程度，例如，在將主翼I的延伸方向(長度方向)設(shè)為0°時，以(0°，+45°，一 45° ,90° >=(30%,30%，30%，10 %)的方式，層疊構(gòu)成具有各纖維方向的多個板。周緣區(qū)域3a的碳素纖維的配向的比率與其它區(qū)域3b不同，在將主翼I的延伸方向設(shè)為0°時，以±45°為主體。即，與其它區(qū)域3b相比增大±45°的配向比率，例如，以使±45°的配向比率為70%以上，優(yōu)選80%以上的方式層疊構(gòu)成具有各纖維方向的多個板。另外，為使0°方向的拉伸剛性降低，也可以將0°方向的纖維由碳素纖維變更為玻璃纖維(Glass fiber)及芳族聚酰胺纖維(Aramld fiber)等。圖4是表示關(guān)于實現(xiàn)上述的配合比率的下面外板3的纖維片的層疊構(gòu)造的一例。例如圖4所示，在同圖中，在位于最上方的第一層41中配置有遍及周緣區(qū)域3a及其它區(qū)域3b延伸的+45°纖維片。在該第一層41的下方的第二層42，在周緣區(qū)域3a配置一 45°纖維片(周緣區(qū)域纖維片)，在夾持該周緣區(qū)域3a的兩側(cè)的其它區(qū)域3b配置0°纖維片(其它區(qū)域纖維片)。在該第二層42的下方的第三層43遍及周緣區(qū)域3a及其它區(qū)域3b配置90°纖維片。在該第三層43的下方的第四層44與第二層42同樣，在周緣區(qū)域3a配置一 45°纖維片，在夾持該周緣區(qū)域3a的兩側(cè)的其它區(qū)域3b配置0°纖維片。在該第四層44的下方的第五層45與第一層41同樣，配置有遍及周緣區(qū)域3a及其它區(qū)域3b延伸的+45°纖維片。重復(fù)以上的第一層41 第五層45，或?qū)⑦@些層適當(dāng)進(jìn)行任意的組合(參照圖5)，由此，與其它區(qū)域3b相比，能夠?qū)⒅芫墔^(qū)域3a設(shè)定為以±45°的配向比率為主體。圖5中用虛線圓圈表示接頭位置。接頭位置表示周緣區(qū)域纖維片和其它區(qū)域纖維片的分割位置。在同圖中，接頭位置沿層疊方向看分散配置于與纖維片的延伸方向錯開的位置。這是因為，在接頭位置與層疊方向一致的狀態(tài)下配置時，纖維片的分割位置與層疊方向重合，能夠避免在該位置的材料強度降低。周緣區(qū)域3a為比接頭位置更向內(nèi)側(cè)(檢修孔5側(cè))，因此，如同圖所示，從距檢修孔5最遠(yuǎn)的接頭位置的內(nèi)側(cè)成為周緣區(qū)域3a。下面，對使用上述構(gòu)成的主翼I時的作用效果進(jìn)行說明。飛行時，在主翼I上以其前端向上位移的方式施加負(fù)荷。因此，在主翼I的下面外板3上向其延伸方向(0°方向)施加拉伸負(fù)荷。0°方向的拉伸負(fù)荷不是在周緣區(qū)域3a，主要是由下面外板3的其它區(qū)域3b負(fù)擔(dān)。這是因為，周緣區(qū)域3a與其它區(qū)域3b相比，±45°配向的纖維為主體，相對于0°方向的拉伸負(fù)荷設(shè)為剛性低的區(qū)域。因此，在周緣區(qū)域3a僅施加比其它區(qū)域3b小的拉伸負(fù)荷，因此，周緣區(qū)域3a的必要強度降低。S卩，不必設(shè)置圖10所示的用于增厚的強化用層疊體104。為了容易理解，在圖1 (b)中一并表示圖10的強化用層疊體104。這樣，不需要強化用層疊體104，因此，能夠?qū)崿F(xiàn)該部分的輕量化。另外，周緣區(qū)域3a以±45°為主體，因此，對于剪切方向的剛性即扭轉(zhuǎn)剛性進(jìn)行強化。因此，周緣區(qū)域3a不負(fù)擔(dān)軸向力(拉伸負(fù)荷)，而負(fù)擔(dān)扭轉(zhuǎn)負(fù)荷。另外，在向主翼I施加的負(fù)荷中，扭轉(zhuǎn)負(fù)荷相對于拉伸負(fù)荷例如小到約30%左右，因此，不需要增厚周緣區(qū)域3a，能夠設(shè)定為與其它區(qū)域3b同等的厚度。另外，周緣區(qū)域3a及其它區(qū)域3b設(shè)為一體的復(fù)合材料，因此，不產(chǎn)生如圖10說明的那樣的剝離。另外，本實施方式對于向主翼I的下面外板3的適用進(jìn)行了說明，但是，本發(fā)明不限于此，只要是具有孔的復(fù)合材料構(gòu)造體則均可以廣泛地適用。例如，在與下面外板3同時構(gòu)成高形翼梁的上面外板上也可以使用與下面外板3同樣的構(gòu)成。該情況下，在上面外板上施加壓縮負(fù)荷，但是，通過使周緣區(qū)域3a的壓縮剛性比其它區(qū)域3b更小，能夠緩和施加于周邊部3a的集中應(yīng)力。另外，如圖6所示，也可以適用于形成有窗用孔11的飛機機身10。該情況下，在窗用孔11的周緣區(qū)域12應(yīng)用與上述實施方式的周緣區(qū)域3a同樣的材料，在其它區(qū)域13應(yīng)用與上述實施方式的其它區(qū)域3b同樣的材料。向機身10施加彎曲負(fù)荷(即拉伸負(fù)荷及壓縮負(fù)荷)，但是，通過使周緣區(qū)域12的拉伸強度及壓縮剛性比其它區(qū)域更小，能夠緩和向窗用孔11的周緣區(qū)域施加的集中應(yīng)力。另外，本發(fā)明的復(fù)合材料構(gòu)造體不限于飛機，也可以適用于例如船舶及汽車等。另外，在上述實施方式中，主要以加強碳纖維塑料(CFRP)為主使用，但是，本發(fā)明不限于此，例如，也可以使用加強玻璃纖維塑料(GFRP:Glass Fiber Reinforced Plastic)及加強芳族聚酸胺纖維塑料(AFRP:A r a m I d Fiber Reinforced Plastic)。實施例為了確認(rèn)本發(fā)明的效果，使用CFRP制作設(shè)為復(fù)合材料構(gòu)造體的試樣，進(jìn)行拉伸試驗。圖7表示試樣的俯視圖。試樣的長度方向的縱尺寸為800_，寬度尺寸為200_。厚度為6.1mm,成為32片纖維片層疊的構(gòu)造。在試樣的中央部形成與本發(fā)明的檢修孔(孔)對應(yīng)的孔部5’?？撞?’制成在長度方向具有長軸的橢圓形狀，短軸(橫軸)為60mm,長軸(縱軸)為108_。試樣的兩端部制成通過試驗機把持的把持部20。通過拉伸試驗機把持該把持部20，通過長度方向的位移控制對試樣負(fù)載負(fù)荷進(jìn)行破壞試驗。拉伸試驗機的負(fù)荷速度設(shè)為Imm / min0在試樣的各位置設(shè)置了應(yīng)變儀。應(yīng)變儀使用了 Al A12及B2、B5、B6共15片。Al A12的應(yīng)變儀設(shè)置于圖7的表面?zhèn)龋珺2、B5及B6的應(yīng)變儀設(shè)置于圖7的背面?zhèn)取Ａ硗?，A6、B6及AS的應(yīng)變儀以距孔部5’的邊緣計測1.5mm的位置的方式進(jìn)行設(shè)置。這樣，通過將應(yīng)變儀設(shè)置于各位置，破壞時的總體應(yīng)變(未受應(yīng)力集中的位置的應(yīng)變)使用Al A3的應(yīng)變儀的平均值，破壞時的峰值應(yīng)變使用A6、A8、B6的應(yīng)變儀的平均值。圖8表示圖7所示的試樣的A — A剖面。區(qū)域A與本發(fā)明的周緣區(qū)域相當(dāng)，區(qū)域B與本發(fā)明的其它區(qū)域相當(dāng)。同圖所示的虛線圓圈與圖5相同表示接頭位置。從同圖可看出，在距短軸寬度設(shè)為60mm的孔部(Hole)邊緣部7mm的位置和20mm的位置設(shè)置有接頭位置。試樣的層疊構(gòu)造如下表。表I
權(quán)利要求
1.一種復(fù)合材料構(gòu)造體，其作為向一方向延伸并且形成有孔的強化纖維塑料制成的復(fù)合材料，且向所述一方向負(fù)載拉伸負(fù)荷及/或壓縮負(fù)荷，其特征在于， 所述孔的周緣區(qū)域的所述一方向的拉伸剛性及/或壓縮剛性比包圍該周緣區(qū)域的其它區(qū)域的所述一方向的拉伸剛性及/或壓縮剛性更小。
2.如權(quán)利要求1所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，所述周緣區(qū)域設(shè)為在將所述一方向設(shè)為0°的情況下,將配向為±30°以上±60°以下的方向、優(yōu)選±45°方向的纖維作為主體的復(fù)合材料。
3.如權(quán)利要求1或2所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，成為所述周緣區(qū)域的周緣區(qū)域纖維片和成為所述其它區(qū)域的其它區(qū)域纖維片在規(guī)定的層疊位置具有經(jīng)由接頭位置與這些纖維片的延伸方向鄰接配置的分割纖維片， 一個所述分割纖維片的所述接頭位置相對于另一個所述分割纖維片的所述接頭位置配置于在這些分割纖維片的延伸方向錯開的位置。
4.如權(quán)利要求1 3中任一項所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，所述孔作為形成于飛機的主翼的下面外板的檢修孔。
5.如權(quán)利要求1 3中任一項所述的復(fù)合材料構(gòu)造體，其特征在于，所述孔作為形成于飛機的機身的外板的窗用孔。
6.一種飛機主翼，其特征在于，具備權(quán)利要求4所述的復(fù)合材料構(gòu)造體。
7.一種飛機機身，其特征在于，具備權(quán)利要求5所述的復(fù)合材料構(gòu)造體。
全文摘要
本發(fā)明提供一種復(fù)合材料構(gòu)造體，在考慮孔的周緣部的應(yīng)力集中的基礎(chǔ)上，可實現(xiàn)輕量化。一種復(fù)合材料構(gòu)造體即主翼(1)，其設(shè)為向一方向延伸并且形成有檢修孔(5)的強化纖維塑料制成的復(fù)合材料。在主翼(1)的下面外板(3)上向長度方向負(fù)載拉伸負(fù)荷。檢修孔(5)的周緣區(qū)域(3a)的長度方向的拉伸剛性比包圍該周緣區(qū)域(3a)的其它區(qū)域(3b)的拉伸剛性更小。
文檔編號B64C3/24GK103201167SQ201280003524
公開日2013年7月10日 申請日期2012年2月3日 優(yōu)先權(quán)日2011年2月4日
發(fā)明者田中雄也, 吉田慎一, 田中秀明, 鈴木秀之, 阿部俊夫, 柏木圣絃 申請人:三菱重工業(yè)株式會社