(57)【要約】  本発明は、金属シートおよび繊維強化ポリマー層のラミネート（積層体）に関するものである。ラミネート（積層体）は、１ｍｍ以上の厚さを備えた少なくとも1つの厚い金属シートであり、繊維量を最大４５体積％含む少なくとも1つの繊維強化ポリマー層によってラミネートの残余部と結合している。本発明は、ラミネート（積層体）および、航空機または宇宙船のためのラミネート（積層体）であって強化された外板の製造方法に関するものである。【特許請求の範囲】
【請求項１】
金属シートと繊維強化ポリマー層とが結着したラミネート（積層体）であって、ラミネート（積層体）は、少なくとも１ｍｍ以上の厚さを備えた厚い金属シートからなり、この厚い金属シートが繊維量を削減して最大４５体積％とした少なくとも１つの繊維強化ポリマー層によってラミネートの残余部分と結着していることを特徴とする金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート（積層体）。
【請求項２】
前記ラミネートは、含有する繊維量の削減された強化繊維ポリマー層の繊維含有量が最大で３９体積％であることを特徴とする請求項１記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項３】
前記ラミネートは、含有する繊維量の削減された強化繊維ポリマー層の繊維含有量が最大で３４体積％であることを特徴とする請求項１記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項４】
前記ラミネートは、含有する繊維量の削減された強化繊維ポリマー層の繊維含有量が最大で３０体積％であることを特徴とする請求項１記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項５】
前記ラミネートは、含有する繊維量の削減された強化繊維ポリマー層の繊維含有量が、繊維含有量の高い繊維強化ポリマー層に少なくとも１つのポリマー接着層を加えることにより達成されることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項６】
前記ラミネートは、ポリマーの接着層がポリマー繊維の網目状のキャリア（支持体）として供給されることを特徴とする請求項５記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項７】
前記ラミネートは、厚い金属シートの厚さが少なくとも１．５ｍｍであることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項８】
前記ラミネートは、厚い金属シートの厚さが１．５〜４．０ｍｍ（を含む）であることを特徴とする請求項７記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項９】
前記ラミネートは、厚い金属シートの厚さが１．５〜２．５ｍｍ（を含む）であることを特徴とする請求項８記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１０】
前記ラミネートは、少なくとも２つの厚い金属シートであって、含有する繊維量の削減された強化繊維ポリマー層によって相互に接着されていることを特徴とする請求項１乃至９いずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１１】
前記ラミネートは、残余部のラミネート（積層体）が、金属シートと、それを結着する繊維含有量は少なくとも５０体積％である繊維強化ポリマー層とからなることを特徴とする請求項１乃至１０いずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１２】
前記ラミネートは、ラミネート（積層体）が無負荷状態である場合、残余部のラミネート（積層体）の金属シートに平均して圧縮応力が広がった状態となり、かつ、繊維強化ポリマー層に平均して引張応力がかかった状態となることを特徴とする請求項１１記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１３】
前記ラミネートは、厚い金属シートおよび／または含有繊維量を削減した繊維強化ポリマー層とからなるものと、それとは異なり、金属シートおよび／またはラミネート（積層体）の繊維強化ポリマー層とで残余部分を構成したものとからなることを特徴とする請求項１１または１２に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１４】
前記ラミネートは、ラミネート（積層体）の残余部の金属シートが、厚い金属シートより高い降伏応力を備えることを特徴とする請求項１３記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１５】
前記ラミネートは、金属シートに最も近い位置にある残余部のラミネートの繊維強化ポリマー層が、含有する繊維量を削減していることを特徴とする請求項１１乃至１４のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１６】
前記ラミネートは、主に一方向へと伸びる、本質的に連続繊維（長繊維）からなる繊維強化ポリマー層であることを特徴とする請求項１乃至１５のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１７】
前記ラミネートは、繊維強化ポリマー層が、実質的に２つの平行に延びた連続する繊維のグループからなり、それぞれのグループは中間方向に対して同一の角度を作ることを特徴とする請求項１乃至１６のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１８】
前記ラミネートは、金属シートの少なくとも一部の金属が、アルミニウム−リチウム合金からなることを特徴とする請求項１乃至１７のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項１９】
前記ラミネートは、金属シートの少なくとも一部の金属が、アルミニウム−亜鉛の合金、または、アルミニウム−銅の合金のグループの中から選択されることを特徴とする請求項１乃至１８のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項２０】
前記ラミネートは、金属シートの少なくとも一部の金属が、アルミニウム−マグネシウム−スカンジウム合金からなることを特徴とする請求項１乃至１９のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項２１】
前記ラミネートは、外部から内部まで、少なくとも１つの厚い金属シートと、少なくとも１つの繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層と、ラミネート（積層体）の残余部と、から構成されていることを特徴とする請求項１乃至２０のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項２２】
前記ラミネートは、ラミネート（積層体）が、含有する繊維量の削減された少なくとも１つの繊維強化ポリマー層を媒体として、少なくとも１つの第二の金属シートに接着接合された、少なくとも１つの厚い第一の金属シートからなることを特徴とする請求項１乃至２１のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項２３】
前記ラミネートは、ラミネート（積層体）の残余部分が０．２〜０．８ｍｍの厚さを備えた金属シートからなり、また、そこに接着されている繊維強化ポリマー層の繊維含有量は少なくとも５０体積％であり、０．２〜０．６ｍｍの厚さを備えていることを特徴とする請求項２１記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項２４】
前記ラミネートは、外側から内部へと対称的に構成されていることを特徴とする請求項２１乃至２３のいずれか１項に記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート。
【請求項２５】
航空機翼用のスキンシートは、請求項１乃至２４のいずれか１項に記載のラミネートにより形成されたことを特徴とするスキンシート。
【請求項２６】
前記スキンシートは、スキンシートが接着層で接続された少なくとも1つの縦補剛材によって局部的に補強されていることを特徴とする請求項２５記載のスキンシート。
【請求項２７】
前記スキンシートは、縦補強材が、繊維で強化されているであろう金属ラミネート（積層体）からなることを特徴とする請求項２６記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるスキンシート。
【請求項２８】
前記スキンシートは、縦補強材が、請求項１乃至２４のいずれか１項に記載のラミネート（積層体）からなることを特徴とする請求項２６記載のスキンシート。
【請求項２９】
前記スキンシートは、接着層が繊維強化層からなることを特徴とする請求項２６記載の金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるスキンシート。
【請求項３０】
前記スキンシートは、スキンシートが、外部から内部まで少なくとも１つの厚い金属シートから成るラミネート（積層体）から構成され、少なくとも１つの含有する繊維量の削減された繊維強化ポリマー層と、ラミネート（積層体）の残余部とからなり、それによって、最外層の厚い金属シートは補強用肋材と一体化したシートからなることを特徴とする請求項２５記載のスキンシート。
【請求項３１】
前記スキンシートは、補強用肋材と共に提供されるシートが押出成形されたアルミニウム含有シートからなることを特徴とする請求項３０記載のスキンシート。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、金属シートおよび繊維強化ポリマー層の結合したラミネート（積層体）に関し、特に、本発明は、航空機あるいは宇宙船に使用する構成部材である強化シートとしてのラミネート（積層体）からなる。
【０００２】
少なくとも1つの金属シートと１つの繊維強化ポリマー層との結合からなるラミネート（積層体）で作られた成形体（以下、金属ラミネート（積層体）、繊維金属ラミネート（積層体）あるいはラミネート（積層体）と略称する）は、自動車、列車、航空機、宇宙船などの輸送関連の産業における使用が増大している。前記ラミネート（積層体）は、例えば航空機用の翼、胴体、尾部パネルおよび他のスキンパネルとして使用され、一般的に、（通常）航空機構成要素の疲労抵抗の確実な向上をもたらしている。
【０００３】
既知の繊維金属ラミネート（積層体）は、１９７８年から１９９０年の間に開発されており、登録商標ＡｒａｌｌまたはＧｌａｒｅとして市場で販売されていた。既知の繊維金属ラミネート（積層体）は、アラミド繊維（Ａｒａｌｌ）または高力ガラス繊維（Ｇｌａｒｅ）で強化されたポリマー接着層を介在させた多数の比較的薄いアルミニウムシ−ト（一般的には０．２ｍｍ〜０．４ｍｍ）で構成されている。これは、接着層に含有される繊維量が、標準的な数値であるＡｒａｌｌの約５０体積％とＧｌａｒｅの約６０体積％に比べて比較的高いことを意味する。繊維金属ラミネート（積層体）は、一般的に亀裂成長に対して優れた耐性を示す。交互の負荷がかかった時に金属シートに生じる疲労亀裂は、急速に広がり（成長）続けることはなく、亀裂の成長を減速することになる。最新の知見によれば、強化繊維ポリマー層−特にその中で繊維−に起きる亀裂の拡張および少なくとも部分的に亀裂成長の原因である力を緩和（吸収）させる。
【０００４】
既知の繊維ラミネート（積層体）は、例えば航空機の胴体や翼スキン用として優れた疲労特性を示すが、生産コストは比較的高価となる。これは多くの要因によるものである。代表的な成形体である特に航空機翼スキンでは、その全体の厚さを数センチメートルまでにすることがある。これは、繊維ラミネート（積層体）から成形体を形成するのに、一般的に、何十または何百もの異なった層が必要となることを意味する。 
【０００５】
さらに、繊維ラミネート（積層体）に用いられる薄い金属シートは、優れた疲労特性の必要最低の厚さにするために極度に伸ばされなければならない。金属シートおよび強化繊維ポリマー層もまた、構造および厚さに関して精密許容差を満たさなければならない。さらに、既知の繊維ラミネート（積層体）では、全ての金属シートが強化繊維ポリマー層に効果的（有効に）に接着するように処理されなければならない。各金属シートは、例えば陽極酸化処理および下塗り（準備）処理をしなければならない。既知の繊維ラミネート（積層体）から成形体を生産するために、最終的に、全ての層は、成形（体）の上に配置される。構造物が必要とする層が多ければ多いほど、成形品の生産に手間がかかり、高価なものとなる。
【０００６】
既知の繊維金属ラミネート（積層体）に、より厚い金属シートを採用することにより、上記の問題の大部分は解決できる。しかしながら、金属シートに亀裂が生じると、より大きな負荷（荷重）が必然的に繊維強化ポリマー層の亀裂部分にかかってくる。既知の繊維強化ポリマー層では、既知の繊維ラミネート（積層体）における亀裂部分の機能（理論）を有効に発揮（遂行）するが、金属シートが著しく厚い場合には、亀裂のある金属シートと隣接した繊維強化ポリマー層との間で無視できない相当な量の層間が剥離した領域を生じることになる。 
【０００７】
本発明の目的は、航空・宇宙産業で求められる高度の必要条件を充足して使用可能であり、かつ、コスト効率良く生産可能な前記に関連したラミネート（積層体）を提供することにある。本発明にかかるラミネート（積層体）は、請求項1記載の特徴を有する。ラミネート（積層体）が、少なくとも１枚の少なくとも１ｍｍ以上の厚みのある厚い金属シートから成る場合、および、この厚い金属シートが、繊維含有量が最大４５体積％の1つ以上の強化繊維ポリマー層によってラミネート（積層体）の残余部と結合している場合には、層間剥離に対する抵抗が著しく増大することが予想外にも発見された。
その結果、ラミネート（積層体）は、十二分な耐疲労性をもち、既知のラミネート（積層体）よりさらにより簡単に安価で生産することができる。主要な請求項に詳述された手段により、現在までの繊維金属ラミネート（積層体）と比べてより厚い金属シートを作ることが可能となる。本発明によるラミネート（積層体）の厚い金属シートを採用することにより、繊維の含浸による欠陥に対する大きなチャンスとなる。
【０００８】
これは、この種のシートの高い曲げ剛性によるものであり、ラミネート（積層体）を例えばそこに含まれる繊維の含浸を順次に妨げるオートクレーブ法で硬化させる場合、ラミネート（積層体）の強化繊維ポリマー層の中でシートに圧力損失が派生することに起因する。含有する繊維量の削減された1つ以上の強化繊維ポリマー層を採用する更なる利点は、強化繊維ポリマー層に繊維が十分に含浸していない事によるリスクが少ないためである。本発明によるラミネート（積層体）は、1または１つ以上の含有繊維量の削減された強化繊維ポリマー層を有するにもかかわらず、ラミネート（積層体）は優れた機械的特性を有する。
【０００９】
本発明によるラミネート（積層体）の好ましい実施例によれば、特定の強化繊維ポリマー層における繊維の含有量は、最大で３９体積％、更により好ましくは最大でも３４体積％、であり、そして最も好ましくは最大で３０体積％であることを特徴とする。この繊維の含有量は、通常の強化繊維ポリマーの含有量より低くなる。この実施例によれば、含有繊維量を削減した強化繊維ポリマー層を使用した場合、繊維含有量は、最大で４５体積％、好ましくは最大３９体積％、更に好ましくは最大３４体積％、そして最も好ましくは最大３０体積％であることが判明した。
【００１０】
含有繊維量を削減した強化繊維ポリマー層は、例えば、部分的に硬化した状態（プリプレグと呼ばれるもの）で適切なポリマーを含浸させた特定の含有量をもつ繊維の半完成品を使用することにより実現できる。さらに、平均的に削減された含有繊維量とするために、例えば、通常６０体積％の含有繊維量をもつプリプレグと、1または１つ以上のポリマー接着層とを結合させることも可能である。このような場合に好んで使用される接着層としては、例えば、網目状のポリマー繊維（例えばポリアミド繊維）がキャリア（支持体）として供給される。キャリヤ（支持体）は、接着層が接着し硬化した後でも、事前設定された特定の厚さを維持することを保障している。さらに、層間剥離に対する耐性にも有利である。また、本発明による乾燥した状態（すなわち、含浸されてない状態）の繊維と、ポリマー接着層とを適切な体積比（容積比）で結合させることもできる。
【００１１】
本発明によるラミネート（積層体）の更なる好ましい実施例では、少なくとも1つの厚い金属シートが、少なくとも１．５ｍｍの厚さで使用されている。厚い金属シートの厚さが１．５ｍｍ〜２．５ｍｍ（を含む）の場合に、特に良い疲労特性が得られる。本発明によれば、1つ以上の厚い金属シートを使用することも可能である。例えば、本発明では、少なくとも１ｍｍの厚さの1つ以上の金属シートを繊維ラミネート（積層体）で相互に結合させることが出来るので、（より厚い）合成金属シートが作成される。
本発明によるラミネート（積層体）の好ましい実施例では、ラミネート（積層体）は、含有繊維量を削減した強化繊維ポリマー層によって相互に接着された少なくとも2つの厚い金属シートからなる。
【００１２】
他のラミネート（積層体）は理論的には、当業者に知られている如何なる材料からでも作ることができる。すなわち、ラミネート（積層体）の残余部は、金属シートまたは１つ以上の金属シートを、おそらく繊維で強化された接着層によって互いに接着接合することにより形成することが可能である。この点で、ラミネート（積層体）の残余部において多様な厚さの範囲の金属シートを選択することが可能である。また、ラミネート（積層体）の残余部としては、強化繊維ポリマーを含むことも可能である。
好ましい実施例は、金属シートおよび繊維強化ポリマー層の結合からなるラミネート（積層体）の残余部のラミネート（積層体）に関連するものであり、繊維含有量は少なくとも５０体積％である。この実施例では、ラミネート（積層体）の残余部は、従来からのラミネート（積層体）に本来的に対応している。そのようなラミネート（積層体）への応用でも、具体的には疲労抵抗の機械的性質を高めている。
【００１３】
更なる別の好ましい実施例における本発明のラミネート（積層体）は、ラミネート（積層体）が無負荷状態である場合、他のラミネート（積層体）の金属シートに平均して圧縮応力が広がった場合、そして繊維強化ポリマー層に平均して引張応力がかかった場合、に特徴が表れる。
繊維強化ポリマー層の引張応力の存在は、これらの層に引張応力が存在することを実証するだけを意味するのではないことに注目すべきである。むしろ、好ましい実施例では、引張応力は平均して特定方向に広がっている。
【００１４】
繊維強化ポリマー層は、特定方角にラミネート（積層体）を延伸することにより、引張応力の対象となることが出来、それによって金属シートは塑性的に変形される。ポリマー層の中でこの方角へ派生する平均引張応力は、ラミネート（積層体）の金属シートの中に同じ方角の平均圧縮応力を生じさせる。
ラミネート（積層体）の残余部に事前の応力（pre-stressing）を加え、そして、それに少なくとも1つの厚い金属シートを、含有繊維量の削減された繊維強化ポリマー層により接着することにより、疲労特性は更に改良される。
【００１５】
本発明にかかるラミネート（積層体）を、厚い金属シートおよび／または含有繊維量を削減した繊維強化ポリマー層とからなるものと、それとは異なる、金属シートおよび／またはラミネート（積層体）の繊維強化ポリマー層で残余部分を構成したものとに特徴付けることが実利のあることである。このように、問題とされるラミネート（積層体）の層が要求される機能に最適となるように、金属層および／または繊維強化ポリマー層の特徴を特定することが可能である。
したがって、例えば本発明によるラミネート（積層体）が、ラミネート（積層体）の残余部の厚い金属シートより高い降伏応力があることを特徴とすれば、疲労特性は更に向上するということになる。更に、含有繊維量を削減した残余部の繊維強化ポリマー層を、厚い金属シートの最も近くに位置させた場合は有利になる。
【００１６】
本発明によるラミネート（積層体）の別の好ましい実施例では、ラミネート（積層体）の残余部における金属シートの厚さが０．８ｍｍ未満であり、０．２〜０．８ｍｍ（を含む）であり、さらに好ましくは０．３〜０．６ｍｍの間である。より薄い金属シートの使用それ自体がよりコストを高くしているため、当然に明白ではないが、残余部にそれらを使用することはラミネート（積層体）全体の特性の著しい改良に結びつく。
本発明によるラミネート（積層体）は、改善された特性を十分に達成するためにラミネート（積層体）の一部のみにより薄い金属シートを適用しなければならないという点で、さらに有利である。ラミネート（積層体）の残余部の繊維強化ポリマー層の厚さが、０．８ｍｍ未満、および、好ましくは０．２〜０．６ｍｍ（を含む）の間である場合に同様の効果が得られる。
【００１７】
繊維金属ラミネート（積層体）で採用された、繊維強化ポリマーは軽量で強く、そして、ポリマーに埋込まれた強化用繊維からなる。ポリマーは、様々な層を結合する手段としても作用する。繊維強化ポリマーで使用するに適した強化用繊維は、例えば、ガラス繊維、炭素繊維および金属繊維を含んでおり、必要な場合は、アラミド繊維、ＰＢＯ繊維（Ｚｙｌｏｎ登録商標）、Ｍ５（登録商標）繊維、および超高分子量ポリエチレンまたは、ポリプロピレン繊維のような延伸された熱可塑性高分子繊維、同様に、亜麻繊維、木質繊維および麻繊維のような天然繊維、および／または上記の繊維の組合せも含むことができる。 
【００１８】
さらに、混繊または／もしくは混合ロービング（粗紡）を使用することも可能である。そのようなロービング（粗紡）は、繊維形成体に強化用繊維または熱可塑性ポリマー（高分子）を含むものである。
強化用繊維のための適切なマトリックス材の例は、ポリアミド、ポリイミド、ポリエーテルスルホン、ポリエーテルエーテルケトン、ポリウレタン、ポリエチレン、ポリプロピレン、ポリフェニレン硫化物（ＰＰＳ）、ポリアミドイミド、アクリロニトリル・ブタジエン・スチレン（ＡＢＳ）、スチレン／無水マレイン酸（ＳＭＡ）、ポリカーボネート、ポリフェニレンオキシド・ブレンド（PPO）のような熱可塑性ポリマー、または、ポリエチレン・テレフタル酸エステル、ポリブチレン・テレフタル酸エステルのような熱可塑性のポリエステルであり、上記のポリマーの1つ以上の混合物および共重合体も同様である。
【００１９】
好ましい熱可塑性ポリマーは、ポリアリレート（ＰＡＲ）、ポリスルホン（ＰＳＯ）、ポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、またはポリフェニレン・エーテル（ＰＰＥ）のような、１４０℃以上、望ましくは１６０℃以上のガラス転移温度Tgを有する、殆ど無定形の熱可塑性ポリマー、および、具体的には、ポリ−２、６ジメチル・フェニレン・エーテルをさらに含むものである。
本発明によれば、例えば、ポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）、ポリエーテルケトン、特にポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトン（ＰＥＫ）、およびポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、また、ビフェノール、テレフタル酸、または、ヒドロキシ安息香酸のモノマー（多重結合または複数個の官能基を持つ分子）から生成された Dartco（社）のＸＹＤＡＲ（商品名）のような“液晶高分子（クリスタルポリマー液）”などの、１７０℃以上、望ましくは２７０℃以上のクリスタル（結晶）融点Tmを有するセミクリスタル（半結晶）またはパラクリスタリネ（paracrystalline＝準結晶）熱可塑性ポリマーを利用することも可能である。適切なマトリックス材は、さらにエポキシ樹脂、不飽和ポリエステル樹脂、メラミン／ホルムアルデヒドレジン、フェノール／ホルムアルデヒドレジン、ポリウレタン、そのほか種々の熱硬化性ポリマーからなる。 
【００２０】
本発明によるラミネート（積層体）は、主に一方向へと伸びる（ＵＤ素材といわれるもの）で、本質的に連続繊維（長繊維）からなる１または１つ以上の繊維強化ポリマー層であることが望ましい。事前に含浸させた半案（準）処理体の形の繊維強化ポリマーを使用することが効果的である。他にも理由はあるが、繊維が予めマトリクスポリマーによって湿潤されたている“プリプレグ”のようなものが、一般的には硬化した後に優れた機械的特徴を示す。本発明によるラミネート（積層体）の好ましい実施例では、繊維強化ポリマー層の少なくとも一部が、各グループが中間方向で同じ角度を作る平行に伸びる連続繊維（長繊維）の２つのグループから実質的に構成されている。
【００２１】
このような積層されたプリプレグは、当業者に“斜交積層”（angle-ply laminate＝斜交積層板）と呼ばれている。平行に伸び、かつ中間方向で同じ角度に形成される連続繊維（長繊維）の2つのグループからを実質的に構成されている繊維強化ポリマー層を残余部に有するラミネート（積層体）は特に−例えば、ラミネートを航空機翼用のスキンパネルとして使用した場合に有利になる。
【００２２】
本発明による繊維金属ラミネート（積層体）は、圧力の下で加熱した後、冷却することにより、多くの金属シートと中間の繊維強化ポリマー層とを互いに結着させることにより得られる。要請に応じ、このようにして得られた繊維金属ラミネート（積層体）は、好ましい応力の状態にするために事前延伸することができる。
その後、このラミネート（積層体）は、繊維含有量を削減した少なくとも１つの繊維強化ポリマー層からなる媒体を介して、少なくとも１つの厚い金属シートに接着接合される。本発明によれば、この層は、適切な接着性を供給し、少なくとも部分的に適温でこの接着剤を硬化することにより、既知の方法で接着させる。この点、接着剤は別個に利用することも可能である。しかしながら、繊維強化ポリマーのマトリックス素材において、層の間の接着剤として作用させることも可能である。本発明による繊維金属ラミネート（積層体）は、特にアルミニウムのような金属について優れた特定の機械特性（単位当りの密度特性）を有する。
【００２３】
本発明によるラミネート（積層体）の好ましい実施例では、本発明によるラミネート（積層体）は、少なくとも１つの厚い第一金属シートを、繊維含有量を削減した少なくとも１つの繊維強化ポリマー層を介して、少なくとも1つの厚い第二金属シートに接着することにより得られる。
従来の技術によれば、厚い金属シートを互いに接着することを普通はしない、例えば（あるとすれば）、接続されるべき１つの金属シートが途中で不連続（discontinued）となったような場合である。不連続が表示されている厚い金属シートにおける重要な負荷は、不連続となっている金属シートから隣接する金属シートに必然的に移される。比較的大きな厚さのある不連続となった金属シートは、隣接する金属シートに比較的広範囲にわたって圧力の大きな集中（concentration of stress＝応力集中）を転移することになる。
【００２４】
例えば高強度という要件がある静荷重シナリオでは、これは、２つの金属シートの間の接着面に層間剥離と、および／または塑性変形を引き起こし、次々に連続金属シートの強度の喪失が起こることになる。特定の厚さを超過した不連続の金属シートが粘着剤で接合されている場合、亀裂の発生が隣接した金属シートにも容易に生じ、さらに総合的な構造物の強度についても衝撃を与えることになる。上記の問題は、少ない程度ではあるが、例えば翼のような、構造体の全長に渡って続く金属シートにも生じる。本発明によるラミネート（積層体）の現在の好ましい実施例では、上記の問題を少なくとも部分的に解決される。
【００２５】
これは、本発明による、２つの厚い金属シート間の接触面に繊維強化ポリマーを使用することによって実現されるものであり、隣接する金属シートの圧力の集中を減少させ、金属シート間で発生するであろう層間剥離の成長を遅らせ、更には、近接する層の応力集中を減少させる。
有利なことに、粘着剤で接合されている金属シートの構造はサドンステップ（sudden steps）で阻止され、その厚み工程は、より大きい幅（方向）に沿った金属シートのうちの１つの突然の不連続によって引き起こされる。金属シートの端では、問題の層の厚さは、比較的小さな厚さに効果的に縮小される。これは、例えば、素材を圧延することにより容易に達成することが可能である。
【００２６】
使用に特に適している金属は軽合金を含み、特に、アルミニウム銅および／またはアルミニウム亜鉛合金のような特別のアルミニウム合金、またはチタン合金である。金属シートは、好ましくは、本発明によって選択することが可能な、ＡＡ（ＵＳＡ）Ｎｏ．２０２４，ＡＡ（ＵＳＡ）Ｎｏ．７０７５，ＡＡ（ＵＳＡ）Ｎｏ．７０８５，ＡＡ（ＵＳＡ）Ｎｏ．７４７５および／またはＡＡ（ＵＳＡ）Ｎｏ．６０１３のようなグループのアルミニウム合金から選択されたアルミニウム合金からなる。その他、本発明はこれらの金属を使用したラミネート（積層体）に制限されず、つまり、必要に応じて、他のアルミニウム合金、および／または、例えば鋼あるいは別の適切な構造の金属を使用することが可能である。
【００２７】
本発明によるラミネート（積層体）の特に望ましい実施例は、その少なくとも一部がアルミニウム−リチウム合金からなる金属シートからなる。そのような合金は、ラミネート（積層体）のせん断剛性を強化し、特に厚い金属シートに使用される。更に別の好ましい実施例は、その少なくとも１つの部分がアルミニウム−マグネシウム−スカンジウム合金を含む金属シートを有するラミネート（積層体）からなる。そのような合金は、更に腐食に対する耐性が強化され、特に厚い金属シートに使用される。 
【００２８】
使用の意図と条件のセットに基づいて、当業者は、金属シートの最適数を容易に決定することができる。本発明ではラミネート（積層体）として厚い金属シートを使用することが可能となっているので、形成体の金属シートの総数は、通常の一般的な厚さなら３０を超過しないであろう、もっとも、本発明では、このように金属シートの最大数を制限してはいない。本発明によれば、金属シートの数は、好ましくは２〜２０の間であり、そして、更に好ましくは２〜１０の間である。本発明にかかるラミネート（積層体）では、今日まで知られているよりも厚い金属シートを使用することが可能なので、形成体の層の数は従来知られていた技術のものより大幅に減少しており、この形成体は従来のラミネート（積層体）に基づく物に比べ、より簡便により速く製造できるため生産コストが低くなる。
【００２９】
本発明にかかるラミネート（積層体）の具体的な実施例では、ラミネート（積層体）は、外部から内部まで、少なくとも１つの厚い金属シートと、少なくとも１つの繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層と、ラミネート（積層体）の残余部と、から構成されていることを特徴とする。ラミネート（積層体）の残余部は、より好ましくは、金属シートと、それに結着している繊維含有量が少なくとも５０体積％の繊維強化ポリマー層とからなる。ラミネート（積層体）は、最も好ましくは、外側から内部へと対称的に構成されて提供される。そのような好ましい対称の実施例は、外側には少なくとも２つの金属シートがあり、その間のラミネート（積層体）中央に、多くの金属シートと繊維含有量を少なくとも５０体積％にした繊維強化ポリマー層で接着された構成で付加された構造である。
【００３０】
２つの厚い金属シートは、繊維含有量を削減した少なくとも1つの繊維強化ポリマー層によって中央のラミネート（積層体）に接着される。本発明によるラミネート（積層体）を、ラミネート（積層体）の厚みの中央の平坦部に対称的に構成することにより、内部応力の結果としてラミネート（積層体）の歪みが少なくとも部分的には防がれる。この実施例の創造性あるラミネート（積層体）は、航空機産業で現在使用されている航空機パネルを接着するための構成施設の大部分を殆ど何も変えずに、この材料にも使用することが可能である点で有利である  。更に、厚いパターンは、重厚なアルミニウムスキンに現在普通に使用される最外部の厚い金属（アルミニウム）層の圧延という方法により、このような素材にも簡易に応用することが可能である。
【００３１】
更に、現在の好ましい実施例において疲労特性は、“ｃａｒｅ−ｆｒｅｅ”素材として航空機産業が規定した条件を満しており、また、処理され操作される繊維強化層の数と金属シートの数を減少させたものである。本願で述べられている“ｃａｒｅ−ｆｒｅｅ”素材とは、疲労荷重による疲労亀裂が非常に小さいまま維持され、利用に必要な強度より強い構造強度を維持し続ける素材を意味すると考えられている。
【００３２】
しかしながら、疲労に敏感でない素材では、亀裂は非常に小さいままなので、通常の航空機構造検査の技術を用いても発見されることはない。本発明を限定するものではないが、“ｃａｒｅ−ｆｒｅｅ”素材に（人為的に作られた）初期の亀裂を基礎として航空機の寿命（２０，０００〜６０，０００のフライト）の下での亀裂は、一般的に最大で約１００ｍｍまで成長する。しかしながら、この最大の亀裂の長さは変化し、とりわけ損傷構造の残留強度に関連してくる。
【００３３】
本発明によるラミネート（積層体）は、特に航空機または宇宙船の胴体用および／または翼のスキンシートを成形するのに適している。本発明はさらに、本発明のラミネート（積層体）から構成された、航空機または宇宙船、胴体および／または翼の全体または一部分からなる。本発明によれば、例えば、航空機の翼用のスキンシートは、好ましくは、外側から内部（outside to inside）へと構成されたラミネート（積層体）で、好ましくは対照的であり、少なくとも１つの厚い金属シートと、次に少なくとも１つの繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層からなり、典型的な実施例では、結着された５〜１０の金属シートと、繊維含有量が少なくとも５０体積％の４〜９の繊維強化ポリマー層とから成るラミネート（積層体）の残余部から形成されている。
【００３４】
しかしながら、ラミネート（積層体）の残余部は、さらに、より少数の層である、例えば、２つの金属シートと中間の繊維強化ポリマー層だけで形成することも可能である。更に、ラミネート（積層体）の残余部を１つだけの厚い金属シートから構成することも可能である。必要であれば、ラミネート（積層体）は、異なる厚い金属で形成することも、また必要に応じて厚みを減少させること、例えば厚みパターンを圧延すること、も可能である。ラミネートの残余部の繊維強化ポリマー層の繊維が実質的に２つの平行に延びた連続する繊維のグループからなり、それぞれのグループは翼の長手方向に対応する中間方向の角度を作るようなスキンシートを備えた本発明にかかる航空機の翼が好ましく提供される。
【００３５】
これは、例えば、強化繊維の少なくともいくつかが、翼の長手方向に対し約４５度の角度を形成する方向に延伸することを可能にするのに有利である。本件出願で述べられている翼の長手方向とは、胴体から翼の先端への方向であると理解されるものである。長手方向は艦首方向に対して角度を形成し、それは翼の位置により変化し、ここでいう艦首方向は、翼の前端から後端への空気の流れの方向に対応している。翼の根元のような翼の“疲労−臨界”領域においては、必要に応じて、本発明によるＧｌａｒｅ（登録商標）のような１または１つ以上の既知のラミネート（積層体）（一般に、ここでは“ｄｏｕｂｌｅｒｓ”参照）、および／または、本発明によるラミネート（積層体）によって強化することが可能である。応力の平均的減少は各部分の厚さ構造によって達成される。
【００３６】
本発明によるスキンシートで特に適したものは、接着層で接続された少なくとも１つの縦補強材によって局部的にさらに補強されており、当業者には“ストリンガー”として参照されている。縦補強材は、好ましくは、繊維で強化されているであろう金属ラミネート（積層体）、更に好ましくは、本発明によるラミネート（積層体）からなる。本発明のラミネートを構成する最も好ましい縦補強材は、実質的に平板シート素材だけから形成された厚い金属シート、または、押出成形された個々の薄肉形を繊維含有量の削減された繊維強化ポリマー層によりお互いに接着接合して得られたものからなる。適切な典型的実施例は、例えば、厚さ約１．５ｍｍの厚いアルミニウムシートからなっている。
【００３７】
本発明によるスキンシートの更に好ましい実施例では、縦補強材が、繊維強化ポリマーを含む接着層によってスキンシートに接着されている。また、特に適しているこのシートは、外部から内部まで少なくとも１つの厚い金属シートから成るラミネート（積層体）から構成され、少なくとも１つの繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層と、ラミネート（積層体）の残余部とからなり、それによって、最外層の厚い金属シートは補強用肋材と一体化したシートからなる。
【００３８】
このようなスキンシートは一般的には対称的には構成されない。補強用肋材と共に提供されるシートは、好ましくは、当業者には“押出成形”と称され、押出成形アルミニウムシートからなる。この押出成形は、実質的に補強部と共に提供される平板シート部分からなり、そのシート部分は、管状体から押出成形されて、それを切開し、直線化し圧延し、必要に応じて、接着のために事前処理することにより得られる。本発明によれば、特に高度の耐性を示す、容易にかつ安価で製造可能なラミネート（積層体）が得られる。
【００３９】
本発明のさらなる特徴は、以下の概要の図から明らかであるが、これに制限されるものではない。
【００４０】
図１は、９層を備えた本発明によるラミネート（本出願の中でラミネートの残余部と記載されたもの）の一部を示す。
【００４１】
図２は、図１によるラミネートの残余部と結合した本発明によるラミネート（積層体）を示す。
【００４２】
図3は、本発明によるラミネート（積層体）の別の実施例の横断面を示す。
【００４３】
図４は、４ｍｍの厚いアルミニウム２０２４−Ｔ３シート、および、本発明にかかる３つの実施例によるラミネート（積層体）が、交互の負荷を受けた時の亀裂成長の進展を示す。
【００４４】
図５ａ〜図５ｃは、本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造を示す、そして
【００４５】
最後に、図６ａ〜図６ｉは、本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す。
【発明を実施するための最良の形態】
【００４６】
図２は、合計１１層を備えた本発明によるラミネート（積層体）１を示す。図の中で示される層の厚さは実際の厚さ比に必ずしも対応していないことを指摘しておく。ラミネート（積層体）１は、両方の外側に適切なアルミニウム合金で作られた２つの厚い金属層２と３とからなる。ラミネート（積層体）１のコアは、両側にある繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層（４，５）によって厚い金属シート２と３の両側に接着された残存ラミネート１０によって成形される。図２では示されていないが、必要であれば、図３で示されている必要な厚さを構成するための２組の厚い金属シート（２ａ，２ｂ）および（３ａ，３ｂ）のように、それぞれの上に複数の厚い金属シート（２，３）を付加することが可能である。
【００４７】
さらに、厚い金属シート（２、３）を交差形式で互いに延伸することも可能であり、それによって、少なくとも部分的に傾斜に沿って重なるように（“スプライシング”と呼ばれる技術）、重複したシートは側端部で傾斜し、また、位置決めされる。複数の厚い金属シート（２ａ、２ｂ）また（３ａ、３ｂ）は、図３の中で示されるように、好ましくは、繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層（４ａ、５ａ）によって相互に結着される。厚い金属シート（２ｂ、３ｂ）とラミネート（積層体）の残余部１０との接合部は、繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層（４ｂ、５ｂ）によって成形される。（４ａ、５ａ）また、（４ｂ、５ｂ）の層は、別に形成することが可能である。
【００４８】
図１は、本発明によるラミネート（積層体）の残余部１０の実施例を示すもので、平らな長方形状のシートからなる。示された典型的な実施例では、残余部ラミネート（積層体）１０は、厚い金属シート（２、３）または、接合層（４、５）を含まないラミネート（積層体）１の一部からなっている。残余部ラミネート（積層体）１０は、例えば２０２４−Ｔ３の様なアルミニウム合金からなり、０．２ｍｍの厚さのある５枚の金属シート１２から構成されている。金属シート１２は、優れた金属用接着剤であるエポキシ樹脂による４つの繊維強化ポリマー層１１によって、しっかり相互結着されている。
【００４９】
繊維強化された接続層１１は、約６０体積％の繊維含有量を有しており、特定のポリマーを含浸させたガラス繊維からなる構成であり、これらにより形成されている。これらの約０．２５ｍｍの厚さの事前含浸されたプリプレグは、互いに平行に１３の方向へ延伸した（一方向）ガラス繊維から形成される。
残余部ラミネート（積層体）１０は、例えば、平面形成により、図１の中で示される順列で特定された層１１および１２を互いに配置することにより生産される。ラミネーション（積層）の後、全体構造はエポキシ樹脂に適した温度で硬化される。多くの実施例には、高ガラス転移温度のエポキシ樹脂が最適である。そのようなエポキシ樹脂は、一般的に約１７５℃の温度で硬化する。
【００５０】
本発明に不可欠ではないが、図１で示される構造体が硬化した後に、構造体の長手方向に、金属シート１２の構造の弾性伸長より大きく、かつ、繊維強化ポリマー１１の破断より小さい伸長を付与することが効果的である。残余部ラミネート（積層体）１０のそのような事前圧力は、例えば、長手方向にある残余部ラミネート（積層体）１０に０．１〜２％の伸びεを課することにより付与することが出来る。繊維強化ポリマー層に使用される繊維により、この伸長の範囲はさらに伸ばす（lie elsewhere）ことが可能である。残余部のラミネート（積層体）10は、圧力下で圧延装置を通して事前圧力をかけることが可能である。
【００５１】
このように、産業規模で利用できる方法が提供される。十分高いレベルで加えられる圧縮力を設定する事によって、面内の残余部のラミネート（積層体）１０の変形は、長手方向に課された伸びεが金属シート１２の金属の塑性限界を超過するサイズであって、繊維強化ポリマー層１１を失敗に導かないように、金属シート１２を永久に変形させる。残余部ラミネート（積層体）１０を長手方向に延伸することによって、具体的には、無負荷状態の各金属シート１２に平均的に存在する圧縮応力と、各繊維強化ポリマー層１１に平均的に存在する引張応力となり、好ましい状態の圧力が形成される。
【００５２】
サブラミネートおよび／またはラミネート（積層体）の、例えば増加した降伏応力の表示を得ることも可能となる。これは疲労特性にも有利に働く。増加した降伏応力は、例えば２０００シリーズのような、銅と亜鉛に基づいた既知のアルミニウム合金と比較して、既に元々増加した降伏応力が表示されているタイプのアルミニウムがラミネート（積層体）として採用された場合に、更に有利になる。
【００５３】
図５（ａ）、５（ｂ）、５（ｃ）は、航空機の翼用のスキンシート３０の３つの実施例を示す。スキンシート３０は中心に付加された残余部ラミネート（積層体）１０を含んだ本発明によるラミネート（積層体）１からなり、少なくとも５０体積％の繊維含有量があるエポキシ樹脂を基礎に、繊維強化ポリマー層によってしっかり相互結着した金属シートから構成される。表わされた３つのスキンシート図３０は、上部（図に従って）において、一体的に補強材３５を装備したシート３２形状の厚い金属シートであり、好ましくは、押出成形されたアルミニウム含有シートからなる。図５（ａ）で示された実施例では、下部は、厚い金属シート３３から形成されている。両方の厚いシート３２および３３は、繊維含有量を削減しており、２つの繊維強化ポリマー層３６によって中心に位置する残余部ラミネート（積層体）１０に接着されている。
【００５４】
図５（ｂ）示される実施例では、スキンシート３０（明らかに翼の外側に面する側に対応する）の下部は、繊維含有量を削減しており、繊維強化ポリマー層３６によって、中央の残余部ラミネート（積層体）１０と同様に相互に接着される多くの厚い金属層３４によって成形されている。図５（ｃ）で示される実施例では、スキンシート３０の下部は、繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層３６によって、互いに交差形式（部分的に重複する）で中断されながら接着される多くの厚い金属層３４によって成形される。しかしながら、互いに対して実質的に厚い金属シートの端部の位置を決めること(いわゆるバッテッドエッジ"butted edges")はさらに有利であり、その結果、位置決めの正確さに関して、それほど厳格でない要件が設定されている。
【００５５】
図６（ａ）〜６（ｉ）は包括的に、航空機の翼用のスキンシート３０の９つの実施例を示す。参照図では、一回だけ図示されている。これらの実施例においてスキンシート３０は、接着層４１によって接着されている多くの縦補強材４０によって補強されている。縦補強材４０はアルミニウムプロファイルから成ることも可能であるが、好ましくは、本発明によるラミネート（積層体）からなり、接着層４１は繊維強化ポリマーを含むものであることが望ましい。
【００５６】
縦補強材４０の具体的な実施例として、前述の補強材は少なくとも１つの厚い金属シートからなり、好ましくは、アルミニウムシート、または、厚い金属シートを残余の縦補強材４０に接着接合するのに使われた繊維含有量を削減した少なくとも１つの繊維強化ポリマー層からなる。残余の補強材は、必要であれば、低い繊維含有量の繊維強化ポリマー層によって互いに接合した複数の厚い金属シートで構成することも可能である；あるいは、例えばＧｌａｒｅ（登録商標）のような既知のラミネート（積層体）；または、厚い金属シートおよび既知のラミネート（積層体）（例えばＧｌａｒｅ（登録商標））の組み合せであってもよい。
【００５７】
また、実質的に平板シート素材から形成される厚い金属シート、または、押出加工による個々の薄壁片を繊維含有量の削減した繊維強化ポリマー層により互いに接着接合させたもので縦補強材を構成することも可能である。スキンシート３０は、更に、中心に付加された残余部ラミネート（積層体）１０を含んだ本発明によるラミネート（積層体）１から成形され、少なくとも５０体積％の繊維含有量があるエポキシ樹脂を基礎とする繊維強化ポリマー層によってしっかり相互に結着した金属シートから構成されている。
図６（ａ）で示されたスキンシート３０は、中心に付加された残余部ラミネート（積層体）１０の両側にある厚い金属シート（４２、４３）からなる。両側の厚いシート（４２、４３）は、繊維含有量を削減した２つの繊維強化ポリマー層４６によって中心に位置する残余部ラミネート（積層体）１０に接合される。
【００５８】
図６（ｂ）、６（ｃ）、６（ｄ）で示される実施例では、スキンシート３０の上部および／または下部は、繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層４６によって中央の残余部ラミネート（積層体）１０および相互にも接着している多くの厚い金属層４４によって成形されている。
図６（ｅ）〜６（ｉ）で包括的に示される実施例では、スキンシート３０の下部は、繊維含有量を削減した繊維強化ポリマー層４６によって、互いに交差形式（場合により部分的に重複）で中断され接続される多くの厚い金属層３４によって成形されている。翼のスキンシートは、一般的に、翼の先端で３ｍｍ〜翼付け根で最大約３０ｍｍの厚さに変形している。
【００５９】
既知のラミネート（積層体）で、そのような厚さを構成するとすれば、唯一５／４の構造（アルミニウムシートを５層とし、その間に繊維強化ポリマーを４層の構成）で、３ｍｍの厚さと仮定すれば、約５０枚のアルミニウムシート、と、繊維強化ポリマーの４９段層で積層体を形成するしかない。数多くの薄いシートを取り扱い、事前処理することとなり、このような多数（特に金属シート）を積層するということは殆ど実行不可能な生産工程となる事が明らかになる。本発明によるラミネートではこの問題を解決している。
【００６０】
本発明による数々のラミネート（積層体）１は、負荷の下で１３の方向へ延伸する疲労耐久試験にかけられた。図４では、本発明によるラミネート（積層体）１の疲労特性が示され、そして、タイプ２０２４−Ｔ３の４ｍｍの厚いアルミニウムシートの疲労特性と比較されている。目的の達成のため、ラミネート（積層体）の２００×５００ｍｍの試験片は、１００のＭＰａの正弦波的な伸長平均負荷、および、１０Ｈｚの周波数を備えた引張応力にさらされた。試験片には、２ａ＝１０ｍｍの長さを備える張力の方向と直角方向に（横断方向に）鋭い初期亀裂が事前に与えられた。図４では、亀裂長の半分が垂直軸に沿って拡大した。フライト総数５０回でシミュレートされた翼面荷重は水平軸に沿って拡大した。
【００６１】
ラインＩは、タイプ２０２４−Ｔ３の４ｍｍの厚いアルミニウムシートの亀裂成長に対応する。
【００６２】
ラインIIは、接着接合された、ＦＭ９４接着膜（繊維なし）を使用して、第２オートクレーブ・サイクルにおいて、２つの４ｍｍの厚いアルミニウム２０２４−Ｔ３シート間に接着接合された、Ｇｌａｒｅ（登録商標）繊維金属ラミネート（積層体）で作られた中央に残余部ラミネート（積層体）があるラミネート（積層体）の亀裂成長に対応している。粘着膜は、オートクレーブ・サイクルにおいて粘着膜の厚さを維持するキャリアを備えている。中央の残余部のラミネート（積層体）は、伸び率０．５体積％で事前延伸された、Ｇｌａｒｅ（登録商標）１−５／４−０．４ラミネート（積層体）（５つの０．４ｍｍの厚いアルミニウム層に基づく）からなる。ＦＭ９４接着剤に基づいた標準のＳ２ガラス・プリプレグがこのＧｌａｒｅ（登録商標）繊維金属ラミネート（積層体）で使用されている。プリプレグの繊維含有量は６０体積％である。
【００６３】
ラインIIIは、中央の残余部のラミネート（積層体）が、中央のラミネート（積層体）に適用されるのと同じＳ２ガラス・プリプレグを使用して最外部の４ｍｍの厚いアルミニウム２０２４−Ｔ３層に接着接合されることにより、ラインIIラミネート（積層体）と同じ方法で構成されたラミネート（積層体）１の亀裂成長に対応している。
【００６４】
最後に、ラインIVは本発明によるラミネート（積層体）に対応するものである。このラミネート（積層体）は、Ｓ２ガラス繊維、および、ＦＭ９４エポキシに基づいたプリプレグ、ＦＭ９４粘着膜との組合せを、第２オートクレーブ・サイクルにおいて４ｍｍの厚いアルミニウムシートと中央の繊維金属ラミネート（積層体）との間を接着するために用いることにより、ラインIIIと対応するラミネート（積層体）と同様の方法で構成されている。結局、この接着層は減少した繊維含有量を示した。
【００６５】
図４に示すように、本発明によるラミネート（積層体）１（ラインＩＶ）は、先行技術によるアルミニウムラミネート（積層体）（ラインI）、または、他のラミネート（積層体）（ラインIIおよびIII）が、特定の負荷にさらされた時と比較して、亀裂の成長が低減していることが明確に表れている。
【００６６】
本発明の明細書と請求項で述べられている弾性係数、伸張強度および繊維が断裂する伸長は、繊維の長手方向における引張荷重の下での値であり、完成したラミネート（積層体）の大きさでて決定されると理解される。
【００６７】
本発明の範囲内で、様々な変化を加えることが可能である。本発明にかかるラミネート（積層体）と同じ厚さの金属シートが第１に掛けられたが、場合によっては対称的な積層の中の全く同一のラミネート（積層体）に２つ以上の異なる厚さを備える金属シートを適用することが原則としては可能である。一般的に、残余部のラミネート（積層体）中の連続した２つの金属シート間のポリマー層の厚さが、金属シートの各々の厚さと近似している（order of approximation＝近似値）。必要であれば、ラミネート（積層体）は更に、漸減厚層のみならず漸減深層も実証することが可能である。
【特許文献１】特開２００３−３１２５９０
【図面の簡単な説明】
【００６８】
【図１】９層を備えた本発明によるラミネート（本出願の中でラミネートの残余部と記載されたもの）の一部を示す図
【図２】図１によるラミネートの残余部と結合した本発明によるラミネート（積層体）を示す図
【図３】本発明によるラミネート（積層体）の別の実施例の横断面図
【図４】４ｍｍの厚いアルミニウム２０２４−Ｔ３シート、および、本発明にかかる３つの実施例によるラミネート（積層体）が、交互の負荷を受けた時の亀裂成長の進展を示す図
【図５ａ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造を示す図
【図５ｂ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造を示す図
【図５ｃ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造を示す図
【図６ａ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｂ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｃ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｄ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｅ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｆ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｇ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｈ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図６ｉ】本発明によるラミネート（積層体）を使用した、航空機翼用のスキンシートの構造のいくつかの実施例を示す図
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５ａ】
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【図５ｂ】
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【図５ｃ】
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【図６ａ】
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【図６ｂ】
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【図６ｃ】
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【図６ｄ】
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【図６ｅ】
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【図６ｆ】
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【図６ｇ】
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【図６ｈ】
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【図６ｉ】
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【国際調査報告】
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2009539657.tif 000019