(57)【要約】  少なくとも１つの機械加工された面を有する、構造的応用のための複合部品が得られるように、機械加工することができる複合材料である。複合材料は、繊維及び樹脂母材を含有する繊維状構造を含む。繊維状構造は、少なくとも１つの面を有する。不連続繊維複合材料の機械加工可能な層が、繊維状構造の１つ又は複数の面上に位置付けられる。１つ又は複数の機械加工可能な層の一部は、繊維状構造内に貫入することなく所望の最終的な機械加工された寸法を有する複合部品が得られるように除去される。
2013540608.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの機械加工された面を有する機械加工された複合部品が提供されるように、機械加工することができる複合材料であって：
繊維及び樹脂母材を含み、少なくとも１つの面を有する繊維状構造と；
前記繊維状構造の前記面上に位置付けられ、無作為に配向された短繊維及び樹脂母材を含んだ不連続繊維複合体を含む機械加工可能な層であり、前記機械加工可能な層の機械加工によって、前記繊維状構造内に貫入することなく前記機械加工された面を提供することが可能になるよう十分厚い機械加工可能な層と
を含む、複合材料。
【請求項２】
前記繊維状構造が一方向繊維を含む、請求項１に記載の複合材料。
【請求項３】
前記繊維状構造が少なくとも２つの面を有し、前記２つの面はある距離だけ離れており、前記機械加工可能な層は、予備機械加工された寸法を得るために前記寸法が増大し又は削減されるよう前記２つの面の少なくとも１つの上に位置付けられ、前記機械加工可能な層は、前記寸法と前記予備機械加工された寸法との間の差が前記寸法と前記機械加工された寸法との間の差よりも大きくなるよう十分厚いものである、少なくとも１つの機械加工された寸法を有する複合部品が提供されるように機械加工することができる、請求項１に記載の複合材料。
【請求項４】
前記予備機械加工された寸法を前記機械加工された寸法に増大させ又は削減するために、十分な量の前記層を除去するように機械加工された、請求項１に記載の複合材料を含む機械加工された複合部品。
【請求項５】
前記機械加工可能な層が、前記２つの面のそれぞれの上に位置づけられ、前記２つの面はそれらの間に前記寸法を有する、請求項３に記載の複合材料。
【請求項６】
前記予備機械加工された寸法を前記機械加工された寸法に増大させ又は削減するために、十分な量の前記層を除去するように機械加工された、請求項５に記載の複合材料を含む機械加工された複合部品。
【請求項７】
前記無作為に配向された短繊維が、一方向繊維テープの無作為に配向されたセグメントの形をとる、請求項１に記載の複合部品。
【請求項８】
少なくとも１つの機械加工された面を有する複合部品が提供されるように機械加工することができる、複合材料を作製するための方法であって：
繊維及び未硬化樹脂母材を含み、少なくとも１つの面を有する繊維状構造を提供するステップと；
前記繊維状構造の前記面の１つ又は複数の上に位置付けられた機械加工可能な層であり、無作為に配向した短繊維及び未硬化樹脂母材を含んだ不連続繊維複合体を含み、前記機械加工可能な層の機械加工によって前記繊維状構造に貫入することなく前記機械加工された面を提供することが可能になるよう十分に厚い、機械加工可能な層を提供するステップと；
前記繊維状構造中の前記未硬化樹脂母材、及び前記機械加工可能な層を硬化するステップと
を含む方法。
【請求項９】
前記繊維状構造が一方向繊維を含む、請求項８に記載の複合材料を作製するための方法。
【請求項１０】
前記無作為に配向した短繊維が、一方向繊維テープの無作為に配向したセグメントの形をとる、請求項８に記載の複合材料を作製するための方法。
【請求項１１】
請求項３に記載の複合材料を提供するステップと；
前記繊維構造内に貫入することなく前記機械加工された面を得るのに十分な量の前記機械加工可能な層を除去するために、前記機械加工可能な層を機械加工するステップと
を含む、複合部品を作製するための方法。
【請求項１２】
少なくとも１つの機械加工された寸法を有する複合部品を得るために前記複合材料が機械加工され、前記繊維状構造がある寸法だけ離れた少なくとも２つの面を有し、前記機械加工可能な層は、予備機械加工された寸法を得るために前記寸法が増大し又は削減されるように前記２つの面の少なくとも１つの上に位置付けられ、前記機械加工可能な層は、前記寸法と前記予備機械加工された寸法との間の差が前記寸法と前記機械加工された寸法との間の差よりも大きくなるよう十分に厚いものである、請求項１１に記載の複合部品を作製するための方法。
【請求項１３】
繊維及び硬化した樹脂母材を含んだ繊維状構造を含み、前記繊維状構造は、少なくとも１つの面及び前記面上に位置付けられた層を有し、前記層は、無作為に配向した短繊維及び硬化した樹脂母材を含んだ不連続繊維複合体を含み、前記層は、機械加工された面が得られるように機械加工されている、第１の部品と；
前記第１の部品に取着され、前記第１の部品上の前記機械加工された面に対して嵌合する少なくとも１つの面を含む、第２の部品と
を含む、組立体。
【請求項１４】
前記第１の部品及び第２の部品が締め具により一緒に取着されている、請求項１３に記載の組立体。
【請求項１５】
前記第１の部品が、第２の面と、前記第２の面上に位置付けられた第２の層とを含み、前記第２の層が、無作為に配向した短繊維と硬化した樹脂母材とを含む不連続繊維複合体を含み、前記第２の層は、第２の機械加工された面が得られるように機械加工されており、前記第２の部品は、前記第１の部品上の前記第２の機械加工された面に対して嵌合する第２の面を含む、請求項１３に記載の組立体。
【請求項１６】
前記第１及び第２の面が、前記第１の部品が位置付けられる開口を画定するように前記第２の部品上に位置付けられ、それによって、前記第２の部品の前記第１の面に対する前記第１の機械加工された面の前記嵌合がもたらされ、前記第２の部品の前記第２の面に対する前記第２の機械加工された面の前記嵌合がもたらされる、請求項１５に記載の組立体。
【請求項１７】
前記第１及び第２の機械加工された面が、前記第２の部品が位置付けられる開口を画定するように前記第１の部品上に位置付けられ、それによって、前記第２の部品の前記第１の面に対する前記第１の機械加工された面の前記嵌合がもたらされ、前記第２の部品の前記第２の面に対する前記第２の機械加工された面の前記嵌合がもたらされる、請求項１５に記載の組立体。
【請求項１８】
前記第１の部品及び第２の部品が締め具で一緒に取着される、請求項１５に記載の組立体。
【請求項１９】
請求項１３に記載の組立体を含む航空機。
【請求項２０】
請求項１５に記載の組立体を含む航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広い意味で、成型された複合材料に関する。より詳細には本発明は、構造的応用に適切な、且つ部品の精密な組立て又はその他の利益が得られるよう正確に機械加工することができる、成型された複合材料を対象とする。
【背景技術】
【０００２】
複合材料は、典型的には、繊維と樹脂母材とを２種の主要な構成要素として含む。複合材料は典型的には、かなり高い、強度と重量との比を有する。その結果、複合材料は、高強度で比較的軽量の複合部品が特に重要な航空宇宙分野など、厳しい環境で使用されている。
【０００３】
熱硬化性又は熱可塑性複合材料の圧縮成型は、主な構造を一緒に接続する部品を生産するのに、しばしば使用される。例えば成型された複合材料は、航空機の主要な構造部品を一緒に接続する、継手、ガセット、クリップ、クリート、及びインターコスタルとして使用されてきた。成型された複合継手は、一緒に接続されている胴体部品、翼スキン、枠、補強材、及び桁などの様々な構造と、精密に嵌合しなければならない。
【０００４】
これまで、航空機構造を一緒に接続するのに金属部品が使用されてきた。金属継手を使用する利点は、この継手を、嵌合部品の幾何形状に精密に嵌合するように、並びに適正な組立体に必要な公差を満足させるように、機械加工できることである。多くの場合、同じ構造組立体が何回も繰り返され、しかしそれぞれの場合に独自の幾何形状を有するが、それは翼と胴体の空気力学的形状が理由である。胴体及び翼の断面は一定ではない。例えば翼は、翼付け根（胴体付近）から翼端まで先細りになっている。胴体断面は、航空機の先端から尾部に向かって縮小している。胴体及び翼のスキン補強構造は、規則的に間隔を空けた配された円周状の枠と規則的に間隔を空けて配された長手方向ストリンガとの組立体で作製される。枠及びストリンガをスキンと結び付けるのに使用される継手の幾何形状は、翼又は胴体のスキンの一定ではない断面によって、ある場所から隣の場所まで僅かに変化する。所与の場所でのそれぞれ特定の継手ごとに異なる金型を作製することは、費用のかかる提案である。部品の幾何形状に必要なバリエーションを有するいくつかの異なる部品が得られるように、後で機械加工できる単一部品を成型することが望ましいと考えられる。金型ごとに単一の部品の幾何形状を生成することに限定される現行のやり方ではなく、１つの枠の場所から隣の場所までの胴体スキンの幾何形状の僅かな変化に順応するように、単一の金型を、幾何形状が僅かに異なる多数の部品を生産するのに使用することができる。
【０００５】
機械加工された金属部品で得ることができる公差にぴたりと合うような公差を有する、成型された複合部品を生産することは、非常に難しい。さらに、成型された複合部品は、組立プロセスの変動により生じる寸法の変化に適合するように、作り直すことができない。その結果、成型された複合部品を、構造を一緒に接続するのに使用する場合に生じ得る、寸法の不整合を補正するために、シムが典型的には使用される。
【０００６】
構造的な損傷をもたらすことなく複合部品を機械加工することは、難しい。繊維は崩壊する傾向があり、層間剥離が生じる可能性があり、部品の強度を大幅に低減させる。一方向（ＵＤ）繊維を含有する複合部品は、一般に、多くの構造部品で使用される。ＵＤ繊維を含有する構造部品は、部品の強度に悪影響を与えることなく機械加工することが特に難しい。したがって、そのような構造複合部品の機械加工は避けられてきた。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第７，９６８，１７９  Ｂ２号明細書
【特許文献２】米国特許第７，７５４，３２２  Ｂ２号明細書
【特許文献３】米国特許出願第１２／７６４，６３６号明細書
【特許文献４】米国特許出願第１２／５６１，４９２号明細書
【特許文献５】米国特許出願第１１／４７６，９６５号明細書
【特許文献６】米国特許第７，５１０，３９０号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
構造的応用に使用することができ、且つ精密な初期寸法に製造することができる、複合部品を提供することが望ましいと考えられる。さらに構造複合部品の寸法は、シムを入れる必要なしに適正に部品を嵌合させるのを確実にするために、必要に応じて後の変化に適応すべきである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明によれば、精密な寸法を有する複合部品を生産するために、金属と同じ手法で機械加工できる複合材料が提供される。複合材料は、精密な表面寸法を有する複合部品を提供するために、初期製作プロセスの一部として機械加工することができる。複合部品は、組立プロセス中に生じる可能性があり又は部品の寸法に影響を与え得る時代遅れの設計の変更のために必要である可能性がある、寸法の変動に適合するように、さらに機械加工することもできる。
【００１０】
本発明による複合材料は、少なくとも１つの機械加工された面を有する複合部品を得るために機械加工されるよう設計される。複合材料は、繊維及び樹脂母材で作製された繊維状構造から構成される。本発明の特徴として、機械加工可能な層が、繊維状構造の面の少なくとも１つに位置付けられる。機械加工可能な層は、無作為で不連続な繊維複合体から構成される。機械加工可能な層の一部は、所望の最終的な機械加工された面を有する複合部品が得られるように、除去される。機械加工可能な層は、繊維状構造内に貫入することなく機械加工を実現させるため、十分厚く作製される。これは、部品の構造的完全性が、機械加工プロセス中に確実に損なわれないようにする。
【００１１】
本発明の別の特徴として、複合材料は、少なくとも１つの機械加工された寸法を有する複合部品が得られるように、機械加工される。これらの状況において、繊維状構造は、ある距離又は寸法だけ離れた少なくとも２つの面を有する。機械加工可能な層は、繊維状構造の初期寸法を増加又は減少させることにより予備機械加工された寸法が得られるように、２つの面の少なくとも一方に位置付けられる。（１つ又は複数の）機械加工可能な層は、繊維状支持面の寸法と予備機械加工された寸法との間の差が、繊維状支持面の寸法と所望の機械加工された寸法との間の差よりも大きくなるように、十分厚く作製される。さらに、繊維状支持面の寸法と機械加工された寸法との間の差は、ゼロよりも大きい。このため繊維状支持体には、複合部品を形成するのに複合材料の機械加工中に確実に貫入がなされないようになる。
【００１２】
本発明による繊維状構造と機械加工可能な層との組合せは、複合材料の、強度と重量との有益な高い比を有する構造部品を提供し、それと同時にこの部品は、金属部品と同じ手法で精密な寸法に機械加工できるようになる。これらの有益な特徴は、部品を、航空機の一次構造及びその他の構造的応用で使用するのに十分適したものにする。機械加工可能な層は、得られる部品の強度に悪影響を及ぼすことなく、繊維状構造の面上に形成し機械加工できることが発見された。
【００１３】
本発明による構造部品は、材料の性質が、構造部品に関する構造要件を満足させるのに十分であることを条件に、同じ材料から構成された繊維状構造及び機械加工可能な層を含んでいてもよい。
【００１４】
本発明は、少なくとも１つの機械加工された面及び／又は機械加工された寸法を有する複合部品を提供するために、成型し次いで機械加工することができる、未硬化複合材料を作製するための方法も対象とする。本発明は、未硬化複合材料を硬化するための方法も包含する。さらに本発明は、部品をその他の構造に適正に嵌合するのに複合部品の機械加工が必要と考えられる場合、硬化した複合材料を、部品の初期製作中及び組立プロセス中の両方で機械加工するための方法を包含する。ある範囲の幾何形状を有する一群の機械加工された部品を、同じ幾何形状を有する一群の成型された部品から作製するための方法も、本発明により包含される。
【００１５】
本発明の上述の及び多くのその他の特徴及び付随する利点は、添付図面と併せて解釈するときに以下の詳細な記述を参照することによって、より良く理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】複合部品を形成するために２面が機械加工された、本発明による複合材料を示す図である。機械加工された複合部品は、航空機の一次構造の整合開口に挿入される前の状態が示されている。
【図２】２−２平面で得られた、図１に示される機械加工された複合部品の断面図である。
【図３】本発明により機械加工することができる１面を有する、例示的なクリップ継手の斜視図である。
【図４】本発明による例示的な複合材料を示す、単純化した側断面図であって、繊維状構造の面同士の間の寸法を、機械加工された寸法よりも大きい予備機械加工された寸法に増大させる、機械加工可能な層が存在する状態を示す図である。
【図５】本発明により機械加工された複合部品が使用されてもよい航空機の構造領域を示す、単純化した図である。
【図６】本発明による例示的な複合材料を示す、単純化された側断面図であって、繊維状構造の面同士の間の寸法を、機械加工された寸法未満の予備機械加工された寸法に減少させる、機械加工可能な層が存在する状態を示す図である。
【図７】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機のガセットの斜視図である。
【図８】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機のクリートの斜視図である。
【図９】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機のシヤー・タイの斜視図である。
【図１０】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機のブラケットの斜視図である。
【図１１】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機のインターコスタルの斜視図である。
【図１２】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機の連結子又は突起の斜視図である。
【図１３】本発明により成型され機械加工された、例示的な航空機の継手の斜視図である。
【図１４】繊維状構造及び機械加工可能な層が同じ材料から作製されている、本発明により機械加工する前の例示的な角部の部分斜視図である。
【図１５】繊維状構造及び機械加工可能な層が同じ材料から作製されている、本発明により機械加工した後の例示的な角部の部分斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
本発明による機械加工可能な複合材料は、任意の意図される目的で使用されてもよい。しかしこの複合材料は、好ましくは航空宇宙用車両に使用され、特に好ましくは民間航空機及び軍用機に使用される。例えば機械加工可能な複合材料は、非一次（二次）航空機構造を作製するのに使用されてもよい。しかし、機械加工可能な複合材料の好ましい用途は、一次航空機構造を一緒に接続するなどの構造的応用である。一次航空機構造又は部品は、飛行中に著しい応力を受け且つ航空機を制御された飛行で維持するのに不可欠な、固定翼又は回転翼航空機のいずれかの要素である。機械加工可能な複合材料は、一般に耐荷重部品及び構造を作製するためにその他の構造的応用で使用されてもよい。
【００１８】
図５は、構造のいずれかの部分として又は接続要素として本発明による機械加工可能な複合材料を含んでいてもよい、いくつかの例示的な一次航空機構造及び部品を含む固定翼航空機を１０で示す。例示的な一次部品又は構造には、翼１２、胴体１４、及び尾部組立体１６が含まれる。翼１２は、補助翼１８、前縁２０、翼スラット２２、スポイラ２４、後縁２６、及び後縁フラップ２８などのいくつかの例示的な一次航空機部品を含む。尾部組立体１６は、ラダー３０、フィン３２、水平安定板３４、昇降舵３６、及び尾部３８などの、いくつかの例示的な一次部品も含む。機械加工可能な複合材料は、これら構造の全て又は一部、並びに翼桁などのその他の例示的な一次航空機構造を形成するのに使用されてもよい。機械加工可能な複合材料は、一次航空機構造を形成するために一次部品を一緒に接続する、様々なフランジ、クリップ、クリート、ガセット、シヤー・タイ、ブラケット、インターコスタル、連結子、突起、継手、及びその他の継手の作製に使用されることが特に好ましい。
【００１９】
好ましい例示的な機械加工可能な複合材料を、図４の４０で示す。複合材料４０は、繊維及び樹脂母材から構成される繊維状構造４２を含む。繊維状構造４２は、面４４と４６との間に寸法Ｄを有する面４４と４６を有する。複合材料４０は、寸法Ｄよりも大きい機械加工された寸法ＤＭを有する複合部品が得られるよう機械加工するために、適応させ又は設計される。機械加工可能な層４８及び層５０が、繊維状構造の両面に提供される。機械加工可能な層４８及び層５０は、準等方性の細断されたプリプレグから構成される。機械加工可能な層４８及び層５０は、厚さｔ１及びｔ２をそれぞれ有する。２つの機械加工可能な層４８及び層５０は、寸法Ｄを増大させて、意図される機械加工された寸法ＤＭよりも大きい予備機械加工された寸法ＤＰＭにする。機械加工可能な層４８及び層５０の一方又は両方は、ＤＰＭを所望のＤＭに減少させるよう十分な材料を除去するために機械加工される。本発明の特徴として、２つの機械加工可能な層は、所望のＤＭを実現するための複合材料の機械加工が繊維状構造４２への貫入なしに実現されるように、十分に厚い。
【００２０】
（１つ又は複数の）機械加工可能な層がどの程度厚いかを決定するに際し、複合材料及び複合部品に関して様々な寸法Ｄ、寸法ＤＭ、及び寸法ＤＰＭの値がいくつになるか確立することが必要である。繊維状構造が機械加工中に貫入されないことを保証するために、機械加工される（１つ又は複数の）面上のＤとＤＭとの間の差はゼロではないこと、及び機械加工される（１つ又は複数の）面上のＤとＤＰＭとの間の差はＤとＤＭとの間の差よりも大きいことが必要である。ＤとＤＭとの間の差は、機械加工が終了した後の（１つ又は複数の）機械加工可能な層の厚さに等しく（ＭＬＴＭ）、ＤとＤＰＭとの間の差は、機械加工前の（１つ又は複数の）機械加工可能な層の厚さに等しい（ＭＬＴＰＭ）。ＭＬＴＰＭは、図４のｔ１＋ｔ２に等しい。
【００２１】
ほとんどの構造的応用では、ＤとＤＰＭとの間の差は、ＤとＤＭとの間の差よりも０．０５から４０ミリメートル大きくあるべきである。航空機の一次構造への応用では、ＤとＤＰＭとの間の差は、ＤとＤＭとの間の差よりも０．１から２０ミリメートル大きいことが好ましい。ＭＬＴＰＭとＭＬＴＭとの比は、１：１から５０：１の範囲にあるべきである。好ましくは、ＭＬＴＰＭとＭＬＴＭとの比は、２：１から２０：１を形成することになる。さらにＤとＤＭとの間の差は、繊維状層が貫入されないこと、及び十分な量の機械加工可能な層（ＭＬＴＭ）が残されて、機械加工された面及び繊維状構造が層間剥離せず又はその他の方法でそれらの構造的完全性を失わないことを保証するために、少なくとも０．１ｍｍ（１面当たり０．０５ｍｍ）であるべきである。ＭＬＴＭは、特定の部品が供される可能性のある機械加工の量及び程度に応じて、０．１ｍｍ（１面当たり０．５ｍｍ）から４０ｍｍ（１面当たり２０ｍｍ）に及んでもよい。
【００２２】
図４の複合材料４０は、繊維状構造の両面が、機械加工可能な層で覆われている状態が示される。これは、機械加工された寸法ＤＭを有する複合部品が得られるように複合材料が機械加工される場合、好ましい実施例である。ある場合には、複合部品の寸法は重要でなくてもよく、複合材料の１つの面上に精密に機械加工された面が得られることが依然として望まれ又は必要である可能性がある。例えば複合材料の面は、複合部品の面を、対応する部品の面に精密に整合させなければならない場合、機械加工が必要である可能性がある。機械加工された面は平らであってもよく、又は様々な面の凹凸を有していてもよい。これらの状況において、機械加工される面のみが、機械加工可能な層で覆われることが好ましい。機械加工可能な層は、所望の最終的な面の構成がわかっている場合、初期製作中に機械加工することができる。さらに機械加工可能な層は、組立プロセスの一部として機械加工されてもよく、組立プロセスにおいて面が機械加工されて、組立まで精密に確立されない整合部品の面構成に整合するようになる。
【００２３】
複合材料が機械加工されて、機械加工された面のみを有し、機械加工された寸法を持たない複合部品が得られる場合には、機械加工可能な層は、機械加工の前及び後の両方で、機械加工可能な層の厚さに関してある要件も満たさなければならない。機械加工可能な層は、下に在る繊維状支持体に貫入することなく面構成全体を機械加工可能な層に機械加工することができるように、十分厚いものであるべきである。機械加工可能な層の厚さは、機械加工性及び構造強度の所望の利益をもたらすために、１ｍｍから２０ｍｍの範囲で保たれるべきである。したがって機械加工の深さは、この範囲内に限定されることになる。機械加工可能な層の全体は、下に在る繊維状支持体への貫入がないことを条件に、望みに応じて所々で除去されていてもよい。繊維状支持体への不注意による貫入を避けるために、機械加工後に残される機械加工可能な層の最小限の厚さは、好ましくは少なくとも０．０５ｍｍであるべきであり、好ましくは少なくとも０．１ｍｍであるべきである。
【００２４】
代替の好ましい例示的な、機械加工可能な複合材料を、図６の５２で示す。複合材料４０は、繊維及び樹脂母材から構成された繊維状構造５４を含む。繊維状構造５４は、面５６、面５８、及び面６０を有する。面５６及び面５８は、それの間に寸法Ｄを有する。複合材料５２は、寸法Ｄ未満の機械加工された寸法ＤＭを有する複合部品が提供されるように、機械加工されるよう適応させ又は設計される。機械加工可能な層６２、層６４、及び層６６は、繊維状構造の３つの面全ての上に設けられる。機械加工可能な層は、無作為な不連続の繊維複合体から構成される。機械加工可能な層６２及び層６６は、それぞれ厚さｔ１及びｔ２を有する。２つの機械加工可能な層６２及び層６６は、寸法Ｄを、意図される機械加工された寸法ＤＭ未満である予備機械加工された寸法ＤＰＭまで減少させる。機械加工可能な層６２及び層６６の一方又は両方は、ＤＰＭを所望のＤＭに増加させるのに十分な材料が除去されるように、機械加工される。２つの機械加工可能な層の厚さは、上記と同じ指針に従い決定される。層は、所望のＤＭを実現するための複合材料の機械加工が繊維状構造５４への貫入なしに実現されるように、十分厚い。
【００２５】
機械加工可能な層６４は、開口６８に合わせて精密な深さが得られるように、又は精密な面構成が必要な場合には、層６２及び層６６と同時に機械加工されてもよい。或いは機械加工可能な層６４は、組立プロセスの変動に順応させるため、後で機械加工してもよい。例えば開口６８の深さは、組立プロセスの一部として開口６８内に挿入される対応部品に整合させるため、増大させ又は別の方法で機械加工する必要がある可能性がある。組立プロセスの一部として機械加工した場合、機械加工可能な層６４は、繊維状構造５４内に貫入することなく開口６８の深さの予測される変動に対して層の機械加工を合わせるため、十分厚くなければならない。
【００２６】
例示的な複合部品を、図１及び図２に７０で示す。複合部品７０は、整合構造部品７６の開口７４に精密に嵌合するよう機械加工された状態の、機械加工された端部７２を含む。穴７８及び穴８０が、部品７２及び部品７６にそれぞれ成型及び／又は機械加工されて、部品を一緒に接続するためのボルト又はその他の締め具を挿入させるようにしている。機械加工された端部７２は、整合高さ寸法ＤＯを有する開口７４内に嵌合するよう精密に寸法決めされた、機械加工された寸法ＤＭが得られるように機械加工されている。機械加工された端部７２は、開口７４の深さＴＯに整合する距離ＴＭだけ先端から奥へと機械加工されている。機械加工された端部７２は、開口７４の幅ＷＯに整合する幅ＷＭも有する。
【００２７】
図２に示されるように、複合部品は、一方向（ＵＤ）繊維及び樹脂母材から構成される繊維状構造８２を含む。ＵＤ繊維は、多くの構造的応用に使用されることが一般に好ましい。繊維状構造８２は、寸法Ｄだけ離れている２つの面８４及び面８６を有する。機械加工可能な層８８及び層９０が、それぞれ面８４及び面８６上に設けられ、これらは繊維状構造８２のＵＤ繊維の方向に平行に走っている。機械加工可能な面９２が複合部品の端部に設けられる。機械加工可能な面９２は、ＵＤ繊維の方向に垂直に走り、組立プロセス中に機械加工されて、ＴＯの変動に整合してＴＭの精密な変更が行われるように、且つ組立プロセス中に穴７８及び穴８０の適正な位置合わせが確実になされるように、設計されている。複合部品７０は、精密な寸法ＤＭを得るために製造プロセス中に機械加工され、且つ製造後に生じ得る寸法及び位置合わせの変動に適合させるため後で寸法ＴＭを変化させるよう機械加工可能でもある、複合部品の一例である。
【００２８】
例示的な部品７０は、本発明が構造的応用で使用される複合材料の機械加工を提供する、多様性の程度を実証する。材料を製造中及び製造後に機械加工できるだけではなく、ＵＤ繊維に平行でありまた垂直な、両方の複合材料の面も機械加工することができる。複合部品７０が挿入される開口７４は、単一構造部品７６の精密開口として示されている。開口７４は、複合部品７０に接続されている２つの構造部品によって画定できることも理解されよう。その結果、開口７４の寸法ＤＯは、組立操作中に変化する可能性がある。そのような状況において、機械加工可能な層８８及び層９０の機械加工は、開口７４の精密なサイズが確立されるまで遅らせることが考えられる。精密なサイズ又は精密な寸法は、本明細書で使用される場合、少なくとも±０．５ｍｍ、好ましくは±０．２５ｍｍの正確さであるサイズ又は寸法を意味する。
【００２９】
図１、図２、図４、及び図６に示される例示的な複合材料及び機械加工された複合部品は、本発明の様々な態様を実証するために、単純化されたかなり一般的な形で示されている。図３では、航空機の一次構造部品を一緒に接続するのに使用される例示的な複合航空機クリップが、９４で示されている。クリップ９４は、穴９８を介して第１の一次航空機構造（図示せず）に接続するよう設計されたフランジ９６を含む。クリップ９４はさらに、第２の一次航空機構造（図示せず）に接続するよう設計されたフランジ１００を含む。フランジ１００は、本発明による機械加工可能な面１０２及び面１０４を含む。機械加工可能な面１０２及び面１０４は、クリップ本体を形成する繊維状構造と共に成型される。フランジ１００は、図４で表される断面を有する。
【００３０】
フランジ１００に関する様々な断面寸法Ｄ、寸法ＤＰＭ、及び寸法ＤＭは、上述の指針に従って決定される。クリップ９４のような構造クリップ継手の場合、Ｄは２ｍｍから５０ｍｍであり、ＤＰＭは４ｍｍから７０ｍｍであり、但しｔ１及びｔ２がほぼ等しいことが好ましい。繊維状構造は、好ましくはＵＤ繊維及び樹脂母材から作製され、このＵＤ繊維は、最大限の構造接続強度を得るために、当技術分野で知られるようにフランジ９４内に指向的に配列される。フランジ９６を、第１の構造部品にボルトで締め、リベットで留め、又はその他の方法で固定する。次いで第２の構造部品へのクリップ９４の精密な嵌合が必要とされる、適切なＤＭを決定する。次いで機械加工可能な層１０２及び／又は層１０４の一方又は両方を、ＤＰＭからＤＭに減少するように機械加工する。好ましい実施例では、Ｄは３．５から５．０ｍｍになり、ＤＰＭは４．５から７．０ｍｍになりｔ１及びｔ２は等しい。
【００３１】
クリップ９４の一般的な用途は、航空機の構造枠、ストリンガ、又はリブを、胴体又は翼のスキンに様々な位置で接続することである。胴体スキンの変化する輪郭は、種々のクリップの位置で、ストリンガとスキンとの間の間隔にばらつきをもたらす。したがって、フランジ１００が、ある範囲の面プロファイル又は厚さを有するクリップ９４を、提供する必要がある。本発明による（１つ又は複数の）機械加工可能な層の使用は、同じフランジ幾何形状（ＤＰＭ）を有する一群のクリップ９４を成型し、次いでフランジを機械加工して様々な量の機械加工可能な層を除去することにより、（１つ又は複数の）機械加工可能な層の厚さによってのみ限定される範囲全体を通して変化させることのできるフランジ幾何形状（ＤＭ）を有する、一群のクリップを提供することを可能にする。このタイプの組み合わされた成型機械加工操作は、構造ストリンガを胴体スキンに接続するときに必要とされる様々なフランジ幾何形状（ＤＭ）を作製するのに必要な、種々の金型の数を大幅に削減する。さらにクリップは、胴体スキンとストリンガとの精密な嵌合をもたらすために、必要に応じて、取付け中にさらに機械加工することができる。
【００３２】
機械加工可能な層が位置付けられる繊維状構造は、構造的応用に典型的に使用される繊維状構造のいずれか、特に、航空機の一次構造を一緒に接続するのに使用される継手であってもよい。繊維状構造は、繊維及び樹脂母材を含有する。繊維は、構造的応用に適した任意の材料から作製されてもよい。ガラス繊維、炭素繊維、又はアラミド（芳香族ポリアミド）繊維などの繊維が適している。繊維は、好ましくは炭素繊維である。
【００３３】
繊維は、亀裂の入った（けん切された）若しくは選択的に不連続の繊維、又は連続繊維であってもよい。繊維は、織られており、捲縮されておらず、不織であり、又は一方向であってもよい。織られた形の繊維は、平織、繻子織、又は綾織のスタイルから選択されてもよい。そのようなスタイル及び形は、複合体強化の分野で周知であり、いくつかの会社から市販されている。繊維は、数百本のフィラメントから１２，０００本又はそれ以上のフィラメントを含有していてもよい。好ましい繊維配向は一方向（ＵＤ）であり、一方向に向いた連続繊維で作製されたテープとして典型的には供給される。
【００３４】
樹脂母材は、典型的には構造的応用で使用される熱硬化性及び／又は熱可塑性樹脂のいずれかから構成されてもよい。好ましくは、未硬化樹脂母材の量は、複合材料の２５から４０重量％の間になる。樹脂母材は、構造複合材料に使用されるエポキシ樹脂、ビスマレイミド樹脂、ポリイミド樹脂、ポリエステル樹脂、ビニルエステル樹脂、シアン酸エステル樹脂、フェノール樹脂、又は熱可塑性樹脂のいずれかであってもよい。例示的な熱可塑性樹脂には、ポリ硫化フェニレン（ＰＰＳ）、ポリスルホン（ＰＳ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリアミド−イミド（ＰＡＩ）が含まれる。ＰＥＳ、ＰＥＩ、及び／又はＰＡＩなどの熱可塑性樹脂で強靭にしたエポキシ樹脂は、好ましい樹脂母材である。航空宇宙産業で使用されるタイプのＵＤテープに典型的に存在する樹脂が好ましい。樹脂母材としての使用に適した例示的な熱可塑性強靭樹脂は、米国特許第７，９６８，１７９  Ｂ２号及び米国特許第７，７５４，３２２  Ｂ２号と、米国特許出願第１２／７６４，６３６号に記載されている。
【００３５】
一方向（ＵＤ）テープは、繊維状構造を形成するのに使用されるプリプレグの好ましいタイプである。一方向テープは、商業的供給元から入手可能であり、又は公知のプリプレグ形成プロセスを使用して製作してもよい。ＵＤテープの寸法は、作製される特定の複合部品に応じて広く様々にすることができる。例えばＵＤテープの幅（ＵＤ繊維に垂直な寸法）は、約１．３ｃｍ（０．５インチ）から約３０ｃｍ（１フィート）又はそれ以上に及んでもよい。テープは、典型的には０．０１から０．０３ｃｍ（０．００４から０．０１２インチ）の厚さになり、ＵＤテープの長さ（ＵＤ繊維に平行な寸法）は、部品のサイズ及び部品内のＵＤテープの各小片の特定の向きに応じて、１．３ｃｍ（０．５インチ）から１メートル（数フィート）又はそれ以上にまで様々に変化してもよい。
【００３６】
好ましい例示的な、市販の一方向プリプレグは、Ｈｅｘｃｅｌ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（Ｄｕｂｌｉｎ、Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ）から入手可能なＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２である。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２は、アミン硬化強靭エポキシ樹脂母材を３４から３８重量％に及ぶ量で含有し且つ３，０００から１２，０００本のフィラメントを有する炭素又はガラスＵＤ繊維を含有する、様々な一方向テープ構成として入手可能である。繊維は、典型的にはＵＤテープの６０体積％を占める。好ましいＵＤ繊維は炭素繊維である。
【００３７】
繊維状構造を、まず未硬化構造として形成し、これを所望の未硬化の機械加工可能な層と組み合わせ、次いで機械加工可能な層及び繊維状構造を単一の成型複合材料として含む最終的な硬化複合材料が得られるように成型する。クリップ及び比較的複雑な形状を有するその他の構造継手又は部品を製作するのにＵＤテープを使用するための例示的な手順は、米国特許出願第１２／５６１，４９２号に記載されている。
【００３８】
本発明によれば、機械加工可能な層は、部品に使用される構造繊維材料と同じプロセス条件下で硬化することができる、無作為で不連続な繊維複合体（ＤＦＣ）から構成される。準等方性の細断されたプリプレグは、ＨｅｘＭＣ（登録商標）という商標名でＨｅｘｃｅｌ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（Ｄｕｂｌｉｎ、ＣＡ）から市販されているＤＦＣの形である。ＨｅｘＭＣ（登録商標）は、米国特許出願第１１／４７６，９６５号に記載されている航空宇宙用物品を含めた様々な目的で、また米国特許第７，５１０，３９０号に記載されている高強度の金型を作製するための材料として、使用されてきた。
【００３９】
準等方性（Ｑ−Ｉ）プリプレグは、一方向繊維テープ及び樹脂母材のセグメント又は「チップ」から構成される。Ｑ−Ｉプリプレグは、典型的には、細断された一方向テープ・プリプレグの無作為に配向されチップで作製された、マットとして供給される。チップのサイズは、（１つ又は複数の）機械加工可能な層のサイズ及び機械加工がどの程度精密になされるかに応じて、繊維のタイプと同様に変化させてもよい。チップは、幅約０．８５ｃｍ（１／３インチ）、長さ約５ｃｍ（２インチ）、及び厚さ約０．０１５ｃｍ（０．００６インチ）であることが好ましい。チップは、炭素、ガラス、アラミド、ポリエチレン、又は航空宇宙産業で一般に使用される繊維タイプのいずれかにすることができる、一方向繊維を含む。炭素繊維が好ましい。チップは、マット内に無作為に配向され、比較的平らに置かれている。これは、その横等方性をマットに与える。
【００４０】
チップ又はセグメントを形成するように細断されたＵＤテープ・プリプレグは、エポキシ、フェノール、ビスマレイミド、及びシアネートを含めた航空宇宙用プリプレグに一般に使用される樹脂の、いずれかにすることができる樹脂母材を含む。繊維状構造に使用されるタイプのエポキシ樹脂が好ましい。熱可塑性樹脂で強靭化された熱硬化性樹脂は、機械加工可能な面が機械加工されるときに破断又は層間剥離に対してより耐える傾向にあるので、好ましい。チップの樹脂含量は、合計プリプレグ重量の２５から４５重量％の間で変化してもよい。樹脂含量が３５から４０重量％の間であるチップが好ましい。追加の樹脂は、準等方性の細断プリプレグを形成する場合、典型的にはプリプレグ・チップに添加されない。初期プリプレグに存在する樹脂は、マットが形成されるようにチップを一緒に結合するのに十分である。
【００４１】
準等方性細断プリプレグは、所望の幅の一方向プリプレグ・テープ又はトウを購入することによって又は作製することによって、作ることができる。次いでテープ又はトウを所望の長さのチップに細断し、チップを平らに置いて一緒に加圧することにより、無作為に配向したチップのマットを形成する。チップは、プリプレグ樹脂の存在により、本来一緒に結合するものである。しかし好ましい方法は、ＨｅｘＭＣ（登録商標）又は同等の市販の準等方性細断プリプレグを購入することである。
【００４２】
例示的な好ましい準等方性細断プリプレグ材料は、ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４である。この準等方性細断プリプレグ材料は、幅４６ｃｍ及び厚さ０．２０ｃｍであるマットの連続ロールとして供給される。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２／ＡＳ４一方向繊維プリプレグが、準等方性マットで無作為に配向しているチップを作製するのに使用される。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２／ＡＳ４プリプレグは、厚さ０．０１６ｃｍであり且つ繊維面積重量が約１４５ｇ／ｍ２の、炭素繊維／エポキシ一方向テープである。テープの樹脂含量は３８重量％であり、この樹脂（８５５２）は熱可塑性強靭エポキシである。テープには、０．８５ｃｍのストリップが得られるようにスリットが入れられており、長さ５ｃｍのチップが得られるように細断される。チップ密度は約１．５２ｇ／ｃｍ３である。その他の例示的な準等方性細断プリプレグは、ＥＭＣ  １１６／ＡＳ４（エポキシ／炭素繊維）、８５５２／ＩＭ７（熱可塑性強靭エポキシ／炭素繊維）、３５０１−６／Ｔ６５０（エポキシ／炭素繊維）、及びＭ２１／ＩＭ７（熱可塑性強靭エポキシ／炭素繊維）など、その他のＨｅｘＰｌｙ（登録商標）一方向プリプレグ・テープを使用して作製することができる。ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４及びＭ２１／ＩＭ７は、本発明による機械加工可能な層を形成するのに使用される、好ましい準等方性細断プリプレグである。
【００４３】
準等方性細断プリプレグは、成分が硬化する前にも所望の機械加工可能な面が形成されるよう、繊維状構造の面に適用されることが好ましい。次いで得られた未硬化複合材料を、従来の成型手順を使用して硬化／成型することにより、硬化した複合材料を形成する。次いで硬化した機械加工可能な層を、上述のように機械加工して、最終的な複合部品を得る。繊維状支持体及び機械加工可能な層で使用される母材樹脂及び繊維は、同じであることが好ましい。しかし、樹脂及び／又は繊維が適合性があり且つ硬化中又はその後の機械加工中に層間剥離又はその他の有害反応をもたらさないことを条件として、望みに応じて異なる樹脂及び／又は繊維を繊維状支持体及び機械加工可能な層に使用してもよい。
【００４４】
任意の適切な硬化／成型手順を、未硬化複合材料を硬化／成型するのに使用してもよい。繊維状構造及び機械加工可能な層は、等温条件での成型が可能になるよう未硬化複合材料をステージングするステップを含む多段階プロセスを使用して、圧縮成型によって共硬化することが好ましい。ステージングされていない代替例が利用可能であり、ランプ・プレス・サイクル又はオートクレーブ成型と共に使用することができる。しかし、未硬化複合材料は、硬化前にステージングされることが好ましい。ステージングは、機械加工可能な層及び繊維状構造を柔軟な材料から硬い固体状態へと一般に変形させる、開放空気炉プロセスである。１６０℃から１７７℃での１０から２０分間のステージングが好ましい。ステージング時間及び温度は、成型される部品のサイズ、望まれる流れの量、望まれる荷重時間の長さ、及び最終硬化温度に依存する。一旦ステージングされると、材料は冷却され、後の処理のために冷凍庫内で貯蔵することができる。
【００４５】
最終硬化時間は、等温硬化温度の関数であり、成型される複合材料のサイズ及び特定の樹脂母材にも依存する。最終硬化時間は、厚さ３ｍｍ以下の複合材料の場合、１０分程度に短くすることができる。一般則として、部品の厚さが３ｍｍを超える部品の厚さでは１．５ｍｍ増加するごとに５分の硬化時間が加えられ、最小限の硬化条件は、厚さ３ｍｍ以下の部品の場合１０分及び２０４℃に設定される。より低い等温硬化温度を使用して、部品の荷重を容易にすることができ、又はより長い時間を用いて加圧前の厚い部品の投入温度を均等化することができる。ステージングが望ましくない場合、金型の中に溜めて、伝統的なランプ及び保圧硬化を部品に行うことが可能である。しかしステージングは、成型プロセス中の樹脂の流れを制限するために好ましい。
【００４６】
（１つ又は複数の）機械加工可能な層及び繊維状構造は、好ましくは、剪断エッジ（約０．０３８ｃｍ（０．０１５インチ）以下）を備えたマッチドメタル又は複合体金型を使用して約３５〜約１４１ｋｇ／ｃｍ２（５００〜２０００ｐｓｉ）の範囲の圧力で硬化した複合材料を形成するように成型される。等温金型温度は、１７７℃から２０４℃に及んでもよく、硬化時間は一般に１０から４５分間に及ぶ。高圧成型は、複雑な形状をした部品を作製するのに典型的には有用である。複雑な形状を持たない部品の場合、その他の成型プロセスを望みに応じて使用してもよい。
【００４７】
従来の真空バッギング技法を使用して、硬化した複合材料が形成されるように未硬化複合材料を成型することも、適切である。例えば未硬化複合材料は、包封バッグを行って、約７ｋｇ／ｃｍ２（１００ｐｓｉ）及び完全真空を使用し且つ温度を１７７℃まで１分当たり１．７℃上昇させ次いで複合材料を１７７℃で２時間ポストキュアするステップを使用した、伝統的なオートクレーブ・サイクルにかけることができる。
【００４８】
複合材料を硬化し／所望の形状に成型した後、次いで（１つ又は複数の）機械加工可能な層を公知の機械加工プロセスのいずれかにより機械加工して、十分な量の機械加工可能な層を除去することにより、機械加工に必要な部品の面上でＤＰＭからＤＭに移行することができる。機械加工可能な面の機械加工は、鋼の機械加工で一般に使用される公知の機械加工用具及び技法のいずれかを使用して、実現することができる。そのような機械加工用具は、典型的には、炭化物及びダイヤモンドでコーティングされた数値制御（Ｎ／Ｃ）カッタを用いる。±０．１ｍｍ以下程度の典型的な面の公差は、本発明による機械加工可能な層が標準的な機械加工用具を使用して機械加工されたときに、実現することができる。望むなら、微細なサンダー仕上げ材料又はその他の研磨艶出し材料を、当技術分野で公知であるように使用することにより、最終的に精密な変更を、機械加工された面に行うことができる。
【００４９】
航空機の構造部品を一緒に接続するのに使用される例示的なガセットを、図７に１１０で示す。ガセット１１０は、穴１１４を介して航空機構造に固定されるベース部分１１２と、別の航空機構造部品に固定されるフランジ部分１１６とを含む。フランジ部分１１６は、本発明による機械加工可能な層１１８を含む。機械加工可能な層１１８は、最大２０ｍｍの厚さにすることができる。フランジ部分が同じ厚さを有する場合、多数のガセット１１０を形成するのに単一の金型を使用することができる。次いで組立体の幾何形状の変動に合わせるためにフランジ部分の厚さを２０ｍｍまで変化させる可能性がある場合には、異なるフランジの厚さを有する一群のガセットを多数の成型ガセットから作製することができる。典型的なガセットの場合、成型されたフランジ部分１１６（ＤＰＭ）の全厚は５から１５ｍｍの間になり、機械加工可能な層は１から５ｍｍの間の厚さになる。
【００５０】
例示的な航空機用クリートを、図８の１２０で示す。クリート１２０は、穴１２３を介して航空機構造に固定されるベース部分１２２を含む。クリート１２０はさらに、第２の航空機構造に接続されるフランジ１２４を含む。フランジ１２４は、本発明による機械加工可能な層１２６を含む。機械加工可能な層１２６は、典型的には最大５ｍｍの厚さであり、下に在る繊維状構造は３から２０ｍｍの厚さである。機械加工可能な層は、ある範囲の面プロファイル又は厚さを有する一群のクリートを生産するために、製作プロセス中に機械加工されてもよく、且つ／又はクリート・ベース及びフランジとそのそれぞれの航空機構造との精密な嵌合を確実にするために、組立操作中に個々に機械加工することができる。
【００５１】
例示的な航空機シヤーを、図９の１２８で示す。シヤー・タイ１２８は、航空機の２つの構造部品を一緒に接続するための、ベース部分１３０及びフランジ部分１３２を含む。フランジ部分１３２は、本発明による機械加工可能な層１３４及び層１３６を含む。異なる量の、機械加工可能な層１３４及び層１３６は、航空機構造と精密に接合するよう厚さ及び／プロファイルが変化するフランジを提供するために、フランジ部分１３２に沿った異なる場所で除去することができる。除去される機械加工可能な層の量は、フランジが接合する航空機構造の輪郭に沿うために、機械加工可能な層の厚さの０から１００％まで変化してもよい。
【００５２】
例示的な航空機ブラケットを、図１０の１３８で示す。ブラケット１３８は、ベース部分１４０と２つのフランジ部分１４２及び部分１４４とを含む。ブラケット・ベース１４０は、１つの航空機構造に固定され、第２の航空機構造はフランジ１４０及びフランジ１４２に固定される。第２の航空機構造は、フランジ同士の間及び／又はフランジの周りに挿入されてもよい。第２の航空機構造が、フランジ同士の間の空間１５４に挿入される場合、フランジは、機械加工可能な面１４８及び面１５２を含む。第２の航空機構造が、フランジの間及び周りに挿入されるように設計される場合、フランジは、機械加工可能な面１４６、面１４８、面１５０、及び面１５２を含むことになる。４つの機械加工可能な面の使用は、比較的広い範囲にある利用可能で機械加工可能な寸法（ＤＭ）をもたらす。ブラケット１３８が４つの機械加工可能な面を含む場合、ブラケットの断面構造は、機械加工可能な面が部品５２の外面５７及び外面５９にも位置付けられていると考えられること以外、図６に示される一般的部品に類似する。
【００５３】
航空機の２つの構造を一緒に接続するための例示的なインターコスタルを、図１１の１６０で示す。インターコスタル１６０は、ベース部分１６２と、フランジ部分１６４、フランジ部分１６６、及びフランジ部分１６８とを含む。フランジ１６４は、片面又は両面に、本発明による機械加工可能な層を含んでいてもよい。さらにフランジ１６６及びフランジ１６８は、片面又は両面に、機械加工可能な層を含んでいてもよい。
【００５４】
例示的な航空機用連結子又は突起を、図１２に１７０で示す。連結子１７０は、連結子を航空機構造に取着するための穴１７４を含むベース部分１７２を含む。連結子１７０は、ピン又はその他のロッド形状の継手又は航空機構造に接続するための穴１７８を含む端部１７６も含む。連結子の底面１８０は、ベースの機械加工によって、接続される航空機構造に精密に整合する面が提供されるように、本発明による機械加工可能な層を含んでいてもよい。さらに、穴１７８を画定する円形の面１８２は、穴１７８の直径が機械加工可能な層の厚さの限度内で変化する場合、一群の連結子を単一の金型から作製することが可能である機械加工可能な面を含んでいてもよい。円形の面１８２上の機械加工可能な層は、連結子のベース部分を形成するのに典型的に使用されるＵＤ繊維に垂直である。そのようなＵＤ繊維は、穴がＵＤ繊維本体内に直接機械加工される場合、層間剥離及びほつれを受け易い。面１８２としての機械加工可能な層の成型は、これらの問題を排除し、ある範囲の精密な寸法に開口１７８を機械加工できるという追加の利益ももたらす。
【００５５】
例示的な航空機用継手を図１３の１９０で示す。継手１９０は、ベース・プレート１９２及びフランジ部分１９４を含む。ベース・プレート１９２は、プレートを航空機構造に取着するための穴１９６を含む。フランジ１９４は、ピン又はその他のロッド形状の継手又は航空機構造を接続するための穴１９８を含む。穴１９８は、連結子１７０の穴１７８と同じ手法で、機械加工可能な層で裏打ちされていてもよい。さらに、面２００及び面２０２は、本発明による機械加工可能な層を含んでいてもよい。面２００及び面２０２の機械加工は、フランジ１９４が航空機構造の開口内に精密に嵌合しなければならない場合に必要と考えられる。
【００５６】
いくつかの複合パネルは、ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４不連続繊維複合プリプレグから全体が形成された。パネルを従来の成型技法により成型して、繊維状支持体及び機械加工可能な層が同じ材料から構成されるパネルを提供した。機械加工前に、パネルは図４と同じ断面を有しており、ＤＰＭは４．２から６．２ｍｍに及んでいた。４．２ｍｍよりも厚い成型されたパネルを、機械加工されたパネル全てが４．２ｍｍのＤＭを有するように様々な程度まで機械加工した。パネルのいくつかを、片面のみ機械加工し、いくつかは両面に機械加工した。試験クーポンを各パネルから切断し、ＡＳＴＭ  Ｄ３０３９、ＡＳＴＭ  Ｄ６４８４、及びＥＮ  ２５６３にそれぞれ従って張力、圧縮、及び短梁剪断を含めた機械試験を実施するために使用した。全ての場合において、パネルの機械加工は、機械加工されていないパネルと比較した場合、測定された性質に悪影響を及ぼさなかった。
【００５７】
角部を図１４の２０４で示す。角部２０４は、厚さＡ及び厚さＢをそれぞれ有する部分２０６及び部分２０８を含む。いくつかの角部２０４も、ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４不連続繊維複合プリプレグで成型した。ある群の角部は、ＡとＢの両方が４．２ｍｍに等しい参照角部が得られるように成型した。別の群の角部は、Ａが４．２ｍｍに等しくＢが４．７ｍｍに等しい、機械加工用の部品が得られるように成型した。これらの部品は、部分２１２と２１４が共に４．２ｍｍの厚さを有する図１５に示される機械加工された角部２１０を得るために、部分２０８の厚さが削減されるよう機械加工した。試験クーポンを、参照部品及び機械加工された部品から切断した。試験クーポンは、ＡＳＴＭ  Ｄ６４１５に従い層間剪断試験を実施するために使用した。全ての場合において、角部の機械加工は、参照の正味の成型角部に比べて測定された性質に悪影響を及ぼさなかった。
【００５８】
図３に示されるクリップ継手９４に類似した参照部品を、ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４  ＤＦＣプリプレグ又はＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２一方向繊維プリプレグを使用して圧縮成型した。参照クリップ継手は、１．８ｍｍの均一な厚さに成型した。機械加工するためのクリップ継手も、ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４  ＤＦＣプリプレグを単独で、又はＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４  ＤＦＣプリプレグ及びＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２一方向繊維プリプレグの組合せを使用して、圧縮成型した。これらの機械加工可能なクリップ継手は、機械加工可能なクリップ継手の面１００が２．３ｍｍの厚さになるよう成型されたこと以外、参照クリップ継手と同じであった。予備の０．５ｍｍの厚さは、ＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４  ＤＦＣプリプレグから構成された。これは、２つのタイプの機械加工可能なクリップ継手を提供した。１つは、２．３ｍｍの厚さの面が、成型されたＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４  ＤＦＣプリプレグから全体が構成されたものであり、もう１つは、２．３ｍｍの厚さの面が、成型されたＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２一方向繊維プリプレグの１．８ｍｍの厚さの層と成型されたＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２  ＤＦＣプリプレグの０．５ｍｍの厚さの層とから構成されて、継手の面１０２上に位置付けられたものである。
【００５９】
機械加工可能なクリップ継手を、面１０２で機械加工することにより、面１００の厚さを１．８ｍｍに削減した。クリップ継手は、成型されたＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２一方向繊維プリプレグの層に貫入するようには機械加工されなかった。参照及び機械加工されたクリップ継手を、典型的な曲線を描く航空機胴体スキンと枠組立体である２つの部品に機械的に固定した。次いでクリップ継手を、このタイプの一次航空機構造接続に関する極めて重要な荷重係数の２つである、張力及び剪断荷重にかけた。機械加工されたクリップ継手は、張力と剪断荷重の両方に関して参照の正味の成型クリップ継手よりも良好に機能することを見出した。機械加工されたクリップ継手の性能の、この予期せぬ増大は、少なくとも部分的には機械加工により得られた部品同士のより良い嵌合によって引き起こされたと考えられる。本発明によれば、成型されたクリップ継手は、より厳しい公差までその他の部品の幾何形状に整合するように、精密に機械加工することができ、それによって、成型されたクリップ継手がいかなる機械加工もなしに使用される場合に生じ得る先行応力の量が削減される。
【００６０】
前述の実例から明らかなように、本発明による成型された複合部品の機械加工は、一緒に接続された部品同士の間の接合を強化するという追加の利益をもたらす。さらに、ＵＤ繊維状本体の面上にＨｅｘＭＣ（登録商標）８５５２／ＡＳ４  ＤＦＣプリプレグの機械加工可能な層を含むことにより、ＵＤ繊維状本体の損傷公差を増大させるという予期せぬ追加の利益が得られることがわかった。
【００６１】
このように、本発明の例示的な実施例について記述してきたが、当業者なら、開示されているものは単なる例示であって、様々なその他の変更、適応、及び修正を本発明の範囲内で行うことができることに留意すべきである。したがって本発明は、上述の実施例により限定されず、以下の特許請求の範囲によってのみ限定される。
【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５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【国際調査報告】
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