(57)【要約】  本発明は、一実施形態において、複合材料表面における接着を促進する方法を提供する。この方法は、結合対象の少なくとも１つの複合材料表面を有する複合材料製の構造体を用意するステップを含む。この方法は、前記少なくとも１つの複合材料表面を準備するステップをさらに含む。さらにこの方法は、接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップを含む。さらにこの方法は、前記化学誘導体化化合物を前記準備した複合材料表面へと付着させ、官能基−接着促進誘導体化層を形成するステップを含む。さらにこの方法は、接着材層を前記誘導体化層へと適用するステップを含む。さらにこの方法は、前記接着材層を加熱硬化させ、複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた別の構造体との結合をもたらすステップを含む。
2014515047.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合材料表面への接着を促進する方法（１５０）であって、
結合対象の少なくとも１つの複合材料表面（３４）を有する複合材料製の構造体（３２）を用意するステップ（１５２）と、
前記少なくとも１つの複合材料表面（３４）を準備するステップ（１５４）と、
接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップ（１５６）と、
前記化学誘導体化化合物を前記準備した複合材料表面（３４）へと付着させて、官能基−接着促進誘導体化層（４０）を形成するステップ（１５８）と、
接着材層（４６）を前記誘導体化層（４０）へと適用するステップ（１６０）と、
前記接着材層（４６）を加熱硬化させて、複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた別の構造体との結合をもたらすステップ（１６２）と
を含む方法。
【請求項２】
前記複合材料製の構造体（３２）が、ビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、およびポリイミドを含むグループから選択されたポリマー複合材料で作られている、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記複合材料製の構造体（３２）がビスマレイミド（ＢＭＩ）を含んでおり、前記化学誘導体化化合物が、ビスマレイミドの複合材料表面において炭素−炭素二重結合官能基を活性化させる、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記化学誘導体化化合物が、フッ素化化合物、テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）、ペンタフルオロフェノール、アリルペンタフルオロベンゼン、トリデカフルオロノニルマレイミド、およびグリシジルオクタフルオロペンチルエーテルからなるグループから選択される、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記準備された複合材料表面（３４）が、選択された官能基を含んでいる気相の化学誘導体化化合物へと曝露され、前記官能基の選択は前記複合材料製の構造体（３２）の樹脂の組成にもとづく、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
構造体の構造的結合のための方法（２００）であって、
複合材料で作られた第１の構造体（３２）と、複合材料（３６）、金属（５２）、またはそれらの組み合わせで作られた第２の構造体とを用意するステップ（２０２）と、
前記第１および第２の構造体の各々の結合対象の表面を準備して、第１の準備済み表面および第２の準備済み表面を形成するステップ（２０４）と、
接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップ（２０６）と、
前記化学誘導体化化合物を前記第１および第２の準備済み表面の各々へと付着させて、第１の官能基−接着促進誘導体化層（４０ａ）および第２の官能基−接着促進誘導体化層（４０ｂ）を形成するステップ（２０８）と、
接着材層（４６）を、前記第１（４０ａ）および第２（４０ｂ）の官能基−接着促進誘導体化層の誘導体化層のうちの少なくとも一方へと適用するステップ（２１０）と、
前記第１および第２の構造体を、間に前記接着材層（４６）ならびに前記第１（４０ａ）および第２（４０ｂ）の官能基−接着促進誘導体化層を位置させて接合するステップ（２１２）と、
前記接合した第１および第２の構造体へと前記接着材層（４６）を加熱硬化させて、前記第１および第２の構造体の間に構造的結合（４８）をもたらすステップ（２１４）と
を含む方法。
【請求項７】
前記複合材料が、ビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、およびポリイミドを含むグループから選択される、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記化学誘導体化化合物が、フッ素化化合物、テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）、ペンタフルオロフェノール、アリルペンタフルオロベンゼン、トリデカフルオロノニルマレイミド、およびグリシジルオクタフルオロペンチルエーテルからなるグループから選択される、請求項６に記載の方法。
【請求項９】
前記第１および第２の構造体が航空機の構造体である、請求項１または６に記載の方法。
【請求項１０】
航空機（１０）のポリマー複合材料構造体の構造的結合のための方法（３００）であって、
第１のポリマー複合材料航空機構造体（１７２）および第２のポリマー複合材料航空機構造体（１７６）を用意するステップ（３０２）と、
前記第１（１７２）および第２（１７６）のポリマー複合材料航空機構造体の各々の結合対象の表面を準備して、第１の準備済み表面（１７４）および第２の準備済み表面（１７８）を形成するステップ（３０４）と、
接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップ（３０６）と、
前記化学誘導体化化合物を前記第１（１７４）および第２（１７８）の準備済み表面の各々へと付着させて、第１の官能基−接着促進誘導体化層（４０ａ）および第２の官能基−接着促進誘導体化層（４０ｂ）を形成するステップ（３０８）と、
接着材層（４６）を前記第１（４０ａ）および第２（４０ｂ）の官能基−接着促進誘導体化層のうちの少なくとも一方へと適用するステップ（３１０）と、
前記第１（１７２）および第２（１７６）のポリマー複合材料航空機構造体を、間に前記接着材層（４６）ならびに前記第１（４０ａ）および第２（４０ｂ）の官能基−接着促進誘導体化層を位置させて接合するステップ（３１２）と、
前記接合した第１（１７２）および第２（１７６）のポリマー複合材料航空機構造体へと前記接着材（４６）を加熱硬化させて、前記第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体の間に構造的結合（１８０）をもたらすステップ（３１４）と
を含む方法。
【請求項１１】
前記第１（１７２）および第２（１７６）のポリマー複合材料構造体が、ビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、およびポリイミドを含むグループから選択された材料で作られている、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記化学誘導体化化合物が、フッ素化化合物、テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）、ペンタフルオロフェノール、アリルペンタフルオロベンゼン、トリデカフルオロノニルマレイミド、およびグリシジルオクタフルオロペンチルエーテルからなるグループから選択される、請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
請求項１、６、または１０に記載の方法によって形成された結合による構造体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して構造体の結合のための方法に関し、さらに詳しくは、複合材料製および金属製構造体の接着および結合を促進するための方法、ならびにそれによって製造され、航空機、宇宙船、ならびに他の乗り物および構造体などに使用される結合構造体に関する。
【背景技術】
【０００２】
複合材料製および金属製の構造体または構成部品が、航空機、宇宙船、回転翼機、船舶、自動車、トラック、ならびに他の乗り物および構造体など、幅広くさまざまな用途に使用されている。特に、航空機の製造において、複合材料製の構造体または構成部品などの構造体または構成部品が、航空機の機体、翼、尾部、および他の構成部品を形成するために、ますます大量に使用されるようになっている。そのような航空機の大型の構造部品を、複合材料の複合材料への接合、複合材料の金属への接合、および金属の金属への接合によって製造することができる。
【０００３】
航空機の構成部品など、複合材料製および金属製の構成部品の接合のための公知の方法およびシステムは、典型的には、構造部品を一体に固定するために、ボルト、ねじ、ピン、または他の固定装置などの固定装置の使用を必要とする。しかしながら、そのような公知の固定装置の使用は、航空機の全体としての重量の増加につながる可能性があり、結果として燃料コストの増加につながる可能性がある。さらに、そのような公知の固定装置の使用は、取り付けに時間および労力を要する可能性があるとともに、固定装置の調達および保管が必要となる可能性があり、結果として取り付け、労働、および製造のコストが上昇する可能性がある。
【０００４】
さらに、航空機の構成部品などの複合材料製および金属製の構成部品の接合のための公知の方法およびシステムは、典型的には、２つの複合材料の接続または接合、２つの金属材料の接続または接合、あるいは複合材料の金属材料への接続または接合のために、フィルム接着剤の使用も必要とする。大型の構造部品を形成するために、最初に構成部品が、すでに知られた方法に従って、適切な支持構造上に配置され、お互いに対して整列させられる。接着フィルムが、典型的には、接着剤によって貼り合わせられるべき構成部品の間に前もって適用される。構造的な結合を改善するために、接着剤の適用に先立って複合材料製または金属製の構造体または部品の表面を改質するための公知の方法が存在する。公知の表面改質方法は、研磨またはグリットブラスト（ｇｒｉｔ  ｂｌａｓｔｉｎｇ）によって複合材料または金属の表面を粗面化することを必要とすることができる。そのような公知の処置は、表面にいくつかの活発な酸化物官能基を生み出すことができる。しかしながら、構造的な結合を改善するための長持ちする表面の改質、ならびに構造的な結合の耐久性および持続性を高めることによって二次的な結合力（ファンデルワールス力）を改善するための親和性を有し、したがって複合材料の接合部の耐久性に富んだ長期にわたる寿命を延ばすことができる官能基の特定に関して、公知の方法またはシステムは存在しないと考えられる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
したがって、当技術分野では、複合材料製および金属製の構造体の接着および結合を促進するための方法およびシステムであって、公知の方法およびシステムを超える利点をもたらす方法およびシステムが求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
複合材料製および金属製の構造体の接着および結合を促進するための方法およびシステムについてのこのニーズが満足される。下記の詳細な説明において述べられるとおり、方法およびシステムの実施形態は、既存の方法、システム、および装置に対して顕著な利点をもたらすことができる。
【０００７】
本発明の実施形態において、複合材料表面における接着を促進する方法が提供される。この方法は、結合対象の少なくとも１つの複合材料表面を有する複合材料製の構造体を用意するステップを含む。この方法は、前記少なくとも１つの複合材料表面を準備するステップをさらに含み、複合材料表面を、溶剤によるワイピング、浸食、グリットブラスト、研磨、サンドブラスト、化学洗浄、および化学エッチングを含むグループから選択される１つ以上の表面準備処理によって準備することができる。さらにこの方法が、接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップを含む。さらにこの方法が、前記化学誘導体化化合物を前記準備した複合材料表面へと付着させ、官能基−接着促進誘導体化層を形成するステップを含み、ここで化学誘導体化化合物を、化学気相堆積または真空蒸着によって付着させることができる。さらにこの方法が、接着材層を前記誘導体化層へと適用するステップを含む。さらにこの方法は、前記接着材層を加熱硬化させ、複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた別の構造体との結合をもたらすステップを含む。さらにこの方法は、得られる結合を構造的結合および補修の結合を含むグループから選択することができ、あるいは複合材料製の構造体ならびに複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた他方の構造体が航空機の構造体であってよい方法を含む。
【０００８】
本発明の別の実施形態においては、構造体の構造的結合のための方法が提供される。この方法は、複合材料で作られた第１の構造体と、複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた第２の構造体とを用意するステップを含む。この方法が、前記第１および第２の構造体の各々の結合対象の表面を準備して、第１の準備済み表面および第２の準備済み表面を形成するステップをさらに含み、ここで結合対象の表面を、溶剤によるワイピング、浸食、グリットブラスト、研磨、サンドブラスト、化学洗浄、および化学エッチングを含むグループから選択される１つ以上の表面準備処理によって準備することができる。さらにこの方法が、接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップを含む。さらにこの方法が、前記化学誘導体化化合物を前記第１および第２の準備済み表面の各々へと付着させ、第１の官能基−接着促進誘導体化層および第２の官能基−接着促進誘導体化層を形成するステップを含み、ここで化学誘導体化化合物を、化学気相堆積または真空蒸着によって付着させることができる。さらにこの方法は、接着材層を前記第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層の誘導体化層のうちの少なくとも１つへと適用するステップを含む。さらにこの方法が、前記第１および第２の構造体を、間に前記接着材層ならびに前記第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層を位置させて接合するステップを含む。さらにこの方法が、前記接合した第１および第２の構造体へと前記接着材を加熱硬化させ、前記第１および第２の構造体の間に構造的結合をもたらすステップを含み、ここで前記第１および第２の構造体は、航空機の構造体であってよい。
【０００９】
本発明の別の実施形態においては、航空機のポリマー複合材料構造体の構造的結合のための方法が提供される。この方法は、第１のポリマー複合材料航空機構造体および第２のポリマー複合材料航空機構造体を用意するステップを含む。この方法が、前記第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体の各々の結合対象の表面を準備し、第１の準備済み表面および第２の準備済み表面を形成するステップをさらに含み、ここで結合対象の表面を、溶剤によるワイピング、浸食、グリットブラスト、研磨、サンドブラスト、化学洗浄、および化学エッチングを含むグループから選択される１つ以上の表面準備処理によって準備することができる。さらにこの方法が、接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物を用意するステップを含む。さらにこの方法が、前記化学誘導体化化合物を前記第１および第２の準備済み表面の各々へと付着させ、第１の官能基−接着促進誘導体化層および第２の官能基−接着促進誘導体化層を形成するステップを含む。さらにこの方法は、接着材層を前記第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層の少なくとも一方へと適用するステップを含む。さらにこの方法が、前記第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体を、間に前記接着材層ならびに前記第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層を位置させて接合するステップを含む。さらにこの方法が、前記接合した第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体へと前記接着材層を加熱硬化させ、前記第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体の間に構造的結合をもたらすステップを含む。上述した特徴、機能、および利点を、本発明のさまざまな実施形態において別個独立に達成することができ、あるいは以下の説明および図面を参照してさらなる詳細を理解することができるさらに別の実施形態に組み合わせることができる。
【００１０】
本発明は、以下の詳細な説明を好ましい典型的な実施形態を示している添付の図面と併せて参照することによって、よりよく理解することができる。図面は、必ずしも比例尺で描かれているわけではない。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本方法ならびに本方法にて製作された構造体の実施形態を使用することができる典型的な航空機の斜視図を示している。
【図２Ａ】本明細書に開示の方法の実施形態のうちの１つにて製作される結合した構造体の実施形態の一部分の断面分解図を示している。
【図２Ｂ】図２Ａの結合した構造体の一部分の断面図を示している。
【図２Ｃ】本明細書に開示の方法の実施形態のうちの１つにて製作される結合した構造体の別の実施形態の一部分の断面分解図を示している。
【図２Ｄ】図２Ｃの結合した構造体の一部分の断面図を示している。
【図２Ｅ】本明細書に開示の方法の実施形態のうちの１つにて製作できる結合による航空機構造体の一部分の断面分解図を示している。
【図２Ｆ】図２Ｅの結合による航空機構造体の一部分の断面図を示している。
【図３Ａ】本明細書に開示の方法の実施形態のうちの１つにて製作される補修の結合した構造体の実施形態の一部分の断面分解図を示している。
【図３Ｂ】図３Ａの補修の結合した構造体の一部分の断面図を示している。
【図４】Ａは、ビスマレイミドプレポリマーおよびその官能基の化学構造の図である。Ｂは、Ａのビスマレイミドプレポリマーの第１のＲ基の化学構造の図である。Ｃは、Ａのビスマレイミドプレポリマーの第２のＲ基の化学構造の図である。Ｄは、Ａのビスマレイミドプレポリマーの官能基および官能基の反応を列挙する表を示している。
【図５】臭素化反応の前後のビスマレイミドプレポリマーの官能基の臭素化の誘導体化反応機構を示している。
【図６Ａ】本明細書に開示の方法の実施形態において使用することができる化学誘導体化化合物ペンタフルオロフェノールの化学構造を示している。
【図６Ｂ】本明細書に開示の方法の実施形態において使用することができる化学誘導体化化合物アリルペンタフルオロベンゼンの化学構造を示している。
【図６Ｃ】本明細書に開示の方法の実施形態において使用することができる化学誘導体化化合物トリデカフルオロノニルマレイミドの化学構造を示している。
【図６Ｄ】本明細書に開示の方法の実施形態において使用することができる化学誘導体化化合物グリシジルオクタフルオロペンチルエーテルの化学構造を示している。
【図７】本明細書に開示の方法の実施形態において使用することができるケイ素化誘導体化反応機構を示している。
【図８】本明細書に開示の方法の実施形態において使用することができるチオ化誘導体化反応機構を示している。
【図９】考えられるビスマレイミド接着反応を列挙する表を示している。
【図１０】種々の表面準備処理の後のビスマレイミド表面の組成を比較するグラフを示している。
【図１１】テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）への曝露の前後のビスマレイミド表面の組成を比較するグラフを示している。
【図１２】種々のフッ素化化学誘導体化化合物への曝露後の誘導体化されたビスマレイミド表面の組成を比較するグラフを示している。
【図１３】臭素およびテトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）誘導体化がビスマレイミド−接着剤の継手のせん断強度にもたらす結果を比較するグラフを示している。
【図１４】誘導体化ビスマレイミド表面の樹脂および繊維へのペンタフルオロフェノールのフッ素の結合エネルギーの結果を示すグラフを示している。
【図１５】誘導体化ビスマレイミド表面の樹脂および繊維へのアリルペンタフルオロベンゼンのフッ素の結合エネルギーの結果を示すグラフを示している。
【図１６】誘導体化ビスマレイミド表面の樹脂および繊維へのトリデカフルオロノニルマレイミドのフッ素の結合エネルギーの結果を示すグラフを示している。
【図１７】誘導体化ビスマレイミド表面の樹脂および繊維へのグリシジルオクタフルオロペンチルエーテルのフッ素の結合エネルギーの結果を示すグラフを示している。
【図１８】本発明の方法の実施形態の１つについてのフロー図を示している。
【図１９】本発明の方法の実施形態の別の１つについてのフロー図を示している。
【図２０】本発明の方法の実施形態の他の１つについてのフロー図を示している。
【図２１】本発明の方法の実施形態において使用することができる真空バッグ設備における典型的な化学気相堆積の一部分の断面図を示している。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
次に、本発明の実施形態を、添付の図面を参照して、以下でさらに詳しく説明する。添付の図面には、本発明の実施形態のうちのいくつかが示されており、本発明のすべての実施形態が示されているわけではない。実際、いくつかの異なる実施形態が提示されるかもしれないが、それらを本明細書に記載される実施形態に限られると解釈してはならない。むしろ、これらの実施形態は、本明細書の開示を徹底的かつ完全なものにし、本発明の技術的範囲を当業者に充分に伝えるために提示されている。
【００１３】
ここで図面を参照すると、図１は、方法１５０（図１８を参照）、２００（図１９を参照）、３００（図２０を参照）、ならびにそのような方法１５０、２００、３００から製作された構造的に結合した構造体３０（図２Ａ、２Ｂを参照）、５０（図２Ｃ、２Ｄを参照）、１７０（図２Ｅ、２Ｆを参照）、および補修の結合した構造体６０（図３Ａ、３Ｂを参照）の実施形態を使用することができる典型的な先行技術の航空機１０の斜視図を示している。図１に示されるとおり、航空機１０は、機体１２、機首１４、操縦室１６、機体１２に作用可能に接続された翼１８、１つ以上の推進ユニット２０、垂直尾翼２２、および１つ以上の水平尾翼２４を備えている。図１に示されている航空機１０は、民間の旅客機をおおむね代表しているが、本明細書に開示されるとおりの方法１５０、２００、３００、ならびにそのような方法１５０、２００、３００から製作された構造的に結合した構造体３０（図２Ａ、２Ｂを参照）、５０（図２Ｃ、２Ｄを参照）、および補修の結合した構造体６０（図３Ａ、３Ｂを参照）は、他の種類の航空機にも使用可能である。より具体的には、開示される実施形態の教示を、他の旅客機、貨物機、軍用機、回転翼機、ならびに他の種類の航空機または空中の乗り物にも適用でき、航空宇宙機、衛星、宇宙打ち上げ機、ロケット、および他の航空宇宙の乗り物にも適用することができる。また、本発明による方法、システム、および装置の実施形態を、船および他の船舶、列車、自動車、トラック、およびバス、などといった他の乗り物、ならびに複合材料製および金属製の構造構成を使用する建物および他の建築構造物にも使用できることを、理解できるであろう。
【００１４】
実施形態のうちの１つにおいては、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態によって形成または製作することができる結合した構造体３０（図２Ａ、２Ｂを参照）が提供される。図２Ａが、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態によって製作することができる結合した構造体３０の典型的な実施形態の一部分の断面分解図を示している。図２Ｂが、図２Ａの結合した構造体３０の一部分の断面図を示している。好ましくは、結合した構造体３０は、結合対象の第１の複合材料表面３４を有している第１の複合材料製の構造体または基材３２と、結合対象の第２の複合材料表面３８を有している第２の複合材料製の構造体または基材３６とを含む複合材料結合構造体である。詳しくは後述されるように、第１の複合材料表面３４および／または第２の複合材料表面３８は、構造的な結合に先立って、表面準備処理またはプロセスによって準備または処理される。第１および第２の複合材料製の構造体３２、３６は、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で製作される。
【００１５】
実施形態のうちの別の１つにおいては、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態によって形成または製作することができる結合した構造体５０（図２Ｃ、２Ｄを参照）が提供される。図２Ｃが、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態のうちの１つによって製作することができる結合した構造体５０の一部分の断面分解図を示している。図２Ｄが、図２Ｃの結合した構造体５０の一部分の断面図を示している。結合した構造体５０は、結合対象の第１の複合材料表面３４を有している第１の複合材料製の構造体または基材３２を含むことができ、結合対象の金属表面５４を有している金属製の構造体または基材５２を含むことができる。金属製の構造体または基材５２を、好ましくは、アルミニウム、チタニウム、鋼、これらの合金、または他の適切な金属材料、などの金属材料で製作することができる。詳しくは後述されるように、第１の複合材料表面３４および／または第２の金属表面３４は、構造的な結合に先立って、表面準備処理またはプロセスによって準備または処理される。あるいは、結合した構造体は、第１の金属製の構造体または基材を、プライマー層を持たない第２の金属製の構造体または基材へと結合させて備えることができる。
【００１６】
実施形態のうちの他の１つにおいては、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態によって形成または製作することができる航空機１０（図１、２Ｅ、２Ｆを参照）用の結合したポリマー複合材料航空機構造体１７０（図２Ｅ、２Ｆを参照）が提供される。図２Ｅが、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態のうちの１つによって製作することができる結合した航空機構造体１７０の一部分の断面分解図を示している。図２Ｆが、図２Ｅの結合した航空機構造体１７０の一部分の断面図を示している。結合したポリマー複合材料航空機構造体１７０は、航空機１０における第１のポリマー複合材料航空機構造体１７２および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７６を含むことができる。好ましくは、結合した航空機構造体は、構造的な結合に先立って、詳しくは後述される表面準備処理またはプロセスによって準備または処理された第１の準備された表面１７４および第２の準備された表面１７８を有する。第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７２、１７６は、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、ポリイミド、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で製作される。
【００１７】
実施形態のうちの別の１つにおいては、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態によって形成または製作することができる補修の結合した構造体６０が提供される。図３Ａが、本明細書に開示の方法１５０、２００、３００の実施形態によって製作することができる補修の結合した構造体６０の実施形態の一部分の断面分解図を示している。図３Ｂが、図３Ａの補修の結合した構造体６０の一部分の断面図を示している。図３Ａおよび３Ｂに示されるように、補修の結合した構造体６０は、好ましくは、補修結合の対象の第１の複合材料表面６４を有している第１の複合材料製の構造部分６２と、補修対象の第２の複合材料表面６８を有している第２の複合材料製の構造部分６６とを含む複合の構造体である。第１および第２の複合材料製の構造部分６２、６６を、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、ポリイミド、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で製作することができる。詳しくは後述されるように、第１の複合材料表面６４および／または第２の複合材料表面６８は、補修の結合に先立って、表面準備処理またはプロセスによって準備または処理される。
【００１８】
図２Ａ〜２Ｆおよび３Ａ、３Ｂにさらに示されるように、結合した構造体３０、５０、１７０および補修の結合した構造体６０は、結合対象の準備された複合材料表面または金属表面に付着した少なくとも１つの官能基−接着促進誘導体化層４０をさらに備える。官能基−接着促進誘導体化層４０は、詳しくは後述される表面４２および官能基４４を有する。図２Ａ、２Ｃ、２Ｅ、３Ａに示されるとおり、結合した構造体３０、５０、１７０および補修の結合した構造体６０は、第１の官能基−接着促進誘導体化層４０ａおよび第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ｂを備えることができる。図２Ａ〜２Ｆおよび３Ａ、３Ｂに示されるとおり、結合した構造体３０、５０、１７０および補修の結合した構造体６０の各々は、構造的な結合４８（図２Ｂを参照）、構造的な結合５６（図２Ｄを参照）、航空機の構造的な結合１８０（図２Ｆを参照）、または補修の結合７０（図３Ｂを参照）を形成するために少なくとも一方の官能基−接着促進誘導体化層４０の表面４２に適用される接着剤層４６（詳しくは後述）をさらに備える。
【００１９】
本発明の実施形態のうちの他の１つにおいては、構造的な結合または補修の結合などの結合に先立って複合材料表面への接着を促進する図１８に示されるとおりの方法１５０が提供される。図１８が、本発明の方法１５０の実施形態のうちの１つについてのフロー図を示している。方法１５０は、結合または補修対象の少なくとも１つの複合材料表面３４（図２Ａおよび２Ｂを参照）を有する複合材料製の構造体または基材３２（図２Ａおよび２Ｂを参照）を用意するステップ１５２を含む。複合材料製の構造体または基材３２は、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、ポリイミド、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で製作される。ビスマレイミドが、より高い温度での使用ならびに高い堅牢性および耐久性を必要とする高性能構造複合材料における使用について、特に好ましい。マレイミドの二重結合がきわめて反応性であり、鎖延長反応を被ることができる。ビスマレイミドのエポキシ混合物が、２０５℃（摂氏温度）〜２４５℃の使用温度ならびに高い堅牢性および耐久性を示している。
【００２０】
図４Ａは、ビスマレイミドプレポリマー７２の化学構造の図であり、アリル基７４およびヒドロキシル基７６ならびに「Ｒ」基７８の官能基を示している。図４Ｂは、図４Ａのビスマレイミドプレポリマー７２に関して、「Ｒ」基７８がプロペニル８０である化学構造の図である。図４Ｃが、図４Ａのビスマレイミドプレポリマー７２に関して、「Ｒ」基７８がマレイミド８２である化学構造の図である。図４Ｄが、図３Ａのビスマレイミドプレポリマー７２のアリル７４、ヒドロキシル７６、プロペニル８０、およびマレイミド８２の官能基、ならびに官能基の反応を列挙する表８４を示している。図４Ｄの表８４に示されるとおり、アリル７４の反応は、マレイミドへの付加反応であり、ヒドロキシル７６の反応は、エーテルへの縮合反応であり、プロペニル８０およびマレイミド８２の反応は、単独重合による架橋である。この開示の目的において、「官能基」は、分子内の特定の原子群であって、それらの分子の特徴的な化学反応の原因である特定の原子群を意味する。官能基の原子は、共有結合によって互いに、かつ分子の残りの部分に結び付いている。有機反応が、反応物質の官能基によって促進および制御される。
【００２１】
方法１５０は、構造的な結合の前の少なくとも１つの複合材料表面３４（図２Ａ、２Ｃを参照）または補修の結合の前の複合材料表面６４（図３Ａを参照）を、１つ以上の表面準備処理によって準備または処理するステップ１５４をさらに含む。さらに１つ以上の表面準備処理による準備または処理のステップ１５４は、構造的な結合の前の複合材料表面３８（図２Ａを参照）または金属表面５４（図２Ｃを参照）あるいは補修の結合の前の複合材料表面６８（図３Ａを参照）を準備または処理することを含むことができる。複合材料、金属、または複合材料／金属の組み合わせの表面を、溶剤によるワイピング（ｓｏｌｖｅｎｔ  ｗｉｐｉｎｇ）、浸食（ａｂｒａｄｉｎｇ）、グリットブラスト、研磨、サンドブラスト、化学洗浄、化学エッチング、または他の適切な表面準備処理を含む１つ以上の表面準備処理によって準備することができる。
【００２２】
特に、構造的な結合のプロセスは、汚染物質を取り除き、複合材料表面の限られた基礎について表面エネルギーを高める研磨を頼りにする。複合材料表面の研磨などの複合材料表面の準備または処理は、予想外にも、例えば航空機の外被および航空機の水平材などの複合材料製の構造の間の接着の湿潤性張力（ｗｅｔｔａｂｉｌｉｔｙ  ｔｅｎｓｉｏｎ）および長期にわたる結合部の耐久性を高めることによって耐久性のある正の接着促進効果を有する類のない追加の二次的な官能基を複合材料表面に露出させた。これらの類のない追加の二次的な官能基に起因する表面エネルギーの増大が、複合材料製の構造体の間の機械的な固定をもたらす接着剤の湿潤性張力を改善する。この開示の目的において、「湿潤性張力」は、固体の表面について、この表面に接触する液体がこの表面を覆うように広がってこの表面を濡らすように、液体の表面張力を小さくする能力を意味する。低い表面張力を有する流体は、高い湿潤性を有し、高い表面張力を有する流体は、低い湿潤性を有する。
【００２３】
方法１５０は、例えばフッ素化物、テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）、ペンタフルオロフェノール、アリルペンタフルオロベンゼン、トリデカフルオロノニルマレイミド、グリシジルオクタフルオロペンチルエーテル、あるいは他のフッ素化物または他の適切な化学誘導体化合物などの化学誘導体化化合物をもたらすステップ１５６をさらに含む。図６Ａが、方法１５０ならびに本明細書に開示される方法２００、３００において使用することができる化学誘導体化化合物ペンタフルオロフェノール９０の化学構造を示している。図６Ｂが、方法１５０ならびに本明細書に開示される方法２００、３００において使用することができる化学誘導体化化合物アリルペンタフルオロベンゼン９２の化学構造を示している。図６Ｃが、方法１５０ならびに本明細書に開示される方法２００、３００において使用することができる化学誘導体化化合物トリデカフルオロノニルマレイミド９４の化学構造を示している。図６Ｄが、方法１５０ならびに本明細書に開示される方法２００、３００において使用することができる化学誘導体化化合物グリシジルオクタフルオロペンチルエーテル９６の化学構造を示している。化学誘導体化化合物は、接着を促進し、接着機構を検出する活動的な官能基を含む。例えば、図６Ａ〜６Ｄに示されるように、ペンタフルオロフェノール９０は、ヒドロキシルを含み、アリルペンタフルオロベンゼン９２は、アリルを含み、トリデカフルオロノニルマレイミド９４は、マレイミドを含み、グリシジルオクタフルオロペンチルエーテル９６は、エポキシを含む。
【００２４】
方法１５０は、例えば誘導体化反応によって官能基−接着促進誘導体化層４０（図２Ａ〜２Ｄならびに３Ａおよび３Ｂを参照）を形成するために準備された複合材料表面３４または６４に化学誘導体化化合物を付着させ、あるいは適用するステップ１５８をさらに含む。この開示の目的において、用語「誘導体化」は、化合物を誘導体と呼ばれる類似の化学構造の生成物（反応生成物）へと変換する化学反応において使用される技術または反応を意味する。化合物の特有の官能基が、誘導体化反応に関与し、抽出物（ｅｄｕｃｔ）を異なる反応性、可溶性、沸点、融点、凝集状態、または化学組成の誘導体へと変換する。本明細書に開示の方法１５０、２００、３００において使用される誘導体化反応は、例えば化学物質または分子を複合材料表面３４または６４へと共有結合させることによって複合材料表面３４または６４を変換する。
【００２５】
化学誘導体化化合物９０、９２、９４、９６を、例えば真空バッグ設備における化学気相堆積などの化学気相堆積、真空蒸着、あるいは他の適切な付着または塗布のプロセスにより、準備された複合材料表面３４または６４へと付着させることができる。図２１が、本発明の方法１５０、２００、３００の実施形態において使用することができる真空バッグ設備２５０における典型的な化学気相堆積の一部分の断面図を示している。図２１に示されるとおり、真空バッグ設備２５０における化学気相堆積は、平坦なテーブル２５４の上面２５２または他の平坦な表面にシール２５８によって組み合わせられた真空バッグ２５６を備える。例えばメッシュワイヤスクリーンなどのセパレータ要素２６０を、真空バッグ２５６と第１の複合材料製の構造体または基材３２との間に配置することができる。液相の化学誘導体化化合物２６４が、ガラス瓶などの容器２６２へと注がれ、熱源２６６によって加熱される。熱によって液相の化学誘導体化化合物２６４が気化し、気相の化学誘導体化化合物２６８になる。気相の化学誘導体化化合物２６８が、経路２７０に沿って基材３２の上方を移動し、反応および付着によって基材３２上に官能基−接着促進誘導体化層４０を形成する。未反応の気相の化学誘導体化化合物２６８は、経路２７０に沿って移動し、真空バッグ２５６の真空ポート２７２および開口２７４を通って移動する。真空ポート２７２は、真空バッグ２５６の上方に取り付けられた第１の部位２７６および真空バッグ２５６の下方に取り付けられた第２の部位２７８を含む。
【００２６】
未反応の気相の化学誘導体化化合物２８０が、真空ポート２７２および真空バッグ設備２５０の外へと逃げ出す。好ましくは、例えば準備された複合材料表面または基材３４または６４を、選択された官能基を含む気相の化学誘導体化化合物２６８に曝すことができる。官能基の選択は、好ましくは、例えば複合材料製の構造体の樹脂の組成にもとづく。特に、ビスマレイミドで作られた複合材料製の構造体に関して、予想外にも、化学誘導体化化合物９０、９２、９４、９６が、ビスマレイミドの誘導体化された表面において炭素−炭素の二重結合の官能基を形成することが発見された。
【００２７】
複合材料製の構造体に反応性の有用な官能基を生成することができる誘導体化の反応の機構として、臭素化、ケイ素化（ｓｉｌｉｎａｔｉｏｎ）、およびチオ化（ｔｈｉｏｎａｔｉｏｎ）などの誘導体化反応機構が挙げられる。図５が、ビスマレイミドプレポリマー７２（図４Ａを参照）のアリル７４、プロペニル８０、およびマレイミド８２の官能基が臭素８８と反応することによって臭素化反応生成物８９が得られる臭素化の誘導体化反応機構８６を示している。臭素化の誘導体化反応は、複合材料表面に露出した二重結合を攻撃する。二重結合は、接着剤と複合材料製の構造体の表面との間の二次的な結合力を助成する電子豊富な環境である。
【００２８】
図７は、シランの溶液またはゲル１００が炭素−炭素の二重結合１０２と反応することによってケイ素化反応生成物１０４が得られるケイ素化の誘導体化反応機構９８を示している。ケイ素化の誘導体化反応は、複合材料表面の不飽和の単位と反応でき、複合材料表面に完全な有機官能基を導入する。
【００２９】
図８は、チオールの溶液またはゲル１０８が炭素−炭素の二重結合１０２と反応することによってチオ化反応生成物１１０が得られるチオ化の誘導体化反応機構１０６を示している。チオ化の誘導体化反応は、不飽和の単位と反応し、有機含有硫黄官能基を複合材料表面へと導入する。
【００３０】
一方または両方の複合材料がビスマレイミド母体材料から作られているとき、Ｘ線光電子分光技術を、複合材料−複合材料の結合または接合に影響を及ぼす特定の官能基を特定するために使用することができる。図９が、官能基の種類、生じうるビスマレイミド／エポキシ接着剤との反応、および温度範囲など、考えられるビスマレイミドの接着反応を列挙する表１１２を示している。官能基アリル７４については、生じうるビスマレイミド／エポキシ接着剤との反応が、２００℃（摂氏温度）〜３００℃の範囲の温度におけるマレイミドへの「エン（ｅｎｅ）」の付加である。官能基ヒドロキシル７６については、生じうるビスマレイミド／エポキシ接着剤との反応が、２４０℃よりも高い温度におけるエーテル化である。官能基ヒドロキシル−エポキシドについては、生じうるビスマレイミド／エポキシ接着剤との反応が、１００℃よりも高い温度におけるエポキシの付加である。官能基マレイミド８２については、生じうるビスマレイミド／エポキシ接着剤との反応が、１００℃よりも高い温度におけるマレイミドへのマレイミドの付加である。
【００３１】
方法１５０ならびに後述の方法２００、３００は、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、ポリイミド、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で作られた複合材料表面に、類のない官能基を構造的な接着の促進剤として導入する。これは、構造的な結合または補修の結合などの結合対象の複合材料表面に誘導体化反応機構によって官能基を導入することによって達成される。これらの官能基が、接着剤と複合材料表面との間の二次的な相互作用を加速させることによって、厳しい動作環境下での複合材料の接合継手の補修の設計の長寿命および耐久性を向上させる。方法１５０ならびに後述される方法２００、３００は、複合材料製の構造体の複合材料表面を、限られた活性表面から耐久性のある結合表面特性の高度に活性な接着促進物へと変換する。さまざまな力が、良好かつ効果的な複合材料の接合継手または補修の結合に寄与すると推測される。主たる結合力として、複合材料表面と接着材料との間に生じる共有結合、ならびにやはり複合材料−接着剤の界面に生じるファンデルワールス力が挙げられる。この開示の目的において、「ファンデルワールス力」は、分子間または同じ分子のいくつかの部分の間の引力または斥力であって、共有結合によるものではなく、イオン同士またはイオンと中性分子との静電相互作用によるものでもない引力または斥力の合計を意味する。この開示の目的において、「共有結合」は、原子間の電子対の共有を特徴とする化学結合および他の共有結合を意味する。
【００３２】
方法１５０ならびに後述の方法２００、３００は、構造的な複合材料表面に結合剤として官能基−接着促進型の層を生じさせるために、化学誘導体化を使用する。さらに、ビスマレイミド複合材料表面において、予想外にも、誘導体化反応によってそのような表面に、例えば航空機の構造体などの種々の構造体に使用することができる構造的に充分かつ耐久性のある複合材料の結合をもたらす炭素−炭素二重結合（Ｃ＝Ｃ）（不飽和）の官能基が形成されることが発見された。複合材料表面の通常であれば不活性な部位に位置する誘導体化の化学物質の単分子層（ｍｏｎｏ  ｌａｙｅｒ）が、接着を促進する薄い膜状の接着促進体を生成する。この開示の目的において、「接着促進体」は、接着剤の適用前に表面へと適用され、この表面への接着を補助する材料を意味する。
【００３３】
方法１５０は、例えば少なくとも複合材料製の構造体３２（図２Ａ、２Ｃを参照）、第１のポリマー複合材料航空機構造体１７２（図２Ｅを参照）、または第１の複合材料製の構造部分６２（図３Ａを参照）の官能基−接着促進誘導体化層４０の表面４２へと、接着材層４６（図２Ａ〜２Ｆおよび３Ａ、３Ｂ）を適用するステップ１６０をさらに含む。さらに、接着材層４６を、複合材料製の構造体３６（図２Ａを参照）または第２のポリマー複合材料航空機構造体１７６（図２Ｅを参照）あるいは金属製の構造体５２（図２Ｃを参照）もしくは第２の複合材料製の構造部分６６（図３Ａを参照）の官能基−接着促進誘導体化層４０の表面４２にも適用することができる。接着材層４６は、好ましくは、エポキシ、ビスマレイミド、または他の適切な接着剤などのフィルム接着剤を含むことができる。
【００３４】
方法１５０は、接着材層４６を加熱硬化させ、複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた別の構造体との結合をもたらすステップ１６２をさらに含む。結合は、例えば構造的な結合４８（図２Ｂを参照）、５６（図２Ｄを参照）、または１８０（図２Ｆを参照）、あるいは補修の結合７０（図３Ｂを参照）を含むことができる。図面に示されるように、接着材層４６の加熱硬化は、第１の複合材料製の構造体３２と第２の複合材料製の構造体との間などの他の構造体との構造的な結合４８（図２Ｂを参照）をもたらすことができ、第１の複合材料製の構造体３２と金属製の構造体５２との間などの他の構造体との構造的な結合５６（図２Ｄを参照）をもたらすことができ、第１のポリマー複合材料航空機構造体１７２と第２のポリマー複合材料航空機構造体１７４との間などの他の構造体との航空機の構造的な結合１８０（図２Ｆを参照）をもたらすことができ、あるいは第１の複合材料製の構造部分６２と第２の複合材料製の構造部分６６との間などの補修の結合７０（図３Ｂを参照）をもたらすことができる。他の構造体は、例えば複合材料製の構造体３２と同じ複合材料または複合材料製の構造体３２とは異なる複合材料からなる複合材料製の構造体３６（図２Ａ、２Ｂを参照）を含むことができる。別の実施形態においては、他の構造体が、好ましくはアルミニウム、チタニウム、鋼、これらの合金、または他の適切な金属材料などの金属材料で作られてよい金属製の構造体５２（図２Ｃ、２Ｄを参照）を含むことができる。別の実施形態においては、他の構造体が、複合材料および金属材料の組み合わせで作られた構造体を含むことができる。複合材料製の構造体３２ならびに複合材料、金属、またはそれらの組み合わせで作られた他の構造体は、好ましくは、航空機１０（図１を参照）を製造するための航空機の構造体であり、例えばポリマー航空機構造体１７２、１７６（図２Ｅを参照）を、航空機１０の翼１８または機体１２を形成するために使用することができる。
【００３５】
図１９は、構造体の構造的な結合のための方法２００の実施形態のうちの別の１つのフロー図を示している。方法２００は、複合材料で作られた第１の構造体３２（図２Ａ〜２Ｄを参照）、ならびに複合材料で作られた第２の構造体３６（図２Ａを参照）、金属材料で作られた第２の構造体５２、または複合材料と金属材料との組み合わせで作られた第２の構造体を用意するステップ２０２を含む。第１の複合材料製の構造体３２、ならびに複合材料または複合材料の組み合わせで作られる場合の第２の構造体は、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、ポリイミド、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で製作される。第２の構造体が、金属材料あるいは金属材料と複合材料との組み合わせで製作される場合には、金属材料が、好ましくは、アルミニウム、チタニウム、それらの合金、または他の適切な金属材料などを含む。好ましくは、第１および第２の構造体は、航空機の構造体である。
【００３６】
方法２００は、第１および第２の構造体３２、３６（図２Ａを参照）または３２、５２（図２Ｃを参照）の各々の複合材料表面３４、３８（図２Ａを参照）または金属表面５４（図２Ｃを参照）などの結合対象の表面を準備し、準備済みの第１の表面３４ならびに準備済みの第２の表面３８または５４を得るステップ２０４をさらに含む。上述のように、結合対象の表面は、好ましくは溶剤によるワイピング、浸食、グリットブラスト、研磨、サンドブラスト、化学エッチング、または他の適切な表面準備処理を含む１つ以上の表面準備処理によって準備される。
【００３７】
方法２００は、接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物（９０、９２、９４、９６（図６Ａ〜６Ｄを参照））をもたらすステップ２０６をさらに含む。上述のように、化学誘導体化化合物は、好ましくは、フッ素化物、テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）、ペンタフルオロフェノール、アリルペンタフルオロベンゼン、  トリデカフルオロノニルマレイミド、グリシジルオクタフルオロペンチルエーテル、あるいは他のフッ素化物または他の適切な化学誘導体化化合物を含む。方法２００は、第１の官能基−接着促進誘導体化層４０ａ（図２Ａ、２Ｃを参照）および第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ｂ（図２Ａ、２Ｃを参照）を形成するために、準備された第１および第２の表面３４、３８（図２Ａを参照）または３４、５４（図２Ｃを参照）の各々に化学誘導体化化合物（９０、９２、９４、９６（図６Ａ〜６Ｄを参照））を付着させるステップ２０８をさらに含む。化学誘導体化化合物を、真空バッグ設備における化学気相堆積などの化学気相堆積、真空蒸着、あるいは他の適切な付着または塗布のプロセスにより、準備された複合材料表面へと付着させることができる。真空バッグ設備２５０における化学気相堆積は、図２１に示されており、上記で詳しく説明されている。方法２００は、第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ａ、４０ｂの少なくとも一方へと接着材層４６を適用するステップ２１０をさらに含む。上述のように、接着材層４６は、好ましくはエポキシ、ビスマレイミド、または他の適切な接着剤などのフィルム接着剤を含むことができる。
【００３８】
方法２００は、第１および第２の構造体３２、３６（図２Ａを参照）または３２、５２（図２Ｃを参照）を、両者の間の接着材層４６ならびに第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ａ、４０ｂによって一体に接合するステップ２１２をさらに含む。方法２００は、接合された第１および第２の構造体３２、３６（図２Ａを参照）または３２、５２（図２Ｃを参照）へと接着材層４６を加熱硬化させ、第１および第２の構造体３２、３６（図２Ａを参照）または３２、５２（図２Ｃを参照）の間の構造的な結合４８（図２Ｂを参照）または５６（図２Ｄ）を形成するステップ２１４をさらに含む。複合材料で作られた第１の構造体３２は、好ましくは航空機の構造体である。複合材料で作られた他方の第２の構造体３６（図２Ａを参照）、金属で作られた他方の第２の構造体５２、または複合材料と金属との組み合わせで作られた他方の第２の構造体も、好ましくは航空機の構造体である。
【００３９】
図２０は、航空機１０のポリマー複合材料構造体（図１、２Ｅ、２Ｆを参照）の構造的な結合のための方法３００の実施形態のうちの別の１つについてのフロー図を示している。方法３００は、第１のポリマー複合材料航空機構造体１７２および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７６（図２Ｅを参照）を用意するステップ３０２を含む。第１のポリマー複合材料航空機構造体１７２および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７６は、好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、ポリイミド、または他の適切なポリマー複合材料のうちの１つ以上を含み、より好ましくはグラファイト（Ｇｒ）／ビスマレイミド、グラファイト（Ｇｒ）／エポキシ、またはグラファイト（Ｇｒ）／ポリイミドを含み、最も好ましくはビスマレイミド（ＢＭＩ）を含むポリマー複合材料で製作される。
【００４０】
方法３００は、第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７２、１７６の各々の結合対象の表面を準備して、第１の準備済み表面１７４および第２の準備済み表面１７８（図２Ｅを参照）をそれぞれ形成するステップ３０４をさらに含む。第１の準備済み表面１７４および第２の準備済み表面１７８は、好ましくは溶剤によるワイピング、浸食、グリットブラスト、研磨、サンドブラスト、化学エッチング、または他の適切な表面準備処理を含む１つ以上の表面準備処理によって準備される。
【００４１】
方法３００は、接着を促進する活性な官能基を含む化学誘導体化化合物（９０、９２、９４、９６（図６Ａ〜６Ｄを参照））をもたらすステップ３０６をさらに含む。上述のように、化学誘導体化化合物は、好ましくは、フッ素化物、テトラフルオロ無水酢酸（ＴＦＡＡ）、ペンタフルオロフェノール、アリルペンタフルオロベンゼン、  トリデカフルオロノニルマレイミド、グリシジルオクタフルオロペンチルエーテル、あるいは他のフッ素化物または他の適切な化学誘導体化化合物を含む。方法３００は、第１の官能基−接着促進誘導体化層４０ａおよび第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ｂ（図２Ｅを参照）を形成するために、第１および第２の準備済みの表面１７４、１７８の各々に化学誘導体化化合物（９０、９２、９４、９６（図６Ａ〜６Ｄを参照））を付着させるステップ３０８をさらに含む。化学誘導体化化合物を、真空バッグ設備における化学気相堆積などの化学気相堆積、真空蒸着、あるいは他の適切な付着または塗布のプロセスにより、第１および第２の準備済み表面１７４、１７８へと付着させることができる。真空バッグ設備２５０における化学気相堆積は、図２１に示されており、上記で詳しく説明されている。ビスマレイミドで作られた第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７２、１７６については、化学誘導体化化合物が、ビスマレイミドの誘導体化された層または表面に炭素−炭素二重結合の官能基を形成することができる。
【００４２】
方法３００は、第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ａ、４０ｂの少なくとも一方へと接着材層４６を適用するステップ３１０をさらに含む。上述のように、接着材層４６は、好ましくはエポキシ、ビスマレイミド、または他の適切な接着剤などのフィルム接着剤を含むことができる。方法３００は、第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７２、１７６を、両者の間の接着材層４６ならびに第１および第２の官能基−接着促進誘導体化層４０ａ、４０ｂによって一体に接合するステップ３１２をさらに含む。方法３００は、接合された第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７２、１７６へと接着材層４６を加熱硬化させ、第１および第２のポリマー複合材料航空機構造体１７２、１７６の間に航空機の構造的な結合１８０（図２Ｆを参照）を形成するステップ３１４をさらに含む。
【実施例】
【００４３】
ビスマレイミド（ＢＭＩ）複合材料表面の基材について、種々の誘導体化の化合物または物質による試験を、以下のように実行した。
【００４４】
実施例１
ビスマレイミド（ＢＭＰ）サンプルの比較の表面準備試験。（１）「受け取ったときのまま（Ａｓ  ｒｅｃｅｉｖｅｄ）」、（２）「抽出（Ｅｘｔｒａｃｔｅｄ）」、（３）「払拭（Ｗｉｐｅｄ）」、および（４）「手研磨（Ｈａｎｄ  ｓａｎｄｅｄ）」を含む種々の表面準備処理を使用して、ビスマレイミド（ＢＭＩ）複合材料表面の基材の４つのサンプルを準備し、試験し、評価した。（１）「受け取ったときのまま」は、ＢＭＩ複合材料表面について表面の準備および曝露を行なっていないことを意味し、（２）「抽出」は、ＢＭＩ複合材料表面をアセトン溶媒で洗浄し、次いで乾燥させたことを意味し、（３）「払拭」は、ＢＭＩ複合材料表面を手作業にてアセトン絹布で拭ったことを意味し、（４）「手研磨」は、ＢＭＩ複合材料表面を黒色の粉塵が生じてＢＭＩ複合材料の母体材料の最上層が除かれるまで、６０グリットの酸化アルミニウム研磨紙で手作業にて研磨したことを意味する。カリフォルニア州ＢｒｅａのＳｕｒｆａｃｅ  Ｓｃｉｅｎｃｅｓ  Ｉｎｃ．から入手したＸ線光電子分光（ＸＰＳ）装置（型番ＳＳＸ−１００）を使用し、各々の表面準備の実行後に存在する炭素（Ｃ）、酸素（Ｏ）、チッ素（Ｎ）、ケイ素（Ｓｉ）、およびフッ素（Ｆ）の濃度を測定した。図１０が、種々の表面準備処理「受け取ったときのまま」、「抽出」、「払拭」、および「手研磨」の後のビスマレイミド表面の組成を比較するグラフ１１４を示している。この試験の結果は、ＢＭＩ複合材料表面の手研磨だけで、汚染物質が除去され、ＢＭＩ複合材料の表面に炭素種が導入されることを示している。
【００４５】
これは、炭素−エポキシ複合材料に典型的な炭素繊維の露出に起因すると思われる。
【００４６】
実施例２
ＴＦＡＡ（テトラフルオロ無水酢酸）の付加を伴うビスマレイミド（ＢＭＰ）サンプルの表面準備の比較試験。払拭および手研磨の表面準備処理をＴＦＡＡへの曝露の前および後に使用して、（１）イソプロピルアルコール（ＩＰＡ）での「払拭」、（２）「払拭およびＴＦＡＡへの曝露」、（３）「手研磨」、および（４）「手研磨およびＴＦＡＡへの曝露」を含むビスマレイミド（ＢＭＩ）複合材料表面の基材の４つのサンプルを準備し、試験し、評価した。（１）イソプロピルアルコール（ＩＰＡ）での「払拭」は、イソプロピルアルコール（ＩＰＡ）で湿らせた絹布にてＢＭＩ複合材料表面を手作業で拭ったことを意味し、（２）「払拭およびＴＦＡＡへの曝露」は、イソプロピルアルコール（ＩＰＡ）で湿らせた絹布にてＢＭＩ複合材料表面を手作業で拭い、次いで拭った後のＢＭＩ複合材料表面を化学誘導体化化合物ＴＦＡＡで処理したことを意味し、（３）「手研磨」は、ＢＭＩ複合材料表面を黒色の粉塵が生じてＢＭＩ複合材料の母体材料の最上層が除かれるまで、６０グリットの酸化アルミニウム研磨紙で手作業にて研磨したことを意味し、（４）「手研磨およびＴＦＡＡへの曝露」は、ＢＭＩ複合材料表面を黒色の粉塵が生じてＢＭＩ複合材料の母体材料の最上層が除かれるまで、６０グリットの酸化アルミニウム研磨紙で手作業にて研磨し、次いで露出したＢＭＩ複合材料表面を化学誘導体化化合物ＴＦＡＡで処理したことを意味する。カリフォルニア州ＢｒｅａのＳｕｒｆａｃｅ  Ｓｃｉｅｎｃｅｓ  Ｉｎｃ．から入手したＸ線光電子分光（ＸＰＳ）装置（型番ＳＳＸ−１００）を使用し、各々の表面準備の実行後に存在する炭素（Ｃ）、酸素（Ｏ）、チッ素（Ｎ）、ケイ素（Ｓｉ）、およびフッ素（Ｆ）の濃度を測定した。図１１が、表面準備処理「払拭」、「払拭およびＴＦＡＡへの曝露」、「手研磨」、および「手研磨およびＴＦＡＡへの曝露」によるＢＭＩ表面の組成に関して、ＴＦＡＡへの曝露前および曝露後のＢＭＩ複合材料表面の組成を比較するグラフ１１６を示している。この試験の結果は、手研磨によってＢＭＩ複合材料表面がＴＦＡＡのグラフト（ｇｒａｆｔｉｎｇ）に向けて活性化されたことを示している。結果は、ＴＦＡＡによる処理の後で、一部の炭素が消費され、酸素およびフッ素の濃度が高まったことを示している。ＴＦＡＡ誘導体化プロセスにおける酸素の増加という結果は、複合材料−複合材料の結合プロセスにおけるＢＭＩ複合材料表面における反応種の利用可能性の改善ならびに共有およびファンデルワールス力の改善を実証している。
【００４７】
実施例３
研磨されたビスマレイミド（ＢＭＩ）サンプルのフッ素化誘導体化化合物による誘導体化。ビスマレイミド（ＢＭＩ）複合材料表面の基材の５つのサンプルを、手研磨の表面準備処理および種々のフッ素化誘導体化化合物への曝露を使用して準備し、試験し、評価した。各々のＢＭＩ基材サンプルを、取り扱い時の汚染を取り除くために、アセトンによる第１の溶剤によるワイピングによって準備した。次いで、各々のＢＭＩ基材サンプルを、黒色の粉塵が生じるまで、６０グリットの酸化アルミニウム研磨紙で手作業にて研磨した。次に、各々のＢＭＩ基材サンプルを、アセトンおよびＫＩＭＷＩＰＥＳ（ウィスコンシン州ＮｅｅｎａｈのＫｉｍｂｅｒｌｙ−Ｃｌａｒｋ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎの登録商標）で拭い、次いですべての研磨くずが取り除かれるまで乾いたＫＩＭＷＩＰＥＳで拭った。４つのＢＭＩ基材サンプルの各々を、ガラス瓶に封じられた異なるフッ素化誘導体化化合物の上方にぶら下げることによって、異なるフッ素化誘導体化化合物の蒸気に曝露した。４つのフッ素化誘導体化化合物は、（１）ペンタフルオロフェノール、（２）アリルペンタフルオロベンゼン、（３）トリデカフルオロノニルマレイミド、および（４）グリシジルオクタフルオロペンチルエーテルを含んでいた。第５のＢＭＩ基材サンプルは、対照であり、手研磨だけを行ない、フッ素化誘導体化化合物への曝露は行なっていない。フッ素化誘導体化化合物へと曝露した４つのＢＭＩサンプルおよび１つの対照ＢＭＩサンプルを、接着剤と同じ硬化サイクルへと曝露し、すなわち温度を１００分間かけて室温から１７７℃（摂氏温度）へと上昇させ、２４０分間にわたって１７７℃に保ち、室温で冷却させた。ＢＭＩサンプルの事後養生を、１００分間での２２７℃への上昇、３６０分間の保持、および冷却という時間割を用いて行なった。結合が生じたかどうかを判断するために、Ｘ線光電子分光法（ＸＰＳ）を実行した。サンプルをガラス瓶から取り出し、すぐにＸ線光電子分光法（ＸＰＳ）のサンプル導入チャンバ（〜（約）１０−６ｔｏｒｒ）に配置し、一晩にわたってガスの放出を可能にした。次いで、物理吸着（物理的に吸着された）フッ素化誘導体化化合物を追い払うために、サンプルを導入チャンバにおいて紫外（ＵＶ）加熱ランプで２０分間にわたって穏やかに加熱した。サンプルを、樹脂および繊維の信号を分離できるようにカーボンテープで接地した。サンプル表面を底エネルギーの電子で氾濫させることで、導電性の繊維からのデータを非導電性の樹脂から分離することができた。
【００４８】
図１２は、（１）「研磨を行なった対照の」ＢＭＩサンプルについてのＢＭＩ表面の炭素、酸素、およびチッ素の組成、（２）研磨およびフッ素化誘導体化化合物ペンタフルオロフェノールへの曝露を行なったＢＭＩサンプルについてのＢＭＩ表面の炭素、酸素、チッ素、およびフッ素の組成、（３）研磨およびフッ素化誘導体化化合物アリルペンタフルオロベンゼンへの曝露を行なったＢＭＩサンプルについてのＢＭＩ表面の炭素、酸素、フッ素、およびケイ素の組成（アリルペンタフルオロベンゼンへの曝露を行なった表面のスペクトルにはケイ素の未知の出所が存在している）、（４）研磨およびフッ素化誘導体化化合物トリデカフルオロノニルマレイミドへの曝露を行なったＢＭＩサンプルについてのＢＭＩ表面の炭素、酸素、チッ素、およびフッ素の組成、および（５）研磨およびフッ素化誘導体化化合物グルシジルオクタフルオロペンチルエーテルへの曝露を行なったＢＭＩサンプルについてのＢＭＩ表面の炭素、酸素、チッ素、およびフッ素の組成を比較するグラフ１１８を示している。試験の結果は、曝露および養生のサイクル後のＢＭＩ表面におけるフッ素化誘導体化化合物または誘導体化物質のすべての形跡を示している。アリルペンタフルオロベンゼンへと曝露されたサンプルが、汚染の可能性の証拠である顕著なケイ素（Ｓｉ）を示している。アリルペンタフルオロベンゼンへと曝露されたサンプルおよびグリシジルオクタフルオロペンチルエーテルへと曝露されたサンプルは、サンプリングの深さにおいてチッ素の存在を示さず、このことは、誘導体化物質そのものが表面のチッ素を覆い、あるいは隠し、ＸＰＳによるチッ素の検出が不可能になる程度まで、ＢＭＩ表面へと重合したことを示唆している。ＸＰＳは、典型的には、表面の最初の単分子層にしか進入できない。試験の結果は、各々のフッ素化誘導体化化合物がそれぞれの研磨済みのＢＭＩ表面サンプルへと化学的に結合したことを示している。露出した繊維および露出した樹脂表面は、すべてのフッ素化誘導体化化合物に対して同様に反応性であるように見受けられる。さらに、試験の結果は、露出した繊維表面が接着において重要な役割を果たすことを示しているように見受けられる。
【００４９】
実施例４
臭素およびＴＦＡＡ（テトラフルオロ無水酢酸）の付加を伴うビスマレイミド（ＢＭＩ）サンプルのせん断強度の比較試験。（１）誘導体化化合物への曝露を行なわない「対照用の浸食処理表面（Ｃｏｎｔｒｏｌ  ａｂｒａｄｅｄ  ｓｕｒｆａｃｅ）」であるＢＭＩサンプル基材、（２）最初に研磨を行ない、次いで臭素誘導体化を加えたＢＭＩサンプル基材、（３）最初に研磨を行ない、次いでＴＦＡＡ誘導体化を加えたＢＭＩサンプル基材、および（４）最初に研磨を行ない、次いで臭素およびＴＦＡＡ誘導体化を加えたＢＭＩサンプル基材を含むビスマレイミド（ＢＭＩ）複合材料表面の基材の４つのサンプルを準備し、せん断強度について試験および評価した。図１３が、「対照用の浸食処理表面」、「Ｂｒ（臭素）誘導体化」、「ＴＦＡＡ誘導体化」、および「臭素＋ＴＦＡＡ誘導体化」のＢＭＩサンプルについて、重ね継手強度またはせん断強度（単位は、ポンド／平方インチ、すなわち、ｐｓｉ）の結果を比較するグラフ１２０を示している。この試験は、ＢＭＩ複合材料表面の結合面について、官能基の消費の影響を示している。試験の結果は、臭素化の誘導体化による不飽和単位（二重結合）の消費が、得られる複合材料の継手のせん断強度に直接的な影響を有すること、ＴＦＡＡ誘導体化によるヒドロキシル基の消費は、感知できるほどの影響を有さないこと、ならびに臭素およびＴＦＡＡ処理の組み合わせが、継手の最終的なせん断強度に感知可能な負の影響を有することを示している。これは、誘導体化による炭素−炭素二重結合の促進によって接合継手の性能が向上することを示唆している。
【００５０】
実施例５
フッ素化誘導体化化合物へと曝露したＢＭＩサンプルの結合エネルギー試験。結合エネルギー試験を、種々のフッ素化誘導体化化合物へと曝露した上述の実施例３のＢＭＩサンプルについて実行した。結合エネルギー試験を、Ｘ線光電子分光法（ＸＰＳ）によって測定した。ＸＰＳは、Ｘ線の衝突によってサンプル表面から追放された電子のエネルギーを測定する。追放された電子のエネルギーが、表面を離れるときに測定される。このエネルギーが、表面における電子の結合エネルギーを表わしており、おおむねＸ線のエネルギーから電子のエネルギーを引いて結合エネルギーを加えたものがゼロ（０）に等しい。
【００５１】
図１４は、ペンタフルオロフェノールへと曝露したＢＭＩサンプルのＦ（フッ素）（１ｓ）についての結合エネルギー試験の結果を示すグラフ１２２を示している。試験の結果は、ペンタフルオロフェノール誘導体化化合物からのフッ素が繊維へと結合し、かつ誘導体化されたビスマレイミド表面の樹脂へと結合したことを示している。ＢＭＩサンプルの樹脂および繊維の両方の表面へのヒドロキシルのグラフトの証拠が存在している。ＢＭＩ接着剤が、ＢＭＩサンプルの樹脂および繊維の両方の表面に共有結合によって接着しているように見受けられる。
【００５２】
図１５は、アリルペンタフルオロベンゼンへと曝露したＢＭＩサンプルのＦ（フッ素）（１ｓ）についての結合エネルギー試験の結果を示すグラフ１２４を示している。試験の結果は、アリルペンタフルオロベンゼン誘導体化化合物からのフッ素が繊維へと結合し、かつ誘導体化されたビスマレイミド表面の樹脂へと結合したことを示している。ＢＭＩサンプルの樹脂および繊維の両方の表面へのアリルのグラフトの証拠が存在している。ＢＭＩ接着剤が、ＢＭＩサンプルの樹脂および繊維の両方の表面に共有結合によって接着しているように見受けられる。
【００５３】
図１６は、トリデカフルオロノニルマレイミドへと曝露したＢＭＩサンプルのＦ（フッ素）（１ｓ）についての結合エネルギー試験の結果を示すグラフ１２６を示している。試験の結果は、トリデカフルオロノニルマレイミド誘導体化化合物からのフッ素が繊維へと結合し、かつ誘導体化されたビスマレイミド表面の樹脂へと結合したことを示している。ＢＭＩサンプルの樹脂および繊維の両方の表面へのマレイミドのグラフトの証拠が存在している。ＢＭＩ接着剤が、ＢＭＩサンプルの樹脂および繊維の両方の表面に共有結合によって接着しているように見受けられる。
【００５４】
図１７は、グリシジルオクタフルオロペンチルエーテルへと曝露したＢＭＩサンプルのＦ（フッ素）（１ｓ）についての結合エネルギー試験の結果を示すグラフ１２８を示している。試験の結果は、重合反応が生じていないことを示している。グリシジルオクタフルオロペンチルエーテル誘導体化化合物が、ビスマレイミド基材表面の官能基へと結合している。活発なＢＭＩ表面によって生じたエポキシ基の重合の証拠が存在している。ポリマーの厚い層が、ＢＭＩ表面へと化学的に結合している。
【００５５】
結論：方法１５０、２００、３００ならびにそれによって生成される本明細書に開示の結合した構造体の実施形態は、既存の方法と比べて改善された構造的結合および補修をもたらすことができる複合材料表面または金属表面の長持ちする表面の改質をもたらす。さらに、方法１５０、２００、３００ならびにそれによって生成される本明細書に開示の結合した構造体の実施形態は、複合材料製の構造体を複合材料、金属、またはこれらの組み合わせで作られた他の構造体へと固定し、あるいは複合材料製の構造体の部位を補修するための固定装置を不要にする。これにより、結果として、固定装置を使用しなくてもよいことで、結合による複合材料または複合材料／金属の構造体の全体としての製造コストおよび重量を削減することができる。さらに、方法１５０、２００、３００ならびにそれによって生成される本明細書に開示の結合した構造体の実施形態は、固定具を不要にすることによってより大きな表面積へと荷重を分散させることで顕著な重量削減および構造的効率をもたらすことができる航空機の製造および補修のための完全に結合した継手を可能にできる。コストの削減は、複合材料の接合またはボルトによる固定による構造部品について手直しが少なくなることによっても達成できる。さらに、方法１５０、２００、３００ならびにそれによって生成される本明細書に開示の結合した構造体の実施形態は、結合による複合材料および複合材料／金属の継手ならびに補修のための接着促進体として誘導体化された複合材料表面を生成する。さらに、方法１５０、２００、３００ならびにそれによって生成される本明細書に開示の結合した構造体の実施形態は、構造的な結合または補修の際に複合材料または金属の接着を助けるために、複合材料または金属の表面において成長、または活性化させることができる長持ちする接着促進体として、分子官能基を使用する。複合材料の構造表面の環境に耐えて長持ちする官能基が、潜在的な分子層−接着促進体として機能でき、したがって接着を改善し、構造的な結合および補修の性能を向上させることができる。得られる結合は、劣化のない長期耐久性を有するように意図され、航空機の設計寿命を耐え抜くように意図される。
【００５６】
本発明に関係する技術の当業者であれば、以上の説明および関連の図面に提示された教示を利用して、本発明の多数の変更および他の実施形態に想到できるであろう。本明細書に記載した実施形態は、例示を目的としており、本発明を限定しようとするものでも、すべてを述べ尽くそうとするものでもない。具体的な用語が本明細書において使用されているが、それらは包括的かつ説明的な意味で使用されており、限定を目的として使用されているのではない。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【図２Ｅ】
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【図２Ｆ】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図４】
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【図５】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
2014515047.tif 000015
【図６Ｃ】
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【図６Ｄ】
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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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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【国際調査報告】
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