(57)【要約】    【解決手段】  強化熱可塑性材料で形成された複合ウイングボックス構造。当該複合構造は、炭素繊維補強材と、当該構造を製造する工程中に生じる熱を局所化させる複数の絶縁要素とを含む。前記ウイングボックスを製造する工程は、複数の薄膜内において一連の絶縁要素を交互に配置する工程と、前記絶縁要素および薄膜を統合させて積層体を形成する工程とを含む。前記積層体は、次いで、前記絶縁要素が支持構造の上に重なるよう、前記支持構造に位置合わせされる。前記積層体は、次いで、非接触型加熱工程、例えば誘導溶接を使って前記支持構造に溶融合される。  【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合航空機構造であって、
複数の長手方向に細長いスパーであって、その各々が、溶接ゾーンを形成する単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した上方要素を有する、複数の長手方向に細長いスパーと、
前記複数のスパーと相互接続されてグリッドを形成する複数の細長いリブであって、各リブは、溶接ゾーンを形成する単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した上方要素を有する、複数の細長いリブと、
前記スパーおよびリブのグリッドと連結された複合スキンであって、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の第１のプライであって、前記炭素繊維は第１の方向に配向された、第１のプライと、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の第２のプライであって、前記炭素繊維は前記第１の方向に配向され、前記第１のプライは当該第２のプライの上に重なりこれに直接連結された、第２のプライと、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の第３のプライであって、前記炭素繊維は、前記第１の方向を横断する第２の方向に配向された、第３のプライと、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の第４のプライであって、前記炭素繊維は前記第２の方向に配向され、前記第３のプライは当該第４のプライの上に重なりこれに直接連結された、第４のプライと、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の第５のプライであって、前記炭素繊維は、前記スパーおよび前記リブの前記上方要素の前記炭素繊維を横断する方向に配向された、第５のプライと、
電気絶縁材料で形成された複数の細長い絶縁要素であって、当該絶縁要素は、それぞれ長さおよび幅を有し、当該絶縁要素のうち少なくとも複数は、実質的に前記幅を超える長さを有し、当該絶縁要素は、当該絶縁要素が前記リブおよびスパーの前記上方要素の上に重なるよう、前記リブおよびスパーにより形成された前記グリッドと実質的に同様に構成されたグリッドを形成し、当該絶縁要素の前記グリッドは前記第２の層と前記第３の層間に配置される、複数の細長い絶縁要素と
を有する複合スキンと
を有する複合航空機構造。
【請求項２】
請求項１記載の航空機構造において、前記第１、第２、第３、第４、および第５のプライは、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料である航空機構造。
【請求項３】
請求項１または２記載の航空機構造において、各絶縁要素は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれたガラス繊維を有するものである航空機構造。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記スパーの上に重なる複数の細長いスパー絶縁体を有するものである航空機構造。
【請求項５】
請求項４記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記リブの上に重なる複数の細長いリブ絶縁体を有し、当該リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の長さより短い長さを有するものである航空機構造。
【請求項６】
請求項５記載の航空機構造において、前記リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の上に実質的に重なることなく、前記スパー絶縁体間にわたり延長するものである航空機構造。
【請求項７】
請求項５または６記載の航空機構造において、前記スパー絶縁体は互いに離間されるものである航空機構造。
【請求項８】
請求項１〜７のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記複合スキンは、炭素繊維強化熱可塑性材料の追加層を有し、前記絶縁要素のグリッドは第１のグリッドであり、前記複数の絶縁要素は、前記絶縁要素の第１のグリッドと実質的に同様に構成された第２のグリッドを形成し、前記第２のグリッドは、当該第２のグリッドが前記第１のグリッドに位置合わせされるよう、前記炭素強化熱可塑性材料の追加層間に配置されるものである航空機構造。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれか一項に記載の航空機構造であって、前記リブおよびスパーのグリッドと連結された第２の複合スキンを有するものである航空機構造。
【請求項１０】
請求項９記載の航空機構造において、各スパーおよびリブは、下方溶接ゾーンを形成する単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した下方要素を有するものである航空機構造。
【請求項１１】
請求項１０記載の航空機構造において、前記第２のスキンは、前記リブおよびスパーの前記下方要素と連結されるものである航空機構造。
【請求項１２】
請求項１〜１１のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記複数の絶縁要素で形成された前記グリッドは、複数の開口部を有するものである航空機構造。
【請求項１３】
請求項１〜１２のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記第１〜第５のプライの前記熱可塑性材料は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである航空機構造。
【請求項１４】
請求項１〜１３のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記炭素繊維強化プライの前記熱可塑性材料は、華氏５００度を超える融点を有するものである航空機構造。
【請求項１５】
請求項１〜１４のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記第５のプライが誘導溶接ヘッドにより融点を超える温度に加熱された場合、前記第１〜第４のプライの熱可塑性材料が前記融点未満に保たれるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項１６】
請求項１〜１４のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記第５の層の前記熱可塑性材料は融点を有し、前記絶縁要素は、前記第５の積層体が、当該第５の積層体の一部を前記融点を超えて加熱するうえで十分な電磁場にばく露した場合、前記第２および第３の層の前記融点を超える加熱を妨げるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項１７】
請求項１〜１４のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記第５の層の前記熱可塑性材料は融点を有し、前記絶縁要素は、前記第５の層が誘導溶接により前記リブおよびスパーの上方要素に溶接されるとき、前記第１〜第４の層の前記熱可塑性材料が溶融することを妨げるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項１８】
複合航空機構造であって、
複数の長手方向に細長いスパーと、
前記複数のスパーと連結されてグリッドを形成する複数の細長いリブと、
複合スキンであって、
複数の構造的な層であって、その各々が炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成された、複数の構造的な層と、
電気絶縁材料で形成された複数の絶縁要素であって、当該絶縁要素は複数の絶縁グリッドを形成し、前記絶縁グリッドは互いに位置合わせされ、前記絶縁グリッドは前記構造的な層間に配置される、複数の絶縁要素と、
炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成される溶接層と
を有する複合スキンと、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有する複数の連結要素であって、各連結要素は、前記スパーまたは前記リブの１つと連結される、複数の連結要素と
を有し、
前記溶接層の炭素繊維は第１の方向に配向され、前記連結要素の炭素繊維は、前記第１の方向を横断する第２の方向に配向され、
前記溶接層は前記連結要素の上に重なり、それと連結される
複合航空機構造。
【請求項１９】
請求項１８記載の複合航空機構造において、前記溶接層および前記連結要素は、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料を有するものである複合航空機構造。
【請求項２０】
請求項１８または１９記載の航空機構造において、各絶縁要素は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれたガラス繊維を有するものである航空機構造。
【請求項２１】
請求項１８〜２０のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記スパーの上に重なる複数の細長いスパー絶縁体を有するものである航空機構造。
【請求項２２】
請求項２１記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記リブの上に重なる複数の細長いリブ絶縁体を有し、当該リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の長さより短い長さを有するものである航空機構造。
【請求項２３】
請求項２２記載の航空機構造において、前記リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の上に実質的に重なることなく、前記スパー絶縁体間にわたり延長するものである航空機構造。
【請求項２４】
請求項２２または２３記載の航空機構造において、前記スパー絶縁体は互いに離間されるものである航空機構造。
【請求項２５】
請求項１８〜２４のいずれか一項に記載の航空機構造であって、前記リブおよびスパーのグリッドと連結された第２の複合スキンを有するものである航空機構造。
【請求項２６】
請求項２５記載の航空機構造において、複数の前記コネクタは、前記第２のスキンを前記リブおよびスパーと連結するものである航空機構造。
【請求項２７】
請求項１８〜２６のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記複数の絶縁要素で形成された前記グリッドは、複数の開口部を有するものである航空機構造。
【請求項２８】
請求項１８〜２７のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記構造的な層の前記熱可塑性材料は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである航空機構造。
【請求項２９】
請求項１８〜２８のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記構造的な層の前記熱可塑性材料は、華氏５００度を超える融点を有するものである航空機構造。
【請求項３０】
請求項１８〜２９のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記溶接層が誘導溶接ヘッドにより融点を超える温度に加熱された場合、前記構造的な層の熱可塑性材料が前記融点未満に保たれるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項３１】
請求項１８〜２９のいずれか一項に記載の航空機構造において、前記溶接層の前記熱可塑性材料は融点を有し、前記絶縁要素は、前記溶接層が誘導溶接により前記連結要素に溶接されるとき、前記構造的な層の前記熱可塑性材料が溶融することを妨げるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項３２】
航空機構造に使用するための複合積層体であって、
複数の構造的な層であって、その各々が単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成され、前記構造的な層の少なくとも一部の繊維方向は、隣接する前記構造的な層の繊維方向を横断する方向である、複数の構造的な層と、
電気絶縁材料で形成された複数の絶縁要素であって、当該絶縁要素は複数の絶縁グリッドを形成し、前記絶縁グリッドは互いに位置合わせされ、前記絶縁グリッドは、前記構造的な層内において前記炭素繊維層の繊維方向が互いに横断する隣接しあった構造的な層間に埋め込まれる、複数の絶縁要素と、
炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成される溶接層と
を有する複合積層体。
【請求項３３】
請求項３２記載の複合積層体において、前記炭素繊維強化熱可塑性薄膜は、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性薄膜を有するものである複合積層体。
【請求項３４】
請求項３２または３３記載の複合積層体において、各絶縁要素は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれたガラス繊維を有するものである複合積層体。
【請求項３５】
請求項３２〜３４のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記絶縁要素は、幅および長さを有した複数の細長い第１の絶縁体を有し、前記長さは前記幅より実質的に大きいものである複合積層体。
【請求項３６】
請求項３２記載の複合積層体において、前記絶縁要素は複数の細長い第２の絶縁体を有し、当該第２の絶縁体は、前記第１の絶縁体の長さより短い長さを有するものである複合積層体。
【請求項３７】
請求項３６記載の複合積層体において、前記第２の絶縁体は、前記第１の絶縁体の上に実質的に重なることなく、前記第１の絶縁体間にわたり延長するものである複合積層体。
【請求項３８】
請求項３６または３７記載の複合積層体において、前記第１の絶縁体は互いに離間されるものである複合積層体。
【請求項３９】
請求項３２〜３９のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記複数の絶縁要素で形成された前記グリッドは、複数の開口部を有するものである複合積層体。
【請求項４０】
請求項３２〜３９のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記構造的な層の前記熱可塑性材料は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである複合積層体。
【請求項４１】
請求項３２〜４０のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記構造的な層の前記熱可塑性材料は、華氏５００度を超える融点を有するものである複合積層体。
【請求項４２】
請求項３２〜４１のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記絶縁要素は、前記溶接層が誘導溶接ヘッドにより融点を超える温度に加熱された場合、前記構造的な層の熱可塑性材料が前記融点未満に保たれるよう構成されるものである複合積層体。
【請求項４３】
請求項３２〜４２のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記溶接層の前記熱可塑性材料は融点を有し、前記絶縁要素は、前記溶接層が別個の熱可塑性要素に溶接されるとき、前記構造的な層の前記熱可塑性材料が溶融することを妨げるよう構成されるものである複合積層体。
【請求項４４】
請求項３２〜４３のいずれか一項に記載の複合積層体において、前記構造的な層は、複数ペアの単一方向性の炭素強化熱可塑性層を有し、前記ペアの各々は、前記炭素繊維の繊維方向が実質的に平行な隣接して重なり合う層を有するものである複合積層体。
【請求項４５】
請求項４４記載の複合積層体において、絶縁要素の前記グリッドの１つは、隣接しあうペアの構造的な層間に配置されるものである複合積層体。
【請求項４６】
複合ウイングボックスを形成する方法であって、
複数のスパーを提供する工程と、
複数のリブを前記複数のスパーと連結する工程と、
複合スキンを形成する工程であって、当該複合スキンは、
複数の構造的な層であって、その各々が炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成された、複数の構造的な層と、
複数の絶縁層であって、その各々が複数の離間された電気絶縁要素で形成され、各絶縁要素は長さおよび幅を有し、前記長さは前記幅より実質的に長く、前記絶縁層は互いに位置合わせされて前記構造的な層間に配置され、前記絶縁層は、前記複合スキンが前記スパーおよびリブの上に重なるとき、前記絶縁要素が前記スパーおよびリブの上に重なるよう構成される、複数の絶縁層と、
炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成される溶接層と
を有する、複合スキンを形成する工程と、
前記複合スキンの前記層が前記リブおよびスパーの上に重なるよう、前記リブおよびスパーの上に前記複合スキンを配置する工程と、
前記複合スキンを前記リブおよびスパーに溶接する工程であって、当該溶接工程は、前記リブおよびスパーに隣接した前記複合積層体の上方に誘導溶接ヘッドを移動させる工程を有し、前記誘導溶接ヘッドが前記複合積層体を透過する電磁場を印加することにより前記溶接層の前記熱可塑性材料の融点を超えて前記溶接層が加熱されるとともに、前記熱可塑性材料の融点を超えて前記構造的な層が加熱されることを前記絶縁層が妨げるようになっている、前記複合スキンを前記リブおよびスパーに溶接する工程と
を有する方法。
【請求項４７】
請求項４６記載の方法であって、前記リブおよび前記スパーに複数の連結要素を連結する工程を有し、各連結要素は、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有し、前記溶接工程は、前記溶接層を前記連結要素と溶接する工程を有するものである方法。
【請求項４８】
請求項４７記載の方法において、前記溶接層の前記炭素繊維は第１の方向に配向され、前記連結要素の前記炭素繊維は第２の方向に配向され、前記複数のコネクタを連結する工程は、前記第２の方向が前記第１の方向を横断するよう前記コネクタを連結する工程を有するものである方法。
【請求項４９】
請求項４６〜４８のいずれか一項に記載の方法において、前記複数の絶縁層を有する複合積層体を提供する工程は、前記複数の絶縁要素をグリッドへと構成する工程を有するものである方法。
【請求項５０】
請求項４６〜４９のいずれか一項に記載の方法において、前記複数の絶縁層を有する複合積層体を提供する工程は、前記絶縁要素間に複数の開口部が形成されるよう、前記複数の絶縁要素を構成する工程を有するものである方法。
【請求項５１】
請求項４６〜５０のいずれか一項に記載の方法において、前記複合スキンを形成する工程は、複数ペアの前記構造的な層を提供する工程を有し、構造的な層のペアの各層は、当該ペアの他方の構造的な層に隣接し、かつそれに直接連結され、当該ペアに含まれる２層は、両層の繊維が実質的に平行になるよう配向され、構造的な層の隣接しあうペアは、一方のペアの繊維が、それに隣接したペアの繊維を横断する方向になるよう配向される、ものである方法。
【請求項５２】
請求項５１記載の方法において、前記絶縁層を提供する方法は、前記一方のペアと前記それに隣接したペアとの間に絶縁層を介設する工程を有するものである方法。
【請求項５３】
請求項５２記載の方法において、前記絶縁層を提供する方法は、構造的な層の隣接しあう各ペア間に絶縁層を介設する工程を有するものである方法。
【請求項５４】
請求項４６〜５３のいずれか一項に記載の方法において、前記複合スキンは、上面および下面を有し、前記溶接層は前記下面を形成し、前記誘導ヘッドを移動させる工程は、前記上面の上方に前記誘導ヘッドを移動させる工程を有するものである方法。
【請求項５５】
航空機構造用の複合積層体を形成する方法であって、
複数の構造的な層を提供する工程であって、前記複数の構造的な層の各々は炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成された、工程と、
電気絶縁材料で形成された複数の絶縁要素を提供する工程であって、各絶縁要素は長さおよび幅を有し、前記長さは前記幅より実質的に長い、工程と、
複数の絶縁層を作製する工程であって、各層は、前記絶縁要素を構成する工程により、複数の前記絶縁要素が互いに離間されるパターンで形成される、工程と、
前記構造的な層間に前記絶縁層を配置する工程であって、当該配置工程は、前記パターンを各絶縁層に位置合わせする工程を有し、
前記構造的な層は、前記最下層が溶接層を形成するよう構成される
前記構造的な層間に前記絶縁層を配置する工程と、
前記複数の構造的な層および前記絶縁層を加熱および加圧して前記絶縁層が前記構造的な層内に埋め込まれた複合積層体を形成することにより、前記複数の構造的な層および前記絶縁層を統合する工程と
を有する方法。
【請求項５６】
請求項５５記載の方法において、前記構成工程は、絶縁要素が前記複数の離間された絶縁要素間にわたり延長するよう、複数の前記絶縁要素を構成する工程を有するものである方法。
【請求項５７】
請求項５５または５６記載の方法において、前記構成工程は、各別個の前記絶縁要素間に間隙があるよう、前記絶縁要素を構成する工程を有する。
【請求項５８】
請求項５５〜５７のいずれか一項に記載の方法において、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の連結層の上に前記統合された積層体を配置して、前記溶接層の繊維の方向が前記連結層の繊維を横断する方向になるようにする工程と、
前記溶接層および前記連結層を十分に加熱して前記溶接層および前記連結層を一体的に溶接するため、前記積層体および前記連結層の厚さを透過する電磁場を誘導する工程と
を有するものである方法。
【請求項５９】
請求項５８記載の方法において、前記電磁場を誘導する工程は、前記絶縁層のパターンに沿って前記積層体の上方で誘導コイルを移動させる工程を有するものである方法。
【請求項６０】
請求項５８または５９記載の方法において、前記電磁場を誘導する工程は、前記絶縁要素の前記幅内に前記電磁場を集中させる工程を有するものである方法。
【請求項６１】
請求項５８〜６０記載の方法において、前記連結層は、前記電磁場を誘導する工程が前記積層体を前記連結層と溶接することにより前記積層体が航空機構造と固定連結されるよう、前記航空機構造と強固に連結されるものである方法。
【請求項６２】
請求項６１記載の方法において、前記航空機構造は、パターンを形成する複数の構造的な要素を有し、当該方法は、前記構造的な要素の前記パターンを前記絶縁層の前記パターンに位置合わせする工程を有するものである方法。
【請求項６３】
請求項５５〜６２のいずれか一項に記載の方法において、前記絶縁要素をパターンで構成する工程は、前記複数の絶縁要素をグリッドへと構成する工程を有するものである方法。
【請求項６４】
請求項５５〜６３のいずれか一項に記載の方法において、前記絶縁要素をパターンで構成する工程は、複数の開口部が前記絶縁要素間に形成されるよう前記絶縁要素を構成する工程を有するものである方法。
【請求項６５】
請求項５５〜６４のいずれか一項に記載の方法において、前記複数の構造的な層を提供する工程は、単一方向性の炭素繊維強化材料からなる複数ペアの構造的な層を提供する工程を有し、ペアの各層は、当該ペアの他方の構造的な層に隣接し、かつそれに直接連結され、当該ペアに含まれる２層は、両層の繊維が実質的に平行になるよう配向され、構造的な層の隣接しあうペアは、一方のペアの繊維が、それに隣接したペアの繊維を横断する方向になるよう配向されるものである方法。
【請求項６６】
請求項６５記載の方法において、前記絶縁層を提供する方法は、前記一方のペアと前記それに隣接したペアとの間に絶縁層を介設する工程を有するものである方法。
【請求項６７】
請求項６６記載の方法において、前記絶縁層を提供する方法は、構造的な層の隣接しあう各ペア間に絶縁層を介設する工程を有するものである方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本願は、２０１８年５月３日付で出願された米国仮特許出願第６２／６６６，１９３号の優先権を主張するものである。上記出願の開示は、この参照によりその全体が本明細書に組み込まれる。
【０００２】
本発明は、複合材料の分野に関する。特に、本願は、複合材料で形成された複数の構成要素で形成される構造に関する。本発明は、特に複数の複合要素で形成される航空機構造の分野における応用を対象とする。
【背景技術】
【０００３】
これまで複合材料は、軽量高強度材料の利点が材料コストよりも重要視される多種多様な用途で使用されてきている。例えば、歴史的に、航空機構造は軽量金属、例えばアルミニウム、より近年ではチタンで形成されてきた。しかし、現代の飛行機は構造の大部分が複合材料から形成されている。航空宇宙産業で一般に使用されている材料は、炭素繊維強化熱硬化性プラスチックである。そのような材料を使うと複雑な構造を形成でき、一度その構造が硬化すると、その形状は永続的に保たれる。ただし、その利点は、形成された構造を別個の構造と融合させる能力を制約する。その代わり、その別個の要素は別個のコネクタ、例えば留め具を使って連結される。強化熱可塑性材料で形成される構造要素は別個の留め具がなくても連結できるが、要素を溶融させる工程では、当該構造に損傷を生じるおそれのある温度を超えて前記構成要素を加熱する必要がある。そのため、構造の構成要素に損傷を生じることなく、当該構造の複合構成要素を連結する効率的な工程が必要とされている。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
以上を鑑み、一態様によれば、本発明は、誘導溶接工程中に生じる熱を局所化するよう構成された積層体構造を提供する。特に、前記積層体は、多層炭素繊維強化熱可塑性複合積層体の１または複数の特定のプライの特定の領域への熱を局所化するよう構成される。一態様によれば、前記熱は、前記積層体の層内にパターンで構成され、埋め込まれた絶縁要素の複数の層を実装することにより、特定のプライの特定の領域に局所的される。任意選択的に、前記積層体は、航空機構造、例えばウイングボックスに実装できる。
【０００５】
別の態様によれば、本発明は、複数の長手方向に細長いスパーと、前記複数のスパーと相互接続されてグリッドを形成するリブを有する複合航空機構造を提供し、前記スパーおよびリブの各々は、溶接ゾーンを形成する単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した上方要素を有する。複合スキンは、前記スパーおよびリブのグリッドと連結される。前記積層体は、炭素繊維強化熱可塑性材料のプライを少なくとも５つ含む。第１のプライにおいて、前記炭素繊維は第１の方向に配向される。第２のプライにおいて、前記炭素繊維は前記第１の方向に配向され、前記第１のプライは当該第２のプライの上に重なりこれに直接連結される。第３のプライは、前記第１の方向を横断する第２の方向に配向された炭素繊維を有し、第４のプライは、前記第２の方向に配向された炭素繊維を有し、前記第３のプライは前記第４のプライの上に重なりこれに直接連結される。第５のプライは、前記スパーおよび前記リブの前記上方要素の前記炭素繊維を横断する方向に配向された炭素繊維を有する。前記積層体は、電気絶縁材料で形成された複数の細長い絶縁要素も含む。前記絶縁要素は、それぞれ長さおよび幅を有し、当該絶縁要素のうち少なくとも複数は、実質的に前記幅を超える長さを有する。前記絶縁要素は、当該絶縁要素が前記リブおよびスパーの前記上方要素の上に重なるよう、前記リブおよびスパーにより形成された前記グリッドと実質的に同様に構成されたグリッドを形成する。前記絶縁要素の前記グリッドは、前記第２の層と前記第３の層間に配置される。任意選択的に、各絶縁要素は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれたガラス繊維を有する。また、前記絶縁要素は、前記スパーの上に重なる複数の細長いスパー絶縁体と、前記リブの上に重なる複数の細長いリブ絶縁体であって、前記スパー絶縁体より短いリブ絶縁体とを有することができる。前記リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の上に実質的に重なることなく、前記スパー絶縁体間にわたり延長できる。さらに、前記スパー絶縁体は、任意選択的に互いに離間させることができる。
【０００６】
任意選択的に、前記複合スキンは、炭素繊維強化熱可塑性材料の追加層を含むことができ、前記絶縁要素のグリッドは第１のグリッドを形成でき、前記複数の絶縁要素は、前記絶縁要素の第１のグリッドと実質的に同様に構成された第２のグリッドを形成する。前記第２のグリッドは、当該第２のグリッドが前記第１のグリッドに位置合わせされるよう、前記炭素強化熱可塑性材料の追加層間に配置できる。
【０００７】
前記航空機構造は、前記リブおよびスパーのグリッドと連結された第２の複合スキンを有することができる。各スパーおよびリブは、下方溶接ゾーンを形成する単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した下方要素を含むことができ、前記第２のスキンは、前記リブおよびスパーの前記下方要素と連結できる。
【０００８】
さらに別の態様によれば、本発明は航空機構造を提供し、その航空機構造においては、複数の絶縁要素がグリッドを形成し、前記絶縁要素は複数の開口部を形成するよう構成できる。
【０００９】
別の態様によれば、本発明は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有する熱可塑性材料で形成された航空機構造を提供する。
【００１０】
別の態様によれば、本発明は、華氏５００度を超える融点を有する熱可塑性材料で形成された航空機構造を提供する。
【００１１】
さらに別の態様によれば、航空機構造が提供され、その航空機構造においては、積層体が絶縁層および構造的な層を含み、前記絶縁要素は、前記最下層が誘導溶接ヘッドにより融点を超える温度に加熱された場合、前記構造的な層の熱可塑性材料が前記融点未満に保たれるよう構成される。
【００１２】
さらに別の態様によれば、航空機構造が提供され、その航空機構造においては、積層体が絶縁層および構造的な層を含み、前記絶縁要素は、前記構造的な層の最下層が融点を有するよう構成され、前記絶縁要素は、前記積層体の底部の一部を前記融点を超えて加熱するうえで十分な電磁場に前記最下層がばく露した場合、前記最下層以外の前記構造的な層が前記融点を超えて加熱されることを妨げるよう構成される。
【００１３】
同様に、本発明は、複数の構造的な層および最下層内に埋め込まれた複数の絶縁要素で形成された積層体を有した航空機構造も提供し、前記最下層の前記熱可塑性材料は融点を有し、前記絶縁要素は、前記最下層が誘導溶接により前記別個の航空機構造に溶接されるとき、前記構造的な層の前記熱可塑性材料が溶融することを妨げるよう構成される。
【００１４】
さらに別の態様によれば、本発明は、複数の長手方向に細長いスパーと、前記複数のスパーと連結されてグリッドを形成する複数の細長いリブと、複合スキンとで形成された複合航空機構造を提供する。前記複合スキンは、複数の構造的な層と、複数の絶縁要素と、溶接層とを含む。前記構造的な層は、それぞれ単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料で形成される。前記絶縁要素は電気絶縁材料で形成され、複数の絶縁グリッドを形成し、前記絶縁グリッドは互いに位置合わせされ、前記構造的な層間に配置される。前記溶接層も、単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料で形成される。前記航空機構造は、単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有する複数の連結要素も含む。各連結要素は、前記スパーの１つまたは前記リブの１つと連結される。また、前記溶接層の前記炭素繊維は第１の方向に配向され、前記連結要素の前記炭素繊維は、前記第１の方向を横断する第２の方向に配向される。前記溶接層は前記連結要素の上に重なり、それと連結される。
【００１５】
さらに、本発明は、航空機構造に使用するための複合積層体を提供する。この積層体は、複数の構造的な層と、複数の絶縁要素と、溶接層とを含む。前記構造的な層は、その各々が単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成され、前記構造的な層の少なくとも一部の繊維方向は、隣接する前記構造的な層の繊維方向を横断する方向である。前記絶縁要素は、電気絶縁材料で形成され、複数の絶縁グリッドを形成する。前記絶縁グリッドは互いに位置合わせされ、前記絶縁グリッドは、前記炭素繊維の繊維方向が互いに横断する隣接しあった前記構造的な層間に埋め込まれる。前記溶接層も、単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成できる。
【００１６】
さらに、本発明は、複合ウイングボックスを形成する方法を提供する。本方法は、複数のスパーを提供する工程と、複数のリブを前記複数のスパーと連結する工程と、複合スキンを形成する工程を含む。前記複合スキンは、複数の構造的な層と、複数の絶縁層と、溶接層とを含む。各構造的な層は、単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料で形成される。各絶縁層は、複数の離間された電気絶縁要素で形成される。各絶縁要素は長さおよび幅を有し、前記長さは前記幅より実質的に長い。前記絶縁層は互いに位置合わせされ、前記構造的な層間に配置される。前記絶縁層は、前記複合スキンが前記スパーおよびリブの上に重なるとき、前記絶縁要素が前記スパーおよびリブの上に重なるよう構成される。前記溶接層は、単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料で形成される。前記方法は、前記複合スキンの前記層が前記リブおよびスパーの上に重なるよう、前記リブおよびスパーの上に前記複合スキンを配置する工程を含む。前記複合スキンは、次いで前記リブおよびスパーに溶接される。前記溶接工程は、前記リブおよびスパーに隣接した前記複合積層体の上方に誘導溶接ヘッドを運ぶ工程を有し、その場合、前記誘導溶接ヘッドが前記複合積層体を透過して電磁場を印加することにより前記溶接層の前記熱可塑性材料の融点を超えて前記溶接層が加熱されるとともに、前記熱可塑性材料の融点を超えて前記構造的な層が加熱されることを前記絶縁層が妨げるようになっている。
【００１７】
任意選択的に、前記方法は、前記リブおよび前記スパーに複数の連結要素を連結する工程を含むことができる。各連結要素は、単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を含むことができ、前記溶接工程は、前記溶接層を前記連結要素と溶接する工程を有することができる。また、前記溶接層の前記炭素繊維は第１の方向に配向でき、前記連結要素の前記炭素繊維は、第２の方向に配向できる。前記複数のコネクタを連結する工程は、前記第２の方向が前記第１の方向を横断するよう前記コネクタを連結する工程を有することができる。
【００１８】
さらに別の態様によれば、本発明は、前記複数の絶縁層を有する複合積層体を提供する工程を含む方法を提供し、この複合積層体を提供する工程は、前記複数の絶縁要素をグリッドへと構成する工程を有する。
【００１９】
さらに別の態様によれば、本発明は、前記複数の絶縁層を有する複合積層体を提供する工程を含む方法を提供し、当該方法は、前記絶縁要素間に複数の開口部が形成されるよう、前記複数の絶縁要素を構成する工程を有する。
【００２０】
さらに別の態様によれば、本発明は、前記複合スキンを形成する工程を含む方法を提供し、前記複合スキンを形成する工程は、複数ペアの前記構造的な層を提供する工程を含み、その場合、構造的な層のペアの各層は、当該ペアの他方の構造的な層に隣接し、かつそれに直接連結され、当該ペアに含まれる２層は、両層の繊維が実質的に平行になるよう配向される。構造的な層の隣接しあうペアは、一方のペアの繊維が、それに隣接したペアの繊維を横断する方向になるよう配向される。任意選択的に、前記方法は、前記一方のペアと前記それに隣接したペアとの間に絶縁層を介設することにより、前記絶縁層を提供する工程を含む。また、絶縁層は、構造的な層の隣接しあう各ペア間に介設できる。
【００２１】
また、別の態様によれば、航空機構造用の複合積層体を形成する方法を含む方法が提供される。この方法は、それぞれ単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成された複数の構造的な層を提供する工程と、電気絶縁材料で形成された複数の絶縁要素を提供する工程とを含み、各絶縁要素は長さおよび幅を有し、前記長さは前記幅より実質的に長い。前記方法は、さらに、複数の絶縁層を作製する工程を含み、各層は、前記絶縁要素を構成する工程により、複数の前記絶縁要素が互いに離間されるパターンで形成される。前記絶縁層は、前記パターンを各絶縁層に位置合わせする工程により、前記構造的な層間に配置される。前記構造的な層は、前記最下層が溶接層を形成するよう構成される。前記方法は、前記複数の構造的な層および前記絶縁層を加熱および加圧して前記絶縁層が前記構造的な層内に埋め込まれた複合積層体を形成することにより、前記複数の構造的な層および前記絶縁層を統合する工程を含む。任意選択的に、前記構成工程は、絶縁要素が前記複数の離間された絶縁要素間にわたり延長するよう、複数の前記絶縁要素を構成する工程を有する。また、前記構成工程は、各別個の前記絶縁要素間に間隙があるよう、前記絶縁要素を構成する工程を有することができる。
【００２２】
さらに別の態様によれば、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の連結層の上に前記統合された積層体を配置して、前記溶接層の繊維の方向が前記連結層の繊維を横断する方向になるようにする工程と、前記溶接層および前記連結層を十分に加熱して前記溶接層および前記連結層を一体的に溶接するため、前記積層体および前記連結層の厚さを透過する電磁場を誘導する工程とを含む方法が提供される。
【００２３】
別の態様によれば、前記積層体中の前記絶縁層のパターンに沿って前記積層体の上方で誘導コイルを移動させることにより、前記電磁場を誘導する工程を含む方法が提供される。
【００２４】
さらに、本発明は、複数の絶縁要素の幅内に前記電磁場を集中させることにより、前記電磁場を誘導する工程を含む方法を提供する。任意選択的に、前記連結層は、前記電磁場を誘導する工程が前記積層体を前記連結層と溶接することにより前記積層体が航空機構造と固定連結されるよう、前記航空機構造と強固に連結される。
【００２５】
さらに別の態様によれば、前記航空機構造が、パターンを形成する複数の構造的な要素を有する方法が提供され、当該方法は、前記積層体中の前記構造的な要素の前記パターンを前記絶縁層の前記パターンに位置合わせする工程を有する。前記絶縁層は、グリッドへと構成された絶縁要素で形成できる。任意選択的に、前記絶縁要素をパターンで構成する工程は、複数の開口部が前記絶縁要素間に形成されるよう前記絶縁要素を構成する工程を有することができる。
【００２６】
本明細書ではいくつかの実施形態および例示的な図面を例にとって方法および装置を説明するが、当業者であれば、動的に再構成可能な仕分けアレイを使って物品を仕分けするための進歩性のある方法および装置は、前記説明する実施形態または図面に限定されるものではないことが理解されるであろう。図面とその詳細な説明は、開示する特定の形態に実施形態を限定することを目的としたものではないことを理解すべきである。むしろ、添付の請求項で定義されている１若しくはそれ以上の動的に再構成可能な仕分けアレイを使って物品を仕分けする方法および装置の要旨の範囲に含まれる変更形態と、同等物と、代替形態とをすべて包含するよう意図されている。本明細書で使用する見出しのいずれも、単なる構成上のものであり、説明または特許請求の範囲を限定することを目的としたものではない。本明細書における表現「できる」または「場合がある」（ｍａｙ）は、強制的な意味合い（すなわち、しなければならないという意味）ではなく、許可的な意味合い（すなわち、可能性があるという意味）で使用される。本明細書における表現「を含む」（ｉｎｃｌｕｄｅ、ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ、およびｉｎｃｌｕｄｅｓ）は、「を含み、かつこれらに限定されない」ことを意味する。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
本発明の好適な実施例に関する以上の要約および以下の詳細な説明は、以下の添付の図面と併せて読むことにより最もよく理解される。
【図１】図１は、本発明の態様を実装したウイングボックスの分解斜視図である。
【図２】図２は、図１のウイングボックスを形成するシステムを図式的に示したものである。
【図３】図３は、図１のウイングボックスの一部の拡大斜視図である。
【図４】図４は、図３に例示したウイングボックス部分の側面概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
ここで図面を全般的に参照し、特に図１を参照すると、複合航空機構造が全体として１０で示されている。現在の例において、この航空機構造１０は、上側のスキン（外板）４０および下側のスキンを有するウイングボックスであり、前記上側のスキン４０および前記下側のスキンはどちらも支持構造１５により支持される。前記上側および／または下側のスキンは、炭素繊維強化熱可塑性材料で形成される。この複合スキンは、加熱されると損傷するおそれのある本スキンを大部分加熱することなく、本スキンを前記支持構造に効率的に溶接できるようにする絶縁要素を含む。特に、前記スキン４０は、誘導溶接ヘッドにより生じる加熱作用を局所化して前記スキンの加熱を制限するよう構成された積層体で形成され、これにより、前記スキンの溶接ゾーン内にある部分のみ溶接温度まで加熱されるようになっている。
【００２９】
以下、図１を参照しながら、前記航空機構造の細部について詳述していく。図１において、この航空機構造は、ウイングボックスの構造内に積層体を実装している。ただし、これは単なる例示的構造であることを理解すべきである。前記積層体は、種々の複合構造内に実装できる。また、前記積層体は特に航空機構造での用途はあるが、航空機構造での使用に限定されるものではない。
【００３０】
図１の航空機構造１０はウイングボックスであり、このウイングボックスの内層にある支持構造１５と、その支持構造の上から重ねられたカバーを含む。現在の例において、前記カバー４０はスキンと呼ばれ、図３に示されている。明瞭性のため、図１において前記スキンは絶縁層から分離された構造的な層とともに示されており、構造的な層は１枚だけ示している（５０で示す）。また図１において、このアセンブリは、前記支持構造の頂部の上に重ねられる１枚のスキンとともに例示している。ただし、このアセンブリ１０には、前記支持構造の底部をカバーする下側のスキンを含めることもできる点を理解すべきである。前記下側のスキンは、前記上側のスキン４０の前記積層体と同様な積層体で形成できる。また、前記上面および／または底面のスキンは、前記支持構造の前縁部および／または後縁部を包み込んで閉鎖型アセンブリを形成することができる。
【００３１】
前記支持構造１５は、当該構造の用途に応じて任意種類の構成をとれる。現在の例において、当該支持構造１５は、複数の細長いスパー（桁）およびリブ（小骨）で形成される。前部スパー２０は前記ウイングボックス全長にわたり延長する。前記前部スパーの第１の端部は、第１の端部リブ３０と連結され、前記前部スパーの第２の端部は、第２の端部リブ３０と連結されることにより、前記前部スパーが前記２つの端部リブ間の距離全体にわたるようになっている。前記端部リブ３０は、前記ウイングボックスの幅全体にわたり延長し、前記前部スパー２０を横断する方向になる。前記前部スパー２０は、高さと厚さのある中央のウェブを有した細長いビーム（梁）であり、前記高さは前記厚さよりも実質的に大きい。前記前部スパーの前記ウェブは、任意変形形態のビーム構成、例えばボックスビーム、チャネルビーム、またはＩ型ビームに実装できる。現在の例において、前記スパーは、上面２２と下面２４間に延在する前記ウェブを備えたチャネルビームであってよい。後述するように、前記上面および下面２２、２４は、前記スキン４０を前記スパーに連結する連結面を形成できる。
【００３２】
前記前部スパー２０から離間された後部スパー２５も、この前部スパーが前記２つの端部リブ間の全長にわたるよう、前記２つの端部リブ３０と連結されている。前記後部スパー２５は、前記前部スパーと実質的に同様に構成できる。現在の例において、この後部スパー２５は、当該後部スパーが前記前部スパーより短い点を除き、前部スパーと実質的に同様である。このように、これら相互接続されたスパー２０、２５および端部リブ３０は、全体として箱形の支持構造１５の側部を形成する。また、前記支持構造１５は、当該構造を補剛および／または強化する複数の追加要素を含むことができる。例えば、この支持構造１５は、当該構造の全長にわたり延長する付加的なスパーを含むことができる。現在の例において、当該支持構造１５は、複数の中間リブ３５を含む。
【００３３】
本実施形態では前記リブ３０、３５の高さにテーパーがかけられ、テーパー形状のウイングボックスを形成する。特に、前記前部スパー２０に隣接した前記リブ３０、３５の高さは、前記後部スパー２５に隣接した前記リブ３０、３５の高さより大きい。前記中間リブ３５は、前記端部リブ３０から離間され、互いに離間される。前記リブ３０、３５は、上述した前記スパー２０、２５と同様な細長いビームとして構成することができる。現在の例において、前記リブ３０、３５は、チャネルビームと同様に構成され、横断方向の上方および下方レッグ間に延長する中央のウェブを有する。また、前記スパーと同様、前記リブ３０、３５の前記上方および下方レッグは、前記スキン４０に接触して前記スキンと前記支持構造１５の連結点を提供する表面を形成できる。具体的にいうと、前記端部リブ３０は、接触表面を形成する上方および下方フランジ３２、３４を含むことができ、前記中間リブ３５は、接触表面を形成する上方および下方フランジ３７、３８を含むことができる。
【００３４】
ここで図１および３〜４を参照して、前記スキン４０を形成する前記積層体の細部を詳述する。前記積層体は、１若しくはそれ以上の構造的な層間に埋め込まれた複数の絶縁要素６０を伴う複数の構造的な層５０、５２、５４、５６、５８を含む。各構造的な層は、マトリックス材料に埋め込まれた強化要素を有する。用途に応じ、この強化要素は、いかなる種類の強化材料であってもよい。例として、この強化要素は、ガラスか炭素の細長いストランドまたは繊維であってよい。例えば、例示的な炭素繊維は、連続的な高強度、高ひずみ速度のＰＡＮ系繊維で、トウは３，００本〜１２，０００本である。これらの強化繊維は表面処理でき、サイズ調整によりマトリックス材料との層間せん断特性を改良できる。ただし、これらの材料は例示的な材料として意図されたことを理解すべきである。前記積層体の使用環境に応じて他の材料も利用できる。
【００３５】
前記強化要素は、マトリックス材料、例えばポリマーに埋め込まれる。用途に応じ、いかなる種類のポリマーも前記マトリックス材料に使用でき、これには非結晶性、結晶性、および半結晶性のポリマーが含まれる。現在の例において、前記マトリックス材料は熱可塑性材料、例えば熱可塑性エラストマーである。より具体的にいうと、前記熱可塑性材料は、半結晶性の熱可塑性材料である。特に、この熱可塑性材料は、ポリエーテルエーテルケトン（ｐｏｌｙｅｔｈｅｒｅｔｈｅｒｋｅｔｏｎｅ：ＰＥＥＫ）およびポリエーテルケトンケトン（ｐｏｌｙｅｔｈｅｒｋｅｔｏｎｅｋｅｔｏｎｅ：ＰＥＫＫ）を含み、かつこれらに限定されないポリアリールエーテルケトン（ｐｏｌｙａｒｙｌｅｔｈｅｒｋｅｔｏｎｅ：ＰＡＥＫ）類の熱可塑性ポリマーであってよい。
【００３６】
上述のように、前記構造的な層５０、５２、５４、５６、５８は複合材料であってよく、これは炭素繊維強化熱可塑性材料であってよい。特に、前記薄膜は熱可塑性プリプレグであってよく、これはあらかじめ補強材に樹脂を含浸させた薄膜である。例えば、前記プリプレグは、強化繊維を熱可塑性マトリックスでコーティングして製造された熱可塑性プリプレグであってよい。そのようなプリプレグ薄膜は、熱可塑性マトリックスの融点よりも高温に当該薄膜を加熱して再加熱および再形成することができる。前記構造的な要素２５、２６の形成に使用できるいくつかの例示的なプリプレグ材料は、これに限定されるものではないが、ＴｅｎＣａｔｅ  Ａｄｖａｎｃｅｄ  Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ  ＵＳＡ（米国カリフォルニア州Ｍｏｒｇａｎ  Ｈｉｌｌ）製のＣＥＴＥＸ、例えばＴＣ１２００、ＴＣ１２２５、およびＴＣ１３２０の製品名で販売されている材料を含む。ＴＣ１２００は、炭素繊維強化半結晶性ＰＥＥＫ複合材料で、ガラス転移点（Ｔｇ）１４３℃／２８９゜Ｆ、融点（Ｔｍ）３４３℃／６４９゜Ｆである。ＴＣ１２２５は、炭素繊維強化半結晶性ＰＡＥＫ複合材料で、Ｔｇが１４７℃／２９７゜Ｆ、Ｔｍが３０５℃／５８１゜Ｆである。ＴＣ１３２０は、炭素繊維強化半結晶性ＰＥＫＫ複合材料で、Ｔｇが１５０℃／３１８゜Ｆ、Ｔｍが３３７℃／６３９゜Ｆである。
【００３７】
再び図１を参照すると、前記積層体４０は、構造的な荷重を担持するよう構成された複数の構造的な層を有する。複数の絶縁層６０は、前記構造的な層内に埋め込まれる。前記絶縁層は構造的な荷重を担持するよう構成できるが、現在の例における絶縁層は、著しい構造的な荷重（該当する場合）を担持することなく前記積層体の加熱を絶縁するよう構成される。前記絶縁層６０の細部を例示するため、図１において、前記絶縁層６０は、前記積層体の前記構造的な層、ならびに前記積層体の単一の構造的な層５０とは別個に示されている。例示した実施形態では、図１において、複数の位置合わせされて重なり合った絶縁層６０を例示しているが、これら絶縁層の数および位置は用途に応じて異なることを理解すべきである。
【００３８】
前記絶縁層６０は、マトリックス材料に埋め込まれる。そのマトリックス材料は、前記積層体の他の層と加熱融合可能な熱可塑性材料であることが好ましい。前記絶縁層のマトリックス材料を加熱溶融することにより、その絶縁層は前記積層体と一体的に形成される。特に、現在の例において、前記絶縁層は、前記構造的な層のマトリックス材料と実質的に同様なマトリックスを有する複合材料で形成される。例えば、前記抵抗要素は炭素繊維で、前記マトリックス材料は熱可塑性材料、例えばポリアリールエーテルケトン（ＰＡＥＫ）類の半結晶性熱可塑性材料である。
【００３９】
前記絶縁層６０は、当該絶縁層５０に隣接する前記積層体に電磁場が印加された場合、前記構造的な層の部分間を電気的に絶縁する。前記絶縁層６０は、いかなる種類の電気絶縁材料も有することができる。これらの絶縁層６０は、熱可塑性材料を有することが好ましい。現在の例において、この絶縁層は、ガラス強化熱可塑性材料の１若しくはそれ以上の薄膜を有する。
【００４０】
前記絶縁層６０は、前記積層体の特定のゾーンまたは領域に対する加熱工程からの熱を隔絶するよう構成される。前記絶縁層６０は前記構造的な層の加熱を制限するが、当該絶縁層は、著しい断熱を提供することによって加熱を制限するものではないことを理解すべきである。その代わり、前記絶縁層は、電気的な絶縁を提供することにより、種々の領域が誘導加熱により加熱されないようそれらの領域を選択的に隔絶する。
【００４１】
例えば、前記スキン４０が前記支持構造１５に溶接される工程中、前記絶縁層は、前記積層体の選択された１または複数のプライだけが加熱され、前記選択された１または複数のプライの一定の領域だけが加熱されるよう、その溶接工程中に生じる熱を制限する。そのため、前記絶縁層６０は、加熱されるよう意図された前記積層体部分に対応するパターンを形成するよう構成される。具体的にいうと、前記絶縁層６０は、溶接が行われるよう意図された前記積層体部分に対応するパターンを形成するよう構成される。特に、そのパターンは、前記積層体の領域であって、前記積層体が溶接されるべき部分に接触する領域に対応させることができる。例えば、前記絶縁層６０は、前記スパー２０、２５および前記リブ３０、３５の前記上面（例えば、上面２２、２７、３２、および３７）により形成されたパターンに対応するよう形成される。
【００４２】
各絶縁層６０は、望ましいパターンで構成された単一体の絶縁材料で形成できる。場合により、そのパターンは中実パターンとして、前記絶縁材料が単純にブロック、ストライプ、または同様なパターンを形成するようにできる。しかし、現在の例において、前記絶縁層６０は、当該絶縁層６０が前記積層体の上に重なる面積が、前記積層体の面積の半分未満になるよう、複数の開口部を有するパターンを形成する。場合により、前記絶縁体は、当該絶縁体が前記積層体の上に重なる面積が、前記積層体の全面積の４０％未満になるよう、十分な開口領域を有するパターンを形成する。さらに、一部の用途において、前記絶縁層は、当該絶縁体が前記積層体の上に重なる面積が、前記積層体の全面積の３０％未満になるよう、十分な開口領域を有するパターンを形成する。また、一部の用途では、前記絶縁体が前記積層体の上に重なる面積が、前記積層体の全面積の２０％未満になるよう、十分な開口領域を有する絶縁層を構成することが望ましい場合もある。さらに、前記で例示した構造の前記絶縁層は、前記積層体の全面積の少なくとも約５％をカバーするパターンを形成する。
【００４３】
再び図１を参照すると、現在の例において、前記絶縁層６０は、絶縁材料でできた複数の交差しあうストライプからなるグリッドパターンを形成する。具体的にいうと、この絶縁層６０は、長さと幅を有する複数の細長い絶縁要素で形成され、前記長さは前記幅より実質的に大きい。前記絶縁要素を形成するための例示的材料は、熱可塑性材料に埋め込まれたガラス繊維のテープである。第１の絶縁要素群は、少なくとも実質的に前記スパー２０、２５の全長にわたり延長するスパー絶縁要素７０を形成する。図１に示すように、当該スパー絶縁要素７０は、第１のスパー絶縁要素が前記前部スパー２０の前記上面２２の上に重なり、第２のスパー絶縁要素７０が前記後部スパー２５の前記上面２７の上に重なるよう敷設される。一対の端部リブ絶縁要素８０は、当該端部リブ絶縁要素が前記端部リブの上面３２の上に重なるよう、前記後部スパーの端部に隣接して敷設される。同様に、複数の絶縁要素８２は、前記スパー絶縁要素７２間に延長して前記中間リブ３５の上に重なる。前記リブ３０、３５は、前記後部スパー２５を超えて後方へ延長していることがわかるであろう。そのため、前記中間リブ絶縁要素は、前記スパー絶縁要素７０を超えて延長し、前記後部スパー２５の上に重なるようにできる。これにより、前記リブ絶縁要素８２および前記スパー絶縁要素７０は重なり合い、２層分の厚さを有した絶縁要素を形成する。ただし、現在の例では、前記絶縁層の前記絶縁要素が実質的に重なり合わないため、前記絶縁層全体は単一層分の厚さとなる。そのため、絶縁要素の著しいオーバーラップを防ぐよう、前記中間リブ絶縁要素は、２つのセグメントに形成される。第１のセグメント８２は、前記中間スパーを超えて延長し、前記スパー絶縁要素７０間の全体にわたり、第２のセグメント８４は、当該第２のセグメントが前記後部スパーの上に重なる前記スパー絶縁要素７０から離れる方向へ延長するよう、前記中間リブ３５の後端を超えて延長する。
【００４４】
以上から、前記絶縁層６０は複数の開口領域を有したパターンを形成することがわかるであろう。特に、前記絶縁層は、前記積層体４０を前記リブおよびスパーの頂部と連結するグリッドを形成するパターンを形成する。
【００４５】
一部の用途では、種々の絶縁層が、前記積層体の種々のプライを絶縁するよう、前記種々の絶縁層のパターンまたはサイズを変更することが望ましい場合もある。ただし、現在の例において、前記絶縁層６０の各々は実質的に同様である。具体的にいうと、各絶縁層６０は同様なサイズおよびパターンを有する。また図１に示したように、前記積層体の前記絶縁層６０の各々は、各層のパターンを形成する前記絶縁要素が、他の絶縁層中の対応する要素の上に重なるよう位置合わせされる。
【００４６】
上記のように、前記構造的な層５０、５２、５４、５６、５８および前記絶縁層６０は、それぞれ強化熱可塑性複合材料の層を有することができる。そのため、前記構造的な層および前記絶縁層は、当該層を溶融合させて一体的に連結できる。具体的にいうと、前記層は、十分な熱を加え、前記熱可塑性マトリックスの融点を超えるまで加熱し、十分な圧力を与えて前記層を一体的に融合させることにより統合できる。このように、前記絶縁層６０は、前記構造的な層間で前記積層体内に埋め込まれる。
【００４７】
前記構造的なプライの数および前記積層体内の前記プライの配向は、用途に応じて異なる。また、前記プライの配向および前記絶縁層の配置は、望ましい断熱態様に応じて変更できる。図３および４は、前記積層体４０の例示的なレイアップ（積層編成）を示している。ただし、プライの数、前記プライの配向のほか、前記絶縁層６０の数および位置は、単なる一例であることを理解すべきである。本発明は、この例示的な積層体で示したレイアップに限定されるものではない。
【００４８】
前記積層体は、５０ａ，ｂ、５２ａ，ｂ、５４ａ，ｂ、５６ａ，ｂ、および５８ａ，ｂで示した１０の構造的な層を含む。上述のように、各構造的な層は、複合材料の薄膜または層、例えば単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性テープであってよい。各構造的な層の繊維方向は、複数の方向で強度を提供するよう、場合に応じて異なる。ただし、現在の例では前記層をペアで敷設でき、そのペアに含まれる両層の繊維方向は平行である。例えば、前記積層体の第１の層は５０ａで示され、９０°の繊維方向を有し、前記積層体の第２の層（５０ｂで示す）も９０°の繊維方向を有する。これら最初の２つの層５０ａ、５０ｂは、互いに隣接したペアを成し、互いに合着される。第３および第４の構造的な層は、第２のペアの層５２ａ、５２ｂを有する。この第２のペアの各層は０°の繊維方向を有する。第５および第６の構造的な層は、第３のペアの層５４ａ、５４ｂを有する。この第３のペアの各層は４５°の繊維方向を有する。第７および第８の構造的な層は、第４のペアの層５６ａ、５６ｂを有する。前記積層体は、その中線について対称になるよう形成され、前記中線とは現在の例では第３のペアの層である。そのため、前記第４のペアの構造的な層５６ａ、５６ｂは、前記第２のペアの構造的な層の繊維方向と同様な繊維方向（例えば、０°）を有することができる。同様に、前記第９および第１０の層は第５のペアを形成し、この第５のペアの各層は９０°の繊維方向を有することができる。なお、前記層はペアで敷設しなくてもよいことに注意すべきである。例えば、図４に示すように前記層はペアで敷設されている。しかし、図３では前記最上層および最下層５２、５８は単一層として敷設され、一方、これら最上層および最下層の間にある６つのプライは、ペアで敷設されている。
【００４９】
前記絶縁層６０は、前記積層体の前記構造的な層の間に選択的に挿入される。絶縁層は前記積層体の各層間に挿入できるが、現在の例において、前記絶縁層は、すべての構造的な層間よりも少ない数だけ挿入される。特に、前記絶縁層は、選択された特徴を有する層の間に挿入される。例えば、現在の例において、前記選択された特徴とは繊維方向の変化である。絶縁層６０は、異なる繊維角度を有して隣接しあう層の間に挿入される。そのため、上記のレイアップにおいて、前記絶縁層は構造的な層のペアとペアの間に介設され、ペアになっている層の間には介設されない。より具体的には、図３〜４を参照すると、第１の絶縁層６０ａは、層５０（図３）または５０ｂ（図４）と層５２ａとの間に配置されており、これは前記層５０／５０ｂと層５２ａ間の界面は、隣接しあう層の繊維が互いに横断方向になった界面であるからである（つまり、繊維の角度が９０°から０°に変化している）。同様に、第２の絶縁層６０ｂは、繊維角度が０°から４５°に変化する層５２ｂと層５４ａ間に配置される。第３の絶縁層６０ｃは、繊維角度が４５°から０°に変化する前記第３および第４のペア間（すなわち、層５４ｂおよび５６ａの界面）に配置される。第４の絶縁層６０ｄは、繊維角度が０°から９０°に変化する前記第４および第５のペア間（すなわち、層５６ｂおよび５８ａまたは図３では層５８の界面）に配置される。
【００５０】
前記図における前記層の厚さは縮尺どおりではなく、一部のケースでは、単に例示目的で厚さが誇張されていることに注意すべきである。例えば、図２では、前記構造的な層５０、５２、５４、５６、５８および前記絶縁層６０は、隣接しあう層間に間隙を有するものとして示されている。しかし、前記積層体の前記層は、異なる層が一体的に溶融合された、統合された層であることを理解すべきである。さらに、上記のように、各絶縁層６０は、１若しくはそれ以上の絶縁要素で形成された絶縁材料の単一層として説明されている。ただし、一定の用途では、前記絶縁層を複数の絶縁材料層で形成できるよう、前記絶縁層のうち１若しくはそれ以上を増やすことが望ましい場合もある。また、図２に示すように、前記絶縁層６０は、図１に示すような、前記積層体の全長および全幅にわたり延長する連続した層でなくてもよい。その代わり、前記絶縁層６０は、前記構造的な層の面積の小さな部分のみカバーしてもよい。
【００５１】
前記積層体４０は、種々の工程を使って形成できる。以下、複数の強化熱可塑性層から前記積層体４０を形成する方法を詳述する。また、前記積層体を使って航空機構造を形成する方法も説明する。
【００５２】
炭素繊維強化熱可塑性テープの複数の層が順次上から敷かれて、構造的な層である複数のプライを形成する。前記プライの繊維配向は変更でき、絶縁プライは、互いに横断方向の繊維配向を有するプライの界面に配置できる。例えば、前記層は、９０°、９０°、Ｉｎｓ、０°、０°、Ｉｎｓ、４５°、４５°、Ｉｎｓ、０°、０°、Ｉｎｓ、９０°、９０°に配向された１０の構造的なプライおよび４つの絶縁層で形成できる（ここで、「Ｉｎｓ」とは絶縁層をいう）。前記絶縁層は、パターンを形成する１若しくはそれ以上の絶縁要素で形成される。前記絶縁層は、各絶縁層のパターンが前記積層体の他の絶縁層のパターンの上に重なるよう、前記積層体の厚さにより位置合わせできる。この例示的な積層体では、前記構造的な層の前記炭素繊維層は、ＰＥＥＫ／ＡＳ４炭素繊維強化単一方向テープで形成され、前記絶縁層は、ＰＥＥＫ／Ｓ２ガラス繊維強化熱可塑性単一方向テープで形成される。
【００５３】
前記構造的な層および絶縁層は、前記組み立てられた層を圧力下で加熱することにより、統合されて積層体を形成する。例えば、このアセンブリは、その融点を超える温度まで加熱される。現在の例では、前記組み立てられた層を約３０ｐｓｉの圧力下で約７２５°に加熱する。前記組み立てられた層が７２５°に達したのち、圧力を約１００ｐｓｉに上げ、当該アセンブリを前記高温で長時間、例えば約３０分間保つ。次に圧力が取り除かれ、前記統合された積層体が周囲温度に冷却される。
【００５４】
上述のように形成された前記積層体は、１若しくはそれ以上の別個の要素と連結することで構造を形成できる。例示的な構造の１つは航空機構造である。より具体的にいうと、前記積層体は、前記積層体を別個の構造に溶接できるよう構成される。さらに、前記積層体は、前記溶接工程中に生じる熱が、前記積層体の選択された１または複数のプライから隔絶されるよう構成される。また、前記生じる熱は前記選択されたプライの選択された領域からも隔絶できる。以下、前記積層体を別個の要素と溶接する前記工程について、さらに詳しく説明する。
【００５５】
上述のように、前記積層体は、１若しくはそれ以上の絶縁層とともに形成される。前記絶縁層は、パターンに基づいて形成できる。特に、そのパターンは、前記別個の要素または前記積層体に溶接予定のアセンブリの接触領域と同様であってよい。例えば、図１を参照すると、前記絶縁層は、前記支持構造１５の前記リブ３０、３５およびスパー２０、２５により形成されるグリッドと同様に形成されるグリッドを形成できる。そのため、前記方法は、前記リブおよびスパーにより形成される前記グリッドに前記絶縁層の前記パターンを位置合わせする工程を含む。図２を参照すると、前記支持構造の前記上面は、当該支持構造を得積層体に溶接するための１若しくはそれ以上の連結要素を有する。特に、前記リブ３０、３５およびスパー２０、２５は、前記上面２２、２７、３２、３７が連結要素を形成するよう形成できる。あるいは、前記連結要素は、前記リブおよびスパーに固定連結できる別個の要素としてもよい。
【００５６】
例示した実施形態において、前記連結要素は、前記積層体４０の前記構造的なプライを形成する材料と同様な炭素繊維強化熱可塑性材料のプライである。図２において、前記連結要素は３９で示され、中間リブ３５の前記フランジ３７の頂部に固定連結された積層体として例示されている。ただし、前記連結要素は、その下層にある構造と一体的な部分としてもよいことを理解すべきである。例えば、前記リブ３５は、前記フランジ３７が、前記連結要素として作用する炭素繊維強化熱可塑性材料で形成されるよう形成できる。あるいは、前記連結要素は、機械的に、例えばクリップまたは留め具により、固定される別個の要素であってもよい。
【００５７】
前記連結要素３９の前記炭素繊維の繊維方向は、前記積層体の前記底部プライ５８ｂの繊維方向を横断する方向に配向される。前記積層体４０は、前記絶縁層６０ａ、ｂ、ｃ、ｄが、前記連結要素に位置合わせされた状態で、最下層５８ｂが前記連結要素３９に接触するよう、前記構造の上から配置される。誘導溶接ヘッド１００が次いで前記積層体に対して動作可能に配置され、前記積層体の厚さを透過する電磁場を誘導する。特に、前記誘導溶接ヘッド１００は、前記積層体の頂面上方へ移動する。前記溶接ヘッドは、前記上面に接触する必要はない。ただし、前記溶接ヘッドは、前記最下層５８ａおよび前記連結要素３９を溶接するうえで十分な強度を有する前記積層体の厚さを透過して電磁場を誘導するうえで前記積層体の前記頂面に十分に近い。
【００５８】
前記溶接ヘッド１００は、電磁誘導により渦電流で生じる熱を介して、前記最下層および前記連結要素を加熱する。前記溶接ヘッドは、電磁石で高周波交流電流を送る電子発振器を含む。高速交流磁場が次いで前記積層体および連結要素を透過して渦電流を生じ、転じて前記最下層および連結要素を加熱する。
【００５９】
現在の例において、前記溶接ヘッドは、前記積層体および前記連結要素を透過する電磁場を誘導することにより、互いに横断方向の炭素繊維を有して隣接しあう層が前記電磁場に応答して加熱されるようになっている。ただし、前記絶縁層６０により分離された層は、前記電磁場に応答し、融点を超えて加熱されることはない。特に、現在の例において、前記溶接ヘッドにより生成される電磁場は、前記最下層および前記連結要素の前記熱可塑性マトリックス材料の融点を超えて前記最下層５８ａおよび前記連結要素３９を加熱するうえで十分である。前記溶融層の上方にある前記最下層および前記連結要素を加圧しながら上昇させると、前記最下層は前記連結要素と融合し、２つの要素が一体的に溶接される。また、上述のように、前記絶縁層６０は、前記溶接ヘッドにより生じる誘導熱から隣接しあう層を断熱する。特に、前記電磁場の一部は、前記絶縁層の前記絶縁要素の縁部を超えて拡張することに注意すべきである。そのため、前記電磁場は、前記構造的なプライで何らかの加熱を誘導する場合がある。しかし、その誘導加熱は、非絶縁層（すなわち、５８ｂおよび３９）間で誘導される加熱よりも実質的に低く、実質的に前記構造的な層の融点未満となる。これにより、前記絶縁層は、前記構造的な層の加熱を前記融点未満に制限しつつ、前記融点を超えて前記最下層および前記連結要素の加熱を可能にする。そのため、前記絶縁層は、必ずしも前記絶縁層に隣接した層のすべての加熱を防止しないものの、本方法の目的上、前記絶縁層は、当該絶縁層が前記層の加熱を実質的に前記融点未満に制限する場合、前記層の加熱を防止する。
【００６０】
図２において、前記溶接ヘッド１００は、前記積層体を透過する電磁場を誘導して前記積層体を前記リブ３５に溶接するものとして示されている。この方法は、前記溶接ヘッドが前記積層体の上方に運ばれて前記積層体の複数の点を前記支持構造１５に溶接するよう、前記溶接ヘッドの移動を制御する工程を含む。特に、本方法は、前記絶縁層により形成されたパターンに沿うよう前記溶接ヘッドの位置を制御する工程を含むことができる。これにより、前記溶接ヘッドは、前記絶縁層６０により形成されたパターンに対応する領域に沿って、前記積層体を前記支持構造に溶接する。
【００６１】
以上の説明において、前記積層体は、フラットパネル積層体として説明されている。ただし、本発明はフラットパネル構造に限定されないことを理解すべきである。例えば、前記積層体は、種々の構造で種々の分野において使用でき、航空宇宙分野においては種々の構成要素を提供するという特定の用途を有することができ、前記種々の構成要素は、機体、ナセル、およびエアフォイル、例えば翼、エレベーターなどを含み、かつこれらに限定されない。上記の前記積層体４０は、湾曲した構造へと形成でき、別個の要素または構造と連結できる。
【００６２】
当業者であれば、本発明の要旨を変更しない範囲で上記実施形態を変更または修正できることが理解されるであろう。したがって、本発明は本明細書に説明した特定の実施形態に限定されず、添付の請求項に記載した本発明の要旨に含まれるすべての変更形態を含むよう意図されていると理解すべきである。
【符号の説明】
【００６３】
１...訳
２...訳
１０...複合航空機構造、航空機構造、アセンブリ
１５...支持構造
２０...前部スパー
２２...上面
２４...下面
２５...後部スパー
２７...上面
３０...第１の端部リブ、第２の端部リブ
３２...上面、上方フランジ
３４...下方フランジ
３５...中間リブ
３７...上面、上方フランジ
３８...下方フランジ
３９...連結要素
４０...上側のスキン、カバー、積層体
５０...構造的な層
５０ａ...構造的な層、第１の層
５０ｂ...構造的な層、第２の層
５２...構造的な層
５２ａ...構造的な層、第３の構造的な層
５２ｂ...構造的な層、第４の構造的な層
５４...構造的な層
５４ａ...構造的な層、第５の構造的な層
５４ｂ...構造的な層、第６の構造的な層
５６...構造的な層
５６ａ...構造的な層、第７の構造的な層
５６ｂ...構造的な層、第８の構造的な層
５８...構造的な層
５８ａ...構造的な層、最下層
５８ｂ...構造的な層、最下層
６０...複数の絶縁要素
６０ａ...第１の絶縁層
６０ｂ...第２の絶縁層
６０ｃ...第３の絶縁層
６０ｄ...第４の絶縁層
７０...スパー絶縁要素
７０...第２のスパー絶縁要素
８０...端部リブ絶縁要素
８２...絶縁要素、第１のセグメント
８４...第２のセグメント
１００...誘導溶接ヘッド、溶接ヘッド
【図１】
2021517096.tif 000003
【図２】
2021517096.tif 000004
【図３】
2021517096.tif 000005
【図４】
2021517096.tif 000006
【手続補正書】
【提出日】令和3年1月29日(2021.1.29)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合航空機構造であって、
複数の長手方向に細長いスパーであって、その各々が、溶接ゾーンを形成する単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した上方要素を有する、複数の長手方向に細長いスパーと、
前記複数のスパーと相互接続されてグリッドを形成する複数の細長いリブであって、各リブは、溶接ゾーンを形成する単一方向性または織物の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した上方要素を有する、複数の細長いリブと、
前記スパーおよびリブのグリッドと連結された複合スキンであって、
炭素繊維強化熱可塑性材料の第１のプライであって、前記炭素繊維は第１の方向に配向された、第１のプライと、
炭素繊維強化熱可塑性材料の第２のプライであって、前記炭素繊維は前記第１の方向に配向され、前記第１のプライは当該第２のプライの上に重なりこれに直接連結された、第２のプライと、
炭素繊維強化熱可塑性材料の第３のプライであって、前記炭素繊維は、前記第１の方向を横断する第２の方向に配向された、第３のプライと、
炭素繊維強化熱可塑性材料の第４のプライであって、前記炭素繊維は前記第２の方向に配向され、前記第３のプライは当該第４のプライの上に重なりこれに直接連結された、第４のプライと、
炭素繊維強化熱可塑性材料の第５のプライであって、前記炭素繊維は、前記スパーおよび前記リブの前記上方要素の前記炭素繊維を横断する方向に配向された、第５のプライと、
電気絶縁材料で形成された複数の細長い絶縁要素であって、当該絶縁要素は、それぞれ長さおよび幅を有し、当該絶縁要素のうち少なくとも複数は、実質的に前記幅を超える長さを有し、当該絶縁要素は、当該絶縁要素が前記リブおよびスパーの前記上方要素の上に重なるよう、前記リブおよびスパーにより形成された前記グリッドと実質的に同様に構成されたグリッドを形成し、当該絶縁要素の前記グリッドは前記第２の層と前記第３の層間に配置される、複数の細長い絶縁要素と
を有する複合スキンと
を有する複合航空機構造。
【請求項２】
請求項１記載の航空機構造において、前記第１、第２、第３、第４、および第５のプライは、単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料である航空機構造。
【請求項３】
請求項１記載の航空機構造において、前記複合スキンは、炭素繊維強化熱可塑性材料の追加層を有し、前記絶縁要素のグリッドは第１のグリッドであり、前記複数の絶縁要素は、前記絶縁要素の第１のグリッドと実質的に同様に構成された第２のグリッドを形成し、前記第２のグリッドは、当該第２のグリッドが前記第１のグリッドに位置合わせされるよう、前記炭素強化熱可塑性材料の追加層間に配置されるものである航空機構造。
【請求項４】
請求項３記載の航空機構造において、各絶縁要素は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれたガラス繊維を有するものであり、前記航空機構造は、前記リブおよびスパーのグリッドと連結された第２の複合スキンを有するものである航空機構造。
【請求項５】
請求項４記載の航空機構造において、各スパーおよびリブは、下方溶接ゾーンを形成する単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有した下方要素を有するものである航空機構造。
【請求項６】
請求項５記載の航空機構造において、前記第２のスキンは、前記リブおよびスパーの前記下方要素と連結されるものである航空機構造。
【請求項７】
請求項１記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記第５のプライが誘導溶接ヘッドにより融点を超える温度に加熱された場合、前記第１〜第４のプライの熱可塑性材料が前記融点未満に保たれるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項８】
請求項１記載の航空機構造において、前記第５の層の前記熱可塑性材料は融点を有し、前記絶縁要素は、前記第５の積層体が、当該第５の積層体の一部を前記融点を超えて加熱するうえで十分な電磁場にばく露した場合、前記第２および第３の層の前記融点を超える加熱を妨げるよう構成されるものである航空機構造。
【請求項９】
複合航空機構造であって、
複数の長手方向に細長いスパーと、
前記複数のスパーと連結されてグリッドを形成する複数の細長いリブと、
複合スキンであって、
複数の構造的な層であって、その各々が炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成された、複数の構造的な層と、
電気絶縁材料で形成された複数の絶縁要素であって、当該絶縁要素は複数の絶縁グリッドを形成し、前記絶縁グリッドは互いに位置合わせされ、前記絶縁グリッドは前記構造的な層間に配置される、複数の絶縁要素と、
炭素繊維強化熱可塑性薄膜で形成される溶接層と
を有する複合スキンと、
単一方向性の炭素繊維強化熱可塑性材料の層を有する複数の連結要素であって、各連結要素は、前記スパーまたは前記リブの１つと連結される、複数の連結要素と
を有し、
前記溶接層の炭素繊維は第１の方向に配向され、前記連結要素の炭素繊維は、前記第１の方向を横断する第２の方向に配向され、
前記溶接層は前記連結要素の上に重なり、それと連結される
複合航空機構造。
【請求項１０】
請求項９記載の航空機構造において、各絶縁要素は、熱可塑性材料のマトリックス内に埋め込まれたガラス繊維を有するものである航空機構造。
【請求項１１】
請求項９記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記スパーの上に重なる複数の細長いスパー絶縁体を有するものである航空機構造。
【請求項１２】
請求項１１記載の航空機構造において、前記絶縁要素は、前記リブの上に重なる複数の細長いリブ絶縁体を有し、当該リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の長さより短い長さを有するものである航空機構造。
【請求項１３】
請求項１２記載の航空機構造において、前記リブ絶縁体は、前記スパー絶縁体の上に実質的に重なることなく、前記スパー絶縁体間にわたり延長するものである航空機構造。
【請求項１４】
請求項１２記載の航空機構造において、前記スパー絶縁体は互いに離間されるものである航空機構造。
【請求項１５】
請求項９記載の航空機構造において、前記構造的な層の前記熱可塑性材料は、ポリアリールエーテルケトン類の半結晶性の熱可塑性材料を有するものである航空機構造。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００３
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００３】
これまで複合材料は、軽量高強度材料の利点が材料コストよりも重要視される多種多様な用途で使用されてきている。例えば、歴史的に、航空機構造は軽量金属、例えばアルミニウム、より近年ではチタンで形成されてきた。しかし、現代の飛行機は構造の大部分が複合材料から形成されている。航空宇宙産業で一般に使用されている材料は、炭素繊維強化熱硬化性プラスチックである。そのような材料を使うと複雑な構造を形成でき、一度その構造が硬化すると、その形状は永続的に保たれる。ただし、その利点は、形成された構造を別個の構造と融合させる能力を制約する。その代わり、その別個の要素は別個のコネクタ、例えば留め具を使って連結される。強化熱可塑性材料で形成される構造要素は別個の留め具がなくても連結できるが、要素を溶融させる工程では、当該構造に損傷を生じるおそれのある温度を超えて前記構成要素を加熱する必要がある。そのため、構造の構成要素に損傷を生じることなく、当該構造の複合構成要素を連結する効率的な工程が必要とされている。
この出願の発明に関連する先行技術文献情報としては、以下のものがある（国際出願日以降国際段階で引用された文献及び他国に国内移行した際に引用された文献を含む）。
（先行技術文献）
（特許文献）
（特許文献１）  米国特許出願公開第２００２／０１６８１８４号明細書
（特許文献２）  米国特許第３，７６８，７６０号明細書
（特許文献３）  米国特許出願公開第２０１１／０１６８３２４号明細書
（特許文献４）  米国特許第５，０５９，３７７号明細書
（特許文献５）  米国特許出願公開第２０１３／００３４６８４号明細書
【国際調査報告】
2021517096.tif 000007
2021517096.tif 000008
2021517096.tif 000009