(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
２つの熱可塑性部品を接合することにより構造体を製造する方法であって、
第１面、第２面、および第３面を有する部材であって、前記第１面および前記第２面は互いに反対側を向き、前記第３面は前記第２面から起立する部材を用意することと、
前記部材を構成する第１積層体であって熱可塑性プリプレグの第１積層体上に第１非晶質熱可塑性フィルムを配置し、前記第１非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの前記第１積層体とを共結合して熱可塑性プリプレグの第１積層体上に第１非晶質熱可塑性フィルムの層を形成することによって、前記部材の前記第１面に前記第１非晶質熱可塑性フィルムが配置された第１熱可塑性複合部品を作製することであって、前記部材の前記第１面に前記第１非晶質熱可塑性フィルムを共結合することを含むことと、
熱可塑性プリプレグの第２積層体上に第２非晶質熱可塑性フィルムを配置し、前記第２非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの前記第２積層体とを共結合して熱可塑性プリプレグの第２積層体上に第２非晶質熱可塑性フィルムの層を形成することによって、第２熱可塑性複合部品を作製することと、
前記第１非晶質熱可塑性フィルムを第２非晶質熱可塑性フィルムに対し配置することを含めて、前記第１及び第２熱可塑性複合部品を組み合わせることと、
前記部材の前記第２面および前記第３面に第１ツール部を当接させつつ、前記第１ツール部が前記部材の前記第２面および前記第１面を介して、前記第１及び第２熱可塑性複合部品に圧力を加えることによって、前記第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムを互いに対して押圧することと、
前記第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムを互いに融着すること、とを含む、方法。
【請求項２】
前記第１熱可塑性複合部品を作製することは、前記第１非晶質熱可塑性フィルムを熱可塑性プリプレグの前記第１積層体の接合面に対し配置することを含み、
前記第１非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの前記第１積層体とを共結合することは、熱可塑性プリプレグの前記第１積層体を、前記第１積層体内の前記プリプレグの融解温度まで加熱することと、熱可塑性プリプレグの前記第１積層体を、前記第１非晶質熱可塑性フィルムと圧接させること、とを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記第２非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの前記第２積層体とを共結合することは、
前記第２非晶質熱可塑性フィルムを、ガラス転移温度まで加熱することと、
熱可塑性プリプレグの前記第２積層体を、融解温度まで加熱することと、
熱可塑性プリプレグの前記第２積層体を、前記第２非晶質熱可塑性フィルムと圧接させること、とを含む、請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
熱可塑性プリプレグの前記第１積層体を融解温度まで加熱することは、熱可塑性プリプレグの前記第１積層体を約３４３℃（６５０°Ｆ）より高い温度まで加熱することを含む、請求項２に記載の方法。
【請求項５】
前記第１積層体のプリプレグ及び前記第２積層体のプリプレグのそれぞれは、半晶質であり、
前記第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムのそれぞれは、ＰＥＳである、請求項１〜４のいずれかに記載の方法。
【請求項６】
前記第１積層体のプリプレグ及び前記第２積層体のプリプレグのそれぞれは、ＰＥＥＫ、ＰＥＫＫ、及びＰＰＳの１つである、請求項１〜５のいずれかに記載の方法。
【請求項７】
前記第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムのそれぞれは、約５ｍｍと約７ｍｍとの間の厚みを有する、請求項１〜６のいずれかに記載の方法。
【請求項８】
前記第１非晶質熱可塑性フィルムを第２非晶質熱可塑性フィルムに対し配置する際に、追加の非晶質熱可塑性フィルムが前記第１および第２非晶質熱可塑性フィルムの間に配置されており、
前記部材は、第４面および第５面を有し、前記第４面は、前記第１面とは反対側を向き、前記第５面は、前記第４面から起立し、且つ、前記第３面とは反対側を向き、
前記部材の前記第３面および前記第５面は、前記部材におけるウェブを構成しており、
前記押圧することにおいては、前記部材の前記第４面および前記第５面に第２ツール部を当接させつつ、前記第２ツール部が前記部材の前記第４面および前記第１面を介して、前記第１及び第２熱可塑性複合部品に圧力を加えることによって、前記第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムを互いに対して押圧する、請求項１〜７のいずれかに記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、概して、複合構造体を製造するプロセスに関し、より具体的には、低温での熱可塑性樹脂フィルムの融解を利用して複合部品を接合する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば、限定するものではないが、航空宇宙産業や他の用途に用いられる基礎構造部及び補強材などの複合材積層部品同士を接合するための様々な技術が知られている。例えば、熱硬化性樹脂積層体同士は、共硬化（co-curing）、接着剤接合、又は機械的締結によって接合することができる一方、熱可塑性樹脂積層体同士は、様々な形態の溶接、融着（melt fusion）、接着剤接合、又は機械的締結によって接合することができる。機械的締結による接合方法は、重量だけでなく材料費及び取り付け費用の増加につながるため、用途によっては好ましくない場合がある。
【０００３】
機械的締結を用いずに熱可塑性樹脂積層体を接合することは、とりわけ困難である。接着剤による熱可塑性樹脂の接合では、プラズマエッチングのような時間のかかる高度な処理工程、あるいは、手間のかかる研磨などによって、接合表面の広範囲にわたる表面準備処理を行わなければならない場合がある。溶接技術を用いる場合は、部品の形状を維持するために、専用の装置や特注の組立て取り付け具を必要とするだけでなく、接合ライン（bond line）の温度が典型的には７００°Ｆ以上の比較的高い温度となる状態で溶接を行わなければならず、その結果、事前結合（pre-consolidate）されていた部品の再融解が起こりうる。部品が再融解すると、その部品の形状及び／又は材料特性に、好ましくない変化が起こりうる。
【０００４】
２つの熱可塑性積層部品同士を接合する周知の方法の１つに、二重樹脂接合（dual resin bonding）と呼ばれるものがあり、これは、接合しようとする部品の接合面と事前結合されているＰＥＩ（ポリエーテルイミド）フィルムの層を融解する工程を含んでいる。しかし、ＰＥＩフィルムを融解するためには、フィルムを４７５°Ｆより高い温度まで加熱する必要があるため、この方法の適用範囲は限られている。事前結合されていた熱可塑性積層部品をこのような温度まで加熱すると、部品の望ましくない軟化、変形、及び／又は融解が起こる場合があるからである。
【０００５】
従って、熱可塑性樹脂及び熱硬化性樹脂を含む複合部品を接合する方法であって、広範囲の表面準備処理の必要性を低減又は排除することができ、典型的な熱硬化性接合接着剤よりも短いサイクルタイムで、比較的低温で行うことができる方法が求められている。また、上述したタイプの方法であって、熱可塑性複合積層体を、異種材料、例えば熱硬化性樹脂積層体、金属、セラミック材料、及びその他の材料の部品に接合することを可能にする方法も、求められている。
【発明の概要】
【０００６】
開示の実施形態は、低温での熱可塑性フィルム融着によって複合部品同士を接合し一体型構造体にする方法を提供する。事前結合された熱可塑性複合（ＴＰＣ）部品を、最小限の表面準備処理で、且つ、ＴＰＣ部品の融解温度よりも低い、比較的低い処理温度で互いに接合することができる。その結果、事前結合されているＴＰＣ部品の望ましくない軟化や再融解を回避することができ、部品の本来の形状及び品質を維持することができる。当該方法は、サイクルタイムや、材料及び生産作業コストを低減することができる一方、接着剤や剥離層の接合、広範囲の表面準備処理及び検査、専用の処理装置、及び／又は、費用のかかる接合用ジグの必要性を排除することができる。当該接合方法は、オーブン又はオートクレーブにおいて、熱硬化性複合材料の処理に用いられる一般的な技術によって、５００°Ｆより低い温度及び比較的低圧下で行うことができる。従って、開示の方法によれば、熱硬化性部品を硬化するのに必要な処理温度で、ＴＰＣ部品を熱硬化性複合部品に接合することができる。例えば、限定するものではないが航空機産業において、事前結合された熱可塑性の基礎構造部及び補強材を、低温で、熱可塑性及び／又は熱硬化性の外板と、熱可塑性部品を再融解する必要なく接合することができ、これによって、熱可塑性部品の元の形状及び品質を維持することができる。また、当該方法によれば、ＴＰＣ部品を、異種材料の積層体、金属、セラミック材料、及び他の材料に接合することもできる。衝撃及び／又は振動によるエネルギーを吸収しうる融着熱可塑性接合部を形成する、開示した非晶質熱可塑性フィルムを用いて熱硬化性複合部品同士を接合することによって、熱硬化性複合構造体の衝撃に対する抵抗を向上させることができる。
【０００７】
開示した一実施形態によれば、２つの熱可塑性部品を接合する方法が提供される。当該方法は、熱可塑性プリプレグの第１積層体上に第１非晶質熱可塑性フィルムを配置し、第１非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの第１積層体とを共結合することによって、第１熱可塑性複合部品を作製することと、熱可塑性プリプレグの第２積層体上に第２非晶質熱可塑性フィルムを配置し、第２非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの第２積層体とを共結合することによって、第２熱可塑性複合部品を作製すること、とを含む。当該方法は、さらに、第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムを互いに当接させて配置することを含めて、第１及び第２熱可塑性複合部品を組み合わせることと、第１及び第２熱可塑性複合部品に圧力を加えることによって、第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムを互いに対して押圧することと、とを含み、第１及び第２非晶質熱可塑性フィルムは、約４７５°Ｆより低い温度で融着される。
【０００８】
開示した別の実施形態によれば、熱可塑性複合部品を熱硬化性複合部品と接合する方法が提供される。当該方法は、非晶質熱可塑性フィルムを半晶質熱可塑性プリプレグの積層体と共結合することによって、第１複合部品を形成することと、熱硬化性プリプレグの積層体を含む第２複合部品を形成すること、とを含む。当該方法は、非晶質熱可塑性フィルムを熱硬化性プリプレグの積層体に当接させて配置することを含めて、第１及び第２部品を組み合わせることと、熱硬化性プリプレグの積層体を硬化すること、をさらに含む。
【０００９】
開示した別の実施形態によれば、熱可塑性複合部品を非熱可塑性部品に接着する方法が提供される。当該方法は、非晶質熱可塑性フィルムを半晶質熱可塑性プリプレグの積層体と共結合することと、非晶質熱可塑性フィルムを非熱可塑性部品に当接させて配置することを含めて、共結合された非晶質熱可塑性フィルムと熱可塑性プリプレグの積層体とを、非熱可塑性部品と組み合わせることによって、組立品を形成すること、とを含む。当該方法は、組立品に圧力を加えることによって、非晶質熱可塑性フィルムを非熱可塑性部品に押圧することと、非晶質熱可塑性フィルムを非熱可塑性部品に融着させること、とをさらに含む。
【００１０】
さらなる実施形態によれば、２つの熱硬化性複合部品を接合する方法が提供される。当該方法は、熱硬化性プリプレグの第１積層体を形成することと、熱硬化性プリプレグの第２積層体を形成すること、とを含む。当該方法は、熱可塑性フィルムを、熱硬化性プリプレグの第１積層体と第２積層体との間に配置することと、熱硬化性プリプレグの第１及及び第２積層体を、熱可塑性フィルムと結合及び熱的共硬化すること、とを含む。
【００１１】
別の実施形態によれば、第１及び第２の共硬化された熱硬化性複合積層体と、共硬化された熱硬化性複合積層体の間の熱可塑性層、とを含む複合構造体が提供される。
【００１２】
開示されたさらなる実施形態によれば、複合構造体は、熱可塑性複合積層体と、熱硬化性複合積層体と、熱可塑性複合積層体を熱硬化性複合積層体と接合する非晶質熱可塑性フィルム層、とを含む。
【００１３】
さらに別の実施形態によれば、第１熱可塑性複合部品を第２熱可塑性複合部品に接合する方法が提供される。当該方法は、第１非晶質熱可塑性フィルムと、第１繊維強化半晶質熱可塑性ポリマー母材複合構造体とを、約６５０°Ｆを超える第１温度及び約１００ｐｓｉ以上の第１圧力で、共結合することにより、第１非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面を含む第１熱可塑性複合部品を形成することを含む。当該方法は、第２非晶質熱可塑性フィルムと、第２繊維強化半晶質熱可塑性ポリマー母材複合構造体とを、約６５０°Ｆを超える第２温度及び約１００ｐｓｉ以上の第２圧力で、共結合することにより、第２非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面を含む第２熱可塑性複合部品を形成することをさらに含む。当該方法は、第１熱可塑性複合部品の第１非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面と、第２熱可塑性複合部品の第２非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面とを接触させることと、第１熱可塑性複合部品及び第２熱可塑性複合部品を損傷することなく、第１非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面と第２非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面とを接合するのに十分な時間のあいだ、第１熱可塑性複合部品及び第２熱可塑性複合部品を、約４５０°Ｆと約５００°Ｆの間の温度で加熱し、約１４．７ｐｓｉと約１５０ｐｓｉの間の圧力で圧接させること、含む。
【００１４】
さらに別の実施形態によれば、熱可塑性複合部品を未硬化の熱硬化性複合部品に接合する方法が提供される。当該方法は、非晶質熱可塑性フィルムと、繊維強化半晶質熱可塑性ポリマー母材複合構造体とを、約５００°Ｆを超える温度及び約１００ｐｓｉ以上の圧力で共結合することにより、非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面を有する熱可塑性複合部品を形成することを含む。当該方法は、熱可塑性複合部品の非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面と未硬化の熱硬化性複合部品とを接触させることをさらに含む。当該方法は、熱可塑性複合部品を損傷することなく未硬化の熱硬化性複合部品を硬化し且つ、熱硬化性複合部品に対して非晶質熱可塑性ポリマーリッチ面を接合するのに十分な時間のあいだ、熱可塑性複合部品及び未硬化の熱硬化性複合部品を、約３５０°Ｆの温度で加熱し、約１００ｐｓｉ以下の圧力で互いに対して圧接させることをさらに含む。
【００１５】
特徴、機能、利点は、本願の開示の様々な実施形態によって個別に達成することができ、あるいは、さらに他の実施形態と組み合わせてもよく、そのさらなる詳細は、以下の記載及び図面を参照することによってより明らかになるものである。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
例示的な実施形態に特有のものと考えられる新規の特徴は、添付の特許請求の範囲に記載されている。ただし、例示的な実施形態、及び、好ましい使用の形態、さらなる目的及び利点は、本開示の例示的な実施形態の以下の詳細な説明を下記の添付図面と共に参照することによって、最も理解されるであろう。
【図１】非晶質熱可塑性フィルムによって互いに接合された熱可塑性複合部品を有する一体型複合構造体の概略図である。
【図２】図１に示した一体型複合構造体の一部を形成している、熱可塑性複合部品の１つと非晶質熱可塑性フィルムとの間の断面界面を示す顕微鏡写真の図である。
【図３】一体型複合構造体の熱可塑性複合部品間の融解断面界面を示す顕微鏡写真の図である。
【図４−７】図１に示した一体型複合構造体の製造方法の各工程を示す、断面概略図である。
【図８】図１に示した一体型複合構造体の製造方法のフロー図である。
【図９】事前結合された熱可塑性複合外板上に配置された、事前結合された熱可塑性複合ハット型ストリンガーの断面図である。
【図１０】図９に類似する図であるが、ハット型ストリンガーが外板上に配置されており、及び、熱可塑性フィルム同士を互いに圧接するために成形型が設置された状態を示す図である。
【図１１】２つの事前結合された熱可塑性複合外板が組み合わされた、事前結合された熱可塑性複合Ｉビームの断面図である。
【図１２】図１１に類似する図であるが、Ｉビームと外板とが組み合わされ、成形型が設置された状態を示す図である。
【図１３】非晶質熱可塑性フィルムによって接合された熱可塑性複合部品と熱硬化性複合部品とを有する複合構造体の概略図である。
【図１４】図１３に示した複合構造体を製造する方法のフロー図である。
【図１５】未硬化の熱硬化性複合ハット型ストリンガーが、事前結合された熱可塑性複合外板上に配置された状態の断面図である。
【図１６】図１５に類似する図であるが、ハット型ストリンガーが外板上に配置されており、成形型が設置された状態を示す図である。
【図１７】熱可塑性複合ハット型ストリンガーが熱硬化性複合外板に接合されつつある状態を示しており、硬化中の外板の形状を維持するための成形型も示す断面図である。
【図１８】２つの未硬化の熱硬化性複合外板に接合されつつある、事前結合された熱可塑性複合Ｉビームの断面図である。
【図１９】非晶質熱可塑性フィルムによって接合された熱可塑性複合部品と非熱可塑性複合部品とを有する複合構造体の概略図である。
【図２０】図１９に示した複合構造体を製造する方法のフロー図である。
【図２１】非晶質熱可塑性フィルムによって接合された２つの熱硬化性複合部品を有する複合構造体の概略図である。
【図２２】図２１に示した複合構造体を製造する方法のフロー図である。
【図２３】航空機の製造及びサービス方法のフロー図である。
【図２４】航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
開示された実施形態は、フィルム融解プロセスによって熱可塑性複合（ＴＰＣ）部品を、別の部品に接合する方法を提供し、フィルム融解プロセスは、最小限の表面準備処理のみで、比較的低温で行うことができるものである。例えば、図１〜図３を参照すると、一実施形態によれば、一体型ＴＰＣ構造体３０は、第１ＴＰＣ部品３２及び第２ＴＰＣ部品３４を含み、これらは、融解された熱可塑性接合部３１によって互いに接合されている。熱可塑性接合部３１は、非晶質熱可塑性フィルム３６によって形成されており、当該フィルムが、ＴＰＣ部品３２、３４のいずれかの融解温度よりも低い処理温度で、第１及び第２ＴＰＣ部品３２、３４同士を効果的に融着させている。図３に最もよく表れているように、第１及び第２ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれは、結合された熱可塑性複合積層体であり、繊維強化材の層４８が、熱可塑性樹脂母材３９（図２）に保持されている。繊維強化材４８は、例えば一方向性又は二方向性の繊維、例えば限定するものではないが、ガラス又は炭素繊維を含み、これらが所定の層設計（図示せず）に従って、所望の繊維配向で配置されている。以下により詳しく説明するように、ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれは、非晶質熱可塑性フィルム３６の層と共結合された、適当な熱可塑性プリプレグの積層体によって形成することができる。
【００１８】
熱可塑性ポリマーは、非晶質であっても半晶質であってもよい。非晶質熱可塑性ポリマーは、実質的に、分子スケールにおいて位置秩序が欠落している一方、半晶質熱可塑性ポリマーは、結晶領域と非晶質領域の両方を含んでいる。熱可塑性ポリマーの結晶性の度合いは、構造、温度、分子量、立体的配置、及び、処理条件によって影響される。半晶質熱可塑性ポリマーは、融解温度Ｔｍを有しており、この温度では、分子の秩序領域が崩壊し、無秩序となる。これに対して、非晶質熱可塑性ポリマーでは、融解温度Ｔｍよりも低い、ガラス転移温度Ｔｇと呼ばれる比較的広い温度範囲において、分子の非晶質領域が軟化する。完全に非晶質の熱可塑性ポリマーは、融解せず、従って、融解温度Ｔｍを有さない。しかし、すべての熱可塑性ポリマーは、ガラス転移温度Ｔｇを呈する。開示した実施形態によれば、樹脂母材３９（図２）は、半晶質熱可塑性ポリマーであってもよく、これは、限定するものではないが、ポリアリールエーテルケトン（ＰＡＥＫ）族の材料とすることができ、これは、限定するものではないがいくつか例を挙げると、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）、ポリフェニルスルホン（ＰＰＳ）を含む。すぐ上で述べた半晶質熱可塑性ポリマーを含む樹脂母材３９は、約５００°Ｆ以上、典型的には６５０°Ｆ以上の融解温度Ｔｍを有する。
【００１９】
非晶質熱可塑性フィルム３６は、約１４０°Ｃ以上約５００°Ｆ未満のガラス転移温度Ｔｇ、及び、用途に適した他の機械的、熱的、物理的特性を有する非晶質ポリマーである。非晶質熱可塑性フィルム３６として使用するために選択された特定のポリマーは、半晶質熱可塑性ポリマー樹脂母材３９と相性が良いものでなければならず、且つ、熱可塑性部品の加工に典型的に用いられる温度、例えば、限定するものではないが、約６５０°Ｆから約８００°Ｆにおいて、安定でなければならない。一実施形態においては、ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれの接合面との共結合(co-consolidated)を可能とする特性を有する非晶質熱可塑性フィルム３６を採用することができる。非晶質熱可塑性フィルム３６は、結合(consolidation)に必要な温度以上、すなわち、ＴＰＣ部品の融解温度Ｔｍ以上の温度、典型的には、約６５０°Ｆから８００°Ｆの間の範囲の温度で、ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれの接合面との共結合され、これによって、以下に説明する二次接合プロセスのためのＴＰＣ部品３２、３４の準備処理を行うことができる。非晶質熱可塑性フィルム３６は、２つの非晶質熱可塑性フィルム３６を約５００°Ｆ未満の温度で融着させることによって、ＴＰＣ部品３２、３４を互いに接合することを可能とする特性を有し、これによって、接合プロセス中にＴＰＣ部品３２、３４のいずれも再融解させる必要がない。接合プロセス中にＴＰＣ部品３２、３４を再融解する必要が無くなることによって、ＴＰＣ部品３２、３４の形状及び品質を維持することができる。
【００２０】
さらに別の実施形態においては、後により詳しく説明するように、未硬化の熱硬化性プリプレグ（図示せず）の表面、又は、所望の形状の熱硬化性プリプレグ上のエポキシフィルム接着剤（図示せず）の層に、ＴＰＣ基板を接合することを可能にする特性を有する非晶質熱可塑性フィルム３６を採用してもよい。熱可塑性フィルム３６は、未硬化の熱硬化性プリプレグ又はエポキシフィルム接着剤の層に対して、熱硬化性プリプレグ又はエポキシフィルム接着剤の硬化温度で、ＴＰＣ基板を接合することができ、当該温度は、例えば、限定するものではないが、約３５０°Ｆである。非晶質熱可塑性フィルム３６は、耐久性があり且つ剛性の、比較的高温加工された材料(relatively high temperature engineered material)であってもよく、例えば、限定するものではないが、良好な熱安定性及びクリープ（creep）特性を有する適当なグレードのＰＥＳ（ポリエーテルスルホン）であってもよい。非晶質熱可塑性フィルム３６は、１８０°Ｃまでの温度で長時間にわたって負荷に耐える能力、及び、約２１０°Ｃまでの温度で機械的特性を保持する能力を有する。
【００２１】
図１〜図３を同時に参照して説明すると、ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれは、半晶質熱可塑性母材３９に保持された強化層４８によって形成されたＴＰＣプリプレグの結合された積層体(consolidated stack)を含む。ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれは、面３３を含み、当該面は、接合面３７（図２）を形成する非晶質熱可塑性フィルム３６によって被覆され、且つ当該フィルムと事前結合(pre-consolidated)されている。非晶質熱可塑性フィルム３６は、非晶質熱可塑性材料の１つ又は複数の層を含んでいてもよく、これらが互いに結合されて、特定の用途に適した所望の厚み「ｔ」を形成している。一態様において、例えば、限定するものではないが、厚み「ｔ」は、約５ｍｍと７ｍｍとの間の厚みであってもよい。
【００２２】
従って、ＴＰＣ部品のそれぞれの面３３は、非晶質熱可塑性樹脂を豊富に含んでおり、当該樹脂によって、面３３内のあらゆる亀裂、穴、又は空隙３５を埋めることができる。ＴＰＣ部品３２、３４の面３３と事前結合された非晶質熱可塑性フィルム３６は、前述した種類のものであってよい。ＴＰＣ部品３２、３４の接合面３７（図２）同士を組み合わせて、対向状態で互いに圧接させると、図３に示すように非晶質熱可塑性フィルム３６同士が融着され、ＴＰＣ部品３２、３４を接合する融解熱可塑性接合部３１が形成される。
【００２３】
以下に説明するように、非晶質熱可塑性フィルム３６は、それぞれ、事前結合プロセス中に、半晶質樹脂３９の融解温度Ｔｍにおいて、対応するＴＰＣ部品３２、３４と結合される。ただし、事前結合されたＴＰＣ部品３２、３４は、次に、ＴＰＣ構造体３０を、非晶質熱可塑性フィルム３６のガラス転移温度Ｔｇよりは高いが、半晶質熱可塑性樹脂３９の融解温度Ｔｍより実質的に低い温度に加熱することにより、互いに接合される。製造及び／又は組立て公差に対応するため、ＴＰＣ部品３２、３４を組み合わせる際に、非晶質熱可塑性フィルム３６の追加の層（図示せず）を接合面３７同士の間に配置してもよい。フィルム３６のこれらの追加層は、ＴＣＰ部品３２、３４と事前結合されているフィルム層と融着することになる。
【００２４】
次に、図４〜図７に注目すると、これらの図は、必要な表面準備処理を最小限とすることができ、従来のオーブン、真空バッグ、及び／又は、オートクレーブによる処理を用いて行うことができる、一体型ＴＰＣ構造体３０（図１）の製造を図式的に描いたものである。図４に示すように、半晶質ＴＰＣプリプレグの積層体３２ａが組み立てられ、これに続いて、非晶質熱可塑性フィルム３６ａが、積層体３２ａの面３３上に配置される。組み立てられたＴＰＣプリプレグの積層体３２ａ及びフィルム３６ａを、オートクレーブ処理又はオーブン内の真空バッグ処理などの従来の技術を用いて、結合圧力をかけつつ、少なくともＴＰＣプリプレグの融解温度まで加熱する。ＴＰＣプリプレグを融解温度まで加熱することによって、非晶質熱可塑性フィルム３６ａが軟化し、圧力を付与した結果、図５に示すように、ＴＰＣプリプレグの組立積層体３２ａとフィルム３６とが結合する。第２ＴＰＣ部品３４は、上述した第１ＴＰＣ部品と同様の方法で、組立て及び事前結合される。
【００２５】
ＴＰＣ部品３２、３４のそれぞれを上述のように事前結合させた後、図６に示すように、非晶質熱可塑性フィルム３６ａ、３６ｂによって部品３２、３４上に形成された接合面３７同士を、互いに対面接触させて、ＴＰＣ部品３２、３４を組み合わせる。２つのＴＰＣ部品３２、３４を組み合わせた後、図７に示すように、これらを加熱し、結合圧力を加える。２つのＴＰＣ部品３２、３４は、少なくともフィルム３６ａ、３６ｂのガラス転移温度Ｔｇであり、且つ、半晶質ＴＰＣの融解温度Ｔｍより実質的に低い温度まで、加熱される。例えば、フィルム３６ａ、３６ｂのガラス転移温度Ｔｇが約４１８°Ｆの場合、２つのＴＰＣ部品３２、３４を、約４１８°Ｆと約５００°Ｆの間の温度まで加熱することができる。図４〜図７に関連させて説明した接合プロセスは、必要な結合圧力を加えるのに必要な成形型(tooling)のみを用いて、行うことができる。２つのＴＰＣ部品３２、３４は、事前結合されており、２つの非晶質熱可塑性フィルム３６ａ、３６ｂを圧縮及び結合するのに十分な圧力のみを必要とするからである。
【００２６】
図８は、第１及び第２ＴＰＣ部品３２、３４を互いに接合する方法の全体の工程を示している。まず、工程３８において、第１ＴＰＣ部品３２が作製され、これは、前述したように、非晶質熱可塑性フィルム３６ａを半晶質ＴＰＣプリプレグの第１積層体３２ａと共結合することを含む。工程４０において、第２ＴＰＣ部品３４が作製され、これは、第２非晶質熱可塑性フィルム３６ｂを半晶質ＴＰＣプリプレグの第２積層体３２ｂと共結合することを含む。工程４２において、フィルム３６ａ、３６ｂの接合面３７同士を対面接触させて配置することによって、第１及ＴＰＣ部品３２と第２ＴＰＣ部品３４とを組み合わせる。図８には示していないが、組立て公差に対応するため、工程３８、４０において、非晶質熱可塑性フィルム３６の追加の層を、接合面３７のいずれか又は両方に共結合してもよい。次に、工程４４において、第１及び第２ＴＰＣ部品３２、３４に圧力を加えることによって、非晶質熱可塑性フィルム同士を圧接させる。最後に、工程４６において、ガラス転移温度Ｔｇより高く約５００°Ｆより低い温度にフィルム３６ａ、３６ｂを加熱することによって、非晶質熱可塑性フィルム３６ａ、３６ｂ同士を融着する。
【００２７】
次に、図９及び図１０に注目すると、これらの図は、２つの半晶質ＴＰＣ部品を、前述したタイプの非晶質熱可塑性フィルムを用いて接合する、開示した方法の典型的な適用例を示している。この例においては、２つの半晶質ＴＰＣ部品は、それぞれ、ハット型ＴＰＣストリンガー５０と、ＴＰＣ外板５６である。図示の例において、ストリンガー５０及び外板５６は、実質的に真っ直ぐであるが、他の例においては、用途によって、１つ又は複数の曲線部分を有していてもよい。ストリンガー５０は、横方向に伸びる一対のフランジ５２、５４を含み、これらのフランジに、図４〜図８を参照して前述したものと同様の製造プロセスによって、非晶質熱可塑性フィルム３６ａが事前結合されている。同様に、一対の相互に離間した非晶質熱可塑性フィルム３６ｂが、フランジ５２、５４に位置合わせされた状態で、外板５６に事前結合されている。
【００２８】
ストリンガー５０及び外板５６のそれぞれが、対応するフィルム３６ａ、３６ｂと事前結合されている状態で、非晶質熱可塑性フィルム３６ａと３６ｂとを位置合わせし、これらが互いに対面接触状態となるように、ストリンガー５０を外板５６上に配置する。
【００２９】
特に図１０を参照すると、単純な上型及び下型５８、６０を、それぞれ、フランジ５２、５４、及び、外板５６の底面に配置することによって、二次接合プロセスを行うための準備をする。二次接合プロセスは、フィルム３６ａ、３６ｂを融着することによって、ストリンガー５０を外板５６に接合するプロセスである。なお、上型及び下型５８、６０は、非晶質熱可塑性フィルム３６ａ、３６ｂが設けられている領域のみにおいて、フランジ５２、５４及び外板５６に接触すればよい。
【００３０】
フィルム３６ａ、３６ｂを、約５００°Ｆよりは低いが、少なくともこれらフィルムのガラス転移温度Ｔｇまで加熱する。このガラス転位温度は、完全に結合された半晶質ＴＰＣストリガー５０及び外板５６の融解温度Ｔｍよりは低い。この加熱は、組み合わされたストリンガー５０及び外板５６を、オートクレーブ又はオーブン内に配置することによって行うことができるが、赤外線加熱、加熱された成形型、又は他の技術を用いて、フィルム３６ａ、３６ｂの領域に局所的に熱を加えることも可能であろう。任意の適当な手段によって付与された結合圧力６２によって、上型５８と下型６０とが互いに押圧され、これによって、フィルム３６ａとフィルム３６ｂとが圧接し、ガラス転移温度Ｔｇより高い温度に加熱されるにつれて、融着する。成形型５８、６０に対する必要な結合圧力６２の付与は、プレス（図示せず）、真空バッグ、及び／又はオートクレーブ圧力などの機械的手段を用いて行うことができる。２つのフィルム３６ａと３６ｂとを結合するには、例えば、約１００ｐｓｉ以下などの比較的低い圧力が必要とされうる。
【００３１】
図１１及び図１２は、完全に結合された半晶質ＴＰＣのＩビーム６４を２つの半晶質ＴＰＣ外板５６ａ、５６ｂと結合する方法の別の態様を示している。Ｉビーム６４のそれぞれは、互いに離間し且つ中央ウェブ６６によって連結された一対のフランジ又はキャップ６８を含む。図１１に最もよく表れているように、Ｉビーム６４及び外板５６ａ、５６ｂは、予め製造されており、開示された方法による比較的低い処理温度及び圧力での二次接合作業によって、互いに接合される。各Ｉビーム６４は、ＴＰＣプリプレグのレイアップ及び形成によって事前に製造され、その後、各キャップ６８上に非晶質熱可塑性フィルム３６ａが配置される。次に、前述したようにフィルム３６ａがビーム６４と共結合されるが、そのプロセスでは、ＴＰＣのＩビームレイアップが、典型的には６５０°Ｆ以上の融解温度まで加熱され、適当な成形型（図示せず）によって結合圧力が付与され、これによって、ＴＰＣレイアップが非晶質熱可塑性フィルム３６ａと結合する。半晶質ＴＰＣ外板５６ａ、５６ｂは、同様の方法で製造される。外板５６ａ、５６ｂは、ＴＰＣプリプレグの積層体を用いてレイアップされ、外板５６ａ、５６ｂにおける、ビーム６４が外板５６ａ、５６ｂに接合される位置に、非晶質熱可塑性フィルム３６ｂが設けられる。次に、ＴＰＣプリプレグレイアップ及びフィルム３６ｂを、任意の適当な手段を用いて結合圧力をかけつつ、ＴＰＣプリプレグの融解温度まで加熱することによって、外板５６ａ、５６ｂとフィルム３６ｂとが、共結合される。なお、ここで、Ｉビーム６４は、一対の外板５６ａ、５６ｂに接合されるものとして示しているが、他の例において、Ｉビーム６４を、単一の外板５６のみに接合してもよい。また、他の断面形状を有する複合ビームのキャップ、フランジ、又は、他の表面を、開示した方法及び非晶質熱可塑性フィルム３６を用いて、１つ又は複数の複合外板に接合してもよい。
【００３２】
特に図１２を参照すると、図９及び図１０に示した態様と同様に、比較的単純な上型及び下型７０、７２を用いて、組み合わせされたＩビーム６４と外板５６ａ、５６ｂとに結合圧力７６を加えることによって、Ｉビーム６４を外板５６ａ、５６ｂに接合することができる。成形型７０、７２に対する結合圧力７６の付与は、プレス（図示せず）、真空バッグ、及び／又はオートクレーブ処理などの機械的手段を用いて行うことができる。必要な加熱は、局所的に熱を加えることによって、又は、オーブン又もしくはオートクレーブ内で行うことができる。Ｉビーム６４及び外板５６ａ、５６ｂは、事前結合されているため、半晶質熱可塑性フィルム３６ａ、３６ｂの結合をもたらす十分な圧力のみの付与が必要であり、これは、例えば約１００ｐｓｉ以下である。同様に、Ｉビーム６４及び外板５６ａ、５６ｂは、事前結合されているため、結合された半晶質ＴＰＣを融解温度まで再加熱する必要はなく、むしろフィルム３６ａ、３６ｂを、約４７５°Ｆより低いガラス転移温度まで加熱するだけでよい。また、Ｉビーム６４及び外板５６ａ、５６ｂの両方が事前結合されているので、Ｉビーム６４又は外板５６ａ、５６ｂのいずれかを形成又は結合するための高価及び／又は複雑な成形型を必要としない。任意の態様として、ウェブ６６の望ましくない変形を回避すること、及び／又は、与えられた負荷をＩビーム６４を介して効果的にフィルム３６ａ、３６ｂ間の界面に伝達することを目的として、ウェブ６６の両側に横型(side tools)７４を設けることも望ましいであろう。
【００３３】
次に、図１３を参照すると、非晶質熱可塑性フィルム８４を用いる開示された接合方法は、熱硬化性複合部品８２の硬化温度において、熱硬化性複合部品８２に半晶質ＴＰＣ部品８０を接合することによって、複合構造体７８を製造するために用いてもよい。一般的に、熱硬化性複合部品８２が硬化する温度は、半晶質ＴＰＣ部品８０のガラス転移温度Ｔｇよりも低く、典型的には約４００°Ｆより低い。非晶質熱可塑性フィルム８４は、半晶質ＴＰＣ部品８０の硬化温度では、ガラス状態のままである。半晶質ＴＰＣ部品８０の母材を形成している樹脂は、硬化中に粘度が最低となり、非晶質熱可塑性フィルム８４に対して優れた親和性を有する。この親和性のために、熱硬化性樹脂は、非晶質熱可塑性フィルム８４の表面を湿潤させる。硬化すると、非晶質熱可塑性フィルム８４と、半晶質ＴＰＣ部品８０の熱硬化性樹脂との間に強固な結合が得られ、半晶質ＴＰＣ部品８２と熱硬化性部品８２との間に、融着熱可塑性接合部３１が形成される。いくつかの実施形態においては、非晶質熱可塑性フィルム８４中に熱硬化性樹脂がいくらか分散し、これによって結合が強化されることがある。
【００３４】
図１４は、ＴＰＣ部品を熱硬化性部品８２と接合する方法の全体の工程を示している。まず、工程８６において、非晶質熱可塑性フィルム３６とＴＰＣプリプレグの積層体とを共結合することによって、第１複合部品８０が形成される。工程８８において、例えば熱硬化性複合プリプレグの積層体をレイアップすることによって、第２複合部品８２が形成される。熱硬化性複合プリプレグは、例えば、限定するものではないが、炭素繊維などの一方向性又は二方向性の繊維で強化されたエポキシ樹脂などの熱硬化性樹脂を含みうるが、他の熱硬化性樹脂及び繊維材料も可能である。典型的には、熱硬化性樹脂は、約４００°Ｆより低い、例えば約３５０°Ｆの硬化温度を有する。
【００３５】
工程９０において、ＴＰＣ部品８０の非晶質熱可塑性フィルム３６を、熱硬化性複合プリプレグの積層体上に配置することによって、第１及び第２複合部品８０、８２を組み合わせる。図１４には示していないが、任意の構成として、熱硬化性複合プリプレグの積層体上に、追加の非晶質熱可塑性フィルム３６の層を配置してもよい。フィルム３６のこの追加層は、ＴＰＣプリプレグの積層体と事前に共結合されているフィルム３６と、後に融着することになる。フィルム３６の追加層は、製造及び／又は組立公差、及び／又は、結合中に起こるずれの問題に対応するために用いることができ、これによって、融着熱可塑性接合部３１を、連続的で、且つ、全体にわたって予め選択された厚みを有するものにすることができる。工程９２において、熱硬化性複合プリプレグを、ＴＰＣ部品８２と共に、熱硬化性樹脂の硬化温度まで加熱することによって、熱硬化性複合プリプレグの積層体を硬化する。この硬化温度においては、ガラス状態の非晶質熱可塑性フィルム３６に対する熱硬化性樹脂の親和性に起因して、ＴＰＣ部品８０と硬化された熱硬化性複合部品８２との間に、融解熱可塑性接合部３１が形成される。したがって、熱硬化性樹の硬化温度がＴＰＣ部品８０の融解温度Ｔｍより低いため、工程９２における熱硬化性複合プリプレグの硬化の間、事前結合されたＴＰＣ部品８０は、再融解しない。
【００３６】
図１５及び図１６は、図１３及び図１４に関連させて前述したように、熱硬化性複合部品の硬化中に形成される融着熱可塑性接合部３１を利用して、事前結合されたＴＰＣ部品を、熱硬化性複合部品に接合する方法の、１つの適用態様を示している。この例においては、限定するものではないが例えば炭素繊維‐エポキシ樹脂などの熱硬化性複合材によって形成されたハット型ストリンガー９４が、ＴＰＣプリプレグの事前結合積層体４８を含む、事前結合されたＴＰＣ外板に接合される。ハット型ストリンガー９４は、横方向に延びるフランジ９６を含む。外板９８の表面には、外板９８にフランジ９６が配置される位置に、非晶質熱可塑性フィルム３６が共結合されている。非晶質熱可塑性フィルム３６は、前述したタイプのものであってもよく、ストリンガー９４の製造に用いられる熱硬化性複合材の硬化温度に適したものが選択される。熱硬化性複合ハット型ストリンガー９４は、繊維強化熱硬化性樹脂の複数層の積層体を含んでいてもよく、これがレイアップされて、ハット型ストリンガー９４の所望の形状に形成されている。次に、１００で示すように、フランジ９６がフィルム３６と対面接触するように、未硬化状態のハット型ストリンガー９４を事前結合されたＴＰＣ外板９８上に配置する。
【００３７】
特に、図１６を参照すると、ストリンガー９４の外側成形線（mold line）に一致するキャビティを有する成形型１０２をストリンガー９４上に配置し、また、硬化プロセス中にハット型ストリンガー９４に加えられる結合力１０６に対して反作用するため、取り外し可能なマンドレル１０４をストリンガー９４内に配置する。成形型１０２が、マンドレル１０４と共に、硬化中にハット型ストリンガー９４の形状を維持するのを助ける役割を行う。ハット型ストリンガー９４と外板９８との組立品に対して、従来のオートクレーブ又は脱オートクレーブ（out-of-autoclave）加工技術によって、熱と圧力とを一緒に加える。硬化の間、熱硬化性ストリンガー９４は、熱硬化性樹脂の硬化温度、例えば約３５０°Ｆ、まで加熱される。硬化の間、硬化温度は、非晶質熱可塑性フィルム３６をガラス状態にし、粘性の熱硬化性樹脂と融着させるのに十分な温度であり、これによって、ストリンガー９４と外板９８との間に融着熱可塑性接合部３１が形成される。熱硬化性ストリンガー９４を硬化するのに必要な比較的低い温度では、ＴＰＣ外板は再融解しないため、硬化の間、ＴＰＣ外板９８は、その形状を維持することができ、積層が剥離したり、望ましい性質が失われたりすることはない。
【００３８】
図１７は、２つの複合部品間に融着熱可塑性接合部３１を形成するために非晶質熱可塑性フィルム３６を用いる、開示された接合方法のさらに別の適用態様を示している。この例においては、事前結合されたＴＰＣ積層体ハット型ストリンガー１０８が、フィルム３６によって、熱硬化性複合積層体外板１１２に接合されている。単純な上型１１４を用いて、ストリンガー１０８のフランジ１１０に圧力１１８を加えることによって、硬化中に、フランジ１１０上に事前結合されているフィルム３６を、熱硬化性複合外板１１２に押圧することができる。下型１１６を用いることによって、硬化プロセス中に、熱硬化性複合外板１１２の形状を維持することができる。また、内部のマンドレル状の型１０４を、熱硬化性複合外板１１２上に支持させて、ストリンガー１０８内に配置してもよく、これによって、結合及び硬化の間、ストリンガー１０８のハット部１０８ａの下方の外板１１２に結合圧力を伝達することができる。硬化の間、熱硬化性複合外板１１２は、その硬化温度、典型的には約３５０°Ｆ、まで加熱されるが、これは、フィルム３６をガラス状態にし、外板１１２の粘性の熱硬化性樹脂と融着させるのに十分な温度であり、これによって、強固で頑丈な融着熱可塑性接合部３１を形成することができる。
【００３９】
図１８は、前述した非晶質熱可塑性フィルム３６を用いて、ＴＰＣのＩビーム１２０を熱硬化性複合外板１１２ａ、１１２ｂに接合する、開示の方法の別の適用態様を示している。この適用態様は、図１１及び図１２に関連させて前述したものに類似している。ただし、この例においては、外板１１２ａ、１１２ｂの熱硬化性樹脂が粘性となり、ガラス状態の非晶質熱可塑性フィルム３６と融着する硬化プロセス中に、外板１１２ａ、１１２ｂの形状を維持するため、追加の成形型を用いることができる。追加の成形型は、上型及び下型１２６、１２８、中央型１３０、外側型１３２を含み、これらが集合的に外板１１２ａ、１１２ｂの表面と係合、及び、これら表面を包含する。ウェブ１２２の両側に横型１３４を配置することによって、ウェブ１２２の好ましくない変形を回避し、硬化中に非晶質熱可塑性フィルム３６に与えられる結合力を分散させやすくしてもよい。
【００４０】
前述の適用態様は、ＴＰＣ部品を熱硬化性複合部品に接合することに関連していたが、開示の方法を用いて、ＴＰＣ部品を、例えば限定するものではないが金属やセラミック材料などの他の材料によって形成された部品に接合することも可能であろう。従って、図１９を参照すると、前述した非晶質熱可塑性フィルム３６を用いて、複合構造体１３６を製造することができ、これは、ＴＰＣ部品１３８と、例えば限定するものではないが金属やセラミック材料などの他の材料によって形成された部品１４０との間に、融着熱可塑性接合部３１を形成することを含む。
【００４１】
まず、工程１４２において、非晶質熱可塑性フィルム３６を半晶質ＴＰＣプリプレグの積層体と共結合させる。工程１４４において、共結合された非晶質熱可塑性フィルム３６を非熱可塑性部品１４０に当接させて配置することによって、共結合されたＴＰＣプリプレグ及びフィルム３６を、非熱可塑性部品１４０と組み合わせる。工程１４６において、共結合されたＴＰＣ積層体／フィルムと非熱可塑性部品１４０との組立品に圧力を加えることによって、フィルム３６を非熱可塑性部品１４０に圧接する。工程１４８において、非晶質熱可塑性フィルム３６を、少なくともガラス転移温度であって、約５００°Ｆより低い温度まで加熱することによって、当該フィルムを流動化させる。流動化されたフィルム３６は、事前結合されたＴＣＰ部品１３８と非熱可塑性部品１４０との間に、融着熱可塑性接合部３１を形成する。
【００４２】
図２１は、開示された方法のさらに別の適用態様を示しており、非晶質熱可塑性フィルム３６を用いることによって、接合ライン厚みの均一性及び／又は靭性が改善された熱硬化性複合構造体１５０を製造するものである。非晶質熱可塑性フィルム３６を用いることによって、２つの熱硬化性複合部品１５２の間に融着熱可塑性接合部３１が形成される。熱硬化性複合構造体１５０は、図２２に示した方法によって作製することができる。工程１５６及び工程１５８において、熱硬化性プリプレグの第１積層体及び第２積層体をそれぞれ形成する。工程１６０において、未硬化状態の熱硬化性プリプレグの第１及び第２積層体の接合面同士の間に、非晶質熱可塑性フィルム３６を配置する。工程１６２において、熱硬化性プリプレグの第１積層体と第２積層体とを、非晶質熱可塑性フィルムと共に、共結合及び熱的に共硬化する。硬化プロセスの間、プリプレグ及びフィルムは、熱硬化性樹脂の硬化温度、典型的には約３５０°Ｆまで加熱されるが、この温度では、非晶質熱可塑性フィルム３６はガラス状態となり、粘性の熱硬化性樹脂と融着する。真空バッグ又はオートクレーブ処理によって付与される結合圧力によって、熱硬化性プリプレグの２つの積層体がフィルム３６に押圧され、これが、熱硬化性樹脂と熱可塑性フィルムとの融着を助ける役割を行う。非晶質熱可塑性フィルム３６は、予め制御された厚みに前もって製造することができるため、融着熱可塑性接合部３１は、均一且つ制御された接合ライン厚みを有することができる。また、熱可塑性接合部３１は、接着剤に頼った接合部に比べて、耐久性が向上する。さらに、非晶質熱可塑性フィルム３６は、所望の硬さを有するように選択することができ、硬さを熱硬化性複合部品１５２、１５４よりも低い所望の硬さとすることによって、融着熱可塑性接合部３１が、複合構造体が受ける衝撃や振動によるエネルギーをより吸収しやすくすることができる。したがって、熱硬化性複合構造体１５０は、衝撃に対する抵抗を向上することができる。
【００４３】
本開示の実施形態は、様々な潜在的な用途に用いることができ、特に、例えば航空宇宙産業、船舶、自動車を含む輸送産業や、複合部品同士が接合される他の用途において、用いることができる。航空機産業においては、開示された接合方法は、様々な断面形状の補強材、ドアに用いられるトルクボックス、飛行制御用構造、翼、及び、胴体構造などの、低コストで高性能の一体型構造体の製造に用いることができる。従って、図２３及び図２４を参照すると、本開示の実施形態は、図２３に示すように航空機の製造及びサービス方法１６４に関連させ、また、図２４に示すように航空機１６６に関連させて用いることができる。生産開始前の工程として、例示的な方法１６４は、航空機１６６の仕様決定及び設計１６８と、材料調達１７０とを含む。生産中の工程としては、部品及び小組立品（subassembly）の製造１７２、及び、航空機１６６のシステムインテグレーション１７４が行われる。その後、航空機１６６は、例えば認証及び納品１７６の工程を経て、就航１７８に入る。顧客によるサービス中は、航空機１６６は、定例のメンテナンス及びサービス１８０のスケジュールに組み込まれ、これは、変更、再構成、改装なども含む場合もある。
【００４４】
方法１６４の各工程は、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実行または実施することができる。説明のために言及すると、システムインテグレーターは、航空機メーカー及び主要システム（majority-system）下請業者をいくつ含んでいてもよいが、これに限定されない。第三者は、売主、下請業者、供給業者をいくつ含んでいてもよいが、これに限定されない。オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体（military entity）、サービス組織（service organization）などであってもよい。
【００４５】
図２４に示すように、例示的な方法１６４によって製造される航空機１６６は、例えば、複数のシステム１８４と内装１８６とを備えた機体１８２を含む。ハイレベルシステム１８４の例としては、１つ又はそれ以上の駆動系１８８、電気系１９０、油圧系１９２、環境系１９４が挙げられる。また、その他のシステムをいくつ含んでいてもよい。また、航空宇宙産業に用いた場合を例として説明したが、本開示の原理は、例えば海洋産業や自動車産業などの他の産業に適用してもよい。
【００４６】
ここに図示及び記載した装置及び方法は、製造及びサービス方法１６４における、１つ又はそれ以上のどの段階において採用してもよい。例えば製造工程１７２に対応する部品又は小部品は、航空機１６６のサービス中に作製される部品又は小部品と同様に作製することができる。また、１つまたはそれ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、例えば、実質的に航空機１６６の組み立て速度を速めたりコストを削減したりすることによって、製造工程１７２及び１７４で用いてもよい。同様に、１つ又はそれ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、航空機１６６のサービス中に、例えば、メンテナンス及びサービス１８０に用いてもよいが、これに限定されない。
【００４７】
様々な例示的な実施形態の説明は、例示および説明のために提示したものであり、すべてを網羅することや、開示した形態での実施に限定することを意図するものではない。多くの変更または変形が当業者には明らかであろう。また、例示的な実施形態は、他の例示的な実施形態とは異なる特徴をもたらしうる。選択した実施形態は、実施形態の原理及び実際の用途を最も的確に説明するために、且つ、当業者が、想定した特定の用途に適した種々の改変を加えた様々な実施形態のための開示を理解できるようにするために、選択且つ記載したものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４−７】
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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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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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