(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合構造物（１０）の表面（１２）に予め切削された凹面リセス（１４）を有する構造物（１０）のオンサイト修理のための工具（１８）であって、リセス（１４）の形状に適合する形状の未だ重合されていない重合性樹脂を含む複合部材（１６）の高圧重合化を目的とし、下記の手段：
・前記複合部材（１６）の周囲に止め付け可能であり、複合構造物（１０）の表面（１２）に漏止密閉部（leaktight seal）を構成するブラダー；
・ブラダー（２０）を負圧の外部源と接続する手段（２８）；
・複合部材（１６）を加熱する手段（２２）；及び
・複合部材（１６）に適用される圧力を増大させる手段（２４）を具備し、前記圧力を増大させる手段（２４）は、個々のプレートの表面積がブラダー（２０）に向けて徐々に拡大する少なくとも２枚のプレート（３２）のスタックを具備するとともに、前記複合部材（１０）とブラダー（２０）との間に好適に挿入され、前記プレート（３２）の夫々は複合構造物（１０）の形態に弾性変形可能な一葉の金属プレート（３２）であることを特徴とする工具。
【請求項２】
スタックの複合部材（１６）から最も遠いプレート（３２）の表面積が最も近いプレート（３２）の表面積の少なくとも２倍である請求項１に記載の工具。
【請求項３】
プレートを互い（３２）にガイドするための手段（３４，３６）が設けられた請求項１又は２のいずれか一項に記載の工具。
【請求項４】
ガイド手段に、少なくとも一のプレート（３２）から別のプレートに設けられたガイド穴（３６）を通って垂直に突き出す少なくとも一のガイドピン（３４）が設けられてなる請求項３に記載の工具。
【請求項５】
複合部材（１６）に最も近いプレート（３２）が、複合構造物（１０）の表面（１２）にある前記複合部材とほぼ同様の表面及び形状を有する請求項１から４のいずれか一項に記載の工具。
【請求項６】
加熱手段が、ブラダー（２０）と加圧のための手段（２４）との間に挿入された圧力を増大させる手段上に被せられた加熱器（２２）を具備する請求項１から５のいずれか一項に記載の工具。
【請求項７】
破損部分をもつ複合構造物のオンサイト修理の方法であって、下記の段階：
・構造物の表面の破損部分に凹面リセス（１４）を切削する段階；
・該リセス（１４）に未だ重合されていない重合性樹脂を含む複合部材（１６）をセットする段階において、前記複合部材の形状が該リセスに適合し、
・複合部材（１６）に適用される圧力を増大させる手段は、個々のプレートの表面積がブラダー（２０）に向けて除々に拡大する少なくとも２枚のプレート（３２）のスタックを具備し、前記プレート（３２）の夫々は複合構造物（１０）の形態に弾性変形可能な一葉の金属プレート（３２）であって、当該金属プレート（３２）が該複合部材（１６）とブラダー（２０）との間に挿入された後、複合部材（１６）の周囲に接合されて複合構造物の表面と漏止密閉部を形成するブラダー（２０）内に創られた真空を利用し、その場で前記複合部材（１６）を重合化する段階；
を含み、該複合部材（１６）をその後加熱することを特徴とする方法。
【請求項８】
プレート（３２）が、重合化の際に互いにガイドされる請求項７に記載の方法。
【請求項９】
複合部材（１６）が、ブラダー（２０）と圧力を増大させる手段（２４）との間に挿入された圧力を増大させる手段上に被せられた加熱器（２２）によって加熱される請求項７または８のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
（発明の分野）
本発明は、破損部分をもつ複合構造物を、該構造の位置から異なる地点に移動させることのなく修理することを目的とした工具に関する。
ここに、また以下の本文中に使用される“複合構造物”との語は、長繊維、例えば炭素または別の繊維であって、樹脂マトリックス中に埋め込みされてなる重畳の層またはひだ状に構成されたものを含む構造を意味する。
本発明はまた、この種の工具を用いて複合構造物を修理する方法にも関する。
本発明の工具及び方法は、構造物を専門の工場に送ることまたはオートクレーブにかけることが不可能もしくはあまりに実際的でないようなあらゆる状況に使用可能である。したがって、本発明の工具及び方法の主要な応用の一つは、航空機における複合構造物の修理に関する。
（背景となる技術）
複合材料は、完全に制御され、金属を使用して得られるものに匹敵する機械特性を持ちうる一方で、著しく軽量である。さらにまた、これら材料の製造技術は、部材の形状及び体積のいずれに関しても、製造時間の長さとコストについても継続的に向上している。航空機において複合構造物がより頻繁に使用されるのは、これらの多様な理由による。
しかしながら、金属構造物に比べて、複合構造物は衝撃に対してより脆いという欠点を有する。複合構造物にある物体が激しく衝突すると衝突部分に様々な程度の亀裂または破砕が生じる。したがって、航空機における複合構造物の使用が増大することは、これらの構造の修理に使用される技術の著しい向上を導いてきた。
航空機複合構造物の修理の品質を評価する際、二つの基準、修理した部分の外観及びこの部分における該構造物の機械特性を採用すべきである。さらにまた、修理作業はオンサイトで、すなわち、航空機が位置する場所で行ない、コストを削減し、航空機使用不能時間を最小限とすることが必須である。実際には、この原則によってオートクレーブの使用は除外される。
破損部分が、通常は航空機の外側、すなわち人目に触れる部分に位置すると仮定すれば、外観は重要な基準である。従って、当該部分が破損前の複合構造物に相似であること、すなわち、実質的に判別不能なことが好ましい。
さらにまた、破損領域が大きいほど、修理部分の機械特性を破損前に複合構造物が当初有していたものにできるだけ近づけることが困難になる。
現在では、破損部分が比較的に小さい場合に複合構造物の修理をオンサイトで実行できる多数の装置が存在する。これらの装置は、リセスを複合構造物の破損部分に階段切削（step machining）またはスカーフ切削（scarf machining）するための工具及びリセス内に置いた複合部材の加圧下での重合化に使用される工具を具備する。
米国特許5207541号及び5271145号は、切削工具に係る。この種の工具は一般的に回状または楕円形状のリセスの切削に使用される。しかしながら、米国特許4916880号及び4978404号に開示されるような別の形状もまた可能である。
記載のリセス中にセットされる複合部材は、リセスの形状に適合する形状のものである。複合部材は、一般的に長繊維織物及び非重合化樹脂の層またはひだを幾つか具備する。適当ならば、該織物は予め樹脂を含浸させるか、最初に乾燥させておいても良い。該織物が乾燥していれば、該樹脂を織物の各層に液体として塗布することも、乾燥織物の多数の層の間に固体フィルムとして挿入することも可能である。
一般的には、複合部材を重合化して固型化するために使用される工具は、主に、樹脂を加熱して重合する温度とする加熱キャップ及び、複合部材の周囲に止め付けされて複合構造物の表面に漏止密閉部（leaktight seal）を構成するブラダーを具備する。ブラダーは負圧の外部源と接続されて複合部材に圧力を供給する。
米国特許4554036号に示されるとおり、この標準的な工具において複合部材に適用される圧力は非常に減少しており、例えばおよそ１．５barである。
したがって、この種の工具は、“外装”修理のために、換言すれば複合構造物の元来の外観の再構成のために使用可能である。しかしながら、この工具は、修理部分の機械特性に影響を及ぼし、本来の条件下での構造物に比べて該特性を最大３０％低下させうる。この技術を用いた修理作業は、したがって、小さな修理部分に限られる。
より大きな部分が破損した場合、通常、破損した複合構造物は完全に取り替えられ、適切な条件下で高圧重合化を行うオートクレーブを装備した専門の工場に修理のために配送される。
別の既知の技術では、複合部材はオートクレーブ中で成型され、予め破損部分に切削されたリセスに適合する形状とされる。その後複合部材は、リセス中の位置への接合に先立ち、オートクレーブ内で重合化されて固型化される。この技術は米国特許502387号に記載されている。
この技術の主要な欠点は、接合部分における疲労に耐える能力がかなり制限され、これは航空産業にとってはかなりの欠点を構成する。付加的な複合部材の止め付けが、一般的に他の止め付け手段、例えば構造物の裏表面から進入するボルトまたはリベットによって行われるのはこのためである。修理作業は外部から判別可能であり、従って、外観に関する上記の要求に見合わない。
さらにまた、該重合化複合部材はオートクレーブ中、すなわち一般的に航空機が位置する地点とは異なる場所で製造される。これは、航空機が長期の損失に相当する期間稼働不能なことを意味する。
（本発明の開示）
本発明は、主として破損部分のある複合構造物のオンサイト修理のための工具に関する。該工具は、複合構造物の元来の外観を維持すると共に、未破損の構造物と非常に近い機械特性を保証し、これによりかなり大きな破損部分のオンサイト修理を可能にするものである。
本発明によれば、これらの結果は、非重合化複合部材の高圧重合化を目的として、構造物の表面に予め凹面リセスを切削した複合構造物にオンサイト修理工具を使用することで得られる。該複合物の形状は、該リセスの形状に適合し、該工具は、下記の手段：
・前記複合部材の周囲に止め付け可能であり、複合構造物の表面に漏止密閉部を構成するブラダー；
・ブラダーを負圧の外部源と接続する手段；
・複合部材を加熱する手段；及び
・複合部材に適用される圧力を増大させる手段であって、前記手段は前記複合部材とブラダーとの間に好適に挿入されるものを具備する。
本発明の好ましい実施態様では、圧力を増大させる手段は、ブラダーに向けて表面が徐々に拡大する少なくとも２のプレートのスタックを具備する。
例えば、スタックから最も遠いプレートの表面は少なくとも１：２の比である。
航空機複合構造物の表面が一般的には平坦でないことを考慮すれば、プレートは、複合構造物の形状に展延可能な平坦な一葉の金属から製造されることが好ましい。
ガイド手段は、ブラダー内で真空を創り出すことで圧力がかかった際、プレートを互いに中央寄りの位置に維持するために設けられている。
これらのガイド手段は、少なくとも一のプレートから別のプレートに設けられたガイド穴を通って垂直に突き出す少なくとも一のガイドピンを具備可能である。
複合部材に最も近いプレートの表面及び形状が、当該構造物の表面にある前記複合部材とほぼ同様であることが好ましい。
当業者には既知の特徴によれば、加熱手段は、本実施例ではブラダーと圧力を増大させる手段との間に挿入された加熱キャップを具備する。
本発明はまた、破損部分をもつ複合構造物のオンサイト修理の方法であって、
・構造物の表面の破損部分に凹面リセスを切削する段階；
・該リセスに非重合化複合部材をセットする段階において、前記複合部材の形状が該リセスに適合し；
・複合部材に適用される圧力を増大させる手段が該部材とブラダーとの間に挿入された後、複合部材の周囲に接合されて複合構造物の表面と漏止密閉部を形成するブラダー内に創られた真空を用い、その場で前記複合部材を重合化する段階を含み、該複合部材をその後加熱する方法にも関する。
【図面の簡単な説明】
本発明の好ましい実施態様を、添付の図面を参照して非限定的実施例としてここに説明する。該図面には、破損部分のある複合構造物に設置した本発明に係るオンサイト修理工具を部分断面図として図解した単一図が示されている。
（本発明の好ましい実施態様の詳細な説明）
単一図中、参照番号１０は複合構造物全般、例えば航空機構造物を示す。複合構造物１０の外部表面１２には、凹面リセス１４があり、これは本発明には含まれない既知の工具を使用して予め切削される。
リセス１４は、その位置で修理しようとする複合構造物１０の破損部分に切削されてなる。リセス１４は、上方から見れば完全に回状の形態を有するが、破損部分の形状によって別の形状、例えば楕円形状を有しても良い。
さらに、リセス１４は、図に見られるように階段切削しても、既知の技術を用いてスカーフ切削してもよい。リセス１４は、スカーフ切削されることが好ましく、これによれば、リセスを階段切削した場合よりも、破損部分に得られる機械特性が優れている。
リセス１４が切削されると、複合部材が該リセス中にセットされ、該複合部材の形状が該リセスと適合する。“複合部材”は重合化前の部材を意味するのではなく、炭素繊維等の長繊維及び、エポキシ樹脂等の接着材で軟化剤を添加されてなるものを含む非重合化構成を意味することを指摘すべきである。したがって、複合部材１６は、オートクレーブを使用する必要なしに直接オンサイトで製造可能である。
実質的には、既知の技術を使用し、複合部材１６は、予め樹脂を含浸させた織物をカットして重畳することによっても、乾燥織物をカットして重畳し、定位置にセットして層毎に注意深く含浸させることによっても製造可能である。別の代替案は、乾燥織物と接着材の固体フィルムをカットし、交互に重畳することである。この技術は、実行が容易で、高品質の結果が得られるために好ましい。
本発明によれば、複合部材１６はリセス１４にセットされ、複合構造物１０の位置する地点にて加圧下で重合化される。前記複合部材は、全体としての番号１８とした修理工具を用いて重合化される。
修理工具１８は、漏止ブラダー２０、複合部材１６を加熱する手段２２、及び前記複合部材に適用される圧力を増大させる手段２４を具備する。
漏止ブラダー２０は、複合部材１６よりもやや大きく、その外周が複合部材１６の周囲で複合構造物１０の表面１２に圧着され、漏止パティー２６を使用して漏止シールを構成する。
漏止ブラダー２０は、該ブラダーを負圧の外部源と接続する手段（図示せず）を構成するバルブ２８を備えている。この構成の更なる説明は、標準的な技術として与えられるものではない。
この例では、複合部材１６を加熱するための手段２２は、導電体（図示せず）によって供給される外部パワー（図示せず）に接続した加熱キャップを具備する。合部材１６を加熱するための手段２２を構成する加熱キャップは、ブラダー２０と圧力増大手段２４との間に挿入される。
圧力増大手段２４は、本発明の本質的な特徴を構成する。これらはブラダー２０と複合部材１６との間に挿入され、複合構造物１０と漏止ブラダー２０とにより構成される空間３０に負圧がかけられた際に、前記複合部材に適用された負荷が増大させる。
単一図に示した本発明の好ましい実施態様では、圧力増大手段２４が、その表面がブラダー２０に向けて徐々に拡大してなるプレート３２のスタックを具備する。より正確には、複合部材１６に最も近いプレート３２の表面及び形状は、複合構造物１０の外部表面１２上の前記複合部材１６のものとほぼ同様である。実質的に、部材１６に最も近いプレート３２は、部材１６の表面１２よりもやや大きな表面積を有するのが一般的である。
さらにまた、複合部材１６に最も近いプレート３２は、前記複合部材上で中央寄せされており、該部材を完全にカバーする。
さらに、ブラダー２０に最も近いプレート３２は、例えば、複合部材１６に最も近いプレート３２の少なくとも２倍の表面を有する。したがって、空間３０内に真空が創り出された場合、前記部材に最も近いプレート３２によって複合部材１６に適用される圧力は、漏止ブラダー２０によって該複合部材から最も遠いプレート３２に適用される圧力のほぼ２倍である。
本願で最も頻繁に使用される第一の真空源では、空間３０に創り出される負圧の程度が０．７から０．９barであるとすれば、圧力増大手段２４の付加により、適用しようとする圧力を通常の工具の場合と比べて少なくとも２倍にすることができる。したがって、純粋に例として、空間３０において０．９barの真空及び３．７５の面積比である場合、およそ３と測定される圧力が複合部材１６に適用可能である。
圧力増大因子が、プレート３２のスタックの最も離れたプレート間の表面の比に依存し、該比は３因子によって変化するが本発明の範囲内に留まることは注目に値する。
スタックを構成するプレート３２の数は２であってよく、これらのプレートは、複合構造物１０の外部表面１２が平坦な場合、または既知の値で連続的に曲面を成す場合には剛性である。
航空機の複合構造物の修理を目的とする工具の例では、これら構造物の外部表面は平坦でないことが一般的で、多様な度合いの屈曲を有し得る。この場合、プレート３２がかなり多数の一葉の金属プレートで構成された圧力増大手段２４を使用することが好ましく、これらプレートは、展延して、修理しようとする複合構造物の表面１２の形状とすることができる。
相対的なガイド手段を備えて、空間３０に負圧がかかった際にプレート３２が互いにスライドするのを回避することが好ましい。
単一図に示した態様では、これらの相対ガイド手段は、少なくとも一のプレート３２から別のプレートに設けられたガイド穴３６を通って垂直に突き出すガイドピン３４を具備する。例示の実施例では、ガイドピン３４は、ブラダー２０に最も近いプレート３２の中央に止め付けされ、ガイド穴３６は別のプレート３２の中央に設けられている。例えば複数のガイドピン３４が同一のプレート３２または別々のプレートに止め付けされているような他の構成もまた可能であることは注目に値する。
ガイドピン（３４）の長さは、プレート３２をガイドしつつ、該ピンがプレートのスタックを越えて突出することのないように設計される。したがって、ピンの長さは全くピンを坦持しないプレート３２の厚さの総計よりもやや短いものとする。
単一図では、プレート３２は互いの間に空間を有するように図示されている。これは、図面を明確にする目的であり、ピン３４が所定のプレート３２を突き抜けていないのはこのためである。
プレート３２の相対ガイド手段が、別の変形バージョンでは異なる形状を有しうることは注目に値する。
プレートのスタックの周囲に位置するガイドライナー３３は、空間３０に負圧がかかった際にブラダー２０がスタックの下または二枚のプレートの間に挟まることを防止する。
二枚のプレートのみが使用された上記の例では、複合構造物１０とプレートのスタックの周囲のブラダーとの間に挿入されたガイドライナー３３が、プレート３２の相対ガイドを確実にすることができる。
本発明の修理工具１８はまた、従来の工具が装備する全ての構成要素を具備する。これらの多様な構成要素を、図面を参照してここに簡単に説明する。
ドレナージファブリック３８は、加熱キャップよりもやや大きな寸法であり、前記加熱キャップと漏止ブラダー２０との間に挿入されてなる。このドレナージファブリック３８は、空間３０に負圧がかかった際に空気を完全に排気するために使用される。
修理工具１８の他の構成要素は、複合部材１６と圧力増大手段２４との間に位置する。複合部材１６に始まり、これらの多様な構成要素には脱型ファブリック４０，穿孔プラスチックフィルム４２，ドレナージファブリック４４，漏止フィルム４６，及びMossiteフィルム４８が含まれる。
脱型ファブリック４０は、工具１８を重合化の後に部材１６から分離するために使用される。
穿孔プラスチックフィルム４２は、空間３０に負圧がかかった際に、ドレナージファブリック４４と漏止フィルム４６と共に空気と過剰の樹脂を周辺部に排出する働きをする。
最後に、Mossiteフィルム４８は、任意のものであるが、圧力増大手段２４を通って複合部材１６に適用されが圧力が均一に広がることを保証する。
破損部分をもつ複合構造物１０を修理する際、まず第一に凹面リセス１４を構造物１０に切削して全ての破損部分を除去する。
万が一、破損が複合構造物１０の全厚みに渡っている場合は、リセス１４もまた前記厚みに渡るものでなければならない。そして、続く操作を行う前に薄い複合プラグがリセスの底部に接合される。
その後、前述の通り、非重合化複合部材１６がリセス１４にセットされる。
上記の修理工具１８を、バルブ２８を負圧の外部源に接合し、加熱キャップ２２を外部パワー供給源に接合することによって設置する。
複合部材１６が含有する接着材は、複合部材１６が加熱キャップ２２により加熱され、負圧によって生じる空間３０による圧力にさらされると重合化される。より正確には、圧力増大手段２４の増幅作用によって、例えばおよそ３barの圧力が複合部材１６に適用される。
重合化が終了すると、加熱が止まり、空間３０が再度外部環境とつながる。修理工具１８はここで除去可能である。
この種の工具を使用して行った試験では、表面１２の外観は修理部分に変化がなく、前記部分の機械特性は、階段切削とスカーフ切削のいずれによるリセス１４を採用したかにより、それぞれ当初の構造物の７９％及び８９％であった。したがって、機械特性は従来技術を用いて得られるものよりかなり優れており、従来可能であったよりも格段に大規模の修理作業が実行可能となる。
【図１】
0004208262.tif 000002