折り畳み式マンドレルであって、空気注入式ブラダを含み、ブラダが、フルオロエラストマーゴムの内側層及び外側層を含み、強化材が内側層と外側層との間に挟まれた折り畳み式マンドレル。強化材が、フルオロエラストマーゴムのコーティングを含む、請求項1に記載の折り畳み式マンドレル。ブラダが折り畳み式の側壁を含み、強化材が各側壁で途切れている請求項1に記載の折り畳み式マンドレル。強化材がグラスファイバーである、請求項3に記載の折り畳み式マンドレル。ブラダが、細長く、複数の側壁を含み、強化材が、相互にほぼ端と端を突き合わせて配置されている各側壁に少なくとも2つのおおむね堅く細長いストリップを含む請求項1に記載の折り畳み式マンドレル。複合パーツを作製する方法であって、実質的に堅いストリップで柔軟なブラダを強化すること、ブラダを膨張させること、強化して膨張させたブラダの上に複合パーツを積層すること、堅いストリップをその縁部に沿って折り曲げてブラダから空気を抜くこと、ブラダを積層体から取り外すことを含む方法。強化することが、ゴム層の間にストリップを隣り合わせに配置することを含む、請求項6に記載の方法。図1及び2を参照すると、開示の実施形態は、空気注入式の柔軟なブラダ35を含む折り畳み式マンドレル30に関するものである。ブラダ35は、4つの側壁32と2つの端壁34を含むが、ブラダ35は4つ以上又は4つ以下の側壁32を有することができる。マンドレル30はまた、例えばブラダ35を膨張させる空気等の加圧流体の供給源図示せずと、ブラダ35から空気を抜く真空源に結合するように構成された圧力フィッティング36も含む。実施形態では、マンドレル30は細長く、おおむね台形の断面を有するが、他の断面形状も可能である。特に図2を参照すると、ブラダ35の壁32はそれぞれ、内側層42及び外側層44の間に各々挟まれた中間層49を含む。内側及び外側層42、44は各々、簡単に入手できるVitron等のフルオロエラストマーゴムを含む。フルオロエラストマーは、特殊用途のフッ化炭素ベースの合成ゴムであり、特に高温用途において広い耐薬品性及び優れた性能を有する。フルオロエラストマーゴムは、比較的低い熱膨張係数を有するため、マンドレル30に優れた寸法安定性をもたらす。フルオロエラストマーゴムの内側及び外側層42、44の厚さは、特定用途によって変わる。中間層49は、例えば非限定的に、各側面にフルオロエラストマーゴムのコーティング51を有する織りグラスファイバー等の実質的に堅い材料でできた細長いストリップ46を含むことができる強化材を含む。グラスファイバー製の強化ストリップ46は、マンドレル30に構造剛性を付与するばかりでなく、ブラダ35の繰り返し使用による収縮を起こりにくくする。後にさらに詳しく説明するように、グラスファイバー製強化ストリップ46は隣り合わせに端と端を突き合わせて配置されてストリップ46の間の突き合わせ継手48を形成する。突き合わせ継手48は、マンドレル30が折り畳まれた時に、強化ストリップ45が互いに角度をなして折れることを可能にするヒンジの役割を果たす。突き合わせ継手48の設計及び位置により、ブラダ35を予測可能な方法でマイナス気圧又は真空下で折り畳むことが可能になり、パーツからブラダ35を取りだすことが容易になる。コーティング51の厚さと、強化ストリップ46の実際の材料構成及び表面仕上げは用途によって異なる可能性がある。コーティング51により、強化ストリップ46のフルオロエラストマーゴムの内側層42及び外側層44への接着が強まる。また、図3及び4も参照すると、膨張した時に、比較的長いチューブ状の開口部40を含む、細長く、おおむねチューブ状の複合パーツ38等の複合パーツを積層するツールとして、強化された折り畳み式マンドレル30を使用することが可能である。実施形態においては、開口部40は、マンドレル30の断面とほぼ一致する台形の断面を有する。強化ストリップ46があるために、積層工程中に、マンドレル30の側壁32の上に複合材料の複数層図示せずを積層している間にマンドレル30が寸法的に安定した状態を保つのに十分な剛性が得られる。マンドレル30は、オートクレーブ処理又は他の硬化技術を使用してパーツ38が硬化されている間、パーツ38の形状を維持するために任意で使用することが可能である。図5及び6を参照すると、積層及び又は硬化工程に続いて、マイナス圧力を使用して圧力フィッティングを介してブラダ35から流体例:空気を抜いてブラダ35を収縮させることによって、マンドレル30をパーツ38から取り外すことができる。ブラダ35の空気が抜かれると、ブラダ35内のマイナス圧力により、図5に示すように端壁34及び側壁35が内向きに曲がり、折り畳まれてパーツ38から引き抜かれる。ブラダ35から空気が抜かれ、折り畳まれ始めると、隣接した一対の強化ストリップ46は、図6に示すように連結部48において互いの縁部に沿って相互に相対的に折れ曲がる。図5に示すようにブラダ35が部分的に折り畳まれた状態で、マンドレル30をパーツ38のチューブ状内部40から引き抜くことができる。折り畳み式マンドレル30は、図7~24を参照しながらここで説明する方法にしたがって作製することができる。最初に図7及び8を参照すると、まずフルオロエラストマーゴムの層44を置くことによって好適な基板50上に積層体56が形成される。次に、グラスファイバー製の布ストリップ46又は他の強化材が、位置合わせされた端と端が接触した状態でゴム層44の最上部に置かれて突き合わせ継手48が形成される。強化ストリップ46は、ゴム層44の上に置かれる前にフルオロエラストマーゴムでコーティングされる。離型フィルム52のストリップがゴム層44の外側縁部と強化ストリップ46の内の一つの間に挿入される。FEPを含むことができる2つの離型フィルム54ストリップが互いに間隔をおいた形でグラスファイバー製ストリップ46の最上部に配置され、強化ストリップ46の一部45はむき出しのまま残される。ゴムコーティング51とゴム層54の相対粘着性により、強化ストリップ46が離型フィルム52の領域以外のゴム層44に付着する。次に、図9及び10に示すように、フルオロエラストマーゴムの層42が積層体56に配置され、離型フィルム54と強化ストリップ46のむき出し部分46aに覆いかぶさる。離型フィルム54の存在により、ゴム層42はむき出し部分46aに沿ってのみ強化ストリップ46に付着する。したがって、内側ゴム層42及び外側ゴム層44の両方が強化ストリップ46に接着されている領域は、図10の番号55で示す領域に限られている。図10に示す積層体56は次に、高温での真空バッグ処理によってラミネート加工を施してゴム層42、44を強化ストリップ46にラミネートすることによって、ラミネートされる。ここで図11、12及び13を参照すると、ラミネート工程に続いて、積層体56をカバー62を含むツールアセンブリ58の一部を形成する金型60の空洞60aに配置することができる。形成補助器具図示せずを使用して、積層体56を金型の空洞60aに押し付けて、積層体56を金型の空洞60aの半径60b図13に合わせることができる。この時点で図12に示すように、離型フィルム52、54図10は取り外されており、強化材46と内側及び外側層42、44のそれぞれの間の完全にラミネートされた領域55は金型空洞60aの底部に沿っておかれている。強化ストリップ46の間の3つの突き合わせ継手48はそれぞれ、3つの対応する側壁32の中間におおまかに位置づけされ、積層体56の外側の自由端部64は金型60の外側に延びてフラップの役割を果たす。次に、図13及び14に示すように、離型フィルム66のストリップが、強化ストリップ46の縁部とゴム層42の間に挿入され、続いて図15に示すように成形マンドレル68が金型空洞60aに挿入され部分的に形成された積層体56の最上部に配置される。この時点において離型フィルム66が取り外される。図16から良く分かるように、成形マンドレル68はナイロン製硬化チューブバッグ72、薄いブリーザ74及び離型フィルム層例:FEP76によって覆われる形状記憶フォームのコア70を含むことができる。次に図17に示すように、内側層42の一部を形成するフラップ42aが成形マンドレル68上に折り重ねられ、続いて図18に示すように、フラップ42b及び46aがフラップ42aの上に折り重ねられて、重なり接合部65となる。その後に図19に示すように、フラップ46bがフラップ32bの一部の上に折り重ねられて、2つの強化ストリップ46の端部の間の突き合わせ継手48aとなる。次に図20に示すように、フラップ44aが強化材の上に折り重ねられて、突き合わせ継手48aに重なる。最後に、図21に示すように、フラップ44bが44aの上に折り重ねられて、第2重なり接合部78となる。図22を参照すると、様々なフラップが閉じられた状態で、金型60にカバー62を取り付けることによって封鎖することができ、続いてツールアセンブリ58全体に真空バッグ処理図示せずを施して、図23に示すように真空圧及び又はオートクレーブ圧を印加することにより、積層体56が圧縮され硬化される。ブラダ35の真空バッグ処理により、ゴムの揮発性が除去されやすくなり、複数回の使用にわたるマンドレル30の寸法安定性及び又は耐収縮性が高まる。圧縮及び硬化に続いて、図24に示すように、バッグ処理された形状記憶フォームコア70を真空化することにより積層体56から成形マンドレル68を取り外すことができ、これによりコア70が折り畳まれる。一旦折り畳まれると、作業員79が離型フィルム76の端部をつかんで、完全に硬化されたパーツ積層体56の一端を介してマンドレル68を引き抜くことができる。図25は、上述した折り畳み式マンドレルを作製する方法の全ステップを示す。ステップ80で開始し、フルオロエラストマーゴムの外側層44が好適な基板50図7上に置かれ、続いてステップ82において、後で各側壁34の間のそれぞれおよそ中ほどに突き合わせ継手48が位置決めされるように、ゴムでコーティングされた強化ストリップ46を隣り合わせに互いに端と端が接した状態で位置合わせして置くことにより中間の強化層49が形成される。ステップ84において、離型フィルムは強化ストリップ46の上に取り付けられ、強化ストリップ46の一部はむき出しのまま残される。次にステップ86において、フルオロエラストマーゴムの内側層42が置かれ、高温での真空バッグ処理を含む任意の様々な技術を使用してラミネート加工が施される。ラミネート加工された積層体56は次にステップ88において金型60に配置され、金型空洞60aの半径内に押し込まれる。次に、離型フィルム66が内側層42及び中間層49の縁部フラップの間に挿入される。ステップ92において成形マンドレル68が作製され、ステップ94において積層体56の上の金型60の中に挿入された後に、離型フィルム66を取り外すことができる。次にステップ96において、内側層42のフラップ42aが折り重ねられ、続いてステップ98において内側層42の第2フラップ42b、及び中間層49のフラップ46aが折り重ねられてこれらのフラップの間に重なり接合部65が形成される。次にステップ100において、中間層49の第2フラップ46bが折り重ねられて中間層フラップの間に突き合わせ継手48aが形成される。ステップ102において、外側層44の第1フラップ44aが折り重ねられ、続いてステップ104において、外側層44の第2フラップ44bが折り重ねられて、2つの外側層のフラップ44a、44bの間に重なり接合部78が形成される。次に、ステップ106において、金型60が閉じられ、ステップ108において、金型60の上に真空バッグが取り付けられて積層体56が真空化される。固まった積層体56を次にステップ110において、任意にオートクレーブ処理を行って硬化することができる。ステップ112においては、成形マンドレル68が硬化された積層体56から取り外され、積層体56が金型60から取り外される。最後にステップ114において、端壁34及び一又は複数の圧力フィッティング36を硬化されたブラダに取り付けることができる。本発明の実施形態は、様々な可能性のある用途、特に例えば航空宇宙、海洋、及び自動車用途を含む運送業において使用することができる。したがって、ここで図26及び27を参照すると、本発明の実施形態は図26に示すような航空機の製造及び就航方法120及び図27に示すような航空機122において使用可能である。本発明の実施形態の航空機用途は、例えばおおむねチューブ状の多様な構造及び非構造複合パーツ及び構造部品を含むことができる。試作段階においては、例示の方法120は航空機122の仕様及び設計124と、材料調達126を含むことができる。製造段階においては、航空機122の部品及びサブアセンブリの製造128と、システム統合130がおこなわれる。そのあとに、航空機122は、認可及び納品132を経て就航134される。顧客によって就航されている間、航空機122には所定の整備及び保守136変更、再構成、改装も含むことができるが予定される。本方法120の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、及び/又はオペレータ例えば顧客等によって行う又は実施することができる。この説明のために、システムインテグレータは限定しないが、任意の数の航空機メーカー、及び主要システムの下請け業者を含むことができ;第三者は限定しないが、任意の数の供給メーカー、下請け業者、及びサプライヤを含むことができ;オペレータは、航空会社、リース会社、軍部、サービス組織等であってよい。図27に示すように、例示の方法120で製造された航空機122は、複数のシステム140と内装142を有する機体138を備えることができる。高レベルシステム142の例は、一又は複数の推進システム144、電気システム146、油圧システム148、及び環境システム150が挙げられる。任意の数の他のシステムを含むことができる。本発明の方法は、内装142及び機体138に使用されるパーツ、構造物及び構造部品を加工するのに用いることができる。航空宇宙での実施例を示したが、本発明の原理は例えば海洋及び自動車産業等の他の産業分野に応用することが可能である。本明細書に具現化されたシステム及び方法は、製造及び就航方法120の任意の一又は複数の段階において採用することができる。例えば、製造プロセス128に対応するパーツ、構造物及び構造部品は、航空機122が就航している間に製造されるパーツ、構造物及び構造部品と同じ方法で加工又は製造することができる。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、例えば、航空機122を実質的に組立てしやすくする、又は航空機122にかかる費用を削減することによって、製造段階128及び130において用いることが可能である。同様に、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、またはこれらの組み合わせを、航空機122が就航している間に、例えば限定しないが、整備及び保守136に用いることができる。本発明の実施形態を特定の実例となる実施形態に関連させて説明してきたが、当然ながら特定の実施形態は説明のためであり、限定するものではなく、当業者が他の変形例を発想することが可能である。