"少なくとも1つの機械加工された面を有する機械加工された複合部品が提供されるように、機械加工することができる複合材料であって:繊維及び樹脂母材を含み、少なくとも1つの面を有する繊維状構造と;前記繊維状構造の前記面上に位置付けられ、無作為に配向された短繊維及び樹脂母材を含んだ不連続繊維複合体を含む機械加工可能な層であり、前記機械加工可能な層の機械加工によって、前記繊維状構造内に貫入することなく前記機械加工された面を提供することが可能になるよう十分厚い機械加工可能な層とを含む、複合材料。前記繊維状構造が一方向繊維を含む、請求項1に記載の複合材料。前記繊維状構造が少なくとも2つの面を有し、前記2つの面はある距離だけ離れており、前記機械加工可能な層は、予備機械加工された寸法を得るために前記寸法が増大し又は削減されるよう前記2つの面の少なくとも1つの上に位置付けられ、前記機械加工可能な層は、前記寸法と前記予備機械加工された寸法との間の差が前記寸法と前記機械加工された寸法との間の差よりも大きくなるよう十分厚いものである、少なくとも1つの機械加工された寸法を有する複合部品が提供されるように機械加工することができる、請求項1に記載の複合材料。前記予備機械加工された寸法を前記機械加工された寸法に増大させ又は削減するために、十分な量の前記層を除去するように機械加工された、請求項1に記載の複合材料を含む機械加工された複合部品。前記機械加工可能な層が、前記2つの面のそれぞれの上に位置づけられ、前記2つの面はそれらの間に前記寸法を有する、請求項3に記載の複合材料。前記予備機械加工された寸法を前記機械加工された寸法に増大させ又は削減するために、十分な量の前記層を除去するように機械加工された、請求項5に記載の複合材料を含む機械加工された複合部品。前記無作為に配向された短繊維が、一方向繊維テープの無作為に配向されたセグメントの形をとる、請求項1に記載の複合部品。少なくとも1つの機械加工された面を有する複合部品が提供されるように機械加工することができる、複合材料を作製するための方法であって:繊維及び未硬化樹脂母材を含み、少なくとも1つの面を有する繊維状構造を提供するステップと;前記繊維状構造の前記面の1つ又は複数の上に位置付けられた機械加工可能な層であり、無作為に配向した短繊維及び未硬化樹脂母材を含んだ不連続繊維複合体を含み、前記機械加工可能な層の機械加工によって前記繊維状構造に貫入することなく前記機械加工された面を提供することが可能になるよう十分に厚い、機械加工可能な層を提供するステップと;前記繊維状構造中の前記未硬化樹脂母材、及び前記機械加工可能な層を硬化するステップとを含む方法。前記繊維状構造が一方向繊維を含む、請求項8に記載の複合材料を作製するための方法。前記無作為に配向した短繊維が、一方向繊維テープの無作為に配向したセグメントの形をとる、請求項8に記載の複合材料を作製するための方法。請求項3に記載の複合材料を提供するステップと;前記繊維構造内に貫入することなく前記機械加工された面を得るのに十分な量の前記機械加工可能な層を除去するために、前記機械加工可能な層を機械加工するステップとを含む、複合部品を作製するための方法。少なくとも1つの機械加工された寸法を有する複合部品を得るために前記複合材料が機械加工され、前記繊維状構造がある寸法だけ離れた少なくとも2つの面を有し、前記機械加工可能な層は、予備機械加工された寸法を得るために前記寸法が増大し又は削減されるように前記2つの面の少なくとも1つの上に位置付けられ、前記機械加工可能な層は、前記寸法と前記予備機械加工された寸法との間の差が前記寸法と前記機械加工された寸法との間の差よりも大きくなるよう十分に厚いものである、請求項11に記載の複合部品を作製するための方法。繊維及び硬化した樹脂母材を含んだ繊維状構造を含み、前記繊維状構造は、少なくとも1つの面及び前記面上に位置付けられた層を有し、前記層は、無作為に配向した短繊維及び硬化した樹脂母材を含んだ不連続繊維複合体を含み、前記層は、機械加工された面が得られるように機械加工されている、第1の部品と;前記第1の部品に取着され、前記第1の部品上の前記機械加工された面に対して嵌合する少なくとも1つの面を含む、第2の部品とを含む、組立体。前記第1の部品及び第2の部品が締め具により一緒に取着されている、請求項13に記載の組立体。前記第1の部品が、第2の面と、前記第2の面上に位置付けられた第2の層とを含み、前記第2の層が、無作為に配向した短繊維と硬化した樹脂母材とを含む不連続繊維複合体を含み、前記第2の層は、第2の機械加工された面が得られるように機械加工されており、前記第2の部品は、前記第1の部品上の前記第2の機械加工された面に対して嵌合する第2の面を含む、請求項13に記載の組立体。前記第1及び第2の面が、前記第1の部品が位置付けられる開口を画定するように前記第2の部品上に位置付けられ、それによって、前記第2の部品の前記第1の面に対する前記第1の機械加工された面の前記嵌合がもたらされ、前記第2の部品の前記第2の面に対する前記第2の機械加工された面の前記嵌合がもたらされる、請求項15に記載の組立体。前記第1及び第2の機械加工された面が、前記第2の部品が位置付けられる開口を画定するように前記第1の部品上に位置付けられ、それによって、前記第2の部品の前記第1の面に対する前記第1の機械加工された面の前記嵌合がもたらされ、前記第2の部品の前記第2の面に対する前記第2の機械加工された面の前記嵌合がもたらされる、請求項15に記載の組立体。前記第1の部品及び第2の部品が締め具で一緒に取着される、請求項15に記載の組立体。請求項13に記載の組立体を含む航空機。請求項15に記載の組立体を含む航空機。構造的応用に使用することができ、且つ精密な初期寸法に製造することができる、複合部品を提供することが望ましいと考えられる。さらに構造複合部品の寸法は、シムを入れる必要なしに適正に部品を嵌合させるのを確実にするために、必要に応じて後の変化に適応すべきである。本発明によれば、精密な寸法を有する複合部品を生産するために、金属と同じ手法で機械加工できる複合材料が提供される。複合材料は、精密な表面寸法を有する複合部品を提供するために、初期製作プロセスの一部として機械加工することができる。複合部品は、組立プロセス中に生じる可能性があり又は部品の寸法に影響を与え得る時代遅れの設計の変更のために必要である可能性がある、寸法の変動に適合するように、さらに機械加工することもできる。本発明による複合材料は、少なくとも1つの機械加工された面を有する複合部品を得るために機械加工されるよう設計される。複合材料は、繊維及び樹脂母材で作製された繊維状構造から構成される。本発明の特徴として、機械加工可能な層が、繊維状構造の面の少なくとも1つに位置付けられる。機械加工可能な層は、無作為で不連続な繊維複合体から構成される。機械加工可能な層の一部は、所望の最終的な機械加工された面を有する複合部品が得られるように、除去される。機械加工可能な層は、繊維状構造内に貫入することなく機械加工を実現させるため、十分厚く作製される。これは、部品の構造的完全性が、機械加工プロセス中に確実に損なわれないようにする。本発明の別の特徴として、複合材料は、少なくとも1つの機械加工された寸法を有する複合部品が得られるように、機械加工される。これらの状況において、繊維状構造は、ある距離又は寸法だけ離れた少なくとも2つの面を有する。機械加工可能な層は、繊維状構造の初期寸法を増加又は減少させることにより予備機械加工された寸法が得られるように、2つの面の少なくとも一方に位置付けられる。1つ又は複数の機械加工可能な層は、繊維状支持面の寸法と予備機械加工された寸法との間の差が、繊維状支持面の寸法と所望の機械加工された寸法との間の差よりも大きくなるように、十分厚く作製される。さらに、繊維状支持面の寸法と機械加工された寸法との間の差は、ゼロよりも大きい。このため繊維状支持体には、複合部品を形成するのに複合材料の機械加工中に確実に貫入がなされないようになる。本発明による繊維状構造と機械加工可能な層との組合せは、複合材料の、強度と重量との有益な高い比を有する構造部品を提供し、それと同時にこの部品は、金属部品と同じ手法で精密な寸法に機械加工できるようになる。これらの有益な特徴は、部品を、航空機の一次構造及びその他の構造的応用で使用するのに十分適したものにする。機械加工可能な層は、得られる部品の強度に悪影響を及ぼすことなく、繊維状構造の面上に形成し機械加工できることが発見された。本発明による構造部品は、材料の性質が、構造部品に関する構造要件を満足させるのに十分であることを条件に、同じ材料から構成された繊維状構造及び機械加工可能な層を含んでいてもよい。本発明は、少なくとも1つの機械加工された面及び/又は機械加工された寸法を有する複合部品を提供するために、成型し次いで機械加工することができる、未硬化複合材料を作製するための方法も対象とする。本発明は、未硬化複合材料を硬化するための方法も包含する。さらに本発明は、部品をその他の構造に適正に嵌合するのに複合部品の機械加工が必要と考えられる場合、硬化した複合材料を、部品の初期製作中及び組立プロセス中の両方で機械加工するための方法を包含する。ある範囲の幾何形状を有する一群の機械加工された部品を、同じ幾何形状を有する一群の成型された部品から作製するための方法も、本発明により包含される。本発明の上述の及び多くのその他の特徴及び付随する利点は、添付図面と併せて解釈するときに以下の詳細な記述を参照することによって、より良く理解されよう。本発明による機械加工可能な複合材料は、任意の意図される目的で使用されてもよい。しかしこの複合材料は、好ましくは航空宇宙用車両に使用され、特に好ましくは民間航空機及び軍用機に使用される。例えば機械加工可能な複合材料は、非一次二次航空機構造を作製するのに使用されてもよい。しかし、機械加工可能な複合材料の好ましい用途は、一次航空機構造を一緒に接続するなどの構造的応用である。一次航空機構造又は部品は、飛行中に著しい応力を受け且つ航空機を制御された飛行で維持するのに不可欠な、固定翼又は回転翼航空機のいずれかの要素である。機械加工可能な複合材料は、一般に耐荷重部品及び構造を作製するためにその他の構造的応用で使用されてもよい。図5は、構造のいずれかの部分として又は接続要素として本発明による機械加工可能な複合材料を含んでいてもよい、いくつかの例示的な一次航空機構造及び部品を含む固定翼航空機を10で示す。例示的な一次部品又は構造には、翼12、胴体14、及び尾部組立体16が含まれる。翼12は、補助翼18、前縁20、翼スラット22、スポイラ24、後縁26、及び後縁フラップ28などのいくつかの例示的な一次航空機部品を含む。尾部組立体16は、ラダー30、フィン32、水平安定板34、昇降舵36、及び尾部38などの、いくつかの例示的な一次部品も含む。機械加工可能な複合材料は、これら構造の全て又は一部、並びに翼桁などのその他の例示的な一次航空機構造を形成するのに使用されてもよい。機械加工可能な複合材料は、一次航空機構造を形成するために一次部品を一緒に接続する、様々なフランジ、クリップ、クリート、ガセット、シヤータイ、ブラケット、インターコスタル、連結子、突起、継手、及びその他の継手の作製に使用されることが特に好ましい。好ましい例示的な機械加工可能な複合材料を、図4の40で示す。複合材料40は、繊維及び樹脂母材から構成される繊維状構造42を含む。繊維状構造42は、面44と46との間に寸法Dを有する面44と46を有する。複合材料40は、寸法Dよりも大きい機械加工された寸法DMを有する複合部品が得られるよう機械加工するために、適応させ又は設計される。機械加工可能な層48及び層50が、繊維状構造の両面に提供される。機械加工可能な層48及び層50は、準等方性の細断されたプリプレグから構成される。機械加工可能な層48及び層50は、厚さt1及びt2をそれぞれ有する。2つの機械加工可能な層48及び層50は、寸法Dを増大させて、意図される機械加工された寸法DMよりも大きい予備機械加工された寸法DPMにする。機械加工可能な層48及び層50の一方又は両方は、DPMを所望のDMに減少させるよう十分な材料を除去するために機械加工される。本発明の特徴として、2つの機械加工可能な層は、所望のDMを実現するための複合材料の機械加工が繊維状構造42への貫入なしに実現されるように、十分に厚い。1つ又は複数の機械加工可能な層がどの程度厚いかを決定するに際し、複合材料及び複合部品に関して様々な寸法D、寸法DM、及び寸法DPMの値がいくつになるか確立することが必要である。繊維状構造が機械加工中に貫入されないことを保証するために、機械加工される1つ又は複数の面上のDとDMとの間の差はゼロではないこと、及び機械加工される1つ又は複数の面上のDとDPMとの間の差はDとDMとの間の差よりも大きいことが必要である。DとDMとの間の差は、機械加工が終了した後の1つ又は複数の機械加工可能な層の厚さに等しくMLTM、DとDPMとの間の差は、機械加工前の1つ又は複数の機械加工可能な層の厚さに等しいMLTPM。MLTPMは、図4のt1t2に等しい。ほとんどの構造的応用では、DとDPMとの間の差は、DとDMとの間の差よりも0.05から40ミリメートル大きくあるべきである。航空機の一次構造への応用では、DとDPMとの間の差は、DとDMとの間の差よりも0.1から20ミリメートル大きいことが好ましい。MLTPMとMLTMとの比は、1:1から50:1の範囲にあるべきである。好ましくは、MLTPMとMLTMとの比は、2:1から20:1を形成することになる。さらにDとDMとの間の差は、繊維状層が貫入されないこと、及び十分な量の機械加工可能な層MLTMが残されて、機械加工された面及び繊維状構造が層間剥離せず又はその他の方法でそれらの構造的完全性を失わないことを保証するために、少なくとも0.1mm1面当たり0.05mmであるべきである。MLTMは、特定の部品が供される可能性のある機械加工の量及び程度に応じて、0.1mm1面当たり0.5mmから40mm1面当たり20mmに及んでもよい。図4の複合材料40は、繊維状構造の両面が、機械加工可能な層で覆われている状態が示される。これは、機械加工された寸法DMを有する複合部品が得られるように複合材料が機械加工される場合、好ましい実施例である。ある場合には、複合部品の寸法は重要でなくてもよく、複合材料の1つの面上に精密に機械加工された面が得られることが依然として望まれ又は必要である可能性がある。例えば複合材料の面は、複合部品の面を、対応する部品の面に精密に整合させなければならない場合、機械加工が必要である可能性がある。機械加工された面は平らであってもよく、又は様々な面の凹凸を有していてもよい。これらの状況において、機械加工される面のみが、機械加工可能な層で覆われることが好ましい。機械加工可能な層は、所望の最終的な面の構成がわかっている場合、初期製作中に機械加工することができる。さらに機械加工可能な層は、組立プロセスの一部として機械加工されてもよく、組立プロセスにおいて面が機械加工されて、組立まで精密に確立されない整合部品の面構成に整合するようになる。複合材料が機械加工されて、機械加工された面のみを有し、機械加工された寸法を持たない複合部品が得られる場合には、機械加工可能な層は、機械加工の前及び後の両方で、機械加工可能な層の厚さに関してある要件も満たさなければならない。機械加工可能な層は、下に在る繊維状支持体に貫入することなく面構成全体を機械加工可能な層に機械加工することができるように、十分厚いものであるべきである。機械加工可能な層の厚さは、機械加工性及び構造強度の所望の利益をもたらすために、1mmから20mmの範囲で保たれるべきである。したがって機械加工の深さは、この範囲内に限定されることになる。機械加工可能な層の全体は、下に在る繊維状支持体への貫入がないことを条件に、望みに応じて所々で除去されていてもよい。繊維状支持体への不注意による貫入を避けるために、機械加工後に残される機械加工可能な層の最小限の厚さは、好ましくは少なくとも0.05mmであるべきであり、好ましくは少なくとも0.1mmであるべきである。代替の好ましい例示的な、機械加工可能な複合材料を、図6の52で示す。複合材料40は、繊維及び樹脂母材から構成された繊維状構造54を含む。繊維状構造54は、面56、面58、及び面60を有する。面56及び面58は、それの間に寸法Dを有する。複合材料52は、寸法D未満の機械加工された寸法DMを有する複合部品が提供されるように、機械加工されるよう適応させ又は設計される。機械加工可能な層62、層64、及び層66は、繊維状構造の3つの面全ての上に設けられる。機械加工可能な層は、無作為な不連続の繊維複合体から構成される。機械加工可能な層62及び層66は、それぞれ厚さt1及びt2を有する。2つの機械加工可能な層62及び層66は、寸法Dを、意図される機械加工された寸法DM未満である予備機械加工された寸法DPMまで減少させる。機械加工可能な層62及び層66の一方又は両方は、DPMを所望のDMに増加させるのに十分な材料が除去されるように、機械加工される。2つの機械加工可能な層の厚さは、上記と同じ指針に従い決定される。層は、所望のDMを実現するための複合材料の機械加工が繊維状構造54への貫入なしに実現されるように、十分厚い。機械加工可能な層64は、開口68に合わせて精密な深さが得られるように、又は精密な面構成が必要な場合には、層62及び層66と同時に機械加工されてもよい。或いは機械加工可能な層64は、組立プロセスの変動に順応させるため、後で機械加工してもよい。例えば開口68の深さは、組立プロセスの一部として開口68内に挿入される対応部品に整合させるため、増大させ又は別の方法で機械加工する必要がある可能性がある。組立プロセスの一部として機械加工した場合、機械加工可能な層64は、繊維状構造54内に貫入することなく開口68の深さの予測される変動に対して層の機械加工を合わせるため、十分厚くなければならない。例示的な複合部品を、図1及び図2に70で示す。複合部品70は、整合構造部品76の開口74に精密に嵌合するよう機械加工された状態の、機械加工された端部72を含む。穴78及び穴80が、部品72及び部品76にそれぞれ成型及び/又は機械加工されて、部品を一緒に接続するためのボルト又はその他の締め具を挿入させるようにしている。機械加工された端部72は、整合高さ寸法DOを有する開口74内に嵌合するよう精密に寸法決めされた、機械加工された寸法DMが得られるように機械加工されている。機械加工された端部72は、開口74の深さTOに整合する距離TMだけ先端から奥へと機械加工されている。機械加工された端部72は、開口74の幅WOに整合する幅WMも有する。図2に示されるように、複合部品は、一方向UD繊維及び樹脂母材から構成される繊維状構造82を含む。UD繊維は、多くの構造的応用に使用されることが一般に好ましい。繊維状構造82は、寸法Dだけ離れている2つの面84及び面86を有する。機械加工可能な層88及び層90が、それぞれ面84及び面86上に設けられ、これらは繊維状構造82のUD繊維の方向に平行に走っている。機械加工可能な面92が複合部品の端部に設けられる。機械加工可能な面92は、UD繊維の方向に垂直に走り、組立プロセス中に機械加工されて、TOの変動に整合してTMの精密な変更が行われるように、且つ組立プロセス中に穴78及び穴80の適正な位置合わせが確実になされるように、設計されている。複合部品70は、精密な寸法DMを得るために製造プロセス中に機械加工され、且つ製造後に生じ得る寸法及び位置合わせの変動に適合させるため後で寸法TMを変化させるよう機械加工可能でもある、複合部品の一例である。例示的な部品70は、本発明が構造的応用で使用される複合材料の機械加工を提供する、多様性の程度を実証する。材料を製造中及び製造後に機械加工できるだけではなく、UD繊維に平行でありまた垂直な、両方の複合材料の面も機械加工することができる。複合部品70が挿入される開口74は、単一構造部品76の精密開口として示されている。開口74は、複合部品70に接続されている2つの構造部品によって画定できることも理解されよう。その結果、開口74の寸法DOは、組立操作中に変化する可能性がある。そのような状況において、機械加工可能な層88及び層90の機械加工は、開口74の精密なサイズが確立されるまで遅らせることが考えられる。精密なサイズ又は精密な寸法は、本明細書で使用される場合、少なくとも±0.5mm、好ましくは±0.25mmの正確さであるサイズ又は寸法を意味する。図1、図2、図4、及び図6に示される例示的な複合材料及び機械加工された複合部品は、本発明の様々な態様を実証するために、単純化されたかなり一般的な形で示されている。図3では、航空機の一次構造部品を一緒に接続するのに使用される例示的な複合航空機クリップが、94で示されている。クリップ94は、穴98を介して第1の一次航空機構造図示せずに接続するよう設計されたフランジ96を含む。クリップ94はさらに、第2の一次航空機構造図示せずに接続するよう設計されたフランジ100を含む。フランジ100は、本発明による機械加工可能な面102及び面104を含む。機械加工可能な面102及び面104は、クリップ本体を形成する繊維状構造と共に成型される。フランジ100は、図4で表される断面を有する。フランジ100に関する様々な断面寸法D、寸法DPM、及び寸法DMは、上述の指針に従って決定される。クリップ94のような構造クリップ継手の場合、Dは2mmから50mmであり、DPMは4mmから70mmであり、但しt1及びt2がほぼ等しいことが好ましい。繊維状構造は、好ましくはUD繊維及び樹脂母材から作製され、このUD繊維は、最大限の構造接続強度を得るために、当技術分野で知られるようにフランジ94内に指向的に配列される。フランジ96を、第1の構造部品にボルトで締め、リベットで留め、又はその他の方法で固定する。次いで第2の構造部品へのクリップ94の精密な嵌合が必要とされる、適切なDMを決定する。次いで機械加工可能な層102及び/又は層104の一方又は両方を、DPMからDMに減少するように機械加工する。好ましい実施例では、Dは3.5から5.0mmになり、DPMは4.5から7.0mmになりt1及びt2は等しい。クリップ94の一般的な用途は、航空機の構造枠、ストリンガ、又はリブを、胴体又は翼のスキンに様々な位置で接続することである。胴体スキンの変化する輪郭は、種々のクリップの位置で、ストリンガとスキンとの間の間隔にばらつきをもたらす。したがって、フランジ100が、ある範囲の面プロファイル又は厚さを有するクリップ94を、提供する必要がある。本発明による1つ又は複数の機械加工可能な層の使用は、同じフランジ幾何形状DPMを有する一群のクリップ94を成型し、次いでフランジを機械加工して様々な量の機械加工可能な層を除去することにより、1つ又は複数の機械加工可能な層の厚さによってのみ限定される範囲全体を通して変化させることのできるフランジ幾何形状DMを有する、一群のクリップを提供することを可能にする。このタイプの組み合わされた成型機械加工操作は、構造ストリンガを胴体スキンに接続するときに必要とされる様々なフランジ幾何形状DMを作製するのに必要な、種々の金型の数を大幅に削減する。さらにクリップは、胴体スキンとストリンガとの精密な嵌合をもたらすために、必要に応じて、取付け中にさらに機械加工することができる。機械加工可能な層が位置付けられる繊維状構造は、構造的応用に典型的に使用される繊維状構造のいずれか、特に、航空機の一次構造を一緒に接続するのに使用される継手であってもよい。繊維状構造は、繊維及び樹脂母材を含有する。繊維は、構造的応用に適した任意の材料から作製されてもよい。ガラス繊維、炭素繊維、又はアラミド芳香族ポリアミド繊維などの繊維が適している。繊維は、好ましくは炭素繊維である。繊維は、亀裂の入ったけん切された若しくは選択的に不連続の繊維、又は連続繊維であってもよい。繊維は、織られており、捲縮されておらず、不織であり、又は一方向であってもよい。織られた形の繊維は、平織、繻子織、又は綾織のスタイルから選択されてもよい。そのようなスタイル及び形は、複合体強化の分野で周知であり、いくつかの会社から市販されている。繊維は、数百本のフィラメントから12,000本又はそれ以上のフィラメントを含有していてもよい。好ましい繊維配向は一方向UDであり、一方向に向いた連続繊維で作製されたテープとして典型的には供給される。樹脂母材は、典型的には構造的応用で使用される熱硬化性及び/又は熱可塑性樹脂のいずれかから構成されてもよい。好ましくは、未硬化樹脂母材の量は、複合材料の25から40重量の間になる。樹脂母材は、構造複合材料に使用されるエポキシ樹脂、ビスマレイミド樹脂、ポリイミド樹脂、ポリエステル樹脂、ビニルエステル樹脂、シアン酸エステル樹脂、フェノール樹脂、又は熱可塑性樹脂のいずれかであってもよい。例示的な熱可塑性樹脂には、ポリ硫化フェニレンPPS、ポリスルホンPS、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、ポリエーテルスルホンPES、ポリエーテルイミドPEI、ポリアミド-イミドPAIが含まれる。PES、PEI、及び/又はPAIなどの熱可塑性樹脂で強靭にしたエポキシ樹脂は、好ましい樹脂母材である。航空宇宙産業で使用されるタイプのUDテープに典型的に存在する樹脂が好ましい。樹脂母材としての使用に適した例示的な熱可塑性強靭樹脂は、米国特許第7,968,179B2号及び米国特許第7,754,322B2号と、米国特許出願第12/764,636号に記載されている。一方向UDテープは、繊維状構造を形成するのに使用されるプリプレグの好ましいタイプである。一方向テープは、商業的供給元から入手可能であり、又は公知のプリプレグ形成プロセスを使用して製作してもよい。UDテープの寸法は、作製される特定の複合部品に応じて広く様々にすることができる。例えばUDテープの幅UD繊維に垂直な寸法は、約1.3cm0.5インチから約30cm1フィート又はそれ以上に及んでもよい。テープは、典型的には0.01から0.03cm0.004から0.012インチの厚さになり、UDテープの長さUD繊維に平行な寸法は、部品のサイズ及び部品内のUDテープの各小片の特定の向きに応じて、1.3cm0.5インチから1メートル数フィート又はそれ以上にまで様々に変化してもよい。好ましい例示的な、市販の一方向プリプレグは、HexcelCorporationDublin、Californiaから入手可能なHexPly登録商標8552である。HexPly登録商標8552は、アミン硬化強靭エポキシ樹脂母材を34から38重量に及ぶ量で含有し且つ3,000から12,000本のフィラメントを有する炭素又はガラスUD繊維を含有する、様々な一方向テープ構成として入手可能である。繊維は、典型的にはUDテープの60体積を占める。好ましいUD繊維は炭素繊維である。繊維状構造を、まず未硬化構造として形成し、これを所望の未硬化の機械加工可能な層と組み合わせ、次いで機械加工可能な層及び繊維状構造を単一の成型複合材料として含む最終的な硬化複合材料が得られるように成型する。クリップ及び比較的複雑な形状を有するその他の構造継手又は部品を製作するのにUDテープを使用するための例示的な手順は、米国特許出願第12/561,492号に記載されている。本発明によれば、機械加工可能な層は、部品に使用される構造繊維材料と同じプロセス条件下で硬化することができる、無作為で不連続な繊維複合体DFCから構成される。準等方性の細断されたプリプレグは、HexMC登録商標という商標名でHexcelCorporationDublin、CAから市販されているDFCの形である。HexMC登録商標は、米国特許出願第11/476,965号に記載されている航空宇宙用物品を含めた様々な目的で、また米国特許第7,510,390号に記載されている高強度の金型を作製するための材料として、使用されてきた。準等方性Q-Iプリプレグは、一方向繊維テープ及び樹脂母材のセグメント又はチップから構成される。Q-Iプリプレグは、典型的には、細断された一方向テーププリプレグの無作為に配向されチップで作製された、マットとして供給される。チップのサイズは、1つ又は複数の機械加工可能な層のサイズ及び機械加工がどの程度精密になされるかに応じて、繊維のタイプと同様に変化させてもよい。チップは、幅約0.85cm1/3インチ、長さ約5cm2インチ、及び厚さ約0.015cm0.006インチであることが好ましい。チップは、炭素、ガラス、アラミド、ポリエチレン、又は航空宇宙産業で一般に使用される繊維タイプのいずれかにすることができる、一方向繊維を含む。炭素繊維が好ましい。チップは、マット内に無作為に配向され、比較的平らに置かれている。これは、その横等方性をマットに与える。チップ又はセグメントを形成するように細断されたUDテーププリプレグは、エポキシ、フェノール、ビスマレイミド、及びシアネートを含めた航空宇宙用プリプレグに一般に使用される樹脂の、いずれかにすることができる樹脂母材を含む。繊維状構造に使用されるタイプのエポキシ樹脂が好ましい。熱可塑性樹脂で強靭化された熱硬化性樹脂は、機械加工可能な面が機械加工されるときに破断又は層間剥離に対してより耐える傾向にあるので、好ましい。チップの樹脂含量は、合計プリプレグ重量の25から45重量の間で変化してもよい。樹脂含量が35から40重量の間であるチップが好ましい。追加の樹脂は、準等方性の細断プリプレグを形成する場合、典型的にはプリプレグチップに添加されない。初期プリプレグに存在する樹脂は、マットが形成されるようにチップを一緒に結合するのに十分である。準等方性細断プリプレグは、所望の幅の一方向プリプレグテープ又はトウを購入することによって又は作製することによって、作ることができる。次いでテープ又はトウを所望の長さのチップに細断し、チップを平らに置いて一緒に加圧することにより、無作為に配向したチップのマットを形成する。チップは、プリプレグ樹脂の存在により、本来一緒に結合するものである。しかし好ましい方法は、HexMC登録商標又は同等の市販の準等方性細断プリプレグを購入することである。例示的な好ましい準等方性細断プリプレグ材料は、HexMC登録商標8552/AS4である。この準等方性細断プリプレグ材料は、幅46cm及び厚さ0.20cmであるマットの連続ロールとして供給される。HexPly登録商標8552/AS4一方向繊維プリプレグが、準等方性マットで無作為に配向しているチップを作製するのに使用される。HexPly登録商標8552/AS4プリプレグは、厚さ0.016cmであり且つ繊維面積重量が約145g/m2の、炭素繊維/エポキシ一方向テープである。テープの樹脂含量は38重量であり、この樹脂8552は熱可塑性強靭エポキシである。テープには、0.85cmのストリップが得られるようにスリットが入れられており、長さ5cmのチップが得られるように細断される。チップ密度は約1.52g/cm3である。その他の例示的な準等方性細断プリプレグは、EMC116/AS4エポキシ/炭素繊維、8552/IM7熱可塑性強靭エポキシ/炭素繊維、3501-6/T650エポキシ/炭素繊維、及びM21/IM7熱可塑性強靭エポキシ/炭素繊維など、その他のHexPly登録商標一方向プリプレグテープを使用して作製することができる。HexMC登録商標8552/AS4及びM21/IM7は、本発明による機械加工可能な層を形成するのに使用される、好ましい準等方性細断プリプレグである。準等方性細断プリプレグは、成分が硬化する前にも所望の機械加工可能な面が形成されるよう、繊維状構造の面に適用されることが好ましい。次いで得られた未硬化複合材料を、従来の成型手順を使用して硬化/成型することにより、硬化した複合材料を形成する。次いで硬化した機械加工可能な層を、上述のように機械加工して、最終的な複合部品を得る。繊維状支持体及び機械加工可能な層で使用される母材樹脂及び繊維は、同じであることが好ましい。しかし、樹脂及び/又は繊維が適合性があり且つ硬化中又はその後の機械加工中に層間剥離又はその他の有害反応をもたらさないことを条件として、望みに応じて異なる樹脂及び/又は繊維を繊維状支持体及び機械加工可能な層に使用してもよい。任意の適切な硬化/成型手順を、未硬化複合材料を硬化/成型するのに使用してもよい。繊維状構造及び機械加工可能な層は、等温条件での成型が可能になるよう未硬化複合材料をステージングするステップを含む多段階プロセスを使用して、圧縮成型によって共硬化することが好ましい。ステージングされていない代替例が利用可能であり、ランププレスサイクル又はオートクレーブ成型と共に使用することができる。しかし、未硬化複合材料は、硬化前にステージングされることが好ましい。ステージングは、機械加工可能な層及び繊維状構造を柔軟な材料から硬い固体状態へと一般に変形させる、開放空気炉プロセスである。160°Cから177°Cでの10から20分間のステージングが好ましい。ステージング時間及び温度は、成型される部品のサイズ、望まれる流れの量、望まれる荷重時間の長さ、及び最終硬化温度に依存する。一旦ステージングされると、材料は冷却され、後の処理のために冷凍庫内で貯蔵することができる。最終硬化時間は、等温硬化温度の関数であり、成型される複合材料のサイズ及び特定の樹脂母材にも依存する。最終硬化時間は、厚さ3mm以下の複合材料の場合、10分程度に短くすることができる。一般則として、部品の厚さが3mmを超える部品の厚さでは1.5mm増加するごとに5分の硬化時間が加えられ、最小限の硬化条件は、厚さ3mm以下の部品の場合10分及び204°Cに設定される。より低い等温硬化温度を使用して、部品の荷重を容易にすることができ、又はより長い時間を用いて加圧前の厚い部品の投入温度を均等化することができる。ステージングが望ましくない場合、金型の中に溜めて、伝統的なランプ及び保圧硬化を部品に行うことが可能である。しかしステージングは、成型プロセス中の樹脂の流れを制限するために好ましい。1つ又は複数の機械加工可能な層及び繊維状構造は、好ましくは、剪断エッジ約0.038cm0.015インチ以下を備えたマッチドメタル又は複合体金型を使用して約35~約141kg/cm2500~2000psiの範囲の圧力で硬化した複合材料を形成するように成型される。等温金型温度は、177°Cから204°Cに及んでもよく、硬化時間は一般に10から45分間に及ぶ。高圧成型は、複雑な形状をした部品を作製するのに典型的には有用である。複雑な形状を持たない部品の場合、その他の成型プロセスを望みに応じて使用してもよい。従来の真空バッギング技法を使用して、硬化した複合材料が形成されるように未硬化複合材料を成型することも、適切である。例えば未硬化複合材料は、包封バッグを行って、約7kg/cm2100psi及び完全真空を使用し且つ温度を177°Cまで1分当たり1.7°C上昇させ次いで複合材料を177°Cで2時間ポストキュアするステップを使用した、伝統的なオートクレーブサイクルにかけることができる。複合材料を硬化し/所望の形状に成型した後、次いで1つ又は複数の機械加工可能な層を公知の機械加工プロセスのいずれかにより機械加工して、十分な量の機械加工可能な層を除去することにより、機械加工に必要な部品の面上でDPMからDMに移行することができる。機械加工可能な面の機械加工は、鋼の機械加工で一般に使用される公知の機械加工用具及び技法のいずれかを使用して、実現することができる。そのような機械加工用具は、典型的には、炭化物及びダイヤモンドでコーティングされた数値制御N/Cカッタを用いる。±0.1mm以下程度の典型的な面の公差は、本発明による機械加工可能な層が標準的な機械加工用具を使用して機械加工されたときに、実現することができる。望むなら、微細なサンダー仕上げ材料又はその他の研磨艶出し材料を、当技術分野で公知であるように使用することにより、最終的に精密な変更を、機械加工された面に行うことができる。航空機の構造部品を一緒に接続するのに使用される例示的なガセットを、図7に110で示す。ガセット110は、穴114を介して航空機構造に固定されるベース部分112と、別の航空機構造部品に固定されるフランジ部分116とを含む。フランジ部分116は、本発明による機械加工可能な層118を含む。機械加工可能な層118は、最大20mmの厚さにすることができる。フランジ部分が同じ厚さを有する場合、多数のガセット110を形成するのに単一の金型を使用することができる。次いで組立体の幾何形状の変動に合わせるためにフランジ部分の厚さを20mmまで変化させる可能性がある場合には、異なるフランジの厚さを有する一群のガセットを多数の成型ガセットから作製することができる。典型的なガセットの場合、成型されたフランジ部分116DPMの全厚は5から15mmの間になり、機械加工可能な層は1から5mmの間の厚さになる。例示的な航空機用クリートを、図8の120で示す。クリート120は、穴123を介して航空機構造に固定されるベース部分122を含む。クリート120はさらに、第2の航空機構造に接続されるフランジ124を含む。フランジ124は、本発明による機械加工可能な層126を含む。機械加工可能な層126は、典型的には最大5mmの厚さであり、下に在る繊維状構造は3から20mmの厚さである。機械加工可能な層は、ある範囲の面プロファイル又は厚さを有する一群のクリートを生産するために、製作プロセス中に機械加工されてもよく、且つ/又はクリートベース及びフランジとそのそれぞれの航空機構造との精密な嵌合を確実にするために、組立操作中に個々に機械加工することができる。例示的な航空機シヤーを、図9の128で示す。シヤータイ128は、航空機の2つの構造部品を一緒に接続するための、ベース部分130及びフランジ部分132を含む。フランジ部分132は、本発明による機械加工可能な層134及び層136を含む。異なる量の、機械加工可能な層134及び層136は、航空機構造と精密に接合するよう厚さ及び/プロファイルが変化するフランジを提供するために、フランジ部分132に沿った異なる場所で除去することができる。除去される機械加工可能な層の量は、フランジが接合する航空機構造の輪郭に沿うために、機械加工可能な層の厚さの0から100まで変化してもよい。例示的な航空機ブラケットを、図10の138で示す。ブラケット138は、ベース部分140と2つのフランジ部分142及び部分144とを含む。ブラケットベース140は、1つの航空機構造に固定され、第2の航空機構造はフランジ140及びフランジ142に固定される。第2の航空機構造は、フランジ同士の間及び/又はフランジの周りに挿入されてもよい。第2の航空機構造が、フランジ同士の間の空間154に挿入される場合、フランジは、機械加工可能な面148及び面152を含む。第2の航空機構造が、フランジの間及び周りに挿入されるように設計される場合、フランジは、機械加工可能な面146、面148、面150、及び面152を含むことになる。4つの機械加工可能な面の使用は、比較的広い範囲にある利用可能で機械加工可能な寸法DMをもたらす。ブラケット138が4つの機械加工可能な面を含む場合、ブラケットの断面構造は、機械加工可能な面が部品52の外面57及び外面59にも位置付けられていると考えられること以外、図6に示される一般的部品に類似する。航空機の2つの構造を一緒に接続するための例示的なインターコスタルを、図11の160で示す。インターコスタル160は、ベース部分162と、フランジ部分164、フランジ部分166、及びフランジ部分168とを含む。フランジ164は、片面又は両面に、本発明による機械加工可能な層を含んでいてもよい。さらにフランジ166及びフランジ168は、片面又は両面に、機械加工可能な層を含んでいてもよい。例示的な航空機用連結子又は突起を、図12に170で示す。連結子170は、連結子を航空機構造に取着するための穴174を含むベース部分172を含む。連結子170は、ピン又はその他のロッド形状の継手又は航空機構造に接続するための穴178を含む端部176も含む。連結子の底面180は、ベースの機械加工によって、接続される航空機構造に精密に整合する面が提供されるように、本発明による機械加工可能な層を含んでいてもよい。さらに、穴178を画定する円形の面182は、穴178の直径が機械加工可能な層の厚さの限度内で変化する場合、一群の連結子を単一の金型から作製することが可能である機械加工可能な面を含んでいてもよい。円形の面182上の機械加工可能な層は、連結子のベース部分を形成するのに典型的に使用されるUD繊維に垂直である。そのようなUD繊維は、穴がUD繊維本体内に直接機械加工される場合、層間剥離及びほつれを受け易い。面182としての機械加工可能な層の成型は、これらの問題を排除し、ある範囲の精密な寸法に開口178を機械加工できるという追加の利益ももたらす。例示的な航空機用継手を図13の190で示す。継手190は、ベースプレート192及びフランジ部分194を含む。ベースプレート192は、プレートを航空機構造に取着するための穴196を含む。フランジ194は、ピン又はその他のロッド形状の継手又は航空機構造を接続するための穴198を含む。穴198は、連結子170の穴178と同じ手法で、機械加工可能な層で裏打ちされていてもよい。さらに、面200及び面202は、本発明による機械加工可能な層を含んでいてもよい。面200及び面202の機械加工は、フランジ194が航空機構造の開口内に精密に嵌合しなければならない場合に必要と考えられる。いくつかの複合パネルは、HexMC登録商標8552/AS4不連続繊維複合プリプレグから全体が形成された。パネルを従来の成型技法により成型して、繊維状支持体及び機械加工可能な層が同じ材料から構成されるパネルを提供した。機械加工前に、パネルは図4と同じ断面を有しており、DPMは4.2から6.2mmに及んでいた。4.2mmよりも厚い成型されたパネルを、機械加工されたパネル全てが4.2mmのDMを有するように様々な程度まで機械加工した。パネルのいくつかを、片面のみ機械加工し、いくつかは両面に機械加工した。試験クーポンを各パネルから切断し、ASTMD3039、ASTMD6484、及びEN2563にそれぞれ従って張力、圧縮、及び短梁剪断を含めた機械試験を実施するために使用した。全ての場合において、パネルの機械加工は、機械加工されていないパネルと比較した場合、測定された性質に悪影響を及ぼさなかった。角部を図14の204で示す。角部204は、厚さA及び厚さBをそれぞれ有する部分206及び部分208を含む。いくつかの角部204も、HexMC登録商標8552/AS4不連続繊維複合プリプレグで成型した。ある群の角部は、AとBの両方が4.2mmに等しい参照角部が得られるように成型した。別の群の角部は、Aが4.2mmに等しくBが4.7mmに等しい、機械加工用の部品が得られるように成型した。これらの部品は、部分212と214が共に4.2mmの厚さを有する図15に示される機械加工された角部210を得るために、部分208の厚さが削減されるよう機械加工した。試験クーポンを、参照部品及び機械加工された部品から切断した。試験クーポンは、ASTMD6415に従い層間剪断試験を実施するために使用した。全ての場合において、角部の機械加工は、参照の正味の成型角部に比べて測定された性質に悪影響を及ぼさなかった。図3に示されるクリップ継手94に類似した参照部品を、HexMC登録商標8552/AS4DFCプリプレグ又はHexPly登録商標8552一方向繊維プリプレグを使用して圧縮成型した。参照クリップ継手は、1.8mmの均一な厚さに成型した。機械加工するためのクリップ継手も、HexMC登録商標8552/AS4DFCプリプレグを単独で、又はHexMC登録商標8552/AS4DFCプリプレグ及びHexPly登録商標8552一方向繊維プリプレグの組合せを使用して、圧縮成型した。これらの機械加工可能なクリップ継手は、機械加工可能なクリップ継手の面100が2.3mmの厚さになるよう成型されたこと以外、参照クリップ継手と同じであった。予備の0.5mmの厚さは、HexMC登録商標8552/AS4DFCプリプレグから構成された。これは、2つのタイプの機械加工可能なクリップ継手を提供した。1つは、2.3mmの厚さの面が、成型されたHexMC登録商標8552/AS4DFCプリプレグから全体が構成されたものであり、もう1つは、2.3mmの厚さの面が、成型されたHexPly登録商標8552一方向繊維プリプレグの1.8mmの厚さの層と成型されたHexMC登録商標8552DFCプリプレグの0.5mmの厚さの層とから構成されて、継手の面102上に位置付けられたものである。機械加工可能なクリップ継手を、面102で機械加工することにより、面100の厚さを1.8mmに削減した。クリップ継手は、成型されたHexPly登録商標8552一方向繊維プリプレグの層に貫入するようには機械加工されなかった。参照及び機械加工されたクリップ継手を、典型的な曲線を描く航空機胴体スキンと枠組立体である2つの部品に機械的に固定した。次いでクリップ継手を、このタイプの一次航空機構造接続に関する極めて重要な荷重係数の2つである、張力及び剪断荷重にかけた。機械加工されたクリップ継手は、張力と剪断荷重の両方に関して参照の正味の成型クリップ継手よりも良好に機能することを見出した。機械加工されたクリップ継手の性能の、この予期せぬ増大は、少なくとも部分的には機械加工により得られた部品同士のより良い嵌合によって引き起こされたと考えられる。本発明によれば、成型されたクリップ継手は、より厳しい公差までその他の部品の幾何形状に整合するように、精密に機械加工することができ、それによって、成型されたクリップ継手がいかなる機械加工もなしに使用される場合に生じ得る先行応力の量が削減される。前述の実例から明らかなように、本発明による成型された複合部品の機械加工は、一緒に接続された部品同士の間の接合を強化するという追加の利益をもたらす。さらに、UD繊維状本体の面上にHexMC登録商標8552/AS4DFCプリプレグの機械加工可能な層を含むことにより、UD繊維状本体の損傷公差を増大させるという予期せぬ追加の利益が得られることがわかった。このように、本発明の例示的な実施例について記述してきたが、当業者なら、開示されているものは単なる例示であって、様々なその他の変更、適応、及び修正を本発明の範囲内で行うことができることに留意すべきである。したがって本発明は、上述の実施例により限定されず、以下の特許請求の範囲によってのみ限定される。"