先行積層形式の多方向連続繊維積層体を使用して複合構造物を成形する方法
一方向（ＵＤ）繊維プリプレグ層１２，１４が、先行積層形式の多方向連続繊維積層体１０に成形され、該積層体が、成形コンパウンドとして３次元構造物４０を形成する。この積層体からのカットアウトが、スロットを有し、折曲げ線に沿って折曲げられることで、ニヤ・ネットシェイプの予備成形体が得られる。この予備成形体を圧縮成形によって、複合形状を有する繊維強化複合構造物を得ることができる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広くは、繊維強化複合構造物と、該構造物を作るのに使用される成形材料とに関するものである。より具体的には、本発明は、プリプレグの一方向テープを使用して、ニヤ・ネットシェイプ（ｎｅａｒ ｎｅｔ ｓｈａｐｅ）の予備成形により３次元の繊維強化複合構造物を成形するのに適した先行積層形式（ｐｒｅ−ｐｌｉｅｄ）の多方向連続繊維積層体を形成する作業に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
繊維強化複合構造物は、通常、２つの主要構成要素として樹脂母材と繊維とを含んでいる。該構造物は、高強度と軽量との組合わせが重要な航空宙分野等の過酷な環境に使用するのに好適である。
【０００３】
予め樹脂を含浸させた複合材料（プリプレグ）は、複合部品や複合構造物の製造に広く使用される。プリプレグは、未硬化樹脂母材と繊維強化材との組合わせであり、成形し硬化させて最終複合部品を製作する準備のできた材料である。繊維強化材に樹脂を予め含浸させることにより、製造者は、繊維の網状構造に含浸させる樹脂の量と分配とを注意深く制御し、樹脂を望み通りに網状構造内へ確実に分配できる。プリプレグは、荷重支承構造部品の製造、特に航空機の翼、胴体、隔壁、制御（機能）表面に使用する荷重支承部品の製造に好適な材料である。重要な点は、これらの部品が、十分な強度、損傷許容性、その他該部品に対して慣例として確定している諸要求を満たす特性を有する点である。
【０００４】
プリプレグの普通の形式は一方向（ＵＤ）テープである。一方向テープ形式の繊維は、互いに平行に延びる連続的な繊維である。これらの繊維は、通常、「トウ」（ｔｏｗｓ）と呼ばれる多数の個別の繊維またはフィラメントの束の形式にされる。これらの一方向繊維に、注意深く制御された量の未硬化樹脂を含浸させる。ＵＤプリプレグは、通常、保護層と保護層との間に配置され、保管または製造施設への輸送のためにロール状にされた最終ＵＤテープ形式にされる。ＵＤテープの幅は、通常、２．５４ｃｍ（１インチ）未満から少なくとも３０．４８ｃｍ（１フット）の範囲である。
【０００５】
一方向テープは、圧縮成形技術を用いて３次元複合構造物を形成するための成形コンパウンドとして使用するにはあまり好適ではない。ＵＤテープの繊維が連続性で平行に配向されている場合、部品の形状特徴にＵＤテープを強制的に適合させると、繊維のバンチングまたはブリッジングが生じる。結果として、ＵＤテープを用いた３次元複合部品の製造は、ＵＤテープの個別の層を直接に３次元金型に貼着してから金型をオートクレーブその他の成形装置内で処理する厄介な工法に限定される。ＵＤテープを使用するレイアップ作業は、長時間の、費用を食う工程となる傾向がある。
【０００６】
複合部品の圧縮成形に適することが判明した成形コンパウンドには、通常、ランダムな配向の短繊維が用いられる。これは、短繊維のほうが容易に部品の形状特徴に適合できるからである。しかし、このような短繊維を使用した場合、ランダムなマットに集成するさい、局所的な重量変差が生じる。この重量変差は幾つかの問題を生じさせる。例えば、積層設計の複雑さを助長させる。なぜなら、部品の具体的な特定幾何形状ごとに著しい違いのある数層を集成する場合、結果として生じ得る総重量のすべてに設計を適応させねばならないからである。短繊維のランダムなマットの局所的な重量変差は、また成形中の不規則性を助長する。なぜなら、軽量の区域が重い区域で補償されるからである。この補償過程は、一つの成形部品と次の成形部品とで異なるため、予測不可能であり、加えて、形状特徴の異なる所与の部品間でも異なっている。結果として、設計者にとって、成形コンパウンドの設計が所望の部品の形成に好適かどうかの予測および決定が難しくなる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
以上述べたことから、比較的複雑な形状の圧縮成形用繊維強化複合構造物に使用するのに適したプリプレグ成形方法を提供することが必要とされる状況が続いていることが分かる。そのような方法は、部品強度を第一に考えねばならない場合、特に必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明によれば、一方向テープは、成形に適するように加工可能な、先行積層形式の多方向積層体に形成することができる。先行積層形式の積層体は、個別のＵＤテープを互いに重ねることによって形成され、積層体の複数の層、つまりプライには異なる方向に延びる繊維が含まれている。本発明の先行積層形式の積層体は、著しい重量変差が無く、したがって、３次元の成形構造物の構造上の性能に悪影響を与えるような成形中の変差を生じない。加えて、先行積層形式の積層体の多方向性により、部品設計者は、積層体にスロットを形成して、３次元部品の最終形態に近い形状に積層体を折ることができる。硬化すべき部品のニヤ・ネットシェイプ成形または「予備成形」により、繊維のバンチングおよびブリッジングが防止され、これにより、ＵＤテープを直接に成形コンパウンドとして使用した場合に、これまで存在した問題が除去される。
【０００９】
本発明は、繊維強化複合構造物を形成するための方法に関わり、その場合、先行積層形式の多方向積層体を折曲げて予備成形体を形成してから硬化処理し、複合構造物が形成される。先行積層形式の積層体は、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、プリプレグの各層は、未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含んでいる。本発明の一特徴は、２層のプリプレグの一方向繊維の方向が異なっている点である。積層体を折曲げて予備成形体を形成することで、成形中に繊維の配向を制御可能な予備成形体が得られ、それにより、３次元部品が、極めて高い強度を付与され、航空機その他の航空宇宙分野での使用に特に適するものとなる。
【００１０】
本発明は、また積層体を使用して製作する繊維強化複合構造物に関するものでもある。加えて、本発明には、積層体からのカットアウトを用いて形成される予備成形体も含まれている。更に、先行積層形式の積層体を用いて製造する繊維強化複合構造物を有する航空宇宙分野の集成体、例えば航空機も、本発明に含まれる。
【００１１】
本発明の特徴として、積層体のカットアウトは、３次元部品を形成するために互いに交差する少なくとも２つの折曲げ線に沿って折曲げることができる。加えて、積層体には、折曲げ線の交差個所にスロットを設けて、折曲げ作業を補助し、繊維のブリッジングを防止することができる。スロットを設けることにより、また設計者は、繊維を所望通りに配向させて折曲げた予備成形体を形成し、設計上の強化要求に合わせることができる。
【００１２】
本発明の前述の特徴およびその他の特徴や利点は、添付図面と関連させて以下で行う詳細な説明により良く理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】一方向（ＵＤ）プリプレグまたはテープの複数単一層が、どのように配向されて、本発明による好適積層体の製作に使用するのに適した４層の半等方性積層体が形成されるかを示す略示図。
【図２】図１に示した２組の４層半等方性積層体を組合わせて、本発明により好ましい典型的な対称的８層半等方性積層体を形成した場合に生じる繊維の配向を示す略示図。
【図３】本発明による典型的な対称的８層半等方性積層体を示す図。
【図４】典型的なフランジ支持構造物を形成するように作られた積層体のカットアウトを示す図。
【図５】図４に示したカットアウトを折曲げて組合わせることにより形成された典型的なフランジ支持構造物の予備成形体の図。
【図６】図５の予備成形体を硬化させた時に形成される典型的なフランジ支持構造物を示す図。
【図７】航空機用クリップ構造物の製作に使用する積層体の典型的なカットアウトを示す図。該クリップ構造物は、航空機の２つの主要な構造物を互いに結合する時に用いられる。
【図８】図７に示したカットアウトを折曲げることで形成される典型的な航空機用クリップ構造物の予備成形体を示す図。
【図９】図８の予備成形体を硬化させた場合に形成される典型的な航空機用クリップ構造物の図。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本発明は、３次元部品を形成する圧縮成形加工に使用される先行積層形式の多方向積層体の形成および使用に係わるものである。本発明は、３次元部品、例えば複合形状を有し、大荷重を支持するように設計される部材を製造するのに、特に好適である。本発明は、主として航空宇宙産業分野で使用されるが、この加工方法は、本発明により、高強度と軽量であることが望まれる広範囲の様々な用途に適する３次元構造物の製造に使用可能である。以下の詳細な説明は、主として、本発明を使用して製造される好適な種類の構造物である航空機部品の製造について行われる。だが、本発明は、また他の種類の高強度部品、例えば自動車、鉄道、造船、エネルギー、スポーツ各分野で使用される複合的な３次元部品の製造にも広く使用できることを理解されたい。
【００１５】
図１−図３には、典型的な先行積層形式の８層の対称的半等方性積層体１０が、本発明によりどのように作製されるかが示されている。図１には、第１層のプリプレグ１２と第２層のプリプレグ１４が示されている。プリプレグ層１２，１４は、各々未硬化樹脂母材と一方向繊維１６，１８とを含んでいる。プリプレグ１２の一方向繊維１６は０°に配向されている。プリプレグ１４の一方向繊維１８は４５°に配向されている。更に、図１には第２組の２つのプリプレグ層１２ａ，１１４ａが示されている。２つの層１２ａ，１４ａは、９０°旋回させてある以外は層１２，１４と等しい。この旋回により、一方向繊維１６ａは９０°に配向され、一方向繊維１８ａは−４５°に配向される。４層１２，１４，１２ａ，１４ａは、図１に示すように組合わされ、４層の半等方性積層体２０が形成される。
【００１６】
図２には、第２の４層半等方性積層体２０ａが示されている。該積層体は、裏返されて一方向繊維が積層体２０の鏡像になっている点以外は積層体２０と等しい。２個の４層マット２０，２０ａは、図２と図３に符号３０で示すように、組み合わされ、好ましい典型的な８層の対称的な先行積層形式の半等方性積層体を形成している。一方向プリプレグの積層体は８層以上でも以下でもよい。但し、積層体にスロットを設けて折曲げでき、予備成形体の圧縮成形／硬化のさい、繊維がバンチングまたはブリッジングを生じない予備成形体が形成できることが条件である。例えば、積層体は、一方向プリプレグの層数が１６層を超えるものでも２層程度のものでも用意できる。
【００１７】
ここで用いられている「先行積層形式」（ｐｒｅ−ｐｌｉｅｄ）という用語は、ニヤ・ネットシェイプの予備成形体を形成するために、積層体の裁断および／または折曲げ前に、種々のＵＤ繊維層が組合わされて多層積層体が形成されることを意味する。好適積層体１０として示されているように、積層体の隣接層は、複数層のうちの少なくとも２層が異なる配向の複数ＵＤ繊維を有する限り、等方向であってよい。また、ＵＤ繊維の典型的な好適配向は、０°、±４５°、９０°であることに留意すべきである。図１−図３に示した半等方性配向が好適である。しかし、極めて様々な他のＵＤ繊維配向や層の組合わせも可能である。ＵＤ繊維層とＵＤ繊維の配向との具体的組合わせは、必要な場合には積層体にスロットを設け、折曲げて最終部品の３次元形状が成形されることで得られる複合構造物に望ましい繊維配向に応じて、部品の設計者が選択する。
【００１８】
一方向（ＵＤ）テープは、本発明の先行積層形式の積層体を形成するのに使用される好ましい種類のプリプレグ層である。ＵＤテープは、市販品を入手できるが、公知のプリプレグ形成法を用いて製造することもできる。ＵＤテープの寸法は、３次元複合構造物の形成に要するカットアウトの数や寸法に応じて広範囲で変更可能である。例えば、ＵＤテープの幅（ＵＤ繊維に対して直角の寸法）は、所望のカットアウトの寸法と数とに応じて１．２７ｃｍ（０．５インチ）から少なくとも１ｍ前後（数フィート）の範囲が可能である。ＵＤテープの厚さは、通常、０．０１から０．０３ｃｍ（０．００４−０．０１２インチ）であり、ＵＤテープの長さ（ＵＤ繊維と平行の寸法）は、所望のカットアウトの寸法と数とに応じて１．３ｃｍ（０．５インチ）から少なくとも１ｍ（数フィート）の範囲で変更できる。
【００１９】
ＵＤテープまたはプリプレグは、２５−４５重量パーセントの未硬化樹脂母材を含んでいる。好ましくは、未硬化樹脂母材の量は３０−４０重量パーセントだろう。樹脂母材は、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、シアネートエステル樹脂、フェノール樹脂熱可塑性樹脂のいずれかでよい。代表的な熱可塑性樹脂には、ポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）、ポリスルフォン（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）、ポリエーテルスルフォン（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。熱可塑性樹脂で強化したエポキシ樹脂は好適な樹脂母材である。好適な樹脂は、通常、航空宇宙産業で使用される種類のＵＤテープに用いられ樹脂である。ＵＤ繊維は、炭素、ガラス、アラミド、その他の、通常、高い応力を受ける環境で使用される複合部品の製造に使用される何らかの繊維材料でよい。繊維は、数１００から少なくとも１２，０００のフィラメント包含することができる。好適なＵＤ繊維は炭素繊維である。
【００２０】
好ましい代表的な市販の一方向プリプレグはＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２であり、へクセル・コーポレーション（Ｈｅｘｃｅｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ）（カリフォルニヤ州ダブリン）から入手できる。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２は、種々の一方向テープ形状で入手可能であり、それらには、アミン硬化剤により硬化され強化されたエポキシ樹脂母材３４−３８重量パーセントと、３，０００−１２，０００のフィラメントを有するＵＤ炭素繊維またはガラス繊維とが含有されている。これらの繊維は、通常、ＵＤテープの６０体積パーセントを占めている。
【００２１】
図４−図６には、本発明による航空機用フランジ支持構造物４０の形成過程が示されている。このフランジ支持構造物４０は、２つの航空機部品を互いに結合するように設計されている。２つの航空機部品４２，４４は、図６に破線で示されている。航空機部品４２，４４は、航空機の荷重支承用の主な構造部材である。「荷重支承」という用語は、該部品が不具合なしに所定の応力または荷重を支持するのに十分な強度および剛度を有するように設計されることを意味する。これら部品が支持する通常の荷重は、少なくとも４５４ｋｇ（１０００ポンド）程度である。約２７２０ｋｇ（約６０００ポンド）を超える荷重も、この材料および加工法で作られる部品の場合、稀ではない。フランジ支持構造物４０は、主要航空機部品４２，４４と等しい荷重またはそれ以上の荷重に耐えられなければならない。そうでなければ、２つの荷重支承部品を互いに結合するフランジ４０の損傷は避けられない。航空機部品４２，４４は、穴４６を介したボルト結合または接着剤によりフランジ支持構造物４０に取付けることができる。
【００２２】
フランジ支持構造物４０は、図４に示したように、６個のカットアウト（Ａ−Ｆ）を用いて作られる。これらのカットアウトは、好適な対称的半等方性積層体１０から切り出したものである。カットアウトＡには、符号４８で示す直線状のスロットが設けられている。カットアウトＡは、破線で示す折曲げ線５０，５２，５４に沿って折曲げられる。スロット４８は折曲げ線５０，５４の交点と、折曲げ線５２，５４の交点とから発している。スロット４８は、カットアウトＡの内部からカットアウト縁部へ向かって折曲げ線に沿って延びている。スロット４８は、折曲げ線５０，５２と同一直線上にある。
【００２３】
カットアウトＢは破線５６，５８に沿って折曲げられる。これら２つの折曲げ線は交差していないので、スロットは不要である。カットアウトＣ，Ｄは、互いに鏡像をなしており、破線で示した折曲げ線を有している。スロットは、カットアウトＣ，Ｄの場合、カットアウトＡの場合同様に折曲げ線の交点から延びている。カットアウトＥ，Ｆも、互いに鏡像をなしており、破線で示した折曲げ線を有している。カットアウトＥ，Ｆの場合も、スロットは、カットアウトＡ同様に折曲げ線の交点から延びている。これらのスロットはリリーフカットとして機能し、これにより、カットアウトの異なる部分を繊維の配向を変形させることなく所定位置に折曲げ、かつ所望通りにカットアウトのブリッジングや樹脂母材の流れを得ることができる。
【００２４】
カットアウトＡ−Ｆは、図５に示すように、折曲げられ組合わされて予備成形体６０が形成される。折曲げ線は、所望とあれば、少し加熱して樹脂の粘度を低減し、カットアウトの折曲げを容易にすることができる。しかし、加熱は最小限にとどめ、不注意でカットアウトの硬化を早めないようにせねばならない。一般に、カットアウト全体の硬化を引起こすことなく樹脂母材の粘度を低減するのに十分なだけ折曲げ線を加熱するのがよい。加熱温度は、使用する樹脂母材の種類に応じて変更する。折曲げ線は、積層体を目標形状に折曲げるのに十分な時間だけ加熱するのがよい。また、折曲げ線は出来るだけ短時間加熱するのがよく、好ましくは数分程度にとどめ、カットアウトの局所的な硬化を避けるべきである。
【００２５】
本発明の利点は、予備成形体６０を最終部品の形状に近い形状にできる点である。予備成形体は、「ニヤ・ネットシェイプ」が好ましい。ニヤ・ネットシェイプとは、予備成形体の寸法が、硬化済みの繊維強化複合構造物の成形寸法との差が少なくとも３ｍｍ以内であることを意味する。硬化済みの繊維強化複合構造物の成形寸法より３ｍｍを超えて下回る寸法の予備成形体も可能である。例えば、予備成形体には、最終硬化部品の寸法、幾何形状、予想構造性能に応じて、硬化済み部品の成形寸法の少なくとも２５ｍｍ下回る設計が可能である。予備成形体６０を部分硬化させて樹脂母材の粘度を増すことで、目標ニヤ・ネットシェイプを確実に保持することができる。樹脂母材は、予備成形体６０の形状が保持されるように樹脂粘度を調整することを条件として、公知の部分硬化処理のいずれかを用いて部分硬化（処理の促進）が可能である。通常「Ｂ−段階処理」として知られる処理法が、圧縮成形その他の硬化方法で処理する前に、樹脂母材の処理を促進させる好適な処理法である。
【００２６】
予備成形体６０の硬化は、航空宇宙工業分野で普通に使用されている通常の硬化または成形の実施手順によって実施できる。圧縮成形は、予備成形体６０を最終航空機フランジ支持体４０に変換する好適な方法である。この方法は、成形機の閉じた金型により予備成形体に加圧する作業を含んでいる。硬化の圧力、温度、時間は、樹脂母材の種類および予備成形体の寸法を含む可変要因の数に応じて変更される。当業者は、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、フェノール樹脂を含む様々な種類の樹脂系の場合の前記硬化上の可変要因を承知している。ニヤ・ネットシェイプの予備成形体は、成形され、必要とあればＢ段階処理され、繊維および樹脂の流れが制御され、ネットシェイプの３次元部品が形成される。
【００２７】
図７−図９には、本発明により航空機用クリップ構造物７０を成形する過程が示されている。クリップ構造物７０は、航空機の２つの主要な構造部品を互いに結合するように設計されている。航空機の２つの主要な構造部品７２，７４は、図９に破線で示されている。
クリップ構造物７０は、図７に符号７８で示した１つ以上のカットアウトを用いて作られる。該カットアウトは、好適な対称的半等方性積層体１０から切り出される。カットアウトには直線状のスロットが符号８０で示されている。カットアウト７８は、破線で示した折曲げ線８２，８４に沿って折曲げられる。スロット８０は、折曲げ線８２，８４の交点のところから延びている。スロット８０は、カットアウトの内方、折曲げ線の交点のところからカットアウトの縁部まで延びている。スロット８０は折曲げ線８２と同一線上に延びている。
【００２８】
カットアウト７８は折曲げられ、図８に示すクリップ予備成形体９０が形成される。クリップ予備成形体９０はニヤ・ネットシェイプなので、最終クリップ７０の形状に近い。予備成形体９０の繊維の配向は複数の線９２で単純化して示してあり、これらの線は、カットアウト７８を折曲げて予備成形体を作るさいに変化する繊維の配向を示している。設計者は、折曲げ段階で生じるＵＤ繊維の方向変化を考慮に入れて、予備成形体９０および最終クリップ７０に目標繊維配向が得られるようにせねばならない。
【００２９】
クリップ予備成形体９０は、フランジ支持予備成形体６０と同様に、部分硬化させて樹脂母材の粘度を高め、予備成形体が目標部品形状の最終硬化寸法に確実に成形されるようにすることができる。「Ｂ段階処理」は、圧縮成形またはその他の硬化処理前にクリップ予備成形体９０の樹脂母材処理を促進させる好適な処理法である。
クリップ予備成形体９０は、フランジ支持体の予備成形体６０について既に説明したのと同じように、通常の硬化または成形の複数処理手順のいずれかを用いて硬化できる。圧縮成形法は、予備成形体９０を航空機用の最終クリップ７０に変換する好適な加工法である。
【００３０】
以上、本発明の代表的な実施例を説明したが、ここに開示した例は代表的な例に過ぎず、本発明の範囲内で種々の別の形式、適応例、変更態様が可能なことを、当業者は留意すべきである。したがって、本発明は、既述の実施例に限定されるものではなく、特許請求範囲の記載にのみ制限されるものである。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広くは、繊維強化複合構造物と、該構造物を作るのに使用される成形材料とに関するものである。より具体的には、本発明は、プリプレグの一方向テープを使用して、ニヤ・ネットシェイプ（ｎｅａｒ ｎｅｔ ｓｈａｐｅ）の予備成形により３次元の繊維強化複合構造物を成形するのに適した先行積層形式（ｐｒｅ−ｐｌｉｅｄ）の多方向連続繊維積層体を形成する作業に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
繊維強化複合構造物は、通常、２つの主要構成要素として樹脂母材と繊維とを含んでいる。該構造物は、高強度と軽量との組合わせが重要な航空宙分野等の過酷な環境に使用するのに好適である。
【０００３】
予め樹脂を含浸させた複合材料（プリプレグ）は、複合部品や複合構造物の製造に広く使用される。プリプレグは、未硬化樹脂母材と繊維強化材との組合わせであり、成形し硬化させて最終複合部品を製作する準備のできた材料である。繊維強化材に樹脂を予め含浸させることにより、製造者は、繊維の網状構造に含浸させる樹脂の量と分配とを注意深く制御し、樹脂を望み通りに網状構造内へ確実に分配できる。プリプレグは、荷重支承構造部品の製造、特に航空機の翼、胴体、隔壁、制御（機能）表面に使用する荷重支承部品の製造に好適な材料である。重要な点は、これらの部品が、十分な強度、損傷許容性、その他該部品に対して慣例として確定している諸要求を満たす特性を有する点である。
【０００４】
プリプレグの普通の形式は一方向（ＵＤ）テープである。一方向テープ形式の繊維は、互いに平行に延びる連続的な繊維である。これらの繊維は、通常、「トウ」（ｔｏｗｓ）と呼ばれる多数の個別の繊維またはフィラメントの束の形式にされる。これらの一方向繊維に、注意深く制御された量の未硬化樹脂を含浸させる。ＵＤプリプレグは、通常、保護層と保護層との間に配置され、保管または製造施設への輸送のためにロール状にされた最終ＵＤテープ形式にされる。ＵＤテープの幅は、通常、２．５４ｃｍ（１インチ）未満から少なくとも３０．４８ｃｍ（１フット）の範囲である。
【０００５】
一方向テープは、圧縮成形技術を用いて３次元複合構造物を形成するための成形コンパウンドとして使用するにはあまり好適ではない。ＵＤテープの繊維が連続性で平行に配向されている場合、部品の形状特徴にＵＤテープを強制的に適合させると、繊維のバンチングまたはブリッジングが生じる。結果として、ＵＤテープを用いた３次元複合部品の製造は、ＵＤテープの個別の層を直接に３次元金型に貼着してから金型をオートクレーブその他の成形装置内で処理する厄介な工法に限定される。ＵＤテープを使用するレイアップ作業は、長時間の、費用を食う工程となる傾向がある。
【０００６】
複合部品の圧縮成形に適することが判明した成形コンパウンドには、通常、ランダムな配向の短繊維が用いられる。これは、短繊維のほうが容易に部品の形状特徴に適合できるからである。しかし、このような短繊維を使用した場合、ランダムなマットに集成するさい、局所的な重量変差が生じる。この重量変差は幾つかの問題を生じさせる。例えば、積層設計の複雑さを助長させる。なぜなら、部品の具体的な特定幾何形状ごとに著しい違いのある数層を集成する場合、結果として生じ得る総重量のすべてに設計を適応させねばならないからである。短繊維のランダムなマットの局所的な重量変差は、また成形中の不規則性を助長する。なぜなら、軽量の区域が重い区域で補償されるからである。この補償過程は、一つの成形部品と次の成形部品とで異なるため、予測不可能であり、加えて、形状特徴の異なる所与の部品間でも異なっている。結果として、設計者にとって、成形コンパウンドの設計が所望の部品の形成に好適かどうかの予測および決定が難しくなる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
以上述べたことから、比較的複雑な形状の圧縮成形用繊維強化複合構造物に使用するのに適したプリプレグ成形方法を提供することが必要とされる状況が続いていることが分かる。そのような方法は、部品強度を第一に考えねばならない場合、特に必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明によれば、一方向テープは、成形に適するように加工可能な、先行積層形式の多方向積層体に形成することができる。先行積層形式の積層体は、個別のＵＤテープを互いに重ねることによって形成され、積層体の複数の層、つまりプライには異なる方向に延びる繊維が含まれている。本発明の先行積層形式の積層体は、著しい重量変差が無く、したがって、３次元の成形構造物の構造上の性能に悪影響を与えるような成形中の変差を生じない。加えて、先行積層形式の積層体の多方向性により、部品設計者は、積層体にスロットを形成して、３次元部品の最終形態に近い形状に積層体を折ることができる。硬化すべき部品のニヤ・ネットシェイプ成形または「予備成形」により、繊維のバンチングおよびブリッジングが防止され、これにより、ＵＤテープを直接に成形コンパウンドとして使用した場合に、これまで存在した問題が除去される。
【０００９】
本発明は、繊維強化複合構造物を形成するための方法に関わり、その場合、先行積層形式の多方向積層体を折曲げて予備成形体を形成してから硬化処理し、複合構造物が形成される。先行積層形式の積層体は、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、プリプレグの各層は、未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含んでいる。本発明の一特徴は、２層のプリプレグの一方向繊維の方向が異なっている点である。積層体を折曲げて予備成形体を形成することで、成形中に繊維の配向を制御可能な予備成形体が得られ、それにより、３次元部品が、極めて高い強度を付与され、航空機その他の航空宇宙分野での使用に特に適するものとなる。
【００１０】
本発明は、また積層体を使用して製作する繊維強化複合構造物に関するものでもある。加えて、本発明には、積層体からのカットアウトを用いて形成される予備成形体も含まれている。更に、先行積層形式の積層体を用いて製造する繊維強化複合構造物を有する航空宇宙分野の集成体、例えば航空機も、本発明に含まれる。
【００１１】
本発明の特徴として、積層体のカットアウトは、３次元部品を形成するために互いに交差する少なくとも２つの折曲げ線に沿って折曲げることができる。加えて、積層体には、折曲げ線の交差個所にスロットを設けて、折曲げ作業を補助し、繊維のブリッジングを防止することができる。スロットを設けることにより、また設計者は、繊維を所望通りに配向させて折曲げた予備成形体を形成し、設計上の強化要求に合わせることができる。
【００１２】
本発明の前述の特徴およびその他の特徴や利点は、添付図面と関連させて以下で行う詳細な説明により良く理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】一方向（ＵＤ）プリプレグまたはテープの複数単一層が、どのように配向されて、本発明による好適積層体の製作に使用するのに適した４層の半等方性積層体が形成されるかを示す略示図。
【図２】図１に示した２組の４層半等方性積層体を組合わせて、本発明により好ましい典型的な対称的８層半等方性積層体を形成した場合に生じる繊維の配向を示す略示図。
【図３】本発明による典型的な対称的８層半等方性積層体を示す図。
【図４】典型的なフランジ支持構造物を形成するように作られた積層体のカットアウトを示す図。
【図５】図４に示したカットアウトを折曲げて組合わせることにより形成された典型的なフランジ支持構造物の予備成形体の図。
【図６】図５の予備成形体を硬化させた時に形成される典型的なフランジ支持構造物を示す図。
【図７】航空機用クリップ構造物の製作に使用する積層体の典型的なカットアウトを示す図。該クリップ構造物は、航空機の２つの主要な構造物を互いに結合する時に用いられる。
【図８】図７に示したカットアウトを折曲げることで形成される典型的な航空機用クリップ構造物の予備成形体を示す図。
【図９】図８の予備成形体を硬化させた場合に形成される典型的な航空機用クリップ構造物の図。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本発明は、３次元部品を形成する圧縮成形加工に使用される先行積層形式の多方向積層体の形成および使用に係わるものである。本発明は、３次元部品、例えば複合形状を有し、大荷重を支持するように設計される部材を製造するのに、特に好適である。本発明は、主として航空宇宙産業分野で使用されるが、この加工方法は、本発明により、高強度と軽量であることが望まれる広範囲の様々な用途に適する３次元構造物の製造に使用可能である。以下の詳細な説明は、主として、本発明を使用して製造される好適な種類の構造物である航空機部品の製造について行われる。だが、本発明は、また他の種類の高強度部品、例えば自動車、鉄道、造船、エネルギー、スポーツ各分野で使用される複合的な３次元部品の製造にも広く使用できることを理解されたい。
【００１５】
図１−図３には、典型的な先行積層形式の８層の対称的半等方性積層体１０が、本発明によりどのように作製されるかが示されている。図１には、第１層のプリプレグ１２と第２層のプリプレグ１４が示されている。プリプレグ層１２，１４は、各々未硬化樹脂母材と一方向繊維１６，１８とを含んでいる。プリプレグ１２の一方向繊維１６は０°に配向されている。プリプレグ１４の一方向繊維１８は４５°に配向されている。更に、図１には第２組の２つのプリプレグ層１２ａ，１１４ａが示されている。２つの層１２ａ，１４ａは、９０°旋回させてある以外は層１２，１４と等しい。この旋回により、一方向繊維１６ａは９０°に配向され、一方向繊維１８ａは−４５°に配向される。４層１２，１４，１２ａ，１４ａは、図１に示すように組合わされ、４層の半等方性積層体２０が形成される。
【００１６】
図２には、第２の４層半等方性積層体２０ａが示されている。該積層体は、裏返されて一方向繊維が積層体２０の鏡像になっている点以外は積層体２０と等しい。２個の４層マット２０，２０ａは、図２と図３に符号３０で示すように、組み合わされ、好ましい典型的な８層の対称的な先行積層形式の半等方性積層体を形成している。一方向プリプレグの積層体は８層以上でも以下でもよい。但し、積層体にスロットを設けて折曲げでき、予備成形体の圧縮成形／硬化のさい、繊維がバンチングまたはブリッジングを生じない予備成形体が形成できることが条件である。例えば、積層体は、一方向プリプレグの層数が１６層を超えるものでも２層程度のものでも用意できる。
【００１７】
ここで用いられている「先行積層形式」（ｐｒｅ−ｐｌｉｅｄ）という用語は、ニヤ・ネットシェイプの予備成形体を形成するために、積層体の裁断および／または折曲げ前に、種々のＵＤ繊維層が組合わされて多層積層体が形成されることを意味する。好適積層体１０として示されているように、積層体の隣接層は、複数層のうちの少なくとも２層が異なる配向の複数ＵＤ繊維を有する限り、等方向であってよい。また、ＵＤ繊維の典型的な好適配向は、０°、±４５°、９０°であることに留意すべきである。図１−図３に示した半等方性配向が好適である。しかし、極めて様々な他のＵＤ繊維配向や層の組合わせも可能である。ＵＤ繊維層とＵＤ繊維の配向との具体的組合わせは、必要な場合には積層体にスロットを設け、折曲げて最終部品の３次元形状が成形されることで得られる複合構造物に望ましい繊維配向に応じて、部品の設計者が選択する。
【００１８】
一方向（ＵＤ）テープは、本発明の先行積層形式の積層体を形成するのに使用される好ましい種類のプリプレグ層である。ＵＤテープは、市販品を入手できるが、公知のプリプレグ形成法を用いて製造することもできる。ＵＤテープの寸法は、３次元複合構造物の形成に要するカットアウトの数や寸法に応じて広範囲で変更可能である。例えば、ＵＤテープの幅（ＵＤ繊維に対して直角の寸法）は、所望のカットアウトの寸法と数とに応じて１．２７ｃｍ（０．５インチ）から少なくとも１ｍ前後（数フィート）の範囲が可能である。ＵＤテープの厚さは、通常、０．０１から０．０３ｃｍ（０．００４−０．０１２インチ）であり、ＵＤテープの長さ（ＵＤ繊維と平行の寸法）は、所望のカットアウトの寸法と数とに応じて１．３ｃｍ（０．５インチ）から少なくとも１ｍ（数フィート）の範囲で変更できる。
【００１９】
ＵＤテープまたはプリプレグは、２５−４５重量パーセントの未硬化樹脂母材を含んでいる。好ましくは、未硬化樹脂母材の量は３０−４０重量パーセントだろう。樹脂母材は、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、シアネートエステル樹脂、フェノール樹脂熱可塑性樹脂のいずれかでよい。代表的な熱可塑性樹脂には、ポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）、ポリスルフォン（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）、ポリエーテルスルフォン（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。熱可塑性樹脂で強化したエポキシ樹脂は好適な樹脂母材である。好適な樹脂は、通常、航空宇宙産業で使用される種類のＵＤテープに用いられ樹脂である。ＵＤ繊維は、炭素、ガラス、アラミド、その他の、通常、高い応力を受ける環境で使用される複合部品の製造に使用される何らかの繊維材料でよい。繊維は、数１００から少なくとも１２，０００のフィラメント包含することができる。好適なＵＤ繊維は炭素繊維である。
【００２０】
好ましい代表的な市販の一方向プリプレグはＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２であり、へクセル・コーポレーション（Ｈｅｘｃｅｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ）（カリフォルニヤ州ダブリン）から入手できる。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２は、種々の一方向テープ形状で入手可能であり、それらには、アミン硬化剤により硬化され強化されたエポキシ樹脂母材３４−３８重量パーセントと、３，０００−１２，０００のフィラメントを有するＵＤ炭素繊維またはガラス繊維とが含有されている。これらの繊維は、通常、ＵＤテープの６０体積パーセントを占めている。
【００２１】
図４−図６には、本発明による航空機用フランジ支持構造物４０の形成過程が示されている。このフランジ支持構造物４０は、２つの航空機部品を互いに結合するように設計されている。２つの航空機部品４２，４４は、図６に破線で示されている。航空機部品４２，４４は、航空機の荷重支承用の主な構造部材である。「荷重支承」という用語は、該部品が不具合なしに所定の応力または荷重を支持するのに十分な強度および剛度を有するように設計されることを意味する。これら部品が支持する通常の荷重は、少なくとも４５４ｋｇ（１０００ポンド）程度である。約２７２０ｋｇ（約６０００ポンド）を超える荷重も、この材料および加工法で作られる部品の場合、稀ではない。フランジ支持構造物４０は、主要航空機部品４２，４４と等しい荷重またはそれ以上の荷重に耐えられなければならない。そうでなければ、２つの荷重支承部品を互いに結合するフランジ４０の損傷は避けられない。航空機部品４２，４４は、穴４６を介したボルト結合または接着剤によりフランジ支持構造物４０に取付けることができる。
【００２２】
フランジ支持構造物４０は、図４に示したように、６個のカットアウト（Ａ−Ｆ）を用いて作られる。これらのカットアウトは、好適な対称的半等方性積層体１０から切り出したものである。カットアウトＡには、符号４８で示す直線状のスロットが設けられている。カットアウトＡは、破線で示す折曲げ線５０，５２，５４に沿って折曲げられる。スロット４８は折曲げ線５０，５４の交点と、折曲げ線５２，５４の交点とから発している。スロット４８は、カットアウトＡの内部からカットアウト縁部へ向かって折曲げ線に沿って延びている。スロット４８は、折曲げ線５０，５２と同一直線上にある。
【００２３】
カットアウトＢは破線５６，５８に沿って折曲げられる。これら２つの折曲げ線は交差していないので、スロットは不要である。カットアウトＣ，Ｄは、互いに鏡像をなしており、破線で示した折曲げ線を有している。スロットは、カットアウトＣ，Ｄの場合、カットアウトＡの場合同様に折曲げ線の交点から延びている。カットアウトＥ，Ｆも、互いに鏡像をなしており、破線で示した折曲げ線を有している。カットアウトＥ，Ｆの場合も、スロットは、カットアウトＡ同様に折曲げ線の交点から延びている。これらのスロットはリリーフカットとして機能し、これにより、カットアウトの異なる部分を繊維の配向を変形させることなく所定位置に折曲げ、かつ所望通りにカットアウトのブリッジングや樹脂母材の流れを得ることができる。
【００２４】
カットアウトＡ−Ｆは、図５に示すように、折曲げられ組合わされて予備成形体６０が形成される。折曲げ線は、所望とあれば、少し加熱して樹脂の粘度を低減し、カットアウトの折曲げを容易にすることができる。しかし、加熱は最小限にとどめ、不注意でカットアウトの硬化を早めないようにせねばならない。一般に、カットアウト全体の硬化を引起こすことなく樹脂母材の粘度を低減するのに十分なだけ折曲げ線を加熱するのがよい。加熱温度は、使用する樹脂母材の種類に応じて変更する。折曲げ線は、積層体を目標形状に折曲げるのに十分な時間だけ加熱するのがよい。また、折曲げ線は出来るだけ短時間加熱するのがよく、好ましくは数分程度にとどめ、カットアウトの局所的な硬化を避けるべきである。
【００２５】
本発明の利点は、予備成形体６０を最終部品の形状に近い形状にできる点である。予備成形体は、「ニヤ・ネットシェイプ」が好ましい。ニヤ・ネットシェイプとは、予備成形体の寸法が、硬化済みの繊維強化複合構造物の成形寸法との差が少なくとも３ｍｍ以内であることを意味する。硬化済みの繊維強化複合構造物の成形寸法より３ｍｍを超えて下回る寸法の予備成形体も可能である。例えば、予備成形体には、最終硬化部品の寸法、幾何形状、予想構造性能に応じて、硬化済み部品の成形寸法の少なくとも２５ｍｍ下回る設計が可能である。予備成形体６０を部分硬化させて樹脂母材の粘度を増すことで、目標ニヤ・ネットシェイプを確実に保持することができる。樹脂母材は、予備成形体６０の形状が保持されるように樹脂粘度を調整することを条件として、公知の部分硬化処理のいずれかを用いて部分硬化（処理の促進）が可能である。通常「Ｂ−段階処理」として知られる処理法が、圧縮成形その他の硬化方法で処理する前に、樹脂母材の処理を促進させる好適な処理法である。
【００２６】
予備成形体６０の硬化は、航空宇宙工業分野で普通に使用されている通常の硬化または成形の実施手順によって実施できる。圧縮成形は、予備成形体６０を最終航空機フランジ支持体４０に変換する好適な方法である。この方法は、成形機の閉じた金型により予備成形体に加圧する作業を含んでいる。硬化の圧力、温度、時間は、樹脂母材の種類および予備成形体の寸法を含む可変要因の数に応じて変更される。当業者は、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、フェノール樹脂を含む様々な種類の樹脂系の場合の前記硬化上の可変要因を承知している。ニヤ・ネットシェイプの予備成形体は、成形され、必要とあればＢ段階処理され、繊維および樹脂の流れが制御され、ネットシェイプの３次元部品が形成される。
【００２７】
図７−図９には、本発明により航空機用クリップ構造物７０を成形する過程が示されている。クリップ構造物７０は、航空機の２つの主要な構造部品を互いに結合するように設計されている。航空機の２つの主要な構造部品７２，７４は、図９に破線で示されている。
クリップ構造物７０は、図７に符号７８で示した１つ以上のカットアウトを用いて作られる。該カットアウトは、好適な対称的半等方性積層体１０から切り出される。カットアウトには直線状のスロットが符号８０で示されている。カットアウト７８は、破線で示した折曲げ線８２，８４に沿って折曲げられる。スロット８０は、折曲げ線８２，８４の交点のところから延びている。スロット８０は、カットアウトの内方、折曲げ線の交点のところからカットアウトの縁部まで延びている。スロット８０は折曲げ線８２と同一線上に延びている。
【００２８】
カットアウト７８は折曲げられ、図８に示すクリップ予備成形体９０が形成される。クリップ予備成形体９０はニヤ・ネットシェイプなので、最終クリップ７０の形状に近い。予備成形体９０の繊維の配向は複数の線９２で単純化して示してあり、これらの線は、カットアウト７８を折曲げて予備成形体を作るさいに変化する繊維の配向を示している。設計者は、折曲げ段階で生じるＵＤ繊維の方向変化を考慮に入れて、予備成形体９０および最終クリップ７０に目標繊維配向が得られるようにせねばならない。
【００２９】
クリップ予備成形体９０は、フランジ支持予備成形体６０と同様に、部分硬化させて樹脂母材の粘度を高め、予備成形体が目標部品形状の最終硬化寸法に確実に成形されるようにすることができる。「Ｂ段階処理」は、圧縮成形またはその他の硬化処理前にクリップ予備成形体９０の樹脂母材処理を促進させる好適な処理法である。
クリップ予備成形体９０は、フランジ支持体の予備成形体６０について既に説明したのと同じように、通常の硬化または成形の複数処理手順のいずれかを用いて硬化できる。圧縮成形法は、予備成形体９０を航空機用の最終クリップ７０に変換する好適な加工法である。
【００３０】
以上、本発明の代表的な実施例を説明したが、ここに開示した例は代表的な例に過ぎず、本発明の範囲内で種々の別の形式、適応例、変更態様が可能なことを、当業者は留意すべきである。したがって、本発明は、既述の実施例に限定されるものではなく、特許請求範囲の記載にのみ制限されるものである。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
繊維強化複合構造物を成形する方法において、該方法が、
内方部分および縁部を含む先行積層形式の多方向積層体を得る段階を含み、前記積層体が、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、該プリプレグ層の各々が未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含み、かつまた前記第１層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向が、前記第２層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向と異なっており、更に前記方法が、
前記積層体を折曲げて予備成形体を形成する段階と、
前記予備成形体を硬化させて前記繊維強化複合構造物を形成する段階とを含む、繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項２】
前記積層体が、少なくとも２つの折曲げ線を含み、前記予備成形体の成形時に前記折曲げ線に沿って折曲げられ、かつまた前記折曲げ線が互いに交差している、請求項１記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項３】
前記積層体が、積層体の内方部分から積層体の縁部へ延びる少なくとも１つの直線状スロットを含む、請求項１記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項４】
前記積層体が、積層体の内方部分から積層体の縁部へ延び少なくとも１つの直線状スロットを含み、前記直線状スロットが前記折曲げ線の少なくとも１つと同一直線上にある、請求項２記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項５】
前記直線状スロットが前記折曲げ線の交点から前記積層体の縁部まで延びている、請求項４記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項６】
前記積層体が少なくとも１つの折曲げ線を含み、該折曲げ線が、前記予備成形体を形成するために前記積層体を折曲げる前に加熱される、請求項１記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項７】
繊維強化複合構造物において、該複合構造物が次の方法、すなわち、内方部分および縁部を含む先行積層形式の多方向積層体を得る段階を含み、前記積層体が、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、該プリプレグ層の各々が未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含み、かつまた前記第１層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向が、前記第２層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向と異なっており、更に、
前記積層体を折曲げて予備成形体を形成する段階と、
前記予備成形体を硬化させて前記繊維強化複合構造物を形成する段階とを含む方法によって製造される、繊維強化複合構造物。
【請求項８】
前記積層体が、少なくとも２つの折曲げ線を含み、前記予備成形体の形成時に該折曲げ線に沿って折曲げられ、かつまた前記折曲げ線が互いに交差している、請求項７記載の繊維強化複合構造物。
【請求項９】
前記積層体が、積層体内方部分から積層体縁部へ延びる少なくとも１つの直線状スロットを含む、請求項７記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１０】
前記積層体が、積層体内方部分から積層体縁部へ延び少なくとも１つの直線状スロットを含み、前記直線状スロットが前記折曲げ線の少なくとも１つと同一直線上にある、請求項８記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１１】
前記直線状スロットが前記折曲げ線の交点から前記積層体の縁部まで延びている、請求項１０記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１２】
前記複合積層体が少なくとも１つの折曲げ線を含み、前記折曲げ線が、前記予備成形体の形成のため前記積層体を折曲げる前に加熱される、請求項７記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１３】
繊維強化複合構造物の形成に使用する予備成形体において、
該予備成形体が、次の方法、すなわち
内方部分および縁部を含む先行積層形式の多方向積層体を得る段階を含み、前記積層体が、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、該プリプレグ層の各々が未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含み、かつまた前記第１層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向が前記第２層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向と異なっており、更に
前記積層体を折曲げて前記予備成形体を形成する段階を含む方法によって製造される、繊維強化複合構造物の形成に使用する予備成形体。
【請求項１４】
前記半等方性積層体が少なくとも２つの折曲げ線を含み、前記予備成形体の形成時に該折曲げ線に沿って前記積層体が折曲げられ、かつまた前記折曲げ線が互いに交差している、請求項１３記載の予備成形体。
【請求項１５】
前記積層体が、積層体内方部分から積層体縁部まで延びる少なくとも１つの直線状スロットを含む、請求項１３記載の予備成形体。
【請求項１６】
前記積層体が積層体内方部分から積層体縁部まで延びる少なくとも１つの直線状スロットを含み、前記直線状スロットが前記折曲げ線の少なくとも１つと同一直線上にある、請求項１４記載の予備成形体。
【請求項１７】
前記直線状スロットが、前記折曲げ線の交点から前記積層体の縁部まで延びている、請求項１６記載の予備成形体。
【請求項１８】
前記複合積層体が少なくとも１つの折曲げ線を含み、前記折曲げ線が、前記予備成形体を成形するために、前記積層体を折曲げる前に加熱される、請求項１３記載の予備成形体。
【請求項１９】
航空宇宙用の集成体において、
第１航空機部品と、
第２航空機部品と、
前記第１航空機部品を前記第２航空機部品と結合する請求項７記載の繊維強化複合構造物とを含む、航空宇宙用集成体。
【請求項２０】
前記第１と第２の航空機部品が、前記航空機の荷重支承部材である、請求項１９記載の航空宇宙用集成体。
【請求項１】
繊維強化複合構造物を成形する方法において、該方法が、
内方部分および縁部を含む先行積層形式の多方向積層体を得る段階を含み、前記積層体が、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、該プリプレグ層の各々が未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含み、かつまた前記第１層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向が、前記第２層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向と異なっており、更に前記方法が、
前記積層体を折曲げて予備成形体を形成する段階と、
前記予備成形体を硬化させて前記繊維強化複合構造物を形成する段階とを含む、繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項２】
前記積層体が、少なくとも２つの折曲げ線を含み、前記予備成形体の成形時に前記折曲げ線に沿って折曲げられ、かつまた前記折曲げ線が互いに交差している、請求項１記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項３】
前記積層体が、積層体の内方部分から積層体の縁部へ延びる少なくとも１つの直線状スロットを含む、請求項１記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項４】
前記積層体が、積層体の内方部分から積層体の縁部へ延び少なくとも１つの直線状スロットを含み、前記直線状スロットが前記折曲げ線の少なくとも１つと同一直線上にある、請求項２記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項５】
前記直線状スロットが前記折曲げ線の交点から前記積層体の縁部まで延びている、請求項４記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項６】
前記積層体が少なくとも１つの折曲げ線を含み、該折曲げ線が、前記予備成形体を形成するために前記積層体を折曲げる前に加熱される、請求項１記載の繊維強化複合構造物を成形する方法。
【請求項７】
繊維強化複合構造物において、該複合構造物が次の方法、すなわち、内方部分および縁部を含む先行積層形式の多方向積層体を得る段階を含み、前記積層体が、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、該プリプレグ層の各々が未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含み、かつまた前記第１層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向が、前記第２層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向と異なっており、更に、
前記積層体を折曲げて予備成形体を形成する段階と、
前記予備成形体を硬化させて前記繊維強化複合構造物を形成する段階とを含む方法によって製造される、繊維強化複合構造物。
【請求項８】
前記積層体が、少なくとも２つの折曲げ線を含み、前記予備成形体の形成時に該折曲げ線に沿って折曲げられ、かつまた前記折曲げ線が互いに交差している、請求項７記載の繊維強化複合構造物。
【請求項９】
前記積層体が、積層体内方部分から積層体縁部へ延びる少なくとも１つの直線状スロットを含む、請求項７記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１０】
前記積層体が、積層体内方部分から積層体縁部へ延び少なくとも１つの直線状スロットを含み、前記直線状スロットが前記折曲げ線の少なくとも１つと同一直線上にある、請求項８記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１１】
前記直線状スロットが前記折曲げ線の交点から前記積層体の縁部まで延びている、請求項１０記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１２】
前記複合積層体が少なくとも１つの折曲げ線を含み、前記折曲げ線が、前記予備成形体の形成のため前記積層体を折曲げる前に加熱される、請求項７記載の繊維強化複合構造物。
【請求項１３】
繊維強化複合構造物の形成に使用する予備成形体において、
該予備成形体が、次の方法、すなわち
内方部分および縁部を含む先行積層形式の多方向積層体を得る段階を含み、前記積層体が、少なくとも第１層のプリプレグと第２層のプリプレグとを含み、しかも、該プリプレグ層の各々が未硬化樹脂母材と一方向繊維とを含み、かつまた前記第１層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向が前記第２層のプリプレグ内の前記一方向繊維の方向と異なっており、更に
前記積層体を折曲げて前記予備成形体を形成する段階を含む方法によって製造される、繊維強化複合構造物の形成に使用する予備成形体。
【請求項１４】
前記半等方性積層体が少なくとも２つの折曲げ線を含み、前記予備成形体の形成時に該折曲げ線に沿って前記積層体が折曲げられ、かつまた前記折曲げ線が互いに交差している、請求項１３記載の予備成形体。
【請求項１５】
前記積層体が、積層体内方部分から積層体縁部まで延びる少なくとも１つの直線状スロットを含む、請求項１３記載の予備成形体。
【請求項１６】
前記積層体が積層体内方部分から積層体縁部まで延びる少なくとも１つの直線状スロットを含み、前記直線状スロットが前記折曲げ線の少なくとも１つと同一直線上にある、請求項１４記載の予備成形体。
【請求項１７】
前記直線状スロットが、前記折曲げ線の交点から前記積層体の縁部まで延びている、請求項１６記載の予備成形体。
【請求項１８】
前記複合積層体が少なくとも１つの折曲げ線を含み、前記折曲げ線が、前記予備成形体を成形するために、前記積層体を折曲げる前に加熱される、請求項１３記載の予備成形体。
【請求項１９】
航空宇宙用の集成体において、
第１航空機部品と、
第２航空機部品と、
前記第１航空機部品を前記第２航空機部品と結合する請求項７記載の繊維強化複合構造物とを含む、航空宇宙用集成体。
【請求項２０】
前記第１と第２の航空機部品が、前記航空機の荷重支承部材である、請求項１９記載の航空宇宙用集成体。
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１】
【図２】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１】
【図２】
【公表番号】特表２０１３−５０５１５１（Ｐ２０１３−５０５１５１Ａ）
【公表日】平成２５年２月１４日（２０１３．２．１４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５２９７７２（Ｐ２０１２−５２９７７２）
【出願日】平成２２年８月２１日（２０１０．８．２１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２０１０／０４６２５３
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０３４６８４
【国際公開日】平成２３年３月２４日（２０１１．３．２４）
【出願人】（５０３３０８４９４）ヘクセル コーポレイション (15)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２５年２月１４日（２０１３．２．１４）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年８月２１日（２０１０．８．２１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２０１０／０４６２５３
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０３４６８４
【国際公開日】平成２３年３月２４日（２０１１．３．２４）
【出願人】（５０３３０８４９４）ヘクセル コーポレイション (15)
【Ｆターム（参考）】
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