JP2014151648A - 短繊維材料を含む空隙充填材を有する複合構造を作製する方法及びシステム - Google Patents

Abstract

【課題】当技術分野において、既知の方法、システム及び構造を上回る利点を提供する、空隙充填材又は径充填材又はヌードルを有する複合構造を作製する改善された方法及びシステムを提供すること。
【解決手段】一実施形態において、複合構造を作製する方法が提供される。本方法は、様々な厚さの短繊維材料を第１複合チャージの第１プライ面上に適用して、層状複合チャージを形成するステップを含む。本方法はさらに、層状複合チャージを折り曲げるステップを含む。本方法はさらに、第２複合チャージと折り曲げられた層状複合チャージをアセンブルして、複合構造を形成するステップを含む。短繊維材料により、複合構造の空隙充填材が形成される。空隙充填材は、空隙充填材を囲む複合構造の形状と一致する。本方法はさらに、複合構造を処理することを含む。
【選択図】なし

Description

本発明は概して、複合構造を作製する方法及びシステムに関し、さらに具体的には、航空機の翼のストリンガー複合構造等の空隙充填材を有する複合構造を作製する方法及びシステムに関するものである。

複合構造、例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）複合構造は、高い強度重量比、耐食性、及び他の好ましい特性により、航空機、宇宙船、回転翼機、船、自動車、トラック、並びに他の輸送手段及び構造の製造に使用される場合を含めて、様々な用途に広く使用されている。航空機の建造において、翼、胴体、尾部セクション、及び他の構成部品を形成するために使用される複合構造の量は増大している。

例えば、航空機の翼は、複合外板パネル又はウェブを含む、複合材で補強されたパネル構造から形成され、このパネル構造には、複合外板パネル又はウェブの強度、剛性、挫屈抵抗、及び安定性を向上させるために、強化スチフナー又は「ストリンガー」が取り付けられるか、又は結合される。複合外板パネル又はウェブに取り付けられるか又は結合されるストリンガーは、種々の荷重を担持するように構成することができ、Ｔ字形スチフナー、Ｊ字形スチフナー、及びＩビームといった様々な断面形状で提供される。

航空機の複合翼構造に使われる既知のストリンガーの引離し強度は低い。このため、上記ストリンガーのブレード部分を通して取り付けすることはできない。これには、翼外板に孔を掘削し、翼外板を通してファスナーを取り付け、例えば翼リブ接続具を翼外板に取り付ける必要がある。しかしながら、これにより、機上における燃料漏れ、又は製造課題及び複雑化要因の可能性があるエリアがさらにできてしまう。さらに、上記ファスナーは落雷保護機能のために処理し三重に保護しなければならず、上記ファスナーの孔は、燃料漏れの影響を受けないように液密シールをする必要がある。例えば、翼の燃料電池の中に突出している上記ファスナーを皿穴加工し、絶縁プラグで外側をコーティングし、絶縁シーリング材で内側をコーティングし、燃料電池の内側の火花を防止するために接地する必要がある。上記ファスナーを設置するのに要する時間が延び、この結果、製造の複雑性及びコストが増加する。加えて、追加のファスナーの存在により航空機の重量が上がり、この結果、航空機のペイロード能力が低下し、、燃料の消費が上がり、燃料コストの増加につながりうる。

ストリンガーが複合外板パネル又はウェブに垂直に取り付けられる又は接合されるとき、ストリンガーの湾曲部品の径により空隙又は空隙が形成される。このような空隙又は空隙の領域は、一般に、「空隙又は径充填領域」又は「ヌードル領域」と呼ばれる。ストリンガー内のこのような空隙又は径充填領域又はヌードル領域は、三次元的な制約を受けるために、亀裂が生じ易い。空隙又は径充填領域又はヌードル領域のさらなる構造的補強を行うために、複合材料又は接着剤／エポキシ材料から形成されて一般的に三角形の断面を有する空隙又は径充填材又は「ヌードル」がこれらの領域を充填するために使用される。しかしながら、既知の空隙又は径充填材又はヌードルは、空隙又は径充填材又はヌードルを囲む複合構造の材料とは異なる、又はこれらの材料に適合しない材料からできている場合がある。これは材料特性の相違につながり、硬化サイクル、処理温度及び圧力、及び／又は繊維と樹脂マトリックスの相対量の変更が求められる。上記の変更により、製造時間、作業及びコストが増加する。

加えて、既知の空隙又は径充填材又はヌードルは長さが非常に長く（例：６０〜８０フィートの長さ）、薄く、壊れやすい。この結果、上記空隙又は径充填材又はヌードルを保管し輸送することは困難であり、上記空隙又は径充填材又はヌードルに対する損傷を回避する又は最小限に押さえるために、作業及びコストがかかる保管及び輸送手段が必要である。

さらに、既知の単向性／積層空隙又は径充填材又はヌードルの３箇所の角は比較的丸い先端部である。プリプレグのゼロ度（０°）プライ（すなわち、樹脂材料を含浸させた強化繊維）を繰り返しプライ自体の上で折って、円形の空隙又は径充填材又はヌードルを形成する。その後、空隙又は径充填材又はヌードルを熱及び真空下で三角形に形成する。丸いヌードルの先端により、空隙又は径充填材又はヌードルの先端に樹脂の豊富なくぼみができ、上記領域は亀裂の伝達が始まりやすい。亀裂は複合プライの間に広がり、この亀裂により、ストリンガーの引離し強度が不十分な問題が起きる。引離し強度が低いために、ストリンガーを主翼ボックス内部の構造取り付け点として使用することができない。そしてこれにより、上述したように、翼外板に孔を掘削し、翼外板に翼リブ接続具を取り付けるために、翼外板を通してファスナーを取り付ける必要がある。

したがって、当技術分野において、既知の方法、システム及び構造を上回る利点を提供する、空隙、又は径充填材又はヌードルを有する複合構造を作製する改善された方法及びシステムが必要である。

この空隙、又は径充填材又はヌードルを有する複合構造を作製する改善された方法及びシステムの必要は満たされる。以下の詳細説明に記載するように、空隙、又は径充填材又はヌードルを有する複合構造を作製する改善された方法及びシステムの実施形態により、既知の方法、システム及び構造を上回る重要な利点が提供される。

本発明の一実施形態では、複合構造を作成する方法が提供される。本方法は、さまざまな厚さの短繊維材料を第１複合チャージの第１プライ面に適用して、層状複合チャージを形成するステップを含む。本方法はさらに、層状複合チャージを折り曲げるステップを含む。本方法はさらに、第２複合チャージと折り曲げられた層状複合チャージをアセンブルして、複合構造を形成するステップを含む。短繊維材料により、複合構造の空隙充填材が形成される。空隙充填材は、空隙充填材を囲む複合構造の形状と一致する。本方法はさらに、複合構造を処理するステップを含む。

本方法の別の実施形態では、一又は複数の空隙充填材と、一又は複数の層間層を有する複合構造を作製する方法が提供される。本方法は、さまざまな厚さの短繊維材料を含む短繊維空隙充填層を、複合ファブリックを含む第１キャリア層に適用するステップを含む。本方法はさらに、第１キャリア層を複数の複合プライとともに積み重ねて第１複合チャージを形成することによって、層状複合チャージを形成するステップを含み、第１キャリア層は、短繊維空隙充填層と第１複合チャージとの間に位置づけされる。本方法はさらに、複合ファブリックを含む第２キャリア層を複数の複合プライとともに積み重ねて、第２複合チャージを形成するステップを含む。本方法はさらに、層状複合チャージと第２複合チャージをアセンブルして、複合構造を形成するステップを含む。短繊維材料により、複合構造に一又は複数の空隙充填材、及び一又は複数の層間層が形成される。短繊維材料は、複合構造を含む材料と同じ材料を含む、あるいは、複合構造を含む材料に適合する材料を含む。本方法はさらに、複合構造を処理するステップを含む。

本発明の別の実施形態では、複合構造を作製するシステムが提供される。本システムは、層状複合チャージを含む。層状複合チャージは、複数の第１スタック複合プライを含み、第１プライ面を有する第１複合チャージを含む。層状複合チャージはさらに、第１プライ面に適用された短繊維空隙充填層を含む。短繊維空隙充填層は、さまざまな厚さの短繊維材料を含む。本システムはさらに、層状複合チャージを折り曲げる複合材料処理アセンブリを含む。本システムはさらに、複数の第２スタック複合プライを含む第２複合チャージを含む。第２複合チャージは、折り曲げられた層状複合チャージとともにアセンブルされて、複合構造が形成される。本システムはさらに、複合構造において形成された少なくとも一つの空隙充填材を含む。空隙充填材は、空隙充填材を囲む複合構造を含む材料と同じ材料を含む、又は空隙充填材を囲む複合構造を含む材料に適合する短繊維材料からできている。空隙充填材は準等方性であり、空隙充填材を囲む複合構造の形状と一致する。本システムはさらに、複合構造に形成される少なくとも一つの層間層を含む。層間層は、短繊維材料からできている。本システムはさらに、複合構造を処理する真空バッグアセンブリと硬化装置を含む。

本発明の一態様によれば、一又は複数の空隙充填材と一又は複数の層間層を有する複合構造を作製する方法が提供されており、この方法は、複合ファブリックを含む第１キャリア層にさまざまな厚さの短繊維材料を含む短繊維空隙充填層を適用するステップと、短繊維空隙充填層と第１複合チャージとの間に位置づけされる第１キャリア層を複数の複合プライとともに積み重ねて第１複合チャージを形成することによって層状複合チャージを形成するステップと、複合ファブリックを含む第２キャリア層を複数の複合プライとともに積み重ねて第２複合チャージを形成するステップと、層状複合チャージと第２複合チャージをアセンブルして、複合構造を形成するステップであって、短繊維材料により複合構造に一又は複数の空隙充填材と一又は複数の層間層が形成され、短繊維材料は、複合構造を含む材料と同じ材料を含む、あるいは、複合構造を含む材料に適合する材料を含むステップと、複合構造を処理するステップとを含む。

本方法はさらに、第２キャリア層を積み重ねる前に、短繊維空隙充填材を第２キャリア層に適用することを含むため、有利である。

さらに、第１キャリア層に、そして第２キャリア層に短繊維空隙充填層を適用する前述の方法は、短繊維材料の大量の不連続繊維が所望の繊維配向となるように、第１キャリア層に、そして第２キャリア層に短繊維材料を方向付けすることを含むため、有利である。

本方法において、アセンブルするステップは、層状複合チャージを複合材料処理アセンブリで折り曲げ、層状複合チャージが複合材料処理アセンブリによって折り曲げられる際に、層状複合チャージを加熱するステップを含む。

既に説明した特徴、機能及び利点は、本発明の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解されうる、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能である。

本発明は、好適且つ例示的な実施形態を示す添付図面と併せて、以下の詳細な説明を参照することでよりよく理解されるが、これらの図面は必ずしも正確な縮尺で描かれているわけではない。

本発明のシステム及び方法の一又は複数の実施形態で作られた空隙充填材を有する一又は複数の複合構造を組み込む例示の航空機の斜視図である。 航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。 航空機の機能ブロック図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態において使用される層状複合チャージの前面概略図である。 成形ツールアセンブリの下に位置づけされる層状複合チャージを示す、本発明のシステム及び方法の一実施形態に使用される層状複合チャージの一実施形態の前面部分断面図である。 図４Ｂの円４Ｃに示す短繊維材料の拡大図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態において使用されるキャリア層を有する層状複合チャージの別の実施形態の前面部分断面図である。 成形ツールアセンブリの雄型部で折り曲げられた層状複合チャージを示す、本発明のシステム及び方法の一実施形態において使用される層状複合チャージの前面概略部分断面図である。 折り曲げるステップの後で、取り外された成形ツールアセンブリの雄型部を示す、本発明のシステム及び方法の一実施形態において使用される折り曲げられた層状複合チャージの前面概略部分断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製されうる複合構造の一実施形態を形成するために、第２複合チャージとともにアセンブルされた折り曲げられた層状複合チャージの前面部分断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製されうる複合構造の別の実施形態を形成するために、第２複合チャージとキャリア層とともにアセンブルされた折り曲げられた層状複合チャージの前面部分断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製される複合構造の一実施形態の前面断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製される複合構造の別の実施形態の斜視図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製されるＪ字形ストリンガーの一実施形態の前面断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製されるＩ字形ストリンガーの一実施形態の前面断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製される電球形ストリンガーの一実施形態の前面断面図である。 層間層を示す、本発明のシステム及び方法の一実施形態で作成される電球形ストリンガーの前面部分断面図である。 本発明のシステム及び方法の一実施形態で作製される径充填剤を有するサンドイッチ型コアパネルアセンブリの一実施形態の前面部分断面図である。 本発明のシステムの例示的な実施形態の機能ブロック図である。 本発明の方法の例示的な実施形態のフロー図である。

以降、添付図面を参照して本発明の実施形態についてさらに詳細に説明するが、添付図面には開示されるすべての実施形態が示されているわけではない。実際には、複数の異なる実施形態が提供可能であり、これらの実施形態は、本明細書で説明される実施形態に限定されるものではない。そうではなく、これらの実施形態は、この開示内容が徹底的且つ完全であるように、当業者に本発明の範囲が十分に伝わるように提示されている。

ここで図面を参照する。図１は、本明細書に開示されるシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一又は複数の実施形態で作製される短繊維材料７２（図４Ａ）を含む空隙充填剤１２４（図８参照）を有する一又は複数の複合構造２６を組み込む例示の航空機１０の斜視図である。図１に示すように、航空機１０は、胴体１２、機首１４、コクピット１６、翼１８、一又は複数の推進ユニット２０、垂直尾翼部分２２、及び水平尾翼部分２４を含む。図１に示すように、複合構造２６は翼１８にストリンガー２８を含みうる。図１に示される航空機１０は概して、一又は複数の複合構造２６を含む民間旅客機を表しているが、開示される実施形態の教示は、他の旅客機、貨物航空機、軍用航空機、回転翼機、及び他の種類の航空機又は航空輸送手段、並びに、航空宇宙輸送手段、衛星、打上げ用ロケット、ロケット、及び他の航空宇宙輸送手段、さらには、ボート及び他の船、列車、自動車、トラック、バス、或いは本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一又は複数の実施形態によりつくられた短繊維材料７２（図４Ａ参照）を含む空隙充填材１２４（図８参照）を有する一又は複数の複合構造２６を有する他の適切な構造に適用可能である。

図２は、航空機の製造及び保守方法３０を示すフロー図である。図３は、航空機５０の機能ブロック図である。図２及び３に示されるように、本発明の実施形態は、図２に示す航空機の製造及び保守方法３０と、図３に示す航空機５０の観点から説明することができる。製造前の段階では、例示的な方法３０は、航空機５０の仕様及び設計３２と、材料調達３４とを含むことができる。製造段階では、航空機５０の構成部品及びサブアセンブリの製造３６と、システムインテグレーション３８が行われる。その後、航空機５０は認可及び納品４０を経て運航４２される。顧客により運航４２される間に、航空機５０は定期的な整備及び保守４４（改造、再構成、改修、及び他の適切な保守も含みうる）を受ける。

方法３０の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって実施又は実行される。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関、及び他の適切なオペレータでありうる。

図３に示すように、例示の方法３０によって製造された航空機５０は、複数のシステム５４及び内装５６を有する機体５２を含むことができる。高レベルのシステム５４の例には、推進システム５８、電気システム６０、油圧システム６２、及び環境システム６４のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用しうる。

本明細書に具現化された方法とシステムは、製造及び保守方法３０の一又は複数の任意の段階で採用することができる。例えば、構成部品及びサブアセンブリの製造３６に対応する構成部品又はサブアセンブリは、航空機５０の運航中に製造される構成部品又はサブアセンブリと同様の方法で作製又は製造されうる。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は、例えば、航空機５０の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機５０のコストを削減することにより、構成部品及びサブアセンブリの製造３６及びシステムインテグレーション３８の段階で利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機５０の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守４４に利用することができる。

本発明の一実施形態では、短繊維材料７２（図４Ａ参照）とともに形成された空隙充填材１２４（図８参照）を有する複合構造２６（図１、図８、図１３参照）を作製するシステム６８が提供される。図１３は、本発明のシステム６８の例示的な一実施形態の機能ブロック図である。

本発明の別の実施形態では、短繊維材料７２（図４Ａ参照）とともに形成される空隙充填材１２４（図８及び図１３参照）を有する複合構造２６（図１、図８、及び図１３参照）を作製する方法２００が提供される。図１４は、本発明の方法２００の例示的な一実施形態のフロー図である。

図４Ａ及び１３に示すように、システム６８は層状複合チャージ９０を含む。図４Ａは、本発明のシステム６８及び方法２００の一実施形態において使用される層状複合チャージ９０の前面概略図である。層状複合チャージ９０は、第１複合チャージ８０（図４Ａ参照）を含む。第１複合チャージ８０は、複合材料８２（図４Ｂ及び１３参照）からできていることが好ましく、レイアップ装置８３（図１３参照）を使用して積み重ねる又は置かれる複数の第１スタック複合プライなどの複数の複合プライ８２ａ（図１３参照）を含むことが好ましい。第１複合チャージ８０はさらに、第１プライ面８４ａ（図４Ａ参照）を有する第１複合プライ８２ｂ（図１３参照）を含む。第１複合チャージ８０はさらに、第２面８４ｂ（図４Ａ参照）を含む。第１複合チャージ８０は、ストリンガーチャージ８０ａ（図４Ｂ、４Ｄ参照）を含むことが好ましい。

複数の複合プライ８２ａ（図１３参照）は、マトリックス材（例えば、プリプレグ材）により囲まれて同マトリックス材内部に支持される強化材から形成されることが好ましい。この強化材は、ガラス又は炭素繊維といった高強度繊維、グラファイト、芳香族ポリアミド繊維、繊維ガラス、又は別の適切な強化材を含む。マトリックス材は、熱可塑性又は熱硬化性ポリマー樹脂を含む。熱硬化性樹脂の例には、アリル、アルキドポリエステル、ビスマレイミド（ＢＭＩ）、エポキシ、フェノール樹脂、ポリエステル、ポリウレタン（ＰＵＲ）、ポリ尿素−ホルムアルデヒド、シアン酸エステル、及びビニールエステル樹脂が含まれる。熱可塑性樹脂の例には、セラミック；液晶ポリマー（ＬＣＰ）；ポリテトラフルオロエチレン（ＰＴＦＥ）、フッ素化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）、パーフルオロアルコキシ樹脂（ＰＦＡ）、ポリクロロトリフルオロエチレン（ＰＣＴＦＥ）、及びポリテトラフルオロエチレン−パーフルオロメチルビニルエーテル（ＭＦＡ）を含むフッ素プラスチック；ポリエーテルエーテルケトンを含むケトン系樹脂；ナイロン−６／６、３０％ガラス繊維等のポリアミド；ポリエーテルスルホン（ＰＥＳ）；ポリアミドイミド（ＰＡＩＳ）、ポリエチレン（ＰＥ）；ポリブチレンテレフタレート（ＰＢＴ）、ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）、及びポリ（フェニレンテレフタレート）を含む熱可塑性ポリエステル；ポリスルホン（ＰＳＵ）；又はポリ（フェニレンスルフィド）（ＰＰＳ）が含まれる。

本明細書において使用する「プリプレグ」は、ファブリック又は石綿ファブリック又は布様テープ材、例えば繊維ガラス又は炭素繊維に、未硬化又は半硬化樹脂を含浸させたものであり、所望の形状に成形するのに十分な柔軟性を有し、その後、強度の高い剛性の繊維強化構造へと樹脂を固めるために、例えばオーブン又はオートクレーブ内で加熱することにより、「硬化」される。複数の複合プライ８２ａは、プリプレグの一方向性テープ、一方向性繊維テープ、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）テープ、又は別の適切なテープ；炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）ファブリック、プリプレグファブリック、織物炭素繊維ファブリックを含む織物ファブリック、又は別の適切なファブリック；テープ又はそのファブリックの組合せ；或いは別の適切な複合材の形態とすることができる。空隙充填剤１２４の実施形態は、好ましくは、引き離し荷重を増大させ、引き離し強度を高める。本明細書で使用する「引き離し荷重」は、複合構造（例えば、ストリンガー）の、別の複合構造（例えば、複合外板パネル又はウェブ）への取り付け位置又は接合位置に印加される剪断荷重及び／又はモーメント力を意味し、このような剪断荷重及び／又はモーメント力は、強化スチフナーの、取り付けられた複合構造からの層間剥離又は分離を引き起こす場合がある。

複合構造２６に使用される材料は、少なくとも一部において、例えば、航空機１０の構造パネル、又はほかの航空宇宙構造、自動車、海上船舶、ほかの輸送手段、建造物及びほかの構造等の複合構造２６の使用目的にしたがって選択される。

図４Ａ及び１３にさらに示すように、層状複合チャージ９０はさらに、第１プライ面８４ａに適用された短繊維空隙充填層７０を含む。図４Ａに示すように、短繊維空隙充填層７０は、第１面７６ａ及び第２面７６ｂを有する。短繊維空隙充填層７０は、短炭素繊維材料などの短繊維材料７２（図４Ａ参照）を含むことが好ましい。短繊維材料７２は、短い長繊維、様々なサイズ及び形状の薄いフレーク要素を有するプリプレグ炭素繊維材料を含むことがさらに好ましい。短繊維材料は、ストリンガーチャージ及び外板パネルチャージ材料と良好に相互作用する熱硬化性樹脂材料を予め含浸させることができる、あるいは適切な熱可塑性樹脂とともに使用することができる。

短繊維材料７２により、準等方性材料７５（図９参照）である空隙充填材１２４（図８参照）が形成される。短繊維材料７２は、厚さｔ１（図４Ｂ参照）及び厚さｔ２（図４Ｂ参照）、又は別の適切な各種の厚さ又は可変の厚さ等の様々な厚さの第１プライ面８４ａに適用されることが好ましい。短繊維材料７２は、不連続繊維７４（図４Ｃ参照）を含むことが好ましい。図４Ｃは、図４Ｂの円４Ｃに示す短繊維材料７２の拡大図である。短繊維材料７２は、短繊維材料７２の大量の不連続繊維７４（図４Ｃ参照）が所望の繊維配向８８（図４Ｃ及び図１３参照）に方向付けされるように、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に方向付けされることが好ましい。所望の繊維配向８８は、例えば、繊維が、縦方向、ストリンガー２８が形成されたときに、径充填剤１２４ａ又はヌードルの径部分１２６の上で折り曲げられるところでは長さに対して垂直な方向等のｘ軸方向に、ｙ軸方向に、又はｚ軸方向に方向付けされるなど、すべての有利な軸方向を含む。不連続な短繊維材料７２の配向は、連続的な繊維又は連続的な繊維材料よりもより簡単に方向付けされる、又は制御される。

短繊維材料７２は、短繊維適用プロセス８６（図４Ａ及び図１３参照）を介して、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａに適用されることが好ましい。短繊維適用プロセス８６は、様々な厚さの第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａの長さに沿って短繊維材料７２を堆積させる、又は噴霧する能力を有するロボットアーム、自動加圧噴霧デバイス、又は別の適切なデバイス又は装置を使用する自動適用プロセス等の自動適用プロセス８６ａ（図１３参照）を含む。短繊維適用プロセス８６はさらに、オペレータが手で、チョッパーガンで、又は様々な厚さの第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａの長さに沿って短繊維材料７２を堆積させる、又は噴霧する能力を有する別の適切な手動操作のデバイスを介して適用する等、手動適用プロセス８６ｂ（図１３参照）を含む。 図４Ａは、短繊維適用プロセス８６を介して、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に適用される、又は堆積される短繊維材料７２を示す。第１複合チャージ８０は、短繊維材料７２が適用される時に実質的に平坦であることが好ましい。

図４Ｂは、成形ツールアセンブリ１０２の形態等の複合材料処理アセンブリ１００の下に位置づけされた層状複合チャージ９０を示す、本発明のシステム６８及び方法２００の一実施形態で使用される層状複合チャージ９０の実施形態の前面部分断面図である。図４Ａに示すように、短繊維材料７２は、少なくとも２つの突出部７８（図４Ａも参照）の第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に適用される、又は堆積されることが好ましい。各突出部７８は、空隙充填材１２４（図７Ａ参照）を形成し、複合構造２６の空隙充填領域１２２（図８参照）を充填するために十分な厚さｔ２であることが好ましい。

図４Ｂに示すように、例えばストリンガーチャージ８０ａの形態の第１複合チャージ８０は、ストリンガー２８（図１参照）等の複合構造２６を形成する前に、噴霧技術等の短繊維適用プロセス８６（図４Ａ参照）を使用して、様々な厚さの第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａに適用される、例えば短炭素繊維材料の形態の短繊維材料７２を有することが好ましい。例えばロボット及びロボットのアームの使用等の自動適用プロセス８６ａ（図１３参照）を使用して、短繊維材料７２が適用される。ロボットは、第１複合チャージ８０全体の、繊維の一貫したランダム性と、十分な厚さを制御する短繊維材料７２を提供することが好ましい。例えば短炭素繊維プリプレグ材料の形態の短繊維材料７２は、短繊維材料７２が加熱され、複合構造２６の形状、例えばストリンガー２８の形状に形成された後で、複合構造２６の空隙充填領域１２２（図８参照）を充填するために十分な厚さで適用されることが好ましい。短炭素繊維材料の形態等の短繊維材料７２の薄層は、ストリンガーチャージ８０ａ（図４Ｂ参照）等の第１複合チャージ８０全体で使用して、層状複合チャージ９０（図４Ｂ参照）が形成された後に、空隙充填材１２４の先端部１２９（図８参照）が硬くならないようにすることが好ましい。

図４Ｄは、本発明のシステム６８及び方法２００の一実施形態において使用されるキャリア層９２、又はベール層を有する層状複合チャージ９０ａの別の実施形態の前面部分断面図である。図４Ｄに示すように、キャリア層９２は第１面９６ａ及び第２面９６ｂを含みうる。キャリア層９２は、第１複合チャージ８０と短繊維空隙充填層７０との間の接触面において使用される、遊離炭素繊維織物ファブリックなどの複合ファブリック８２ｃ（図１３参照）を含むことが好ましい。これにより、短繊維材料７２からテープ材料への戻りが、均一な表面遷移となることが可能である。

図４Ｄでさらに示すように、第１キャリア層９２ａ（図４Ｄ参照）の形態等のキャリア層９２は、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａと、短繊維空隙充填層７０の第２面７６ｂとの間に位置づけされる。第１キャリア層９２ａの形態等のキャリア層９２の第１面９６ａは、短繊維空隙充填層７０の第２面７６ｂと接触し、第１キャリア層９２ａの形態等のキャリア層９２の第２面９６ｂは、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａと接触する。

ある実施形態では、短繊維材料７２は、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ（図４Ｄ参照）上にキャリア層９２を位置づけするステップの前又は後のいずれかにおいて、第１キャリア層９２ａ（図４Ｄ参照）の形態等のキャリア層９２（図４Ｄ参照）に適用される。例えば、キャリア層９２は、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に位置づけされ、その後で短繊維材料７２がキャリア層９２に適用される。

別の実施形態では、短繊維材料７２は、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａを含む第１複合チャージ８０に替えて、又は第１複合チャージ８０の代わりにキャリア層９２に適用される。例えば、短繊維材料７２は、別々の箇所でキャリア層９２に適用され、その後で、短繊維材料７２を有するキャリア層９２は第１複合チャージ８０に輸送又は移送されて、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａに位置づけされる。この実施形態では、短繊維材料７２は、層状のキャリア層を形成するためにキャリア層９２に適用され、その後、折り曲げられ、第２複合チャージ９８とともにアセンブルされて複合構造２６が形成され、その後処理される。

本発明の別の実施形態では、短繊維空隙充填層７０は第１キャリア層９２ａ（図４Ｄ参照）に適用され、第１キャリア層９２ａは、次に、複数の複合プライ８２ａ（図１３参照）とともに積み重ねられて、第１複合チャージ８０を形成し、第１複合チャージ８０においてキャリア層９２ａは、短繊維空隙充填層７０と第１複合チャージ８０との間に位置づけされる。

図５及び１３に示すように、システム６８はさらに、層状複合チャージ９０を折り曲げる複合材料処理アセンブリ１００を含む。図５は、成形ツールアセンブリ１０２の雄型部１０２ａで折り曲げられた層状複合チャージ９０を示す、本発明のシステム６８（図１３参照）と方法２００（図１４参照）の一実施形態で使用される層状複合チャージ９０の前面概略部分断面図である。層状複合チャージ９０は、層状複合チャージ９０が複合材料処理アセンブリ１００によって折り曲げられる際に、加熱デバイス１０３（図１３参照）によって加熱されることが好ましい。

複合材料処理アセンブリ１００（図５及び１３参照）は、成形ツールアセンブリ１０２（図５参照）、引抜成形プロセスアセンブリ１４２（図１３参照）、押出成形プロセスアセンブリ１４４（図１３参照）、プレス成形アセンブリ１４５（図１３参照）、又は別の適切な複合材料処理アセンブリを含む。図５に示すように、成形ツールアセンブリ１０２は、雄型部１０２ａと雌型部１０２ｂを含む。図５にさらに示すように、雄型部１０２ａはＴ字形の構成１０４と、層状複合チャージ９０のあるエリア１０８ａと接触し、エリア１０８ａに対し下向きの方向ｄ１に力を加えるように設計された縦部分１０６を有する。図５に示すように、雄型部１０２ａによってエリア１０８ａに対して加えられたこの下向きの力により、層状複合チャージ９０のエリア１０８ｂが成形ツールアセンブリ１０２の雄型部１０２ａの縦部分１０６に向かって押され、短繊維材料７２からなる角部分１１０がともに、雄型部１０２ａの縦部分１０６に向かって押される。図５に示すように、層状複合チャージ９０のエリア１０８ｃは、成形ツールアセンブリ１０２の雌型部１０２ｂに隣接している。

図６に示すように、複合材料処理アセンブリ１００、例えば成形ツールアセンブリ１０２の形態により、内側の分割された平面部１１２を有する折り曲げられた部分１１３ができ、折り曲げられた層状複合チャージ９１が形成される。図６は、折り曲げられた層状複合チャージ９１を形成するために、層状複合チャージ９０を折り曲げた後で、折り曲げられた部分１１３から取り外された成形ツールアセンブリ１０２の雄型部１０２ａを示す、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態において使用される折り曲げられた層状複合チャージ９１の前面概略部分断面図である。図６に示すように、成形ツールアセンブリ１０２の雌型部１０２ｂは、内向きの方向ｄ３及びｄ４に押され、それとともにさらに角部分１１０が押される。

図７Ａ〜７Ｂに示すように、システム６８はさらに、複数の第２スタック複合プライの形態等の複数の複合プライ８２ａを含む第２複合チャージ９８を含む。図７Ａは、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製されるストリンガー２８の形態等の複合構造２６の一実施形態を形成するために、第２複合チャージ９８とともにアセンブルされる折り曲げられた層状複合チャージ９１の前面部分断面図である。図７Ｂは、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製される複合構造２６の別の実施形態を形成するために、第２複合チャージ９８と、第２キャリア層９２ｂの形態等のキャリア層９２とともにアセンブルされる折り曲げられた層状複合チャージ９１の前面部分断面図である。

図７Ａ〜７Ｂに示すように、第２複合チャージ９８は、ストリンガー２８の形態などの複合構造２６を形成するために、折り曲げられた層状複合チャージ９１とともにアセンブルされる。図７Ａに示すように、複合構造２６は、折り曲げられたウェブ１１６の形態等の折り曲げられた部分１１３を有し、フランジ１１８を有するＴ字形断面１１４を含む。第２複合チャージ９８は、第１面９９ａ（図７Ａ参照）と第２面９９ｂ（図７Ａ参照）を含む。図７Ａに示すように、第２複合チャージ９８の第１面９９ａは、空隙充填材１２４を形成する短繊維材料７２に適用される、又は取り付けられ、フランジ１１８にさらに適用される、又は取り付けられる。成形ツールアセンブリ１０２の雌型部１０２ｂは内向きの方向ｄ３及びｄ４に押され、これによりさらに、短繊維材料７２がともに押されて空隙充填領域１２２（図８参照）に蓄積し、空隙充填材１２４を形成する。

図７Ｂは、複合構造２６の空隙充填材１２４を形成するために、第２複合チャージ９８と短繊維材料７２との間に位置づけされる第２キャリア層９２ｂの形態などのキャリア層９２又はベール層を示す。具体的には、図７Ｂは、短繊維空隙充填層７０の短繊維材料７２に隣接する、第２キャリア層９２ｂの形態等のキャリア層９２の第１面９６ａを示す。図７Ｂはさらに、第２複合チャージ９８の第１面９９ａに隣接する第２キャリア層９２ｂの第２面９６ｂを示す。キャリア層９２、例えばキャリア層９２ｂの形態は、第２複合チャージ９８と短繊維空隙充填層７０との間の接触面において使用される遊離炭素繊維織物ファブリック等の複合ファブリック８２ｃ（図１３参照）を含むことが好ましい。これにより、短繊維材料７２からテープ材料への戻りにおいて均一な表面遷移が可能になる。

図８及び９に示すように、システム６８はさらに、複合構造２６に形成される少なくとも一つの空隙充填材１２４を含む。図８は、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製されるストリンガー２８の形態等の複合構造２６のある実施形態の前面断面図である。図９は、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製されるストリンガー２８の形態等の複合構造２６の別の実施形態の斜視図である。複合構造２６は、航空機１０（図１参照）のストリンガー２８を含むことが好ましく、第１複合チャージ８０は、ストリンガーチャージ８０ａ（図１３参照）を含むことが好ましく、第２複合チャージ９８は、ストリンガーキャップチャージ９８ａ（図１３参照）又は外板パネルチャージ９８ｂ（図１３参照）を含むことが好ましい。

図８及び９に示すように、空隙充填材１２４は、空隙充填領域１２２を充填する十分な量の短繊維材料７２からなる径充填材１２４ａ又はヌードルの形態であることが好ましい。図８にさらに示すように、空隙充填材１２４は、径部分１２６及び先端部分１２９（図１１も参照）を有する。空隙充填材１２４は短繊維材料７２で形成され、空隙充填材１２４を囲む複合構造２６を含む材料と同じ材料を含む、又は空隙充填材１２４を囲む複合構造２６を含む材料に適合する材料を含むことが好ましい。空隙充填材１２４は、準等方性材料７５（図９参照）であり、空隙充填材１２４を囲む複合構造２６の形状１３３（図９参照）と一致することが好ましい。図９に示すように、空隙充填材１２４は、複合構造２６の折り曲げられたウェブ１１６及びフランジ１１８の隣接するスタック連続繊維プリプレグプライ層１３２の半径方向への配向１３３ａ（図９参照）と一致する、又は実質的に適合する径部分１２６を有することがさらに好ましい。

図８にさらに示すように、例えばストリンガー２８及びＴ字形断面１１４の形態の複合構造２６は、フランジ厚さｔｆｌａｎｇｅ、ウェブ厚さｔｗｅｂ、及び外板厚さｔｓｋｉｎ ｐａｎｅｌを有する。図８に示す複合構造２６は、結合部１２０ａ、１２０ｂにおいて外板パネルチャージ９８ｂの形態の第２複合チャージ９８に結合されるフランジ１１８を含む。図８に示す複合構造２６はさらに、結合部１２０ｃにおいて結合される折り曲げられたウェブ１１６を含む。

図９に示すように、例えばストリンガー２８の形態の複合構造２６は、折り曲げられたウェブ１１６の高さがＨ１であり、例えば径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の空隙充填材１２４の幅がＷ１であり、スタック連続繊維プリプレグプライ層１３２の長さがＬ１である。複合構造２６はさらに、不連続繊維７４を有する開口部１３１を含む。図９に示すように、空隙充填材１２４は、不連続繊維７４の短繊維材料７２を含み、準等方性材料７５を含む。図９に示す空隙充填材１２４は径充填材１２４ａ又はヌードルを含むだけでなく、短繊維材料７２を含む折り充填材１２４ｂも含む。

図９に示すように、システム６８はさらに、複合構造２６に形成される少なくとも一つの層間層１２８を含む。層間層１２８は短繊維材料７２から形成される。層間層１２８（図１１参照）により、空隙充填材１２４の先端部１２９（図１１参照）における樹脂の豊富なくぼみの形成が最小限に抑えられる、又はなくなることが望ましい。本明細書で使用する「樹脂が豊富な」とは、超過量の樹脂を有し、最大許容樹脂含有量を超える樹脂を有するエリアを意味し、例えば、不適切な硬化又は圧縮等によって起こり、「樹脂が豊富な」とはさらに、重量又は容積のいずれかの「繊維容積」によって測られる繊維の量が不十分であることを意味する。繊維の所定の各種形態（ランダム、短繊維、テープ及びファブリック）及び異なる重量特性（ガラス、炭素及びアラミド）によって、繊維の容積値は変化する。一般に、試験することによって、繊維の形態及び種類に対して最適な繊維の容積が判断される。加えて、本明細書で使用されるように、「樹脂不足」とは超過量の繊維、及び重量又は容積のいずれかによる繊維容積で測られる、完全に強化材を湿らせるのには不十分な量の樹脂を意味する。この結合形成不足は、例えば光沢の弱さ、乾燥スポット、又は繊維のはみだしから分かる。「樹脂不足」の状態はたとえば、不適切な湿潤、又は含浸によって、又は過剰な成形圧等によって起こる。加えて、本明細書で使用する「標準繊維樹脂比率」とは、最適な機械特性及び物理特性が得られる受容可能な繊維樹脂比率又は繊維の樹脂含有量に対する割合（例：樹脂容積に対する繊維容積、又は樹脂重量に対する繊維重量）を意味する。例えば、複合材の標準繊維樹脂比率は、７０／３０〜３０／７０生成物容量パーセントの範囲内である、又は例えば６０／４０炭素繊維樹脂比率、又はプリプレグについては７０／３０繊維樹脂比率等の開始点、又は望ましい比率を有する。

システム６８はさらに、複合構造２６を処理するために、圧縮装置１６０（図１３参照）、プラテン１３４（図１３参照）、コールプレート１３６（図１３参照）、真空バッグアセンブリ１３８（図１３参照）、及び硬化装置１４０（図１３参照）を含む。硬化装置１４０は、オーブン１４０ａ（図１３参照）、オートクレーブ１４０ｂ（図１３参照）、又は別の適切な硬化装置又はデバイスを含む。

図１０Ａは、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態から作製されるＪ字形ストリンガー１４６の一実施形態の前面断面図である。図１０Ａは、折り曲げられた球状部分１３０ａを有し、フランジ１１８、折り曲げられたウェブ１１６、径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の空隙充填材１２４、及び折り充填材１２４ｂの形態の空隙充填材１２４を含むＪ字形ストリンガー１４６を示す。Ｊ字形ストリンガー１４６は、航空機１０（図１参照）又は他の適切な輸送手段又は構造に使用される。

図１０Ｂは、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製されるＩ字形ストリンガー１４８の実施形態の前面断面図である。図１０Ｂは、上部及び下部フランジ１１８、折り曲げられたウェブ１１６、及び径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の上部及び下部空隙充填材１２４を有するＩ字形ストリンガー１４８を示す。Ｉ字形ストリンガー１４８は、航空機１０（図１参照）又は他の適切な輸送手段又は構造において使用される。

図１０Ｃは、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製される球状ストリンガー１５０の実施形態の前面断面図である。図１０Ｃは、球状部分１３０を有し、フランジ１１８、折り曲げられたウェブ１１６、及び径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の空隙充填材１２４、及び折り充填材１２４ｂの形態の空隙充填材１２４を含む球状ストリンガー１５０を示す。球状ストリンガー１５０は、航空機１０（図１参照）又は他の適切な輸送手段又は構造において使用される。

本発明のシステム６８及び方法２００の一実施形態で作製される別の適切なストリンガーには、ハットストリンガー、ブレードストリンガー、Ｚ字形ストリンガー、Ｃ字形ストリンガー、Ｈ字形ストリンガー又は他の適切なストリンガーの構成及び形状が含まれる。

図１１は、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製される球状ストリンガーなどのストリンガー２８の形態の複合構造２６の別の実施形態の前面部分断面図であり、層間層１２８を示す。図１１に示すように、ストリンガー２８は、フランジ１８、折り曲げられたウェブ１１６、径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の空隙充填材１２４、折り充填材１２４ｂの形態の空隙充填材１２４、及び第２複合チャージ９８を含む。径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の空隙充填材１２４は、不連続繊維７４及び先端部１２９を含む。径充填材１２４ａの形態の空隙充填材１２４により、空隙充填領域１２２が充填される。折り充填材１２４ｂの形態の空隙充填材１２４は、過剰な不連続繊維７４によっても充填される。不連続繊維７４は、すべての空隙充填領域１２２又は間隙を充填するために層間層１２８を形成するのに使用される。不連続繊維７４は、層間層１２８を貫いて続き、ハイブリッドタイプの複合構造２６が形成される。

図１２は、本発明のシステム６８（図１３参照）及び方法２００（図１４参照）の一実施形態で作製され、サンドイッチ型コア材料１５６で使用される不連続繊維７４からなる径充填材１２４ａ又はヌードルを有するサンドイッチ型コアパネル複合構造アセンブリ１５２の実施形態の前面部分断面図である。サンドイッチ型コア材料１５６は、ハニカムサンドイッチ型コア材料１５６ａの形態であることが好ましい。図１２に示すように、サンドイッチ型コアパネル複合構造アセンブリ１５２はさらに、サンドイッチ型コア材料１５６の両側と径充填材１２４ａ又はヌードルの両側に積層品１５４ａ、１５４ｂを含む。図１２はさらに、径充填材１２４ａ又はヌードルの上の積層品１５４ａの剥離箇所１５８を示す。

短繊維材料７２（図４Ａ参照）で形成される空隙充填材１２４（図８及び図１３参照）を有する複合構造２６（図１、図８、及び図１３参照）を作製する方法２００を図１４に示す。図１４に示すように、本方法２００は、さまざまな厚さの短繊維材料７２（図４Ａ及び図１３参照）を第１複合チャージ８０（図４Ａ及び図１３参照）の第１プライ８２ｂ（図１３参照）の第１プライ面８４ａ（図４Ａ参照）に適用して、層状複合チャージ９０（図４Ａ及び図１３参照）を形成するステップ２０２を含む。適用するステップ２０２は、短繊維材料７２の大量の不連続繊維７４（図４Ｂ参照）が所望の繊維配向８８（図４Ｂ及び図１３参照）に方向付けされるように、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に短繊維材料７２を方向付けすることを含むことが好ましい。

適用するステップ２０２は、短繊維適用プロセス８６（図４Ａ及び図１３参照）を介して行われる。短繊維適用プロセス８６は自動適用プロセス８６ａ（図１３参照）、例えば、ロボットアーム、自動加圧噴霧デバイス、又はさまざまな厚さの第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａの長さに沿って短繊維材料７２を堆積させる又は噴霧する能力を有する別の適切なデバイス又は装置を使用する自動適用プロセスを含む。短繊維適用プロセス８６はさらに、手動適用プロセス８６ｂ（図１３参照）、例えば、オペレータが手で、チョッパーガンで、又はさまざまな厚さの第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａの長さに沿って短繊維材料７２を堆積させる又は噴霧する能力を有する別の適切な手動操作デバイスを介して短繊維材料７２を適用することを含む。

適用するステップ２０２は、短炭素繊維プリプレグ材料を含む短繊維材料７２を少なくとも２つの突出部７８（図４Ａ参照）において第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に適用することを含むことが好ましい。各突出部７８は、空隙充填材１２４（図７Ａ）を形成し、複合構造２６の空隙充填領域１２２（図８参照）を充填するのに十分な厚さがあることが好ましい。例えば短炭素繊維プリプレグ材料の形態の短繊維材料７２により、複合構造２６の折り曲げられたウェブ１１６及びフランジ１１８の隣接するスタック連続繊維プリプレグプライ層１３２の半径方向の配向１３３ａ（図９参照）と一致する、又は実質的に適合する準等方性材料７５（図９参照）を含む空隙充填材１２４が形成されることが好ましい。

図１４に示すように、方法２００はさらに、層状複合チャージ９０（図５参照）を折り曲げて、折り曲げられた層状複合チャージ９１を形成するステップ２０４を含む。折り曲げるステップ２０４は、複合材料処理アセンブリ１００（図５参照）を使用して、層状複合チャージ９０（図５参照）を折り曲げることを含むことが好ましい。折り曲げるステップ２０４はさらに、層状複合チャージ９０が複合材料処理アセンブリ１００によって折り曲げられる際に、層状複合チャージ９０を加熱デバイス１０３（図１３参照）で加熱することを含むことが好ましい。複合材料処理アセンブリ１００は、成形ツールアセンブリ１０２（図５参照）、引抜成形プロセスアセンブリ１４２（図１３参照）、押出成形プロセスアセンブリ１４４（図１３参照）、プレス成形アセンブリ１４５（図１３参照）、又は別の適切な複合材料処理アセンブリを含む。図５に示すように、成形ツールアセンブリ１０２は、雄型部１０２ａと雌型部１０２ｂを含む。図５にさらに示すように、雄型部１０２ａはＴ字形の構成１０４と、層状複合チャージ９０のエリア１０８ａと接触するように設計された縦部１０６を有し、エリア１０８ａに対し下向き方向ｄ１の力を加える。図５に示すように、エリア１０８ａに対し雄型部１０２ａによって加えられる上記下向きの力により、層状複合チャージ９０のエリア１０８ｂが成形ツールアセンブリ１０２の雌型部１０２ｂに押し付けられ、短繊維角部１１０がともに雄型部１０２ａの縦部１０６の方に押し付けられる。例えば成形ツールアセンブリ１０２の形態の複合材料処理アセンブリ１００により、内部分割面部分１１２（図６参照）を有する折り曲げられた部分１１３（図６参照）が形成され、折り曲げられた層状複合チャージ９１（図６参照）が形成される。

図１４に示すように、本方法２００はさらに、第２複合チャージ９８（図７Ａ及び図１３参照）と、折り曲げられた層状複合チャージ９１をアセンブルして、複合構造２６（図７Ａ参照）を形成するステップ２０６を含む。第２複合チャージを折り曲げられた層状複合チャージ９１とアセンブルし、折り曲げられた層状複合チャージ９１に連結させるために、第２複合チャージ９８と折り曲げられた層状複合チャージ９１を、プレス成形アセンブリ１４５（図１３参照）でともにプレス成形する。図７Ａに示すように、短繊維材料７２により、複合構造２６に空隙充填材１２４が形成される。図９に示すように、空隙充填材１２４が、空隙充填材１２４を囲む複合構造２６の形状１３３と一致することが好ましい。図９に示すように、空隙充填材１２４が、複合構造２６の折り曲げられたウェブ１１６及びフランジ１１８の隣接するスタック連続繊維プリプレグプライ層１３２の半径方向の配向１３３ａ（図９参照）と一致する、又は実質的に適合する径部分１２６を有することがさらに好ましい。

アセンブルするステップ２０６はさらに、空隙充填材１２４の先端部１２９（図１１参照）において樹脂の豊富なくぼみが形成されるのを最小限に押さえる、又はなくす層間層１２８（図１１参照）を形成する短繊維材料７２を含む。空隙充填材１２４を形成する短繊維材料７２は、空隙充填材１２４を囲む複合構造２６を含む材料と同じ材料を含むことが好ましい、あるいは、空隙充填材１２４を囲む複合構造２６を含む材料に適合する材料を含むことが好ましい。

図１４に示すように、方法２００はさらに、複合構造２６を処理するステップ２０８を含む。本明細書で使用する「処理」とは概して、例えば層状複合チャージ９１、及び第２複合チャージ９８などの複合材料を形成する又は調整し、複合材料または複合構造２６を固結させることを意味し、これには複合材料又は複合構造２６の形状又は外形の硬化を含む。複合材料の形成又は調整には、複合構造２６、例えばストリンガー２８（図１参照）が形成される前に、短繊維材料７２を有利な望ましい繊維配向８８（図１３参照）に置くことが含まれる。形成すること又は調整することにはさらに、複合構造２６、例えばストリンガー２８を形成する前に、折り重ね及び置いている間に、各短繊維材料７２の一部が望ましい繊維配向８８（図１３参照）にくっつき保持されるように、各短繊維材料７２の一部を予め加熱することが含まれる。複合材料を固結させることには、加熱及び／又は加圧下で複合材料を硬化させる、又は強化することを伴い、固結させている間に加熱及び／又は加圧した結果、複合材料の樹脂が流れる、また強化繊維が湿ることになる。

処理することにはさらに、複合材料処理アセンブリ１００から複合構造２６（図７Ａ参照）を取り外して、これをプラテン１３４（図１３参照）の上に配置することが含まれる。コールプレート１３６（図１３参照）はストリンガー上に設置され、プロセスの一実施形態の全アセンブリはその後真空バッグ処理され、硬化させるためにオートクレーブ内に配置される。処理ステップ２０８はさらに、真空バッグアセンブリ１３８（図１３参照）下で複合構造２６に熱及び圧力を印加するステップを含む。処理ステップ２０８はさらに、硬化装置１４０（図１３参照）において複合構造２６を硬化させるステップを含む。硬化装置１４０は、オーブン１４０ａ（図１３参照）、オートクレーブ１４０ｂ（図１３参照）、又は別の適切な硬化装置又はデバイスを含む。硬化装置１４０は、複合構造を硬化させることができる任意の機械を使用して実施される。硬化させた後で、複合構造２６は硬化装置１４０から取り外される。

図１４に示すように、本方法２００はさらに、キャリア層９２を第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ（図４Ｄ参照）上に位置づけするステップの前、又は後で、短繊維材料７２を例えば第１キャリア層９２ａ（図４Ｄ参照）の形態のキャリア層９２（図４Ｄ参照）に適用する、又は第１プライ面８４ａと第１複合チャージ８０の代わりに、短繊維材料７２をキャリア層９２に適用する任意のステップ２１０を含む。例えば、キャリア層９２は第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上に位置づけされ、その後で短繊維材料７２がキャリア層９２に適用される。あるいは、短繊維材料７２は別々の箇所でキャリア層９２に適用され、その後で短繊維材料７２を有するキャリア層９２が第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａ上の位置づけされる。別の実施形態において、キャリア層９２は、第１複合チャージ８０の第１プライ面８４ａを含む、第１複合チャージ８０に替えて、又はその代わりに使用される。短繊維材料７２はキャリア層９２に適用されて層状キャリア層が形成され、層状キャリア層は次に折り曲げられ、第２複合チャージ９８とともにアセンブルされて複合構造２６が形成され、その後処理される。

図１４に示すように、本方法２００はさらに、第２複合チャージ９８と短繊維材料７２との間の例えば第２キャリア層９２ｂ（図７Ｂ参照）の形態のキャリア層９２に適用して、複合構造２６の空隙充填材１２４を形成する任意のステップ２１２を含む。

本発明の別の実施形態では、短繊維材料７２（図８参照）を含む一又は複数の空隙充填材１２４（図８参照）と、短繊維材料７２を含む一又は複数の層間層１２８（図１１参照）を有する複合構造２６（図１、８参照）を作製する方法が提供される。本方法は、さまざまな厚さの短繊維材料７２を含む短繊維空隙充填層７０（図４Ａ参照）を、複合ファブリック８２ｃ（図１３参照）を含む第１キャリア層９２ａ（図４Ｄ参照）に適用するステップを含む。本方法はさらに、第１キャリア層９２ａを複数の複合プライ８２ａ（図１３参照）とともに積み重ねることによって、第１複合チャージ８０（図１３参照）を形成して、層状複合チャージ９０（図４Ａ参照）を形成するステップを含み、第１キャリア層９２ａは、短繊維空隙充填層７０と第１複合チャージ８０（図４Ａ参照）との間に位置づけされる。本方法はさらに、複合ファブリック８２ｃ（図１３参照）を含む第２キャリア層９２ｂ（図７Ｂ参照）を複数の複合プライ８２ａ（図１３参照）とともに積み重ねて、第２複合チャージ９８（図１３参照）を形成するステップを含む。本方法はさらに、層状複合チャージ９０と第２複合チャージ９８をアセンブルして、複合構造２６（図７Ｂ参照）を形成するステップを含む。複合構造２６（図１参照）は、航空機１０（図１参照）においてストリンガー複合構造２８（図１参照）を含むことが好ましい。第１複合チャージ８０は、ストリンガーチャージ８０ａ（図４Ｂ及び図１３参照）を含むことが好ましい。第２複合チャージ９８は、ストリンガーキャップチャージ９８ａ（図７Ａ及び図１３参照）、又は外板パネルチャージ９８ｂ（図８及び図１３参照）を含むことが好ましい。

短繊維材料７２により、複合構造２６において、一又は複数の空隙充填材１２４と、一又は複数の層間層１２８（図１１参照）が形成される。短繊維材料１２４は、複合構造２６を含む材料と同じ材料を含む、又は複合構造２６を含む材料に適合する材料を含むことが好ましい。本方法はさらに、複合構造２６を処理するステップを含む。本方法はさらに、第２キャリア層９２ｂを積み重ねる前に、短繊維空隙充填層７０を第２キャリア層９２ｂ上に適用することを含む。短繊維空隙充填層７０を第１キャリア層９２ａに、そして第２キャリア層９２ｂに適用するステップは、短繊維材料７２の大量の不連続繊維７４（図４Ｃ参照）が所望の繊維配向８８（図４Ｃ参照）に方向付けされるように、短繊維材料７２を第１キャリア層９２ａ及び第２キャリア層９２ｂ上に方向付けすることを含むことが好ましい。アセンブルするステップは、層状複合チャージ９０を複合材料処理アセンブリ１００（図５参照）で折り曲げることと、層状複合チャージ９０が複合材料処理アセンブリ１００によって折り曲げられる際に層状複合チャージ９０を加熱することを含むことが好ましい。

システム６８（図１３参照）と方法２００（図１４参照）の開示された実施形態により、短繊維材料７２からできた空隙充填材１２４と層間層１２８を有する複合構造２６（図１参照）が提供されており、本方法においては、例えば径充填材１２４ａ又はヌードルの形態の空隙充填材１２４は、例えばストリンガー２８等の複合構造２６の形成中に、例えばストリンガー２８等の複合構造２６を、例えば径充填材１２４ａ又はヌードル等の空隙充填材１２４を適合させるために形成するのとは反対に、例えばストリンガー２８などの複合構造２６の空隙充填領域１２２（図１１参照）及び他の間隙を充填するために形成される。短繊維材料７２を使用して一又は複数の空隙充填材１２４を形成することにより、層間の接触面をより均一なものとすることができ、アセンブル中の人的ミスの可能性が低減する。

加えて、システム６８（図１３参照）と方法２００（図１４参照）の開示の実施形態により、亀裂は均一な繊維間の樹脂の線に沿って短繊維材料を通して広がるため、繊維がストリンガー等の複合構造の方向に対して平行しているために亀裂の成長が複合パーツ全体に広がってしまう、空隙充填材を有する複合構造の周知の設計に反して、亀裂が成長しにくい設計を有する短繊維材料７２からできた空隙充填材１２４と層間層１２８を有する複合構造２６（図１参照）が提供される。さらに、短繊維材料７２では、特定の周知の単向性繊維の径充填材又はヌードルにおいて見られるのと同じように、不連続繊維７４を貫通するまっすぐな線の亀裂の伝播が起こらない。

さらに、システム６８（図１３参照９及び方法２００（図１４参照）の開示の実施形態により、短繊維材料７２でできた空隙充填材１２４及び層間層１２８を有する複合構造２６（図１参照）が提供されており、この複合構造２６の設計では、開示の設計により例えば径充填材１２４ａ又はヌードル等の空隙充填材１２４の先端部１２９（図１１参照）において樹脂が豊富なくぼみがなくなるため、周知の径充填材又はヌードルの設計に比べて、引き離し強度が改善されている。均一な層間層１２８（図１１参照）は、ストリンガー２８全体で、ストリンガーチャージ８０ａ（図４Ｂ参照）と外板パネルチャージ９８ｂ（図８参照）との間の層と層の接触面を均一にする。短炭素繊維材料は、空隙充填材１２４の先端部１２９において樹脂の豊富なくぼみが形成されないようにする様々な厚さを有する短繊維空隙充填材を形成することが好ましい。不連続繊維７４はおおむね、空隙充填材１２４を通して荷重を移動させ、荷重を外板パネルの中に消散させるように形成される。したがって、開示の設計は、径充填材１２４ａ等の空隙充填材１２４の先端部において脆弱な樹脂の豊富なくぼみが形成されないようにする。

引離し強度が十分に改善されることで、ストリンガー２８を翼リブの構成要素として使用することができ、翼リブは次に主翼ボックス内部でストリンガー２８に固定される。この結果、使用されるファスナーの数が減り、複合構造の重量が低減し、複合構造２６が航空機１０（図１参照）で使用された場合、この重量の低減により、燃料消費が削減され、この結果、燃料コストが削減される。加えて、翼外板を貫通するファスナーの数が減ることにより、アセンブル中の時間が節約され、落雷保護が強化され、燃料漏れに対するファスナーの孔又はエリアの数が縮小する。

加えて、システム６８（図１３参照）と方法２００（図１４参照）の開示の実施形態により、径充填材１２４又はヌードル等の空隙充填材１２４の保管及び輸送の必要をなくす又は最小限に抑えることにより、上記保管または輸送から生じる空隙充填剤１２４への損傷を回避する、複合チャージ又はパーツ上に直接空隙充填材１２４、例えば径充填材１２４ａ又はヌードルを形成することができる、短繊維材料７２でできた空隙充填材１２４及び層間層１２８を有する複合構造２６（図１参照）が提供される。さらに、径充填材１２４又はヌードル等の空隙充填材１２４の製造により、既知のヌードルの設計よりも必要な労働力が少なく、複合構造２６が径充填材１２４又はヌードル等の空隙充填材１２４に合わせるのと反して、径充填材１２４又はヌードル等の空隙充填材１２４が複合構造２６の形状と一致するため、結合面がさらに均一なものとなる。

さらに、システム６８（図１３参照）と方法２００（図１４参照）の開示の実施形態により、短繊維材料７２でできた空隙充填材１２４と層間層１２８を有する複合構造２６（図１参照）が提供され、短繊維材料７２は、外板パネルチャージ９８ｂからストリンガーチャージ８０ａまでおおむね、複合構造２６の半径方向の配向１３３ａにそろっている例えば径充填剤１２４ａ又はヌードル等の準等方性空隙充填材１２４を形成がされる。短繊維材料７２は、不連続繊維７４（図９参照）を通して、様々なサイズ及び形状の薄いフレーク要素を担持することが好ましい。加えて、径充填材１２４ａ又はヌードル等の空隙充填材１２４は、例えばロボットプロセス等の一貫した自動適用プロセス８６ａ（図１３参照）を介して、迅速に形成される。また、ストリンガー２８が形成されるまで、径充填材１２４ａ又はヌードル等の空隙充填材１２４を形成するために待機することによって、例えば径充填材１２４ａ又はヌードル等の空隙充填材１２４により、ストリンガーの形成中に繊維があまり移動することができない既知のヌードルの設計と比べて、存在するすべての間隙が充填される。さらに、短繊維材料７２でできた空隙充填材はより簡単に製造することができ、硬すぎず、または柔らかすぎないという構造基準も満たす。

上述の説明及び関連する図面に示した教示の利点を有するこのような発明に関連する当業者であれば、本発明の多数の変形例および他の実施形態が想起されよう。本明細書に記載した実施形態は、例示することを意図したものであって、限定的又は網羅的であることを意図していない。本明細書では特定の用語を使用しているが、それらは、一般的及び説明的な意味でのみ使用されており、限定を目的として使用されているものではない。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 機首
１６ コクピット
１８ 翼
２０ 推進ユニット
２２ 垂直尾翼部分
２４ 水平尾翼部分
２６ 複合構造
２８ ストリンガー
３０ 航空機の製造及び保守方法
７０ 短繊維空隙充填層
７２ 短繊維材料
７４ 不連続繊維
７５ 準等方性材料
７６ａ 短繊維空隙充填層の第１面
７６ｂ 短繊維空隙充填層の第２面
７８ 突出部
８０ 第１複合チャージ
８０ａ ストリンガーチャージ
８２ａ 複合プライ
８２ｂ 第１複合プライ
８２ｃ 複合ファブリック
８４ａ 第１プライ面
８４ｂ 第１複合チャージの第２面
８６ 短繊維適用プロセス
８６ａ 自動適用プロセス
８６ｂ 手動適用プロセス
８８ 繊維配向
９０ 層状複合チャージ
９０ａ 層状複合チャージ
９１ 折り曲げられた層状複合チャージ
９２ キャリア層
９２ａ 第１キャリア層
９２ｂ 第２キャリア層
９６ａ キャリア層の第１面
９６ｂ キャリア層の第２面
９８ 第２複合チャージ
９８ａ ストリンガーキャップチャージ
９８ｂ 外板パネルチャージ
９９ａ 第２複合チャージの第１面
９９ｂ 第２複合チャージの第２面
１００ 複合材料処理アセンブリ
１０２ 成形ツールアセンブリ
１０２ａ 成形ツールアセンブリの雄型部
１０２ｂ 成形ツールアセンブリの雌型部
１０４ Ｔ字形の構成
１０６ 縦部分
１０８ａ 層状複合チャージのエリア
１０８ｂ 層状複合チャージのエリア
１０８ｃ 層状複合チャージのエリア
１１０ 角部分
１１２ 平面部
１１３ 折り曲げられた部分
１１４ Ｔ字形断面
１１６ 折り曲げられたウェブ
１１８ フランジ
１２０ａ 結合部
１２０ｂ 結合部
１２０ｃ 結合部
１２２ 空隙充填領域
１２４ 空隙充填材
１２４ａ 径充填材
１２４ｂ 折り充填材
１２６ 径部分
１２８ 層間層
１２９ 先端部分
１３０ 球状部分
１３０ａ 球状部分
１３１ 開口部
１３２ スタック連続繊維プリプレグプライ層
１３３ 複合構造の形状
１３３ａ 半径方向の配向
１４６ Ｊ字形ストリンガー
１４８ Ｉ字形ストリンガー
１５０ 球状ストリンガー
１５２ サンドイッチ型コアパネル複合構造アセンブリ
１５４ａ 積層品
１５４ｂ 積層品
１５６ サンドイッチ型コア材料
１５６ａ ハニカムサンドイッチ型コア材料
１５８ 積層品の剥離箇所
２００ 本発明のシステム

Claims (15)

1. 複合構造を作製する方法であって、
   様々な厚さの短繊維材料を第１複合チャージの第１プライ面上に適用して層状複合チャージを形成するステップと、
   前記層状複合チャージを折り曲げるステップと、
   第２複合チャージと前記折り曲げられた層状複合チャージをアセンブルして複合構造を形成するステップであって、前記短繊維材料により前記複合構造の空隙充填材が形成され、前記空隙充填材は前記空隙充填材を囲む前記複合構造の形状と一致するステップと、
   前記複合構造を処理するステップと
   を含む方法。
2. 前記適用するステップはさらに、前記第１複合チャージの前記第１プライ面上にキャリア層を位置づけするステップの前又は後で、前記短繊維材料を前記キャリア層に適用すること、又は前記第１プライ面を含む前記第１複合チャージに替えて前記短繊維材料を前記キャリア層に適用することのうちの一つを含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記アセンブルするステップがさらに、前記第２複合チャージと前記短繊維材料との間にキャリア層を適用して、前記複合構造の前記空隙充填材を形成することを含む、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記適用するステップが、前記短繊維材料の大量の不連続繊維が所望の繊維配向に方向付けされるように、前記短繊維材料を前記第１複合チャージの前記第１プライ面上に方向付けすることを含む、請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
5. 前記適用するステップが、手動適用プロセス又は自動適用プロセスを介して行われる、請求項１から４のいずれか１項に記載の方法。
6. 前記適用するステップが、それぞれ前記空隙充填材を形成するため、及び前記複合構造の空隙充填領域を充填するために十分な厚さである少なくとも２つの突出部において前記第１複合チャージの前記第１プライ面上に短炭素繊維プリプレグ材料を適用することを含む、請求項１から５のいずれか１項に記載の方法。
7. 前記折り曲げるステップが、複合材料処理アセンブリを使用することにより、前記層状複合チャージを折り曲げ、前記複合材料処理アセンブリによって前記層状複合チャージを折り曲げる際に、前記層状複合チャージを加熱することを含む、請求項１から６のいずれか１項に記載の方法。
8. 前記複合材料処理アセンブリは、成形ツールアセンブリ、引抜成形プロセスアセンブリ、押出成形プロセスアセンブリ、及びプレス成形アセンブリのうちの一つを含む、請求項７に記載の方法。
9. 前記アセンブルするステップは、前記空隙充填材の先端部における樹脂の豊富なくぼみの形成を最小限に抑える、又はなくす層間層を形成する前記短繊維材料を含む、請求項１から８のいずれか１項に記載の方法。
10. 前記空隙充填材を形成する前記短繊維材料は、前記空隙充填材を囲む前記複合構造を含む材料と同じ材料を含む、又は前記空隙充填材を囲む前記複合構造を含む前記材料に適合する材料を含む、請求項１から９のいずれか１項に記載の方法。
11. 前記処理するステップは、
    真空バッグアセンブリ下で前記複合構造に熱及び圧力を印加するステップと、
    前記複合構造を硬化装置で硬化させるステップと
    を含む、請求項１から１０のいずれか１項に記載の方法。
12. 前記複合構造は航空機のストリンガー複合構造を含み、前記第１複合チャージはストリンガーチャージを含み、前記第２複合チャージはストリンガーキャップチャージ又は外板パネルチャージを含む、請求項１から１１のいずれか１項に記載の方法。
13. 複合構造を作製するシステムであって、前記システムは、
    層状複合チャージを含み、前記層状複合チャージは、
    複数の第１スタック複合プライを含み、第１プライ面を有する第１複合チャージと、
    前記第１プライ面に適用され、様々な厚さの短繊維材料を含む短繊維空隙充填層と、
    前記層状複合チャージを折り曲げる複合材料処理アセンブリと、
    複数の第２スタック複合プライを含み、前記折り曲げられた層状複合チャージとともにアセンブルされて複合構造を形成する第２複合チャージと、
    前記複合構造に形成された少なくとも一つの空隙充填材であって、前記空隙充填材を囲む前記複合構造を含む材料と同じ材料、又は前記空隙充填材を囲む前記複合構造を含む材料に適合する材料を含む前記短繊維材料でできており、準等方性であり、前空隙充填材を囲む前記複合構造の形状と一致する前記空隙充填材と、
    前記複合構造において形成され、前記短繊維材料からできている少なくとも一つの層間層と、
    前記複合構造を処理するための真空バッグアセンブリと硬化装置と
    を含む、システム。
14. 前記短繊維空隙充填層と前記第１複合チャージとの間に位置づけされるキャリア層と、前記複合構造の前記空隙充填材を形成する前記第２複合チャージと前記短繊維材料との間に位置づけされるキャリア層の一又は複数をさらに含む、請求項１３に記載のシステム。
15. 前記複合構造は、航空機のストリンガー複合構造を含み、前記第１複合チャージはストリンガーチャージを含み、前記第２複合チャージはストリンガーキャップチャージ又は外板パネルチャージを含む、請求項１３又は１４に記載のシステム。

Images