JP2010527303A - ハイブリッド複合パネルシステム及び方法 - Google Patents

Abstract

ハイブリッド複合パネルシステム（１２０）及び方法が開示されている。一実施形態では、アセンブリは第１部分（１２６）、第１部分（１３２）に係合している母材（１３６）、及び第１部分の反対側で母材に係合している第２部分を備えている。第１部分は第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含み、第２部分は、第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含む。第１及び第２部分は、第１及び第２複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第１部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

Description

本発明の分野は、複合パネルシステム及び方法に関し、さらに具体的には、自動化された及び自動化されていない製造作業のハイブリッドプロセスを使用して形成される非対称的複合パネルに関するものである。

複合材料の好適な強度及び重量特性により、複合材料の様々な産業分野における使用は広がるばかりである。航空機製造においては、複合材料及び複合構造アセンブリの使用の増加は、航空機の重量の大幅な削減につながっている。これらの重量の削減により燃料経済性が大幅に向上し、操業コスト及び大気への排出が実質的に削減される。例えば大部分は複合材料の大量使用により、航空機の燃料消費量を類似の現代の航空機の燃料消費量よりも２０％少なくすることができると予測されている。

複合材料を使用して構造を形成することの実現可能性は多くの要素に依存しており、この要素には構造の大きさ及び複雑性と構造にかかる荷重が含まれる。航空機製造においては、翼外板に複合材料を使用することは厄介な問題である。翼外板は非常に大きな荷重に耐えることが可能でなければならない。現在の方法では、外板パネルに取り付けられたストリンガーを使用して外板に剛性を付与するが、翼の奥行きが広がることで航空力学的抵抗が増加する可能性があるため、ストリンガーの大きさは、特に翼の最外部においては、最小限に維持されるべきである。加えて、大規模なハンドレイアップ作業を伴う複合構造の製造プロセスは、結果的に望ましくない高費用及び低い生産率につながる可能性がある。したがって、航空機の翼外板によって課せられた強度及びサイズの条件を満たし、経済的に製造可能な複合パネルシステムは非常に役立つものである。

本発明の教示によるハイブリッド複合パネルシステム及び方法は、航空機の翼外板によって課せられる強度及びサイズの条件を有利に満たすことができ、結果的に航空機の重量の削減、操業コストの削減、燃料経済性の向上、及び排ガス削減が可能である。

一実施形態においては、アセンブリは第１部分、第１部分に係合している母材、及び第１部分の反対側で母材に係合している第２部分を備えている。第１部分は第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含み、第２部分は、第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含む。第１及び第２部分は、第１及び第２複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第１部分が、印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

別の実施形態においては、乗り物は少なくとも一つの推進装置、及び少なくとも一つの推進装置に係合され、ペイロードを支持する構造アセンブリを含む。構造アセンブリは、第１部分、第１部分に係合している母材、及び第１部分の反対側で母材に係合している第２部分を備える少なくとも一つの複合パネルを備えている。上に注記したように、第１部分は第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含み、第２部分は、第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含む。第１及び第２部分は、第１及び第２複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第１部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

更に別の実施形態においては、複合構造を形成する方法は、第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含む第１部分を形成し；母材を第１部分に係合し；第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含む第２部分を形成するステップを含む。第２部分は第１部分の反対側で母材に係合しており、第１及び第２部分は、第１及び第２複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第１部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

上述した、又は下に説明される特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において個別に達成する、又は更に別の実施形態と組み合わせることが可能であり、更に別の実施形態の更なる詳細は、下記の説明及び図面を参照して理解することができる。
本発明の教示によるシステム及び方法の実施形態を、下記の図面を参照しながらさらに詳細に下に説明する。

図１は本発明の一実施形態によるハイブリッド複合パネルを含む航空機の等角投影図である。 図２は図１のアセンブリの翼端を拡大した断面平面図である。 図３は図１の翼アセンブリのハイブリッド複合パネルの部分組立、断面端面図である。 図４は本発明の別の実施形態によるハイブリッド複合パネルを製造するための例示のプロセスのフロー図である。

本発明の開示では、ハイブリッド複合パネルシステム及び方法が教示される。本発明のある実施形態の多数の特定の詳細を、これらの実施形態の完全な理解のために、下記の説明及び図１〜４に示す。しかしながら当業者は、本発明が追加の実施形態を有することができること、又は本発明が下記の説明に記載された詳細の幾つかを省いて実行することが可能であることを理解するであろう。

概して、本発明の教示によるハイブリッド複合パネルシステム及び方法の実施形態は、比較的厚い、荷重を担持する外側層、ハニカムコア、及び一以上の内側織物層を含む。外側層は、一以上の自動装置を使用して形成される、高強度、高係数、硬質エポキシ樹脂製の単向性複合テープを含むことができる。これら外側のテープ層には、大量の荷重担持材料が含まれている。ハニカムコアは、外側の荷重担持層の上に配置してから、手で積層することができる限定された数の内側織物層で覆うことができる。したがって、本発明によるハイブリッド複合パネルシステムおよび方法では、自動プロセスを使用して形成されるより剛性でより強度が高く、より耐久性のある単向性の複合テープ層を、より安価な、強度の低い、手で積層可能な内側織物層と組み合わせて、所望の剛性、強度、重量、耐久性及び製造可能性を有するカーボン複合材料システムが提供される。

図１は本発明の一実施形態による航空機１００の等角投影図である。この実施形態においては、航空機１００は乗客と貨物を運ぶ内部領域を有する機体１０２を備えている。一対の翼アセンブリ１１０は機体１０２の中央部分から外側に横方向に突出している。各翼アセンブリ１１０は、下にさらに詳細に説明されるような、本発明の教示によるハイブリッド複合パネル１２０を備えている。尾部アセンブリ１０４は機体１０２の後部に連結し、推進装置１０６は各翼アセンブリ１１０に連結している。航空機１００はまた、従来技術で概して周知の、航空機１００の適切な稼働のための所望の能力を協働的に提供する様々な構成要素及びシステムも含むが、簡潔にするために本明細書では詳細を説明しない。

図２は、図１の航空機１００の翼アセンブリ１１０のうちの一つ（すなわち、翼アセンブリ１１０の左側）を拡大した断面平面図である。更に具体的には、図２においては、翼アセンブリ１１０の上部分が取り去られ、ハイブリッド複合パネル１２０を含む翼アセンブリ１１０の下部分がむき出しになっている。参考のために、翼アセンブリ１１０は、翼端部１１２、前縁１１４、及び後縁１１６を有している。当然ながら、翼アセンブリ１１０は複数のハイブリッド複合パネル１２０を含むことができ、図２では図示目的のために除去されている上部分にも、一以上のハイブリッド複合パネル１２０を含むことができる。

図３は図２の線３−３に沿って見た翼アセンブリ１１０のハイブリッド複合パネル１２０の部分組立、断面端面図である。この実施形態においては、ハイブリッド複合パネル１２０は非対照的に構成されており、高強度、耐衝撃部分１２２と低強度部１２４を備えている。高強度、耐衝撃部分１２２は、ハイブリッド複合パネル１２０に加わる荷重の大部分に耐えるように構成されており、低強度部１２４は、実質的により少ない印加荷重に耐えるように構成されている。例えば、ある実施形態においては、高強度部１２２は通常の稼動条件においてハイブリッド複合パネル１２０への印加荷重の少なくとも７０％を担持するように構成されている。他の実施形態においては、高強度部１２２は印加荷重の９０％以上を担持するように構成されている。

図３に更に示すように、高強度、耐衝撃部分１２２は、複数の繊維強化複合層から形成された第１部分１２６を含む。第１部分１２６は、高強度部１２２の主要の荷重担持部分である。ある実施形態においては、第１部分１２６は自動化された複合層形成装置を使用して形成される。外側層１２８は第１部分１２６の外側に向いた面に形成され、第１部分１２６を要素が原因の可能性のある物理的ダメージ及び劣化から保護する役割を果たす比較的滑らかで比較的耐久性のある保護面となる。接着層１３０（例：接着剤）は、第１部分１２６の内側に向いた面に形成される。

低強度部１２４は、複数の織物補強された複合層から形成される第２部分１３２を備えている。ある実施形態においては、第２部分１３２の層は手動の又は「ハンドレイアップ」プロセスを使用して形成される。第２接着層１３４は、より剛性の部分１３６と第２部分１３２との間に連結される。より剛性の部分１３６により、ハイブリッド複合パネル１２０に硬さが加わる。ある実施形態においては、より剛性の部分１３６は、比較的堅い材料でできた薄壁を交差することによって規定される複数の空間セルを有する軽量の母材からできている。さらに具体的には、特定の実施形態においては、より剛性の部分１３６は、（例えば、アルミニウム、チタン、非金属樹脂含浸材料、Ａｌ及びＴｉ合金、他の金属又は非金属等）の多角形の又は「ハニカム」形状のセルを有する母材でできている。低強度部１２４は、高強度部１２２の接着層１３０に連結されている。

当然ながら、（例えば寸法、材料、熱機械特性等の）ハイブリッド複合パネル１２０の特定の設計詳細を可変的に調節して、広い範囲の必要条件及び稼動条件を満たすことが可能である。例えば、ある実施形態では、第１部分１２６は、繊維強化された複合テープ材料の連続層からできており、この複合テープ材料は、一つの軸線（主要な応力方向）に沿ってほぼ配置されている単向性繊維を有している。しかしながら、代替実施形態においては、第１部分１２６の強化用繊維は複数の方向に配向していてよい。

特定の実施形態では、第１部分１２６の、厚く耐久性のある荷重担持外側層は、自動装置によってツール表面上に置かれた補強されたエポキシ樹脂製単向性テープである。荷重担持材料の大半はこれらの外側テープ層内に含まれていてよい。繊維強化された複合テープの連続層を使用して複合構造を形成するための自動システムは、例えばＨｏｌｍｅｓ氏らに発行された米国特許第６７９９６１９Ｂ２号明細書およびＥｎｇｅｌｂａｒｔ氏らに発行された米国特許第６８７１６８４Ｂ２号明細書に開示されているシステムが挙げられる。ハニカムコアをこれらの層の上に置き、手で積層できる限定数の織物補強された内側層で覆うことができる。この構成では、自動装置を用いて作られたより高い強度及び剛性を有する単向性テープと手で積層された費用の安い、より低い強度及び剛性を有する内側織物層とを組み合わせる。

強化繊維は、金属、合金、ポリマー、セラミック、天然素材、合成物質、又は任意の他の好適な材料を含有する繊維を含む様々な材料を使用して形成することができる。熱硬化性及び熱可塑性の繊維強化複合テープ材料の範囲はおおまかに知られている。例えば、高強度部１２２で使用することができる好適な繊維強化複合テープ材料は、マサチューセッツ州ローエルのスペシャルティ・マテリアル社から販売されている材料と、バージニア州ラングリーのＮＡＳＡラングリーリサーチセンター、及びメリーランド州グリーンベルトのＮＡＳＡゴッダード宇宙飛行センターによって（又はここが代理として）開発された材料、又は任意の他の好適な繊維強化複合材料が挙げられる。同様に、低強度部１２４で使用される繊維強化複合材料は、ニューヨーク州ニューヨークのアーゴシーインターナショナル社から販売されている材料、又はオハイオ州クリーブランドのＮＡＳＡグレンリサーチセンターによって（又はここが代理として）開発された材料、又は任意の他の好適な繊維強化複合材料を挙げることができる。

本発明の教示によるハイブリッド複合パネルは様々な方法で製作することができる。例えば、図４は本発明の別の実施形態によるハイブリッド複合パネルを製造する例示のプロセス２００のフロー図である。説明目的のために、例示のプロセス２００を図１〜３を参照しながら上述した例示の構成要素を参照して下に説明する。

この実施形態では、プロセス２００は、好適な成形ツール（又はマンドレル）を準備することを含み、この好適な成形ツール（又はマンドレル）においてハイブリッド複合パネルがステップ２０２において部分的に又は完全に形成される。例えば、ある実施形態においては、成形ツールを成形して航空機の構成要素（例えば、翼外板）を形成することができる。ステップ２０４では、高強度部１２２の第１部分１２６が自動プロセスを使用して成形ツール上で形成される。ステップ２０４における第１部分１２６の形成には、連続的な繊維強化複合層の形成及び硬化の両方を含むことができる。あるいは、ステップ２０４における形成には、繊維強化複合層の形成を含むことができ、繊維強化複合層の硬化をプロセス２００の別の部分で行うことができる。

加えて、ある実施形態においては、第１部分１２６はステップ２０４において繊維強化複合テープ材料を形成し、強化（例えば、位置づけ、圧縮、硬化等）するための自動システムを使用して形成することができる。第１部分１２６の複合層内部の強化繊維は、（翼アセンブリ１１０の長手軸に沿って延びている等）単向性であってよく、あるいは、複数の方向に配向していてもよい。前に注記したように、第１部分１２６は通常の稼動条件においてハイブリッド複合パネルに印加される荷重の大部分を担持するように構成されている。任意のステップ２０５においては、第１部分１２６がステップ２０４における形成中に硬化されたことを前提に、第１部分１２６の任意の所望の特性（例えば、強度、孔隙率、欠陥等）についての非破壊試験を行うことができる。

図４に更に示すように、補強部分１３６はステップ２０６において第１部分１２６に係合される。ある実施形態においては、補強部分１３６は接着層１３０（図３）を介して第１部分１２６に係合されており、接着層１３０は好適な接着剤でできていてよい。あるいは、一以上の中間層の使用を含む、任意の他の好適な技術を使用して、補強部分１３６を第１部分１２６に係合することができる。

低強度部１２４の第２部分１３２は、ステップ２０８における手動形成プロセスを使用して補強部分１３６上に形成される。さらに具体的には、ある実施形態においては、第２部分１３２は、手動又は「ハンドレイアップ」プロセスを用いて織物強化された複合材料の連続層を設けることにより形成することができる。（ステップ２０８における）第２部分１３２の形成には、連続的な織物強化複合層の形成及び硬化の両方を含むことができる、あるいは、織物強化複合層の硬化はプロセス２００の別の箇所において行うことができる。

任意のステップ２１０においては、ハイブリッド複合パネルアセンブリの一以上の部分を硬化し仕上げることができる。例えば、ステップ２１０における硬化には、第１部分１２６の、第２部分１３２の、またはこれら両方の（例えば高温、高圧、又は両方を使用する等の）硬化を含むことができる。特定の実施形態においては、第１部分１２６はステップ２０４における形成中に硬化され、その一方でステップ２１０においては、ハイブリッド複合パネルアセンブリをオートクレーブの中に置き、高温及び／又は高圧を制御下で加えることを含む硬化プロセスを使用して、第２部分１３２が硬化される。ステップ２１０における仕上げは、第１部分１２６上の外側保護層１２８の形成、又は任意の他の所望の成形、加工、又は調整操作を含むこともできる。

当然ながら、例示プロセス２００は可能な一実施形態であって、本発明による様々なプロセスを考え出すことが可能である。例えば、ある代替実施形態では、複合パネルアセンブリを形成するプロセスは高強度複合層の形成、第１高温及び高圧における高強度複合層の硬化、及び高強度複合層の孔隙率又は他の特性についての非破壊試験の実施を含むことができる。試験実施後に、本プロセスは、高強度複合層に補強母材を貼り付けて、補強母材の上に低強度複合層を形成し、その後でこのアセンブリを第１高温及び／又は高圧よりも低い第２温度及び／又は圧力で硬化させる。この代替プロセスの利点は、高強度複合層が補強及び低強度複合層に係合された後では実際的ではないまたは不可能である、高強度複合層の（例えば孔隙率についての）十分な検査が可能になることである。

本発明による（例えばプロセス２００等の）製造プロセスの実施形態を、様々な構成要素の製造に使用することが可能である。たとえば、代替実施形態においては、本発明によるハイブリッド複合パネルを航空機の様々な部分に使用することができる。さらに具体的には、図１に示すように、ハイブリッド複合パネルの実施形態を（例えばパネル１２０ｂ等の）尾部アセンブリ１０４、（例えばパネル１２０ｃ等の）機体１０２、（例えばパネル１２０ｄ等の）推進装置１０６、又は航空機１００の任意の他の好適な部分に使用することができる。

図１に示す航空機１００はおおむね、民間旅客機、イリノイを示すものであるが、当然ながら代替実施形態においては、任意の他のタイプの航空機に本発明によるハイブリッド複合パネルシステムの実施形態を装備することができる。例えば、代替実施形態においては、本発明によるシステム及び方法を、英国サリー州クルズドンのジェインズインフォーメーショングループ社から市販されている「Ｊａｎｅ’ｓ Ａｌｌ Ｔｈｅ Ｗｏｒｌｄ’ｓ Ａｉｒｃｒａｆｔ」等の様々な参考書にさらに詳細に図示されているような、軍用機、回転翼航空機、無人機、ミサイル、ロケット、及び任意の他の好適なタイプの車両及びプラットフォームを含むほかのタイプの航空宇宙機に組み込むことが可能である。さらに別の実施形態においては、本発明によるハイブリッド複合パネルを、ウォータークラフト、自動車、建築構成材、コンテナ、及び任意の他の構造及びアセンブリに使用することができる。

本発明の教示によるハイブリッド複合パネルシステム及び方法の実施形態は、重要な利点を提供できる。例えば、上記ハイブリッド複合パネルシステム及び方法は、例えば航空機の翼外板及び他の負荷が大きく、制約が高い環境等の要求が厳しい稼動環境によって課せられる強度、重量、及び大きさの条件を有利に満たすことができる。さらに具体的には、ハイブリッド複合パネルの実施形態により、高荷重担持の要件を満たしながら薄い翼の開発が可能になる。薄い翼の開発により翼の性能が上がり、結果的に航空機の稼動費用が削減され、燃料経済性が上がり、排気ガスが減ることになる。

さらに、本発明によるハイブリッド複合パネルにより、（例えば高強度部１２２等の）外側層が翼にかかる荷重の大部分を担持することが可能になる。外側層の製造によって、製造工程のほとんどを自動装置が担うことが可能になり、労働時間及び全体的な製造費用が削減される。さらに、単向性テープは通常同程度の強度を持つこれと似た織物素材よりもかなり安価であるため、さらにコストが削減される。上に注記したように、ある実施形態においては、第２部分の補強部分と織物強化された内側層を追加する前に硬化させることによって、外側層をより高い強度規格にまで硬化させ加工することができる。外側テープ層が形成された後に、補強部分及び内側織物層（例えば低強度部１２４）を加えることによって、ハイブリッド複合パネルアセンブリをより低い製造規格に加工することができ、より安価の内側織物素材の使用が可能になり、必要な層の数が制限される。これにより、手動による製造時間と労働コストが有利に削減される。

当然ながら、積層された又は仕上がった製品中の複合層を形成した方法は、検査を通して判定することができる。通常、自動積層プロセスを使用して作製された構成部品は、手動の積層プロセスを使用して形成された構成部品よりもより優れた均一性を呈する。ある実施形態では、自動プロセスにより、検査によって検知可能な、積層体内部の容易に認識できる特性及び特徴（例えば周期的又は反復的な特徴）を残すことが可能であり、この特性及び特徴は積層体が形成された手法を確定するのに使用できる。

上に注記したように、本発明の特定の実施形態を本明細書に図示し説明してきたが、本発明の精神及び範囲から逸脱せずに多数の変更を行うことが可能である。したがって、上に説明した特定の実施形態の開示によって本発明の範囲が限定されるべきではない。むしろ、本発明は下記の請求項を参照することにより完全に確定されるべきである。

Claims (20)

1. 第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含む第１部分と、
   第１部分に係合する母材と、
   第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含み、第１部分とは反対側で母材に係合している第２部分とを備え、
   第１及び第２部分が、第１及び第２複合層に対して少なくとも部分的に横方向に常時荷重を担持するように構成されており、第１部分が、印加される常時荷重の大部分を担持するように、第１及び第２部分がさらに非対称的に構成されているアセンブリ。
2. 第１補強材料が複数の強化用繊維を含み、第２補強材料が強化用織物を含む、請求項１に記載のアセンブリ。
3. 複数の強化用繊維が複数の単向性繊維を含む、請求項２に記載のアセンブリ。
4. 第１部分の複数の第１複合層が自動形成プロセスを用いて形成され、第２部分の複数の第２複合層が手動形成プロセスを用いて形成される、請求項１に記載のアセンブリ。
5. 自動形成プロセスが、自動複合テープ形成プロセスを含む、請求項４に記載のアセンブリ。
6. 母材が、複数の第１複合層に対してほぼ横方向に配向している複数の交差壁を含み、当該交差壁がほぼ堅い材料でできており且つ複数の空間セルを画定している、請求項１に記載のアセンブリ。
7. 複数の空間セルが複数の多角形のセルを含む、請求項６に記載のアセンブリ。
8. 少なくとも一つの推進装置と、
   少なくとも一つの推進装置に係合し、ペイロードを支持し、少なくとも一つの複合パネルを含む構造アセンブリであって、当該少なくとも一つの複合パネルが：
   第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含む第１部分と、
   第１部分に係合する母材と、
   第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含み、第１部分とは反対側で母材に係合している第２部分とを有する、構造アセンブリを備え、
   第１及び第２部分が、第１及び第２複合層に対して少なくとも部分的に横方向に印加される常時荷重を担持するように構成されており、第１部分が、印加される常時荷重の大部分を担持するように、第１及び第２部分がさらに非対称的に構成されている乗り物。
9. 第１補強材料が複数の強化用繊維を含み、第２補強材料が強化用織物を含む、請求項８に記載の乗り物。
10. 第１部分の複数の第１複合層が自動形成プロセスを用いて形成され、第２部分の複数の第２複合層が手動形成プロセスを用いて形成される、請求項８に記載の乗り物。
11. 少なくとも一つの推進装置が航空機のエンジンを備える、請求項８に記載の乗り物。
12. 構造アセンブリが、ペイロードを受ける内部領域を有する細長い機体と、機体から外側に突出して空気力学的揚力をもたらす一対の翼アセンブリと、機体の端部に係合する尾部アセンブリを備え、少なくとも一つの複合パネルが機体、翼アセンブリ、及び尾部アセンブリ内部のうちの少なくとも一つに配置されている、請求項１１に記載の乗り物。
13. 第１補強材料で補強された複数の第１複合層を含む第１部分を形成し、
    母材を第１部分に係合し、
    第２補強材料で補強された複数の第２複合層を含み、第１部分とは反対側で母材に係合している第２部分を形成するステップを含み、
    第１及び第２部分が、第１及び第２複合層に対して少なくとも部分的に横方向に常時荷重を担持するように構成されており、第１部分が、印加される常時荷重の大部分を担持するように、第１及び第２部分がさらに非対称的に構成されている、複合構造を形成する方法。
14. 第１部分を形成するステップが、最初に複数の強化用繊維で補強された複数の第１複合層を含む第１部分を形成するステップを含み、第２部分を形成するステップが、強化用織物で補強された複数の第２複合層を含む第２部分を形成するステップを含む、請求項１３に記載の方法。
15. 第１部分を形成するステップが、最初に自動形成プロセスを用いて第１部分を形成するステップを含み、第２部分を形成するステップが、手動形成プロセスを用いて第２部分を形成するステップを含む、請求項１３に記載の方法。
16. 自動形成プロセスが、自動複合テープ形成プロセスを含む、請求項１５に記載の方法。
17. 母材を第１部分に係合するステップが、複数の第１複合層に対してほぼ横方向に向いており、且つほぼ堅い材料でできており、複数の空間セルを画定する複数の交差壁を有する母材を係合するステップを含む、請求項１３に記載の方法。
18. 第１部分を形成するステップが、母材を第１部分に係合する前に、第１部分を硬化させるステップを含む、請求項１３に記載の方法。
19. 第１部分を硬化させるステップが、第１高温及び高圧で第１部分を硬化させるステップを含み、当該方法が、母材を第１部分に係合した後、及び第２部分を形成した後に、第２高温及び高圧で第２部分を硬化させるステップを更に含み、第２高温及び／又は高圧は第１高温及び／又は高圧よりも低い、請求項１８に記載の方法。
20. 第１部分を形成するステップと第２部分を形成するステップのうちの少なくとも一つが、第１及び第２部分のうちの対応する部分を硬化させるステップを含む、請求項１３に記載の方法。

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