JP2012519614A - 適合させたパッチを用いた複合構造の予測可能な結合補修 - Google Patents

Abstract

複合構造の不整合領域の補修用のパッチは、複合積層パッチと、積層パッチを複合構造に結合する接着層とを含んでいる。積層パッチは、不整合領域周辺の歪みエネルギーをそれぞれ異なる速度で放出する少なくとも第１及び第２の領域を有している。
【選択図】図１

Description

本発明は、概して複合構造に関し、具体的には不整合箇所を含む複合構造の領域を補修するための方法と複合パッチに対処する。

複合構造は、ときに、構造を設計許容度内に適応させるために補修が必要な一又は複数の不整合箇所を含む局所領域を有する。

過去の一補修プロセスは、不整合領域を覆うように配置されて、メカニカルファスナーを用いて親構造に固定されるパッチを使用して実行された。このような補修技術は、ファスナーの目視検査を行うことにより長時間にわたってパッチの状態を監視できるので望ましい。しかしながら、ファスナーの使用は航空機の重量及び／又は航空機上の抗力を増大させる可能性があり、また用途によっては美的に望ましくない。

幾つかの用途では、補修パッチは接着継手の使用により親構造に固定されているが、この技術も、停止機構を形成して不整合箇所の進展を制限する第２の負荷経路となるメカニカルファスナーを使用することが必要である。更に、親構造上に補修パッチを固定する接着継手に生じる変化は、継手又は継手のインターフェースの停止機構が目視できないため、長時間にわたって容易に監視することができない。

したがって、目視又は他の種類の非破壊的検査技術を用いた長時間にわたる補修領域の状態の監視を可能にしながら、複合構造の不整合領域を補修する補修パッチ及び補修方法が必要とされている。

開示される実施形態により、補修パッチ、並びにメカニカルファスナーを必要とせずに結合式補修パッチを使用して複合構造を補修する方法が提供される。この補修パッチは、補修された領域の状態を長時間にわたって目視検査することが可能で、将来的な接着継手の変化を確実に予測することができるという特徴を有している。補修領域の状態が目視検査可能であり、且つ未来の結合状態に関する予測が可能であるため、本結合式補修パッチ及び目視検査技術は航空機認可機関による補修の認可を可能にするものである。

開示される一実施形態によれば、複合構造の不整合領域を補修するためのパッチが提供される。本パッチは、複合積層パッチと、積層パッチを複合構造に結合する接着層とを含んでいる。積層パッチは、不整合領域を覆うように構成されており、不整合領域周辺の歪みエネルギーをそれぞれ異なる速度で放出する少なくとも第１及び第２の領域を有している。積層パッチは、ファイバによって補強された複数の積層プライを含むことができ、第１の領域のプライは第２の領域のプライとは異なる特性を有している。接着層は、積層パッチのそれぞれ第１及び第２の領域の下に位置し、且つ第１及び第２の領域とほぼ同じ領域に広がる少なくとも第１及び第２のセクションを含むことができる。

別の実施形態によれば、補修用複合パッチは、複合構造の、不整合性を含む領域の上に接着により結合される。この補修パッチは、積層された複数の複合プライを含んでいる。補修用パッチは、積層された複数の複合プライを含んでいる。複合プライは、層内破壊靱性の異なる複数の領域を有することにより、パッチの状態の変化を制御する。これら複数の領域は、不整合な領域を中心としてほぼ同心の第１、第２、及び第３の領域を含むことができる。

また別の実施形態によれば、複合構造一領域を補修する方法が提供される。本方法は、複合積層パッチを作製することと、積層パッチを複合構造の補修領域に結合することとを含む。積層パッチを作製することは、それぞれ異なる層内破壊靱性を有する複数の領域を形成することを含む。パッチを作製することは、ファイバ補強ポリマーのプライの成層を形成することにより行うことができ、これには、成層内に複数の領域を形成することと、成層を硬化させることとが含まれる。複数の領域を形成することは、各領域のプライに、層内破壊靭性に関してそれぞれ異なる特性を付与することを含むことができる。

開示される実施形態は、補修状態を目視により監視することができ、接着継手のあらゆる変化を目視検査に基づいて予測できる、複合材料の不整合領域の補修を可能にする方法と結合式複合材補修パッチとに対する需要を満たす。

１０．複合構造の、不整合箇所を含む一領域の上に、接着により結合される補修用複合パッチであって、
層内破壊靱性の異なる複数の領域を含むことによりパッチの状態の変化を制御する積層された複数の複合プライ
を含む、補修用複合パッチ。

１１．複数の領域が、第１、第２、及び第３の領域を含み、
第２の領域が第１の領域をほぼ取り囲んでおり、
第３の領域が第２の領域をほぼ取り囲んでいる、
請求項１０に記載の補修用複合パッチ。

１２．複数の領域が、第１、第２、及び第３の領域を含み、
第２の領域が、第３の領域より大きな層内破壊靱性を有しており、
第１の領域が、第２の領域より大きな層内破壊靱性を有している、
請求項１０に記載の補修用複合パッチ。

１３．第３の領域の層内破壊靭性が約０．５〜１インチ−ポンド／インチ^２であり、
第２の領域の層内破壊靭性が約１．５〜２．０インチ−ポンド／インチ^２であり、
第１の領域の層内破壊靭性が約２．５インチ−ポンド／インチ^２以上である、
請求項１２に記載の補修用複合パッチ。

１４．複数の領域が、第１、第２、及び第３の領域を含み、
第２の領域が第１の領域より大きな層内破壊靭性を有しており、
第３の領域が第２の領域より大きな層内破壊靭性を有している、
請求項１０に記載の複合パッチ。

１５．各プライが、一のファイバ配向を有するファイバ補強を有しており、
複数の領域内のプライが異なるファイバ配向シーケンスを有している、
請求項１０に記載の複合パッチ。

１６．複数の領域のうちの一つの領域内のプライの少なくとも一つが、それぞれファイバ配向の異なるファイバ補強を有する少なくとも二つのセクションを含んでいる、請求項１０に記載の複合パッチ。

１７．プライの少なくとも一つが、複数の領域のうちの少なくとも二つにまたがって延びている、請求項１０に記載の複合パッチ。

２４．航空機の複合構造の不整合領域を補修するためのパッチであって、
ファイバ補強ポリマーからなる複数のプライを含む複合積層パッチであって、ほぼ同心の第１、第２、及び第３の領域を含み、第２の領域が第１の領域より大きな層内破壊靱性を有し、第３の領域が第２の領域より大きな層内破壊靭性を有する積層パッチと、
複合構造に積層パッチを結合する接着層であって、積層パッチの第１、第２、及び第３の領域の下にそれぞれ位置する、構造接着剤からなる第１、第２、及び第３のセクションを含み、積層パッチと航空機の複合構造との間に接着継手を形成しているもので、第１、第２、及び第３のセクションが、不整合な領域の周囲の歪みエネルギーをそれぞれ異なる速度で放出し、第１のセクションが第１の隙間によって第２のセクションから分離されており、第２のセクションが第２の隙間によって第３のセクションから分離されている、接着層と
を含むパッチ。

２５．航空機の複合構造の、一不整合領域を補修する方法であって、
ファイバ補強ポリマーからなる複数のプライを積み上げること、
プライを、複数のほぼ同心の領域に分割すること、
複数の領域に異なる層内破壊靱性を付与すること、
構造接着剤からなる第１、第２、及び第３のセクションを作製すること、
接着剤の第１、第２、及び第３のセクションを、積層パッチのそれぞれ第１、第２、及び第３の領域の下に、ほぼ同心に配置すること、
接着剤の第１のセクションと第２のセクションとの間に第１の隙間を形成すること、
接着剤の第２のセクションと第３のセクションとの間に第２の隙間を形成すること、並びに
接着剤の第１、第２、及び第３のセクションを使用して、積層パッチの第１、第２、及び第３の領域と航空機の複合構造との間にそれぞれ接着継手を形成することであって、接着継手が、不整合領域周辺の歪みエネルギーをそれぞれ異なる速度で放出する三つの領域に分割されること
を含む方法。

図１は、複合構造上の結合式補修パッチを示している。 図２は、図１の線２−２に沿った断面図である。 図３は、図２に示す接着層の平面図である。 図３Ａ〜Ｃは、図３に示す接着層のセクションそれぞれの平面図である。 図４は、図３の線４−４に沿った断面図である。 図５は、図１に示される補修パッチの一部を形成する複合積層パッチの平面図である。 図６は、図５の線６−６に沿った断面図である。 図７は、図６に類似の断面図であるが、層内靭性の異なる複数の領域に分割された調節後の積層パッチを詳細に示している。 図８は、図７に示す調節後の積層パッチの異なる領域のプライの仔細を示す表である。 図９は、図７に示す積層パッチに含まれるプライ１の平面図である。 図１０は、図７に示す積層パッチに含まれるプライ２の平面図である。 図１１は、図７に示す積層パッチに含まれるプライ３の平面図である。 図１２は、図７に示す積層パッチに含まれるプライ４の平面図である。 図１３は、図１に示す補修パッチの平面図であり、剥離の典型的な伝播経路を示している。 図１４は、パッチの複数の領域にまたがる剥離の進行を示す断面図である。 図１４は、パッチの複数の領域にまたがる剥離の進行を示す断面図である。 図１６は、パッチの複数の領域にまたがる剥離の進行を示す断面図である。 図１７は、複合構造の不整合領域を補修する方法のフロー図である。 図１８は、航空機の製造及び整備方法のフロー図である。 図１９は、航空機のブロック図である。

図１及び２に示すように、開示される実施形態によれば、補修用複合パッチ３０は、複合構造２４の不整合領域２２を補修するために使用される。本明細書で使用する「不整合領域」、「不整合性」、及び「不整合箇所」は、いずれも設計の公差を逸脱する複合構造２４の局所領域を指す。不整合性２２は、限定しないが、例えば、複合構造２４が製造される時点で生じるか、又はその後複合構造２４の耐用期間中に生じうる空隙、凹み、又は気孔を含む。

複合パッチ３０は、不整合領域２２の上に重なり、構造用接着剤の層３４により複合構造２４に結合されて接着継手４２を形成する複合積層パッチ３２を含んでいる。パッチ３０の大きさは、用途及び不整合領域２２の寸法に応じて変化させることができる。接着層３４は、接着継手４２及び領域２２を、構造２４とパッチ３０との間で伝達される遷移負荷を円滑に減少させうる第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０に分割する。第１の制御領域３６は、不整合領域２２を覆って中心に位置しており、第２及び第３の制御領域４６、４８は、それぞれ中央に位置する第１の領域３６を囲む一対のほぼ同心円状のリング域を含んでいる。図では、開示される実施形態の領域３６、３８、４０はほぼ円形であるが、他の様々な形状が可能である。また、他の実施形態では、パッチ３０は二つの制御領域３６、３８のみを有してもよく、又は三つの制御領域３６、３８、４０より多い制御領域を有してもよい。

第１の制御領域３６は、有利な面内付着応力を示すことができる。第２の制御領域３８は耐久性領域と呼ばれ、この領域内のパッチ３２と親構造２４との間に生じた剥離については、評価及び定量化することにより補修の必要性を決定することが必要である。第３の制御領域４０は、最大の面内せん断及び剥離モーメントを有することができ、パッチ３２と親構造２４との間の全体的な構造的結合の挙動に影響しうる。

次に図２〜４を参照すると、接着層３４は、中央にセクション４４を含み、この円形セクション４４は同心のリング形状セクション４６及び４８により囲まれている。接着セクション４４、４６、４８の大きさ及び形状は、それぞれ補修パッチ３０の第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０に概ね相当する。接着セクション４４、４６、４８の各々は、通常は所望の形状に切り離すことが可能なフィルム状又はシート状の市販の構造接着剤からなる一又は複数のプライを含むことができる。接着セクション４４、４６、４８は、市販の構造接着ペーストから形成することもできる。上述のように、接着性のシート材からなる複数のプライ（図示しない）を積み上げて、接着セクション４４、４６、４８の各々について所望の厚さ「ｔ」を形成することができる。結合の強さは、パッチ３２と構造２４との間の厚さ「ｔ」を用いて調節することができる。用途及び接着シートの厚さに応じて、接着性のシート材のプライを一つしか必要としない用途もあれば、複数のプライが必要な用途もある。

一実施形態では、接着セクション４４、４６、４８の間に環状の隙間「ｇ」を形成することにより、積層パッチ３２と複合構造２４との間の潜在的剥離の進展を停止させることを補助することができる。このような停止の補助となる隙間「ｇ」の一方又は両方に、充填剤５０を配置することができる。

接着セクション４４、４６、４８の各々の特性は、接着継手４２の第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０からそれぞれ歪みエネルギーが放出される速度に影響するように調節することができる。接着セクション４４、４６、４８の各々の調節は、厚さ「ｔ」又は幅「ｗ」といった接着セクション４４、４６、４８の寸法を変更することにより、或いはフィルム、ペースト、スクリムなどの形状を変更することにより、加えて破壊靭性、剥離又はせん断特性といった接着層の構造特性を変更することにより、或いは接着セクション４４、４６、４８の間に隙間「ｇ」を設けることにより、達成することができる。破壊靱性は、剥離に対する材料の全体的な耐久性とすることができる。加えて、スペーサ又は充填剤５０を接着セクション４４、４６、４８の間に挿入することにより、剥離の進展の停止を助けることができる。

調節された接着セクション４４、４６、４８の使用により、複数の制御領域３６、３８、４０に分割された結合式補修パッチ３０ができあがる。これらの制御領域３６、３８、４０は、それぞれ異なる速さで歪みエネルギーを放出する。第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０は、パッチ３２と構造２４との間の遷移負荷を徐々に減少させ、これにより剥離が広がる経路を予測できるだけでなく、単純な目視検査、又はその他の非破壊検査技術による補修パッチ３０の状態の評価が可能となる。三つの制御領域３６、３８、４０を示して説明するが、制御領域の数は三つより多くても少なくてもよい。

不整合領域２２の上に重なるパッチ３０の第１の制御領域３６は、接着継手４２の剥離の境界周辺に応力が集中することを抑制できる有利な面内応力を示す。第１の制御領域３６内の全体的な付着応力は、複合構造２４に印加される最大負荷限度下で剥離が延長するのに必要な歪みエネルギー放出速度を低下させることができる。

第２の制御領域３８内における補修パッチ３０の特性は、第２の制御領域３８の歪みエネルギーの放出速度が第１の制御領域３６の歪みエネルギーの放出速度より大きくなるようなものにすることができる。接着継手４２内の第２の制御領域３８に生じるどのような剥離も、剥離の進展を開始させるのに必要な仕事投入量を規定する疲労耐久性剥離曲線（図示しない）により予想することができる。第３の制御領域４０の特性は、第３の制御領域４０内の歪みエネルギー放出速度が第２の制御領域３８の歪みエネルギー放出速度より大きくなるように選択することができ、それにより剥離の開始及び進展が抑制されるとともに、面内せん断及び剥離モーメントが抑えられる。

次に図５及び６を参照する。図５及び６はファイバ補強ポリマーからなる複数のプライ５２を含む積層パッチ３２を示し、これらのプライ５２は、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０がそれぞれ所望の歪みエネルギー放出速度を有するように調節することができるものである。積層パッチ３２内の歪みエネルギー放出速度は、領域３６、３８、４０の各々のプライが異なる特性を有するようにプライを選択及び／又は配置することにより、制御領域３６、３８、４０内で調節することができる。即ち、領域３６、３８、４０の各々は、それぞれの領域に固有のプライ特性を有することができる。したがって、例えば、領域３８のプライは領域３６又は４０のプライとは異なる特性を有することができ、領域３６のプライは領域３８及び４０のプライとは異なる特性を有することができる。本明細書において使用される「特性」及び「プライ特性」は、限定しないが、プライ中のファイバ補強の種類、大きさ、又は量、プライの厚さ、プライ間の隙間、プライ間に配置される材料、要素又は構造、プライの数、プライ中に使用される基質の種類又は密度、各プライの成層の配向（角度）、及び／又はプライのスタック中のプライの配向シーケンスを指す。

制御領域３６、３８、４０の一又は複数の内部の歪みエネルギー放出速度は、パッチ３２と構造２４との間にスカーフ継手又はテーパ付き継手（図示しない）を形成することにより調節することができる。歪みエネルギー放出速度は、プライ５２間の特定の領域に隙間（図示しない）を設けて制御領域３６、３８、４０の各々の積層されたパッチ３２の機械特性を変更できるようにすることによっても調節することができる。更に、プライ５２に様々な配向シーケンスを採用することにより、画定された制御領域３６、３８、４０の実現を補助することができる。配向とは、成層の角度又はプライ中の補強ファイバの方向を指し、限定しないが、例えば０°、３０°、６０°、９０°、及び／又は０°、＋４５°、−４５°、９０度である。

次に図７を参照する。図７は、調節後の典型的な積層パッチ３２ａを示し、このパッチ３２ａは、ファイバ補強ポリマーからなる八つのプライ５２を含み、後で一の圧密化層に成形及び硬化される。平面図でみると、領域３６、３８、４０を含む調節後の積層パッチ３２ａの形状は、図５に示されるパッチ３２の形状と殆ど同じである。調節後積層パッチ３２ａを形成するプライ５２をプライ＃１〜＃８と呼ぶ。図８は、プライ＃１〜＃８の各々について、積層パッチ３２ａの領域３６、３８、４０内のプライの配向を示す表であり、図９〜１２は、プライ１〜４の構成断面図である。

図５及び６に関連して上述したように、プライ５２の特性は、領域３６、３８、４０毎に異なっていてよい。領域３６、３８、４０の歪みエネルギーの放出速度は、パッチ３２ａの各領域３６、３８、４０の層内靭性を規定する引っ張り応力又は剛性に関連している。開示される実施形態では、第１の領域３６が最高の層内破壊靱性を有し、第３の領域４０が最低の層内破壊靱性を有している。現実的な一の用途では、限定しないが、例えば、第３の領域４０が約０．５〜１．０インチ−＃／インチ^２の層内破壊靱性を有し、第２の領域３８が約１．５〜２．０インチ−＃／インチ^２の層内破壊靱性を有することができる。この実施例の第１の領域３６は、約２．５インチ−＃／インチ^２以上の層内破壊靱性を有する。しかしながら、他の実施形態では、第３の領域４０が最高の層内破壊靭性を、第１の領域３６が最低の層内破壊靭性を、第２の領域３８が第１の領域３６と第３の領域４０の中間の層内破壊靭性を、それぞれ有してもよい。

領域３６、３８、４０の層内破壊靱性の特定の値は、用途及び領域３６、３８、４０に含まれるプライ５２の特定の機械特性によって決まる。更に、領域３６、３８、４０内の層内破壊靱性の値は、接着層３４のセクション４４、４６、４８と積層パッチ３２の領域３６、３８、４０内の機械特性とが最大の性能を提供するように、セクション４４、４６、４８を含む接着層３４（図３参照）の特性に合わせて調節することができる。図７には示されていないが、接着層３４のセクション４４、４６、４８は、積層パッチ３２ａの領域３６、３８、４０それぞれの下に位置して領域３６、３８、４０とほぼ同じ領域に広がることができる。

上述のように、領域３６、３８、４０内の層内破壊靭性は、プライ５２に異なるプリプレグ材料を使用することにより、及び／又は領域３６、３８、４０の隣接する領域間にプライ５２を重ねることにより、及び／又は領域３６、３８、４０の各々に異なるプライ配向シーケンスを使用することにより、制御することができる。例えば、図８は、領域３６、３８、４０の各々におけるプライ＃１〜＃８の異なるプライ配向シーケンスを示している。例えば、第２の領域３８と第３の領域４０それぞれのプライ５２の配向シーケンスを比較すると、プライ＃４及び＃５は、第３の領域４０では９０°に配向されているが、第２の領域３８では０°に配向されている。上述のように、プライの配向は、各プライ５２を形成するポリマー基質（通常プリプレグ）内に保持される一方向性の補強ファイバの配向方向を指す。第１の領域３６のプライ＃１〜＃８の配向シーケンスは、第２又は第３の領域３８、４０の配向シーケンスとは異なっている。

次に、特に図７及び図９〜１２に示すように、プライ＃１は、配向の基準となる方向６９に対して０°にファイバが配向されている単一の円形セクション５１（図９）から構成されており、このセクションは三つの領域３６、３８、４０のすべてに広がっている。プライ＃２は、ａ＋４５°にファイバが配向されている円形の中心セクション５３（図１０）と、その外側の、９０°の配向を有するリング状セクション５５とを含んでいる。このようなプライ＃２の構成により、領域３６のファイバ配向は９０°と＋４５°との組み合わせとなり、領域３８及び４０のファイバ配向は共に９０°となる。プライ＃３は、領域３６内に−４５°のファイバ配向を有する単一のセクション５７（図１１）から構成され、領域３８及び４０には隙間（図７）が存在する。最後に、プライ＃４（図１２）は、領域３６及び３８全体に広がるファイバ配向０°のセクション５９を含む。セクション５９は、第３の領域４０内に限定される、９０°のファイバ配向を有するセクション６１によって囲まれている。図７に示されるプライ＃５〜＃８は、基本的に、上述のプライ＃１〜＃４の鏡像である。

上述に示すように、領域３６、３８、４０の各々は、調節後の積層パッチ３２ａ、及び／又は接着継手４２（図２）の内部において、固有の層内破壊靱性を有している。パッチ３２ａの領域３６、３８、４０内の層内破壊靱性を、接着継手４２内の全体的な付着応力に合わせて、且つ接着継手４２内の全体的な付着応力を補うように調節することにより、パッチ３２ａ又は接着継手４２内の不整合の進展を封じ込め且つ抑制することができる。

図１２には、第３の制御領域４０の外縁６０における剥離の開始と、内側に向かう進展を停止させることができる様子が示されている。この場合、縁６０において開始する剥離が、６２に示されるように直接内側に向かって進展し、制御領域３８と４０との間の境界６４に到達する。制御領域３６、３８、４０内の材料が異なっていることにより、及び／又は隙間「ｇ」又は充填剤５０（図４）の存在により、及び／又は接着層３４のセクション４４、４６、４８の接着特性が異なっていることにより（図２）、剥離は停止して、第３の制御領域４０の境界６４の周囲６３で環状に移動する。別の場合では、剥離は第３の領域４０から第２の制御領域３８内へと進行し、参照番号６６によって示されているように第１の制御領域３６に向かって内側へと進行する。剥離の進行は、制御領域３６と３８との間の境界６８に到達すると、停止して境界６８の周囲で環状に移動する。

図１３及び１４を同時に参照する。剥離７２が開始点６０から内側に向かって進行するにつれて、補修パッチの外縁５４が上方に向かって剥がれることにより、７７の位置で上に位置する塗料６９が裂けて、第３の制御領域４０内における剥離開始及び／又は進展が視覚的に示される。このような剥離の視覚的な表示は、制御領域３８と４０との間の境界６４で終端させることができる。

図１５に示すように、剥離７２が第２の境界６８に向かって第２の制御領域３８へと連続する場合、制御領域３８及び４０の領域のパッチ３０が上方に向かって剥がれることにより、７７の位置で上に位置する塗料６９が更に裂け、剥離が第２の制御領域３８へ、又は第２の制御領域を通って進展したことを視覚的に示す。図１６は、剥離が不整合箇所２２の境界７５まで進展したことを示している。この時点で、パッチ３０の複数の領域と、三つの制御領域３６、３８、４０すべてとが上方に向かって剥がれており、７７の位置で上に位置する塗料６９が更に裂けることにより、補修パッチ３０に更に注意を払う必要がある地点まで剥離が進行したことが視覚的に更に明瞭に示されている。ここで、塗料６９の目視検査により７７における塗料の亀裂が検出可能であるが、他の周知の非破壊検査技術を使用して、裸眼では亀裂を視認できない場合に塗料６９の亀裂を検出することができるか、又はそれ以外の場合にパッチ３０の剥離を検出できることに注意されたい。したがって、上述により、補修パッチ３０の制御領域３６、３８、４０が、パッチ３０と構造２４との間の結合状態の非破壊検査を可能とする手段となることが明らかである。

次に図１７を参照する。図１７は、上述の調節された補修パッチ３２ａを使用して不整合箇所を含む複合構造の領域を補修する方法を示している。調節されたパッチ３２ａは、図７及び８に示されたものと同様のプライ仕様及び配向シーケンスを用いてプライを積み上げるステップ７８により開始する一連のステップ７４により形成される。ステップ８０に示されるように、プライ５２は、プライの成層７８の一部として、複数の領域３６、３８、４０に分割される。また、ステップ８２に示されるように、領域３６、３８、４０には、上述のような異なる材料及び／又はプライの配向を使用することにより、異なる層内破壊靱性が付与される。

ステップ８４では接着層３４が形成され、ステップ８６では接着層３４が複数のセクション４４、４６、４８に分割される。次に、ステップ８８に示されるように、調節されたパッチ３２ａの領域３６、３８、４０を、接着層３４のセクション４４、４６、４８と位置合わせする。ステップ９０に示されるように、接着層３４を使用して、調節されたパッチ３２ａを複合構造に結合する。ステップ９２では、領域３６、３８、４０各々のパッチの状態を決定するためのパッチの目視検査が長期にわたって可能となる。

本発明の実施形態は、例えば、航空宇宙、船舶、及び自動車の分野を含む特に輸送産業において、種々の潜在的な分野に用途を見出すことができる。したがって、次に図１８及び１９に示すように、本発明の実施形態を、図１８に示される航空機の製造及び整備方法１００、及び図１９に示される航空機１０２に関して使用することが可能である。製造前の段階では、例示的な方法１００は、航空機１０２の仕様及び設計１０４と、材料調達１０６とを含みうる。補修パッチ３０の仕様及び設計は、航空機１０２の仕様及び設計１０４の一部として行われ、調達プロセス１０６の一部として調達されうる。

製造段階では、航空機１０２のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１０８と、システムインテグレーション１１０とが行われる。パッチ３０は、製造１０８及び／又はシステムインテグレーション１１０の間に発生する不整合箇所を補修するための製造の間に使用されうる。その後、航空機１０２は認可及び納品１１２を経て就航１１４される。パッチ３０は、不整合箇所を補修することにより航空機１０２の認可を得るため、及び／又は納品要件を満たすために使用されうる。顧客により就航される間に、航空機１０２は定期的なメンテナンス及び整備１１６（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。パッチ３０は、航空機１０２が就航されている間に、就航中に不整合箇所が拡大しうる航空機１０２の領域を補修するために使用することができ、パッチ３０の状態は、周期的なメンテナンスルーチンの一部としてチェックすることができる。

方法１００の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行されうる。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、及び主要なシステム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、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。

図１８に示されるように、例示的方法１００によって製造された航空機１０２は、複数のシステム１２０及び内装１２２を有する機体１１８を含むことができる。パッチ３０は、機体１１８の不整合箇所を補修するために使用することができる。高レベルのシステム１２０の例には、推進システム１２４、電気システム１２６、油圧システム１２８、及び環境システム１３０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、船舶及び自動車産業のような他の産業にも適用可能である。

本明細書に具現化されたシステム及び方法は、製造及び整備方法１００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、製造プロセス１０８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１０２が就航中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと同様の方法で作製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、又はそれらの組み合わせは、例えば、航空機１０２の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機１０２のコストを削減することにより、製造段階１０８及び１１０の間に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、又はそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機１０２の就航中に、限定しないが、例えばメンテナンス及び整備１１６に利用することができる。

本発明の実施形態を、特定の例示的な実施形態に関連させて説明したが、これらの特定の実施形態は説明を目的としているのであって、限定を目的としているのではなく、当業者であれば他の変形例が想起可能であろう。

Claims (15)

1. 複合構造の不整合領域を補修するためのパッチであって、
   前記不整合領域を覆うように構成され、不整合領域周辺の歪みエネルギーをそれぞれ異なる速度で放出する少なくとも第１及び第２の領域を有する複合積層パッチと、
   前記積層パッチを前記複合構造に結合するための接着層と
   を備えるパッチ。
2. 前記積層パッチが、各々が一のファイバ配向を有する複数のファイバ補強された複合積層プライを含み、且つ
   前記第１の領域の前記プライが、前記第２の領域の前記プライとは異なる特性を有している、
   請求項１に記載のパッチ。
3. 前記特性が、
   ファイバの特性、
   プライの厚さ、
   プライの数、
   プライ間の隙間の有無、
   プライのファイバ配向、及び
   領域内のプライのファイバ配向のシーケンス
   のうちの少なくとも一つを含む、請求項２に記載のパッチ。
4. 前記積層パッチの第２の領域が前記第１の領域を囲んでおり、且つ
   前記第２の領域が、前記第１の領域の層内破壊靱性より大きな層内破壊靭性を有している、
   請求項１に記載のパッチ。
5. 前記積層パッチの第２の領域が前記第１の領域を囲んでおり、且つ
   前記第１の領域が、前記第２の領域の層内破壊靱性より大きな層内破壊靭性を有している、
   請求項１に記載のパッチ。
6. 前記複合積層パッチが、前記不整合領域周辺の歪みエネルギーを、前記第１及び第２の領域から歪みエネルギーが放出される速度とは異なる速度で放出する第３の領域を含んでいる、請求項１に記載のパッチ。
7. 前記第３の領域が前記第２の領域を囲んでおり、且つ
   前記第２の領域が前記第１の領域を囲んでいる、
   請求項６に記載のパッチ。
8. 前記積層パッチがファイバで補強された複数の複合積層プライを含み、且つ
   前記第１の領域内の前記プライの少なくとも一つが前記第２の領域内に延びている、
   請求項１に記載のパッチ。
9. 前記接着層が、前記積層パッチのそれぞれ第１及び第２の領域の下に位置し、前記第１及び第２の領域とほぼ同じ領域に広がる少なくとも第１及び第２のセクションを含んでおり、前記接着層の第１及び第２のセクションが、前記積層パッチの第１及び第２の領域に合わせて調節された特性をそれぞれ有している、請求項１に記載のパッチ。
10. 複合構造の一領域を補修する方法であって、
    それぞれ異なる層内破壊靱性を有する複数の領域を含む複合積層パッチを作製すること、並びに
    前記積層パッチを前記複合構造の補修領域に結合すること
    を含む方法。
11. 前記パッチを作製することが、
    ファイバ補強ポリマーのプライからなる一の成層を形成することであって、成層内に複数の領域を形成することを含むこと、並びに
    前記成層を硬化させること
    を含む、請求項１０に記載の方法。
12. 前記複数の領域を形成することが、各領域のプライに、層内破壊靱性に関してそれぞれ異なる特性を付与することを含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記パッチの領域の各々を目視検査することにより、結合された積層パッチの状態を定期的に決定すること
    を更に含む、請求項１０に記載の方法。
14. 前記結合することが、
    前記積層パッチの複数の領域にそれぞれ関連する複数のセクションを有する接着層を形成すること、並びに
    前記積層パッチと前記複合構造との間に前記接着層を配置すること
    を含む、請求項１２に記載の方法。
15. 請求項１０に記載の方法により作製されたパッチ。

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