JP2014188998A - 被修理部の修理方法、修理結果物、および修理装置 - Google Patents

Abstract

【課題】修理材が設けられる母材を変質させることなく、修理材を十分に加熱して被修理部に確実に固着すること。
【解決手段】本発明の修理方法は、外板１に存在する被修理部１４を修理するために、抵抗発熱体２３および炭素繊維強化樹脂を含む修理パッチ２１と、修理パッチ２１を被修理部１４に接着する硬化前の熱硬化性樹脂を含む接着剤２２Ａを被修理部１４に設ける修理材設置ステップと、通電により抵抗発熱体２３を発熱させることによって接着剤２２Ａの熱硬化性樹脂を加熱し、硬化させる加熱硬化ステップと、を備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、修理対象に存在する被修理部を修理する方法、修理結果物、および修理装置に関する。

航空機の胴体や翼の外表面を形成する外板（スキン）は、落雷や、雹などの飛来物によって損傷すると修理を要する。その修理に用いる修理材には、繊維強化樹脂（ＦＲＰ；fiber reinforced plastics）などの複合材が用いられる。
修理材を加熱により硬化させ、被修理部に固着するために、特許文献１に示すようなヒーターマットが用いられる。ヒーターマットは、被修理部に設けられた修理材の上に配置される。また、修理材を加熱するためにヒートガンやオーブンも用いられている。

特開２００９−２０８３０１号公報

修理材を加熱するためにヒーターマットなどの外部熱源を用いると、その熱源から修理材に熱が伝達される。そのとき、熱源および修理材から、修理材の周囲に熱が拡散する。このため、修理材が設けられる母材（外板）が過熱により変質するおそれがある。
そこで、母材の変質を避けるために外部熱源の出力を下げると、修理材が十分に加熱されないので硬化不足となり、被修理部に修理材を確実に固着することが難しい。
以上の課題に基づいて、本発明は、修理材が設けられる母材を変質させることなく、修理材を十分に加熱して被修理部に確実に固着することを目的とする。

本発明は、修理対象に存在する被修理部を修理する方法であって、抵抗発熱体および硬化前の熱硬化性樹脂を含む修理材を被修理部に設ける修理材設置ステップと、通電により抵抗発熱体を発熱させることによって熱硬化性樹脂を加熱し、硬化させる加熱硬化ステップと、を備えることを特徴とする。
本発明における「硬化前」は、所定の硬さまで硬化を終えていない状態であると定義する。

本発明では、修理材に抵抗発熱体が含まれているので、外部熱源を用いることなく、抵抗発熱体への通電によって修理材自体が発熱し、加熱される。
抵抗発熱体から発せられた熱エネルギーは、同じく修理材に含まれている熱硬化性樹脂に効率的に伝達される。そのため、熱硬化性樹脂が硬化するのに足りるだけの熱量で抵抗発熱体を発熱させることにより、修理材を十分に加熱しながら、修理材の周囲への熱の拡散を極力抑えることができる。
したがって、本発明によれば、修理材が設けられる母材を過熱により変質させることなく、熱硬化性樹脂が所定の硬さまで硬化を終えるのに伴って、母材の被修理部に修理材を確実に固着することができる。

本発明で用いる修理材には、種々の形態が含まれる。
ここで、修理材に複合材を用いる修理方法としては、シート状に形成した繊維に液状の熱硬化性樹脂を含浸させたものを被修理部に積層し、加熱により樹脂を硬化させる方法（ウェットレイアップ）や、半硬化の中間素材（プリプレグ）を被修理部に積層し、加熱により硬化させる方法がある。また、予め加熱硬化された修理パッチ（プリキュアパッチ）を使用し、熱硬化性の接着剤によって修理パッチを被修理部に接着する方法もある。
したがって、修理材は、例えば、予め硬化された熱硬化性樹脂からなるプリキュアパッチ、およびそのプリキュアパッチを被修理部に接着する熱硬化性接着剤に相当する。
また、別の形態として、修理材は、半硬化の熱硬化性樹脂からなるプリプレグ、およびそのプリプレグを被修理部に接着する熱硬化性接着剤に相当する。
さらに、別の形態として、修理材は、ウェットレイアップを行う場合の液状の熱硬化性樹脂および繊維に相当する。
上述した種々の修理材が設けられる被修理部は、衝撃、高温、磨耗、侵食などによって損傷することで修理対象に形成された損傷部と、損傷部の周囲の所定範囲を包含するものと定義する。

本発明の修理方法では、熱硬化性樹脂を含む炭素繊維強化樹脂と、炭素繊維に対して抵抗発熱体を絶縁する絶縁体と、を含むように修理材を構成することができる。
これにより、抵抗発熱体が炭素繊維に短絡するのを避けられるので、炭素繊維強化樹脂から形成された修理材にも本発明を適用することができる。

本発明の修理方法では、熱硬化性樹脂を含む繊維強化樹脂から形成される第１修理材と、熱硬化性樹脂を含むとともに第１修理材を被修理部に接着する第２修理材と、を有するように修理材が構成されるとき、抵抗発熱体は、第１修理材および第２修理材の少なくとも一方に含まれていればよい。
第１修理材は、例えば、修理パッチやプリプレグに相当する。第２修理材は、修理パッチやプリプレグを被修理部に接着する接着剤に相当する。これら第１修理材および第２修理材の少なくとも一方に抵抗発熱体が含まれていれば、その抵抗発熱体の発熱により修理材の全体が加熱されるので、第１修理材に含まれる熱硬化性樹脂、および第２修理材に含まれる熱硬化性樹脂のいずれも十分に硬化させることができる。

本発明の修理方法は、多数のセルを有するハニカム構造のコアを表皮の間に挟んで構成されるハニカムコアサンドイッチ構造体の修理に好適である。
ハニカムコアサンドイッチ構造体のコアの内部には水分が蓄積されている。修理材を加熱すると、コアの温度上昇に伴うコア内部の水分の気化によってセルの内圧が増加するために、ハニカムコアサンドイッチ構造体が破壊されるおそれがある。
しかし、本発明によれば、上述したように修理材の周囲への熱拡散を極力抑えることができるので、コア内部の水分が気化するのを抑制することができる。そのため、従来は必要としていたコア内部の乾燥工程を省くことができるので、ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理に要する時間を短縮できる。

本発明は、修理対象に存在する被修理部を修理する方法であって、抵抗発熱体および熱可塑性樹脂を含む修理材を被修理部に設ける修理材設置ステップと、通電により抵抗発熱体を発熱させることによって熱可塑性樹脂を加熱して溶融した後、熱可塑性樹脂が固化状態となるステップと、を備えることを特徴とする。
本発明においても、修理材に抵抗発熱体が含まれているので、外部熱源を用いることなく、抵抗発熱体への通電によって修理材自体が発熱し、加熱される。
抵抗発熱体から発せられた熱エネルギーは、同じく修理材に含まれている熱可塑性樹脂に効率的に伝達される。そのため、熱可塑性樹脂を溶融するのに足りるだけの熱量で抵抗発熱体を発熱させることにより、修理材を十分に加熱溶融しながら、修理材の周囲への熱の拡散を極力抑えることができる。
したがって、本発明によれば、修理材が設けられる母材を過熱により変質させることなく、加熱による熱可塑性樹脂の溶融、その後の固化を経て、修理材を被修理部に確実に固着することができる。

本発明は、修理結果物にも展開することができる。
本発明の修理結果物は、被修理部に、抵抗発熱体と、熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂と、を含む修理材が被修理部に固着されていることを特徴とする。
また、本発明は、航空機を構成する部材に好適に用いることができる。その場合、被修理部は、航空機を構成する部材に存在する。

さらに、本発明は、修理装置にも展開することができる。
本発明の被修理部の修理装置は、修理対象に存在する被修理部を修理する装置であって、抵抗発熱体と、熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂と、を含み、被修理部に設けられる修理材と、抵抗発熱体に電流を供給することによって熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂を加熱する電源と、を備えることを特徴とする。

本発明によれば、母材を変質させることなく、修理材を十分に加熱することができるので、母材の被修理部に修理材を確実に固着することができる。

第１実施形態の修理方法により修理された外板を模式的に示す断面図である。 （ａ）は本実施形態に係る修理パッチの平面図、（ｂ）は本実施形態の変形例に係る修理パッチの断面図、（ｃ）は同変形例の修理パッチの平面図である。 本実施形態の修理方法の手順を説明するための図である。

以下、添付図面に示す実施形態に基づいて本発明を詳細に説明する。
まず、修理によって得られた航空機の外板の構成について説明する。
図１に示す外板１は、航空機の翼の外表面を形成する。外板１は、図示を省略するが、翼の表裏に間隔をおいて配置され、翼の前縁および後縁を形成するスパーと共にボックス状に組み立てられている。
この外板１は、ハニカム構造のコア（芯材）１０を２枚の表皮１１，１２の間に挟んだ構造（ハニカムコアサンドイッチ構造体）とされている。なお、外板１がコア１０および表皮１１，１２以外の層を備えていてもよい。
なお、外板１は、航空機の胴体の外表面を構成するものであってもよい。

コア１０は、断面が六角形の多数のセル１３を形成する隔壁１０Ａを有している。このコア１０は、複合材や金属、樹脂などにより形成されている。
コア１０は、セル１３の内部が空隙であるために、空気を内包する。その空気中には水分が含まれている。また、隔壁１０Ａにも水分が保持される。隔壁１０Ａの表面に水が結露することもある。したがって、コア１０の内部（セル１３内および隔壁１０Ａ）には水分が蓄積されている。
表皮１１，１２は、複合材や金属、樹脂などにより形成され、コア１０の端面に接着されている。これらの表皮１１，１２により、隔壁１０Ａに囲まれた開口が塞がれることで、セル１３が密閉されている。

外板１は、落雷や雹などによって衝撃を受けることで損傷しうる。損傷により、修理が必要となる被修理部１４が外板１に形成される。
被修理部１４は、雹などの飛来物が表皮１１を貫通し、コア１０にめり込んだときに形成されたものである。表皮１１には、厚み方向に貫通する欠損孔１４１が形成されている。コア１０には、欠損孔１４１に連通する欠損凹部１４２が形成されている。
ここで、被修理部１４は、欠損孔１４１および欠損凹部１４２の内側である損傷部、および損傷部の周囲の所定範囲をいうものとする。
欠損孔１４１が形成されると、欠損孔１４１を通じて雨や洗浄水がコア１０に浸入することも、コア１０内部の水分蓄積を助長する。

本実施形態では、炭素繊維強化樹脂から形成される板状の修理パッチ２１（第１修理材）で欠損孔１４１を覆い、欠損孔１４１の周囲に修理パッチ２１を接着する。
欠損孔１４１の周囲の表皮１１は、サンディングおよび洗浄によって、修理パッチ２１との接着に適した面に整えられることが好ましい。
なお、本実施形態では、欠損凹部１４２を埋めずに空洞として残すが、欠損凹部１４２を修理用の部材で埋めることもできる。

修理パッチ２１は、炭素繊維をシート状に形成したものを積層するとともに、積層物にエポキシ、ポリイミド、ポリウレタン、不飽和ポリエステル等の熱硬化性樹脂を含浸させ、加熱により熱硬化性樹脂を硬化させることによって製作されている。修理パッチ２１は、修理前に予め硬化されるプリキュアパッチとされている。
修理パッチ２１には、シート状に形成された導電性の耐雷材を重ねることもできる。

修理パッチ２１には、炭素繊維および熱硬化性樹脂の他に、線状の抵抗発熱体２３、および抵抗発熱体２３の外周を覆う絶縁被膜２４（図２（ａ））が含まれている。
抵抗発熱体２３は、ニッケルおよびクロムの合金（ニクロム）や、鉄およびクロムの合金、あるいは鉄、クロム、アルミニウム、およびコバルトの合金などの比抵抗が大きい材料により形成されており、電流が供給されると発熱する。抵抗発熱体２３は、図２（ａ）に示すように、修理パッチ２１の面内において蛇行するように設けられている。

絶縁被膜２４は、絶縁性の樹脂から形成された絶縁体であり、抵抗発熱体２３を修理パッチ２１に含まれる炭素繊維に対して絶縁する。これによって、抵抗発熱体２３が炭素繊維に短絡するのが避けられる。
抵抗発熱体２３および絶縁被膜２４は、修理パッチ２１を製作するときに、積層される炭素繊維のシートの間に配置されることにより、修理パッチ２１に埋め込まれている。
なお、修理パッチ２１には、炭素繊維の代わりにガラス繊維などの他の繊維を用いることもできる。絶縁体であるガラス繊維による強化樹脂には、絶縁被膜２４が設けられていない抵抗発熱体２３をそのまま埋め込むことができる。

修理パッチ２１と表皮１１との間には、熱硬化性樹脂から形成された接着層２２（第２修理材）が介在している。接着層２２は、修理パッチ２１と共に修理材２０を構成する。
なお、接着層２２に用いる熱硬化性樹脂は、修理パッチ２１に用いる熱硬化性樹脂と同じでも、異なっていてもよい。

次に、図３（ａ）および（ｂ）を参照し、外板１の修理方法について説明する。
先ず、図３（ａ）に示すように、フィルム状に形成された熱硬化性の接着剤２２Ａ、および修理パッチ２１を欠損孔１４１の周囲の表皮１１に設ける（修理パッチ設置ステップ）。
なお、接着剤２２Ａは、図示するように修理パッチ２１と同様の形状に形成することもできるし、欠損孔１４１の周囲に沿って環状に形成することもできる。

次に、図３（ｂ）に示すように、修理パッチ２１およびその周囲を耐熱性のバッグフィルム４１で覆うとともに、バッグフィルム４１と表皮１１との間を封止する。それから、バッグフィルム４１に設けられた図示しないバルブを通じて真空引きを行う（真空引きステップ）。真空引きは、次に行う加熱硬化ステップでも継続することが好ましい。
真空引きによって減圧されたバッグフィルム４１の内側と外側の大気圧との差圧により、修理パッチ２１が表皮１１の表面に対して押し付けられるので、接着剤２２Ａを介して修理パッチ２１を密着させることができる。

続いて、修理パッチ２１に含まれる抵抗発熱体２３を電源１５に接続する。そして、電源１５から抵抗発熱体２３に電流を供給することによって抵抗発熱体２３を発熱させる。すると、抵抗発熱体２３から発せられる熱エネルギーが、修理パッチ２１の直下の接着剤２２Ａに含まれる熱硬化性樹脂に伝達されるので、接着剤２２Ａの熱硬化性樹脂が硬化する（以上、加熱硬化ステップ）。
接着剤２２Ａは、硬化を終えると修理パッチ２１および表皮１１に固着し、接着層２２を形成する。接着層２２を介して修理パッチ２１が外板１に一体に接着される。
以上により、外板１の修理が完了する。

本実施形態の修理方法によれば、共に修理材２０を構成する修理パッチ２１および接着剤２２Ａのうち修理パッチ２１に、熱源として機能する抵抗発熱体２３が含まれているので、外部熱源を用いることなく、加熱が必要な修理材２０自体を発熱させ、加熱することができる。
熱源と加熱対象が一致する本実施形態では、外部熱源を用いる場合とは異なり、熱の伝達過程で拡散される熱エネルギーを見込んで、加熱対象である修理材２０に届く熱量よりも大きい熱量で熱エネルギーを発生させる必要がない。
すなわち、本実施形態では、接着剤２２Ａの硬化に必要十分な熱量で抵抗発熱体２３を発熱させることにより、接着剤２２Ａを十分に加熱しながら、修理パッチ２１および接着剤２２Ａの周囲への熱拡散を極力抑えることができる。
したがって、本実施形態によれば、修理パッチ２１が設けられる母材である表皮１１を過熱により変質させることなく、修理パッチ２１を表皮１１に確実に接着することができる。
また、抵抗発熱体２３が持つ剛性によって修理パッチ２１の剛性が高まるので、修理された外板１の強度をより十分に確保することができる。

さらに、本実施形態によれば、被修理部１４に修理材２０を設け、修理材２０が内蔵する抵抗発熱体２３に電源１５を接続すれば、熱硬化性樹脂を加熱する準備が整うので、ヒーターマットを修理材２０の上に設置したり、外板１を運搬してオーブンに収容する手間を要しない。電源１５は、抵抗発熱体２３と結線されていればよいので、外板１の近くに置く必要はない。電源１５は、ヒーターマットやオーブンと比べて小型であるため、小規模な空港であっても容易に配備できる。したがって、本実施形態の修理方法は、各地の空港で行うことができる。

ところで、接着剤２２Ａを加熱して硬化させる際に、コア１０が加熱されると、コア１０の内部の温度が上昇し、コア１０内部に蓄積された水分が気化する。セル１３の開口は表皮１１，１２により塞がれているので、気化により増大したセル１３内の圧力によって表皮１１，１２をコア１０から引き剥がす力が外板１に作用する。修理パッチ２１にコア１０内部の水蒸気を放出するためのピンホールが形成されることもあるが、セル１３の内圧が増大すると、表皮１１，１２がコア１０から剥がれてしまいかねない。
しかし、本実施形態では、修理材２０が内蔵する抵抗発熱体２３が、修理パッチ２１および接着剤２２Ａに吸収されるだけの熱量で発熱すれば足りるので、加熱される範囲を修理パッチ２１および接着剤２２Ａに留めることができる。そのため、コア１０内部の温度上昇を避けることができるので、セル１３の内圧増加による外板１の破壊を未然に防止することができる。
したがって、外板１の破壊を防止するために、事前にコア１０を乾燥させる工程を必要としない。多数のセル１３内に存在する空気や隔壁１０Ａに水分が保持されているコア１０を十分に乾燥させるためには、非常に長い時間を要するので、乾燥工程を省くことができる本実施形態の修理方法によれば、修理に要する時間を大幅に短縮できる。
よって、本実施形態の修理方法は、定期運行が強く望まれる航空機の外板１の修理に好適である。

本実施形態の抵抗発熱体２３は、蛇行しているため、修理パッチ２１の面内方向に分散しているので、面内全体に亘り修理パッチ２１を均一に発熱させることができる。
修理パッチ２１が厚い場合には、抵抗発熱体２３を厚み方向に分散して設けることにより、厚み全体に亘り修理パッチ２１を均一に発熱させることができる。
抵抗発熱体２３は、任意の材料により構成することができる。例えば、モリブデン、タングステン、白金、二珪化モリブデンなどの金属抵抗体や、炭化珪素、黒鉛、ジルコニア、ランタンクロマイトなどの非金属抵抗体を抵抗発熱体２３に用いることができる。

上記実施形態では、修理パッチ２１に抵抗発熱体２３が含まれているが、接着剤２２Ａに抵抗発熱体２３が含まれていてもよい。接着剤２２Ａの基材に抵抗発熱体２３を埋め込むことにより、抵抗発熱体２３を含む接着剤２２Ａを製作することができる。接着剤２２Ａの基材が絶縁性樹脂から形成されていれば、絶縁性樹脂によって抵抗発熱体２３が絶縁されるので、抵抗発熱体２３に絶縁被膜２４を設ける必要がない。
接着剤２２Ａに抵抗発熱体２３が含まれていると、上述と同様に修理材２０自体が発熱するので、接着剤２２Ａを十分に加熱しながら、過熱による母材変質を避けることができる。
なお、抵抗発熱体２３は、修理パッチ２１および接着剤２２Ａの双方に含まれていてもよい。

また、上記実施形態では、絶縁被膜２４により、抵抗発熱体２３を炭素繊維に対して絶縁しているが、抵抗発熱体２３は、任意の構成によって絶縁することができる。
図２（ｂ）に示す修理パッチ２５は、炭素繊維強化樹脂から形成される第１ＣＦＲＰ層２６と、抵抗発熱体２３および絶縁性樹脂２９を含む発熱層２７と、第１ＣＦＲＰ層２６と同様に構成される第２ＣＦＲＰ層２８とを有している。
これらの第１ＣＦＲＰ層２６、発熱層２７、および第２ＣＦＲＰ層２８は、この順で積層されて相互に接着されている。
第１ＣＦＲＰ層２６および第２ＣＦＲＰ層２８は、熱硬化性樹脂を含浸した炭素繊維を加熱により硬化させることによって製作されている。
発熱層２７は、抵抗発熱体２３を絶縁性樹脂２９に埋め込んだものをシート状に成形することによって製作されている。絶縁性樹脂２９は、第１ＣＦＲＰ層２６および第２ＣＦＲＰ層２８の各々に含まれる炭素繊維に対して抵抗発熱体２３を絶縁する。したがって、抵抗発熱体２３は、図２（ｃ）に示すように、絶縁被膜２４が設けられずに絶縁性樹脂２９に埋め込まれている。
修理パッチ２５にも抵抗発熱体２３が含まれているので、本実施形態で述べたのと同様の作用および効果を得ることができる。

被修理部１４に設けられる修理材には、プリプレグを用いることもできる。プリプレグの積層される炭素繊維の間に抵抗発熱体２３を配置する。また、必要に応じて、プリプレグを被修理部１４に接着するフィルム状の接着剤にも抵抗発熱体２３を埋め込む。これらプリプレグおよび接着剤が修理材を構成する。
そして、被修理部１４に接着剤およびプリプレグを設けて、接着剤およびプリプレグの各々に含まれる熱硬化性樹脂を抵抗発熱体２３への通電により加熱し、硬化させる。
また、修理材として繊維および液状の熱硬化性樹脂を用いることもできる。被修理部１４に積層される繊維の間に抵抗発熱体２３を配置する。そして、繊維に含浸した熱硬化性樹脂を抵抗発熱体２３への通電により加熱し、硬化させる。

ところで、修理材には、ナイロン、ポリエチレン、ポリスチレン、ポリ塩化ビニルなどの熱可塑性樹脂を用いることもできる。
例えば、熱可塑性樹脂を含浸した繊維を半硬化させたプリプレグに抵抗発熱体２３を埋め込んだものを修理材として用いるときは、その修理材を被修理部１４に設ける修理材設置ステップと、通電により抵抗発熱体２３を発熱させることによって熱可塑性樹脂を加熱して溶融した後、熱硬化性樹脂が固化状態となるステップとを行う。この場合も、熱硬化性樹脂を用いる場合と同様に、抵抗発熱体２３を含むことで修理材自体が発熱するので、母材を変質させることなく、熱可塑性樹脂を十分に加熱して溶融させることができる。熱可塑性樹脂の溶融後、抵抗発熱体２３への通電を停止し、所定時間おくと、熱可塑性樹脂が固化するので、被修理部１４に修理材が固着される。

なお、外板１は、ハニカムコアサンドイッチ構造体に限らず、任意の形態に構成することができる。例えば、厚み全体に亘り繊維強化樹脂によって形成される外板や、金属製の外板をも修理対象とすることができる。

本発明は、上述した修理方法により、航空機の外板に限らず、航空機に設けられる壁材、床材、天井材、扉なども修理することができる。
また、その他の航空機の構造物や装備品の修理にも、本発明を適用できる。
さらに、本発明は、航空機が備える部材の他、例えば、風車の羽根など、修理対象を選ばず、衝撃、高温、磨耗、侵食などによって損傷した種々の物の修理に適用できる。
本発明における修理対象は、板状のものに限らない。本発明は、任意の形態の物に存在する被修理部に修理材を固着する修理に広く適用できる。
上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

１ 外板
１０ コア
１０Ａ 隔壁
１１，１２ 表皮
１３ セル
１４ 被修理部
１５ 電源
２０ 修理材
２１，２５ 修理パッチ（第１修理材）
２２ 接着層（第２修理材）
２２Ａ 接着剤（第２修理材）
２３ 抵抗発熱体
２４ 絶縁被膜（絶縁体）
２６ 第１ＣＦＲＰ層
２７ 発熱層
２８ 第２ＣＦＲＰ層
２９ 絶縁性樹脂
４１ バッグフィルム
１４１ 欠損孔
１４２ 欠損凹部

Claims (8)

1. 修理対象に存在する被修理部を修理する方法であって、
   抵抗発熱体および硬化前の熱硬化性樹脂を含む修理材を前記被修理部に設ける修理材設置ステップと、
   通電により前記抵抗発熱体を発熱させることによって前記熱硬化性樹脂を加熱し、硬化させる加熱硬化ステップと、を備える、
   ことを特徴とする被修理部の修理方法。
2. 前記修理材は、
   前記熱硬化性樹脂を含む炭素繊維強化樹脂と、
   前記炭素繊維に対して前記抵抗発熱体を絶縁する絶縁体と、を含む、
   ことを特徴とする請求項１に記載の被修理部の修理方法。
3. 前記修理材は、
   前記熱硬化性樹脂を含む繊維強化樹脂から形成される第１修理材と、
   前記熱硬化性樹脂を含むとともに、前記第１修理材を前記被修理部に接着する第２修理材と、を有して構成され、
   前記抵抗発熱体は、
   前記第１修理材および前記第２修理材の少なくとも一方に含まれる、
   ことを特徴とする請求項１または２に記載の被修理部の修理方法。
4. 多数のセルを有するハニカム構造のコアを表皮の間に挟んで構成されるハニカムコアサンドイッチ構造体を前記修理対象として修理する、
   ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の被修理部の修理方法。
5. 修理対象に存在する被修理部を修理する方法であって、
   抵抗発熱体および熱可塑性樹脂を含む修理材を前記被修理部に設ける修理材設置ステップと、
   通電により前記抵抗発熱体を発熱させることによって前記熱可塑性樹脂を加熱して溶融した後、前記熱可塑性樹脂が固化状態となるステップと、を備える、
   ことを特徴とする被修理部の修理方法。
6. 抵抗発熱体と、熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂と、を含む修理材が被修理部に固着されている、
   ことを特徴とする修理結果物。
7. 前記被修理部は、航空機を構成する部材に存在する、
   ことを特徴とする請求項６に記載の修理結果物。
8. 修理対象に存在する被修理部を修理する装置であって、
   抵抗発熱体と、熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂と、を含み、前記被修理部に設けられる修理材と、
   前記抵抗発熱体に電流を供給することによって前記熱硬化性樹脂または前記熱可塑性樹脂を加熱する電源と、を備える、
   ことを特徴とする被修理部の修理装置。

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