JP2016106044A - 形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物および形成方法 - Google Patents

Abstract

【課題】変形構造物の設計空間および効率を高めるために接着された形状記憶合金（ＳＭＡ）‐繊維強化ポリマー層（ＦＲＰＰ）接合部の提供。【解決手段】第１の複数の炭素繊維２２０プリプレグ層２１２と、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層２１２が挟まれた第２の複数の形状記憶合金板２０２と、を含む炭素繊維複合構造物２００。【選択図】図２

Description

本開示は、一般に、複数の繊維強化ポリマー層と複数の形状記憶合金板とにより形成される複合構造物に関し、より詳細には、本開示は、接着剤により接着されている複数の繊維強化ポリマー層と複数の形状記憶合金板とを有する複合構造物に関し、ここで、複合構造物の形状は、形状記憶合金を変態温度にまで加熱することにより変化させることができる。

航空機業界において、環境騒音および排出物に対する規制が強まり、かつ、燃料関連の運営費が上昇することにより、航空機効率を向上させるという相手先ブランド供給業者（ＯＥＭ）に対する要求がますます高まっている。空気力学的表面の形状を変形および適合させる能力は、それらの新たな要件を満たすのに役立つ可能性のある多くの性能上の恩恵をもたらす。可変形状シェブロン（ＶＧＣ）などの変形構造物は、離陸および巡航中にジェットエンジン排気流を修正して、都市騒音を低減するために表面の幾何学的形状を選択的に制御する能力を示してきた。ボーイングによる設計のＶＧＣは、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）シェブロン表面と反応する熱的に誘導された形状変化を受ける形状記憶合金（ＳＭＡ）屈曲型アクチュエータを用いる。ＳＭＡベースの航空構造物に対するその他の潜在的用途としては、巡航中の揚力対抗力の向上のための変形翼構造物が挙げられる。

ＳＭＡは、小容量設計エンベロープに組み込まねばならない変形構造物のための望ましい能動的構成要素である。ＳＭＡは、電動部品がそうでなければ従来の作動形態では達成不可能であろう大きな力の出力を要する用途にとって理想的である。ＳＭＡベースの変形構造物に対する現在の設計は、ＳＭＡを複合材またはアルミニウム航空表面と接合させるために固定具などの金属製品を要する。個別の接続部を用いると、ＳＭＡ、固定具および支持構造物への負荷および熱応力の集中により性能が限定されかねない。固定具による接続もまた、構造物重量を増加させ、かつ、より多くの空間を占めることにより設計の自由を限定する。

固定具などの金属製品を要するＳＭＡベースの変形構造物に対するそのような現在の設計の１つを図１Ａ〜図１Ｄに示す。該設計は、翼１００用の展開可能な分岐後縁１０２を示す翼断面を示している。図１Ａは、展開していない収納位置にある翼１００を示している。機械的固定具１０８によりＳＭＡアクチュエータ１０４を翼１００の外部表面１０６に固定するための従来の方法として、翼１００の例示的断面図を図ＩＢに示す。収納されている分岐後縁１０２は、棒状アクチュエータの幾何学形状および固定具１０８により設計空間が限定されている。

図１Ｃおよび図ＩＤは、展開状態において機械的固定によりＳＭＡアクチュエータを備えた翼をさらに示している。図１Ｃは、ＳＭＡアクチュエータ１０４が作動された後の分岐後縁１０２を示している。図１Ｄは、ＳＭＡアクチュエータ１０４が外部表面１０６に機械的に固定された状態の展開されている分岐後縁１０２を示しており、ここで、基板１０６およびアクチュエータ１０４における固定具１０８用位置に大きな局所応力が生じている。

したがって、変形構造物の設計空間および効率を高めるために接着されたＳＭＡ‐ＦＲＰＰ接合部を開発すると有利であろう。

接着されたＳＭＡ‐ＦＲＰＰ（繊維強化ポリマー層）積層体の作動構造物を開示する。ＳＭＡアクチュエータを１２１°Ｃ（２５０°Ｆ）硬化強化エポキシに接着した。ゾルゲル表面処理技法を用いて、ニッケル‐チタン（ニチノール）アクチュエータの接着表面を処理した。ホットプレスを用いて、接着剤の硬化中にアクチュエータ／積層体アセンブリを拘束した。形状記憶挙動の熱機械構成モデルを用いた有限要素解析を用いて、作動サイクル中に接着された構造物と機械的に固定された構造物との両方における応力の集中を解析した。長期にわたる熱的に誘導された作動サイクルの全体にわたって積層体の撓みを測定することにより、接着された混合構造物の性能および耐久性を検査した。次いで、これらの結果を、機械的固定により接合されている類似の混合構造物と比較した。本開示は、空気力学的構造物を変形させるための接着剤の実行可能性および効率を実証する。

本開示は概して、少なくとも２層の炭素繊維プリプレグ層と、少なくとも２層の炭素繊維プリプレグ層の間の少なくとも１枚の形状記憶合金板とを有する複合構造物に関する。形状記憶合金板は、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有していてもよい。形状記憶合金板はまた、その上面および底面上に接着剤下塗り層およびエポキシ接着剤層を有していてもよい。

本開示はまた、少なくとも２枚の形状記憶合金板と、少なくとも２枚の形状記憶合金板の間の少なくとも１層の炭素繊維プリプレグ層とを有する複合構造物に関する。

本開示はさらに概して、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層と、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層に挟まれている第２の複数の形状記憶合金板とを有する炭素繊維複合構造物に関する。第２の複数の形状記憶合金板は、各々が、約０．００２インチから０．２５インチの厚さを有する。第２の複数の形状記憶合金板はさらに、その上面および底面のうちの少なくとも一方が、接着剤下塗り層およびエポキシ樹脂接着剤層により被覆されていてもよい。接着剤下塗り層は、ゾルゲル被覆層であってもよい。

本開示はさらに概して、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層を設ける工程と、第２の複数の形状記憶合金板を設ける工程と、第２の複数の形状記憶合金板のうちの１つの上面および底面の少なくとも一方を接着剤下塗り層により被覆する工程と、被覆された形状記憶合金板上をエポキシ樹脂接着剤層で被覆する工程と、被覆された形状記憶合金板に第１の複数の炭素繊維プリプレグ層の少なくとも２層を挟むことにより、積層体を形成する工程と、積層体を熱および圧力下で硬化させることにより、炭素繊維複合構造物を形成する工程と、を含む、炭素繊維複合構造物の作製方法に関する。

いくつかの実施形態において、該炭素繊維複合構造物の作製方法は、約０．００２から約０．２５インチの厚さを有する第２の複数の形状記憶合金板を設ける工程、または、第２の複数の形状記憶合金板の上面および底面の少なくとも一方に接着剤下塗り層およびエポキシ樹脂接着剤層を設ける工程をさらに含んでもよく、接着剤下塗り剤は、ゾルゲル材料もしくはエポキシ接着剤下塗り剤または両方であってもよい。該方法は、約２００°Ｆから約５００°Ｆの温度および４０ＰＳＩ以上の圧力で積層体を硬化させる工程をさらに含んでもよい。アクチュエータは、気流が存在する外部表面ではなく翼の内部表面に接合される。

本開示はさらに概して、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層を設ける工程と、各々が上面および／または底面をエポキシ接着剤により被覆された第２の複数の形状記憶合金板を設ける工程と、第２の複数の形状記憶合金板に第１の複数の炭素繊維プリプレグ層を挟むことにより、複合構造物を形成する工程と、形状記憶合金が第１結晶状態から第２結晶状態へと変態する最低温度にまで加熱することにより複合構造物を変形させる工程と、を含む、複合構造物の変形方法に関する。

いくつかの実施形態において、該複合構造物の変形方法は、第２の複数の形状記憶合金板をニッケルチタン合金で設ける工程をさらに含んでもよく、ニッケルチタン合金をマルテンサイト組織からオーステナイト組織へと変態させる工程をさらに含んでもよく、複合構造物を１１０°Ｆ以上の温度にまで加熱する工程をさらに含んでもよく、または、複合構造物を約１１０°Ｆから約３２０°Ｆの温度にまで加熱する工程をさらに含んでもよい。

図１Ａは、従来の固定具を用いて内部表面に接合されているＳＭＡアクチュエータを用いることにより展開可能な分岐後縁を有する翼断面を示している。 図１Ｂは、従来の固定具を用いて内部表面に接合されているＳＭＡアクチュエータを用いることにより展開可能な分岐後縁を有する翼断面を示している。 図１Ｃは、従来の固定具を用いて内部表面に接合されているＳＭＡアクチュエータを用いることにより展開可能な分岐後縁を有する翼断面を示している。 図１Ｄは、従来の固定具を用いて内部表面に接合されているＳＭＡアクチュエータを用いることにより展開可能な分岐後縁を有する翼断面を示している。 図２は、強化エポキシ層が挟まれた金属箔を示すニッケルチタン繊維強化ポリマー層混合積層体の斜視図である。 図３は、ＳＭＡ／ＦＲＰＰ変形構造物の拡大断面図を示している。 図４Ａは、変態前のＳＭＡ／ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プリプレグ）変形構造物の断面図を示している。 図４Ｂは、変態後のＳＭＡ／ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プリプレグ）変形構造物の断面図を示している。 図５Ａは、ＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合パネルに対する検査機構を示している。 図５Ｂは、ＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合パネルに対する検査機構を示している。 図６は、加熱器および熱電対線を備えたＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合パネルの試料の斜視図である。 図６Ａは、加熱器および熱電対線を備えたＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合パネルの試料の拡大図である。 図７Ａは、分岐後縁へと変形している翼の接着剤により接着されたＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合構造物を示している。 図７Ｂは、分岐後縁へと変形している翼の接着剤により接着されたＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合構造物を示している。 図７Ｃは、分岐後縁へと変形している翼の接着剤により接着されたＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合構造物を示している。 図７Ｄは、分岐後縁へと変形している翼の接着剤により接着されたＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合構造物を示している。 図８は、炭素繊維複合構造物を作製する方法に対するフロー図を示している。 図９は、接着剤により接着された複合構造物を変形させる方法に対するフロー図を示している。 図１０は、航空機製造および保守方法論のフロー図を示している。 図１１は、航空機のブロック図を示している。

以下の詳細な説明は、本質的に単なる例示にすぎず、説明されている実施形態または説明されている実施形態の適用および使用を限定するよう意図されていない。ここに用いられているように、「例示的な」または「説明的な」という語は、「一例、実例または例証となる」ことを意味する。ここで「例示的な」または「説明的な」として説明されるいかなる実施構成も、その他の実施構成に対して好適または有利であるとして解釈される必要はない。下で説明される実施構成はすべて、当業者が本開示を実施できるよう提供されている例示的実施構成であり、かつ、添付の請求項の範囲を限定するよう意図されていない。さらに、前述の技術分野、背景、概要または以下の詳細な説明において提示されている明示的または暗示的ないかなる理論にも拘束されるよう意図されていない。

形状記憶合金（ＳＭＡ）アクチュエータを有する変形航空構造物は、民間航空機からの都市騒音を低減するために開発されている１つの手法である。この目的を達成するために必要なことが２つある。第一に、ＳＭＡ材料により一体的に作動される航空構造物の設計は、設計がうまくいくために最適化手法を要する。これは、自身の形状変化特性を励起させるために設置されたとき、アクチュエータに負荷がかかっていることを要するＳＭＡ材料の独特の挙動の結果である。第二に、ＳＭＡアクチュエータを航空構造物に統合する効率的な手段が必要である。構造物内にニチノールの薄板または箔を一体的に設置し、かつ、界面を制御することは、それを達成する１つの手段である。

形状記憶合金（ＳＭＡ）は、ある特定の温度範囲にわたってマルテンサイト状態からオーステナイト状態への遷移を受けているとき、予測可能に形状を変化させることができる。複合構造物に接合されると、該構造物自体が特定の目的のための形状へと変形できる。ＳＭＡアクチュエータは、複合構造物に機械的に接合または接着可能な材料の太い棒またはロッドとなるよう形成することができる。あるいは、ＳＭＡアクチュエータは、薄板または箔として形成することができる。薄板として形成されると、合金は、複合材の層レイアップ内に材料を選択的に設置することにより、複合構造物に組み込むことができる。これにより、特に形状変化能力が望まれる変形能力の効率的な設計が可能となる。ＳＭＡ箔の複数の層は、複合部品のより大きな変形が望まれる位置に設置することができる。これらＳＭＡ繊維金属積層体（ＦＭＬ）の製造は、複合積層体樹脂に対するＳＭＡ表面の付着を要する。ゾルゲル表面処理方法は、接着用のＳＭＡ表面の処理において効果的であると示された。もともとはＴｉＧｒ ＦＭＬ用に設計された薄層強化エポキシ接着剤を用いて、強固な層間接着をもたらすことができる。形状変化プロセス中に作動が効率的に有効となり、かつ、構造物を破壊しないように、変形プロセス中に層間で負荷を効率的に伝達するために、レイアップを注意深く設計する必要がある。

ＳＭＡ表面処理および接合部アセンブリを含む試料の処理を以下に開示する。６０ニチノール（６０重量％のニッケルまたはその他あらゆる適切な金属、および、チタン）帯状片を１０インチ（２５．４ｃｍ）×１．０インチ（２．５４ｃｍ）かつ０．１１インチ（０．２８ｃｍ）厚さの寸法にウォータージェット切断した。ＮｉＴｉＰｄ、ＮｉＴｉＰｔ、ＮｉＴｉＣｕなどの他のニッケル合金もまた、ＳＭＡとして用いてもよい。ＳＭＡ被検査物を曲率半径１５インチ（３８．１ｃｍ）の高温ツールの上方に締め付け、高温炉内で熱処理することにより形状記憶効果を生み出し、かつ、変態温度を設定した。１５．４インチ（３９．１ｃｍ）の曲率半径相当の０．７９インチ（２．０ｃｍ）において、結果として生じたアクチュエータの弧の高さを測定した。

ボーイング規格ＢＳＰＳ‐０７‐００１クラス２にしたがった吹きつけ加工ゾルゲル法を用いて、ＳＭＡアクチュエータの表面を前処理した。アクチュエータを水性脱脂溶液に１５分間浸漬し、冷水ですすいだ。次いで、アルカリ性洗浄液に１５分間浸漬し、冷水ですすいだ。形状固定プロセス中に形成された熱酸化物層を、１８０グリットの酸化アルミニウムによる吹きつけ加工で取り除いた。接着表面にボーゲルＥＰＩＩ溶液をスプレー塗布し、１時間乾燥させた。ボーゲル表面上に（サイテックエンジニアードマテリアルズ社製）ＢＲ６７４７‐１エポキシ接着剤下塗り剤をスプレー塗布し、周囲条件において乾燥させ、２５０°Ｆ（１２１°Ｃ）で６０分間硬化させた。

形状固定後、ＳＭＡアクチュエータは、その湾曲したオーステナイト形状を保ち、接着剤を塗布する前に手作業で平坦化する必要があった。本プロセス中、アクチュエータをチーズクロスで包むことにより、下塗り済み表面の損傷および汚染を回避した。包まれたアクチュエータを卓上万力に片持ち支持し、まっすぐになるまで曲率に反して１インチ（２．５４ｃｍ）ずつ後方へ屈曲させた。

用いられた一方向ＳＭＡアクチュエータは、その高温オーステナイト固定形状へと能動的に変態可能であっただけで、それだけでは、当初のマルテンサイト形状に戻すために前もって負荷を与える必要があった。６０ニチノールのマルテンサイト相（引張係数：４Ｍｓｉ）とオーステナイト相（引張係数：８〜１０Ｍｓｉ）との強度率は大きな差があるので、ＣＦＲＰパネルの剛性は、オーステナイト相において撓み、マルテンサイト相において硬さを保つために層の数および向きにより調整可能である。一方向テープおよび織り合わされた布地の形態でエポキシプリプレグから複合パネルを作製した。表１の積層順により９層のプリプレグをレイアップした。パネルを３５０°Ｆのオートクレーブで硬化させた。０°のリボン方向を寸法１２インチの辺に平行として、個々のパネルを４インチ（１０．２ｃｍ）×１２インチ（３０．５ｃｍ）にウォータージェットにより切断した。図６におけるパネルのツール側の接着領域よりわずかに大きい領域に１８０グリットの酸化アルミニウムによる吹きつけ加工を施して、接着用表面を準備した。
表１ ＣＦＲＰパネルの積層順

強化エポキシフィルム接着剤（ヘンケル社製ＨｙｓｏｌＥＡ９６９６ＯＳＴグレード１０）を用いて、ＳＭＡアクチュエータをＣＦＲＰパネルに接合した。１インチ（２．５４ｃｍ）×１インチの接着剤帯状片を下塗り済みアクチュエータの中央に設置し、図６に示すように組み立てた。０．０１０インチ（０．２５４ｍｍ）厚さのシムを接着域付近のＳＭＡとＣＦＲＰとの間に設置して、硬化中に接着線厚さを制御した。加熱プレス内にＳＭＡ／ＣＦＲＰアセンブリを設置し、４５ｐｓｉの圧力下で２５０°Ｆ（１２１°Ｃ）において９０分間硬化させた。高温硬化中にＳＭＡが作動するのを制限し、かつ、接着線における圧力を一定に維持するために、加熱プレスの使用が必要であった。これらの混合構造物における使用のための接着剤の選択は、最終的な用途によって異なる。一般的に、高度に強化されたエポキシ接着剤の使用は、構造物において要求される高レベルの強度よび耐久性を達成し、かつ、剥離力と各作動サイクルに伴って生じる周期的負荷とに耐えるのに必要な靭性を提供するために、好適である。

ゾルゲル法により作製し、ＣＦＲＰパネルに接着したＳＭＡビームアクチュエータに対して長期熱サイクル試験を行うことにより、作動中の接合部耐久性およびアセンブリ全体形状を求めた。該試験は、熱的に誘導されたニチノールのマルテンサイトからオーステナイトへの相変態の結果生じるＣＦＲＰ屈曲量を、ＣＦＲＰパネルに入射する反射レーザ撓みセンサを用いて追跡するよう設計された。図５Ａおよび図５Ｂにおいて、試験配置を示している。試験は、最終的な作動形状に対する接着剤の種類および接合部の幾何学的形状の影響を観察するために行われた。レーザセンサ５０２は、熱的に誘導されたニチノールのマルテンサイトからオーステナイトへの相変態中の撓み量を測定する。図６において、単純な接着接合部構成を示す。

図６は、ＣＦＲＰパネル６１０、ＳＭＡアクチュエータ６２０、一連の帯状加熱器６３０および熱電対線６４０の単純な接着接合部構成を示している。図６から抜き出した拡大図である図６Ａにおいて、エポキシ接着剤層６５０を示している。帯状加熱器６３０は、ニチノール作動における相変態を誘導するために、ＳＭＡアクチュエータ６２０の表面にテープで留められている。図６は、作動の分析のためにＣＦＲＰパネル６１０に接着されたＳＭＡアクチュエータ６２０に対する単純な１インチ×１インチの接合部構成を示している。

まず始めに図２を参照して、ＳＭＡ／ＦＲＰＰ複合構造物２００の斜視図を示す。呼び厚さが約０．００２インチから約０．２５インチのニッケルチタン箔２０２を利用する。ニッケルチタン箔（またはその他あらゆる適切なＳＭＡ箔）２０２を（強化繊維２２０を含む）繊維強化層２１２の層に組み込んで、複合積層体構造物２００を形成する。上面２０４および底面２０６は、金属箔２０２により形成する。

本開示において用いられる「約」という語は、与えられた数字の±５パーセントの数値範囲を規定する。例えば、約０．２５インチの厚さは、０．２３７５インチから０．２６２５インチの厚さ範囲を意味するだろう。

金属箔層２０２と繊維３３０により強化されたポリマー層２１２との間の界面２３２は、ニッケルチタン金属表面からポリマーマトリクス３２０へ移行する傾斜層を提供するよう構成されている。これは、図３において拡大断面図で示されている。

図３においてまた示されているのは、接着促進層または接着剤下塗り層として機能するゾルゲル材料２２２界面である。炭素またはその他の繊維である繊維３３０は、図２の層２１２の最上層および最下層において示されているのと同様に横方向に、言い換えると、紙面に対して垂直に示されている。

図４Ａおよび図４Ｂは、それぞれ、変態前および変態後のＳＭＡ／ＣＦＲＰ複合パネル４００の断面図を示している。変態前の状態において、ＳＭＡは、マルテンサイト相で存在する一方、変態後の状態において、ＳＭＡは、オーステナイト相で存在する。ＣＦＲＰ層４１０およびＳＭＡ箔板４２０の選択的設置により、特定の変形特性を生み出すことができる。

図４Ｂにおいて示されている混合ＳＭＡ／ＣＦＲＰ積層体４００の断面図は、ＳＭＡのオーステナイト相にある構造物の最終形状が、ＣＦＲＰ層４１０内のＳＭＡ箔４２０の選択的設置により調整可能であるということを示している。

したがって、本開示は、特定の変形特性を生み出すための混合積層体ＳＭＡ／ＦＭＬ（繊維金属積層体）システムの設計を提供する。表面に傾斜層を作製し、これを典型的に用いられるエポキシプリプレグシステムに接着可能とするＳＭＡ処理もまた、本開示により提供される。本開示はさらに、構造物の劣化を生じずに作動が起こることができるようにニチノール箔アクチュエータおよびＣＦＲＰ部品からの適切な遷移を提供可能な接着剤を開発および選択する。

本開示は、接着手段によるＣＦＲＰに対するＳＭＡの接着を可能とし、これにより、より空気力学的な表面、より軽量な構造物を可能とし、さらに、より効率的な混合アクチュエータを製造する。ＳＭＡ／ＦＭＬ構造物（またはＳＭＡ／ＣＦＲＰ構造物）の提案されている用途には、展開可能な分岐後縁といった民間航空機に適合可能な後縁装置が含まれる。図７Ａ〜図７Ｄに図示されている。これらの図は、接着剤層７２０を用いることによりＳＭＡ７１０のアクチュエータがＣＦＲＰ表面７１５に接合されている航空機翼断面７００を示している。

図７Ａおよび図７Ｂは、相変態前の収納状態にある翼７００を示している。例えば、図７Ａは、ＳＭＡアクチュエータ７１０が複合外板７３０に接着されている収納された分岐後縁７０５を示している。図７Ａに示すこの設計により、軽量化および設計空間の改善が達成できる。図７Ｂは、複数の０．００６インチ厚さのＳＭＡ箔層７２５がＣＦＲＰ７３０の間に差し込まれている収納された分岐後縁７０５を示している。

図７Ｃは、展開された分岐後縁７５５を作製するようＳＭＡアクチュエータ７１０が作動されている展開された分岐後縁を示しており、ここで、ＳＭＡアクチュエータ７１０は、ＣＦＲＰ７３０に接着されている。図７Ｄは、積層ＳＭＡ／ＣＦＲＰアクチュエータを有する展開された分岐後縁７５５を示す、図７Ｃと同様の図を示している。

ここで図８を参照して、炭素繊維複合構造物を作製するための本開示の方法のフロー図を示す。該方法８００は、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層を設ける第１工程８０１により開始され、次に、第２の複数の形状記憶合金板を設ける工程８０２が続き、次に、第２の複数の形状記憶合金板のうちの１つの上面および底面の少なくとも一方を接着剤下塗り層により被覆する工程８０３が続き、次に、被覆された形状記憶合金板上にエポキシ樹脂接着剤層を被覆する工程８０４が続き、被覆された形状記憶合金板に炭素繊維プリプレグ層を挟むことにより、積層体を形成する工程８０５、および最後に、積層体を熱および圧力下で硬化させることにより、炭素繊維複合構造物を形成する工程８０６が続く。

本開示は、図９のフロー図に示されている複合構造物を変形させるための方法をさらに開示する。複合構造物を変形させるための該方法９００は、第１の複数の炭素繊維プリプレグ層を設ける第１工程９０１により開始することができ、次に、各々が上面および底面上のエポキシ接着剤により被覆された第２の複数の形状記憶合金板を設ける工程９０２が続き、次に、第２の複数の形状記憶合金板に第１の複数の炭素繊維プリプレグ層を挟むことにより、複合構造物を形成する工程９０３が続き、最後に、形状記憶合金が第１結晶状態から第２結晶状態へ変態する所定の温度にまで加熱することにより、複合構造物を変形させる工程９０４が続く。

次に図１０および図１１を参照して、図１０に示すような航空機の製造および保守方法１０００ならびに図１１に示すような航空機１１００との関連において、本開示の実施形態を用いることができる。本生産の前で、方法１０００の一例は、航空機１１００の仕様および設計１０１０ならびに材料調達１０２０を含んでいてもよい。生産の際は、航空機１１００の構成部品および部分組立品の製造１０３０ならびにシステム統合１０４０が行われる。その後、航空機１１００は、認証および納品１０５０を経て、運航１０６０されてもよい。顧客による運航中、航空機１１００は、（改修、再構成、修繕などをも含むかもしれない）定常的整備および保守１０７０を受けてもよい。

方法１０００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者および／または操作者（例えば、顧客）により行われるかまたは実施されてもよい。本件の説明のため、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造者および主要なシステム下請け業者に限定されないがこれらを含んでもよい。第三者は、任意の数の取り扱い業者、下請け業者および供給業者に限定されないがこれらを含んでもよい。操作者は、航空会社、リース会社、軍隊、保守組織などであってもよい。

図１１に示されているように、例示的方法１０００により製造される航空機１１００は、複数のシステム１１１０および内装１１３０とともに機体１１２０を含んでいてもよい。高レベルシステム１１１０の例としては、推進システム１１４０、電気システム１１５０、油圧システム１１６０および環境システム１１７０のうちの１つ以上が挙げられる。任意の数の他のシステムを含んでもよい。航空宇宙の例が示されているが、本発明の原理は、自動車産業といった他の産業に適用することもできる。

ここで実施されている装置は、製造および保守方法１０００のいずれか１つまたはそれ以上の段階中に使用してもよい。例えば、製造プロセス１０３０に対応する構成部品や部分組立品は、航空機１１００が運航されている間に製造される構成部品や部分組立品と同様に組立てまたは製造されてもよい。また、例えば、航空機１１００の組立てを大幅に早めるか、または、航空機１１００のコストを削減することにより、製造段階１０３０および１０４０中に１つ以上の装置の実施形態を利用してもよい。同様に、航空機１１００が運航されている間から、例えば限定はされないが、整備および保守１０７０までの間、１つ以上の装置の実施形態を利用してもよい。

ある例示的な実施形態に関して本開示の実施形態を説明してきたが、該特定の実施形態は、他の変形例に当業者が想到するであろうように、限定ではなく説明を目的とするものであることは理解されたい。

ある例示的な実施形態に関して本開示の実施形態を説明してきたが、該特定の実施形態は、他の変形例に当業者が想到するであろうように、限定ではなく説明を目的とするものであることは理解されたい。
また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）と、
前記少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）を密接に結合する少なくとも１枚の形状記憶合金板と、
を含む、複合構造物。
（態様２）
前記少なくとも１枚の形状記憶合金板が、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有する層を含む、態様１に記載の複合構造物。
（態様３）
前記少なくとも１枚の形状記憶合金板が、少なくとも１層の接着促進層（２２２）と、層の上面および底面の少なくとも一方に接着剤層（６５０）と、を有する、態様１に記載の複合構造物。
（態様４）
少なくとも２層の形状記憶合金層と、
前記少なくとも２層の形状記憶合金層の間の少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）と、
を含む、複合構造物。
（態様５）
前記少なくとも２層の形状記憶合金層は、各々が、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有する、態様４に記載の複合構造物。
（態様６）
前記少なくとも２層の形状記憶合金層は、各々が、その上面および底面のうちの１つに少なくとも１層の接着促進層（２２２）と、接着剤（６５０）の層と、を有する、態様４に記載の複合構造物。
（態様７）
前記少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）が、炭素繊維およびガラス繊維からなる群から選択される少なくとも１つの繊維により強化されている、態様４に記載の複合構造物。
（態様８）
前記接着剤（６５０）の層が、エポキシ接着剤の層である、態様６に記載の複合構造物。
（態様９）
形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物を作製するための方法であって、
第１の複数の繊維強化ポリマー層を設ける工程と、
第２の複数の形状記憶合金層を設ける工程と、
前記第２の複数の形状記憶合金層のうちの１層の上面および底面の少なくとも一方を接着剤下塗り層により被覆する工程と、
前記接着剤下塗りにより被覆された形状記憶合金層上を接着剤の層で被覆する工程と、
前記被覆された形状記憶合金層に前記第１の複数の繊維強化ポリマー層の少なくとも２層を挟むことにより、積層体を形成する工程と、
前記積層体を硬化させて、前記形状記憶合金繊維強化ポリマー複合構造物を形成する工程と、
を含む方法。
（態様１０）
前記第２の複数の形状記憶合金層は、各々が、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有する、態様９に記載の形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物を作製するための方法。
（態様１１）
約２００°Ｆから約５００°Ｆの温度で、かつ、４０ＰＳＩ以上の圧力で前記積層体を硬化させる工程をさらに含む、態様９に記載の形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物を作製するための方法。
（態様１２）
複合構造物を変形させるための方法であって、
第１の複数の繊維強化ポリマープリプレグ層（２１２）を設ける工程と、
各々の上面および底面の少なくとも一方が接着剤により被覆されている第２の複数の形状記憶合金層を設ける工程と、
前記形状記憶合金が第１結晶状態から第２結晶状態へ変態する所定の温度にまで加熱することにより前記複合構造物を変形させる工程と、
を含む、方法。
（態様１３）
前記複数の形状記憶合金層をニッケルチタン合金で設ける工程をさらに含む、態様１２に記載の複合構造物を変形させるための方法。
（態様１４）
前記変形させる工程中に前記複合構造物を１１０°Ｆ以上の温度にまで加熱する工程をさらに含む、態様１２に記載の複合構造物を変形させるための方法。
（態様１５）
前記変形させる工程中に前記複合構造物を約１１０°Ｆから約３２０°Ｆの温度にまで加熱する工程をさらに含む、態様１２に記載の複合構造物を変形させるための方法。

Claims (15)

1. 少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）と、
   前記少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）を密接に結合する少なくとも１枚の形状記憶合金板と、
   を含む、複合構造物。
2. 前記少なくとも１枚の形状記憶合金板が、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有する層を含む、請求項１に記載の複合構造物。
3. 前記少なくとも１枚の形状記憶合金板が、少なくとも１層の接着促進層（２２２）と、層の上面および底面の少なくとも一方に接着剤層（６５０）と、を有する、請求項１に記載の複合構造物。
4. 少なくとも２層の形状記憶合金層と、
   前記少なくとも２層の形状記憶合金層の間の少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）と、
   を含む、複合構造物。
5. 前記少なくとも２層の形状記憶合金層は、各々が、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有する、請求項４に記載の複合構造物。
6. 前記少なくとも２層の形状記憶合金層は、各々が、その上面および底面のうちの１つに少なくとも１層の接着促進層（２２２）と、接着剤（６５０）の層と、を有する、請求項４に記載の複合構造物。
7. 前記少なくとも１層の繊維強化ポリマー層（２１２）が、炭素繊維およびガラス繊維からなる群から選択される少なくとも１つの繊維により強化されている、請求項４に記載の複合構造物。
8. 前記接着剤（６５０）の層が、エポキシ接着剤の層である、請求項６に記載の複合構造物。
9. 形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物を作製するための方法であって、
   第１の複数の繊維強化ポリマー層を設ける工程と、
   第２の複数の形状記憶合金層を設ける工程と、
   前記第２の複数の形状記憶合金層のうちの１層の上面および底面の少なくとも一方を接着剤下塗り層により被覆する工程と、
   前記接着剤下塗りにより被覆された形状記憶合金層上を接着剤の層で被覆する工程と、
   前記被覆された形状記憶合金層に前記第１の複数の繊維強化ポリマー層の少なくとも２層を挟むことにより、積層体を形成する工程と、
   前記積層体を硬化させて、前記形状記憶合金繊維強化ポリマー複合構造物を形成する工程と、
   を含む方法。
10. 前記第２の複数の形状記憶合金層は、各々が、約０．００２インチから約０．２５インチの厚さを有する、請求項９に記載の形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物を作製するための方法。
11. 約２００°Ｆから約５００°Ｆの温度で、かつ、４０ＰＳＩ以上の圧力で前記積層体を硬化させる工程をさらに含む、請求項９に記載の形状記憶合金／繊維強化ポリマー複合構造物を作製するための方法。
12. 複合構造物を変形させるための方法であって、
    第１の複数の繊維強化ポリマープリプレグ層（２１２）を設ける工程と、
    各々の上面および底面の少なくとも一方が接着剤により被覆されている第２の複数の形状記憶合金層を設ける工程と、
    前記形状記憶合金が第１結晶状態から第２結晶状態へ変態する所定の温度にまで加熱することにより前記複合構造物を変形させる工程と、
    を含む、方法。
13. 前記複数の形状記憶合金層をニッケルチタン合金で設ける工程をさらに含む、請求項１２に記載の複合構造物を変形させるための方法。
14. 前記変形させる工程中に前記複合構造物を１１０°Ｆ以上の温度にまで加熱する工程をさらに含む、請求項１２に記載の複合構造物を変形させるための方法。
15. 前記変形させる工程中に前記複合構造物を約１１０°Ｆから約３２０°Ｆの温度にまで加熱する工程をさらに含む、請求項１２に記載の複合構造物を変形させるための方法。

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