JP2016107624A - 複合材と金属との接合部を有する複合材構造体、及びその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】安価で製造が容易な複合樹脂材料と金属材料の接合方法の提供。【解決手段】構造体の複合材樹脂部分が、繊維強化樹脂プライ３５の薄板上の積み重ね３４を備え、かつ構造体の金属部分は金属シート３７の積み重ね３６を備え、隣接する繊維強化樹脂プライ３５と金属シート３７の各端部３９が結合されており、移行セクション２５内で互いに重なるように所定のレイアップスケジュールに従って交互配置されることにより、接合プレートを使用することなく複合材３４と金属３６との接合部を形成する接合方法。【選択図】図４

Description

関連出願の相互参照
本出願は、２０１２年１２月１６日に出願された、現在係属中の、「複合材と金属との接合部を有する複合材構造体、及びその製造方法」という題目の、米国出願番号１３／７１６，１７１の一部継続出願であり、かつその利益を主張する。米国出願番号１３／７１６，１７１は、２０１０年８月１７日に出願され、２０１４年２月１８日に米国特許８，６５２，６０６として発行された、「複合材と金属との接合部を有する複合材構造体、及びその製造方法」という題目の、米国出願番号１２／８５７，８３５の分割出願である。

本開示は概して複合材構造体に関し、特に繊維強化樹脂積層板に関し、かつより具体的には複合材と金属との接合部を有するハイブリッド複合材料を取り扱う。

結合技術は、しばしば、複合材構造体を組み立てるために使用される。複合材構造体もまたファスナを必要とする用途において、ファスナを取り囲む構造体の局所的な厚さ又はゲージ（ｇａｕｇｅ）は、ファスナ接合部を介して伝達される荷重に耐えるために、増大される必要があり得る。構造体の局所的な厚さが増大すると、ファスナは長くされる必要があり得、それによって、構造体に対して重量を付加する。付加的に、増大した構造体の局所的な厚さは、ファスナ接合部を横断する荷重経路の偏心度を増大し、そのことは、望ましくない曲げ荷重をファスナに与え得る。

上述された問題に対する１つの解決法は、ファスナの領域で金具を複合材構造体に取り付けることである。これらの金具は、それらの金具が接触する炭素繊維強化複合材と実質的に化学的に反応し得ない、チタニウム又は類似の金属から成形され得る。しかしながら、チタニウムの金具は、比較的高価であり得、特に、それらを複雑な形状に成形することが必要とされる場合はそうである。

したがって、実質的に全ての金具を実質的に全ての複合材樹脂構造体と接続するために使用され得る、複合材樹脂と金属との接合部が必要とされ、それは、比較的安価であり、かつ製造が容易であり、更にファスナ接続ポイントの周りに移送される荷重に耐え得る。全ての金具と全ての複合材樹脂構造体との間の化学反応を実質的に避ける、複合材樹脂と金属との接合部も、また、必要とされる。

開示される実施形態は、実質的に全ての金具を実質的に全ての複合材樹脂構造体と接続するために使用され得る、繊維強化樹脂複合材と金属との接合部を含んだ、ハイブリッドタイプの複合材構造体を提供する。接合部は、航空宇宙輸送体などのより高性能な用途において使用されることに適した、複合材構造体と金属製構造体との間の移行を提供する。実質的に全ての複合材から実質的に全ての金属材へのこの移行は、腐食及び／又は偏心から生じる問題の可能性を低減し得、又は除去し得る。複合材構造体のレイアップの間に、金属のシートが任意の数の複合材プライと代わり、かつ複合材プライから金属シートへの移行は、複合材部分から金属部分への適切な荷重移送を提供するために、交互配置された位置において生じる。交互配置された移行は、複合材プライと金属シートとの間の交互配置をもたらし、かつ接合部内の亀裂又は剥離の発生及び／又は伝播を低減し得る、複数の接合ラインを生成する。金属シート間に配置される接着剤は、シートをほとんど固体の金具へと凝固させ、かつ結合する。

開示される１つの実施形態によれば、繊維強化樹脂プライの薄板状の積み重ね、及び金属シートの積み重ねを備えた、複合材構造体が提供される。金属シートは、繊維強化樹脂プライを金属シートと接続する複合材と金属との接合部を形成するために、繊維強化樹脂プライの端部と交互配置される端部を有する。

別の実施形態によれば、複合材樹脂部分、金属部分、及び樹脂部分と金属部分との間の移行セクションを備えた、ハイブリッド樹脂金属構造体が提供される。樹脂部分は、繊維強化樹脂の薄板状のプライを含み、金属部分は、結合された金属のシートを含む。移行セクションは、薄板状のプライと金属シートとの間の、交互配置された重なりを含む。

別の実施形態によれば、ハイブリッド複合材金属部品が提供される。部品は、接触位置で終端する繊維強化複合材料のレイアップを備える。接触位置において、複合材料と同じ厚さの金属プライは、部品の金属端部と連続し、かつレイアップは、前の接触位置から部品端部に向かって交互配置される複合材と金属との接触を伴って繰り返される。構造用接着剤のプライは、金属プライ間に配置され、次の金属と複合材との接触は、入れ子状の接合部を生み出すために部品端部から離れるように交互配置され、かつ交互配置された接触の積み重ねは、入れ子状のタブを生み出し、部品端部へ完全に延伸する複合材プライなしに、部品の完全な厚さへと連続する。

更に別の実施形態によれば、複合材構造体を製造する方法が提供される。方法は、複合材部分及び金属部分を有するマルチプライ複合材レイアップを成形すること、並びに複合材部分と金属部分との間の複合材と金属との接合部を成形することを含む。方法は、レイアップを圧縮し、かつ硬化することを更に含む。

更なる実施形態によれば、ハイブリッド金属部品を製造する方法が提供される。方法は、接触位置で終端する少なくとも１つの繊維強化複合材プライを配置すること、及び金属プライが隣接する繊維強化複合材プライと実質的に同じ厚さとなる所で、隣接する金属プライを配置することを含む。複合材プライ及び隣接する金属プライを配置するステップは、前の接触位置から前記部品端部に向かって交互配置される、複合材と金属との接触を形成するために、繰り返される。方法は、金属プライ間の構造用接着剤のプライを配置すること、及び入れ子状の接合部を形成するために、次の金属と複合材との接触が部品端部から離れるように交互配置される所で、複合材及び金属のプライのレイアップを繰り返すことを含む。

複合材と金属との接合部を有する複合材構造体の断面図である。 複合材と金属との接合部を含んだ複合材構造体の斜視図である。 図２において図３と指定されている領域の斜視図である。 複合材プライと金属シートとの間の交互配置をより良く示す、接合部の断面図である。 フィルム接着剤の金属シートへの適用もまた示す、図４で示された接合部の２つの分離した層の断面図である。 図５で示された２つの層によって形成された接合部の一部分の拡大断面図である。 図２から図４で示された複合材接合部を有する複合材構造体を製造する方法の一般的な流れ図である。 図７で示された方法の付加的な詳細を示す流れ図である。 図２から図４で示された複合材接合部を有する複合材構造体を製造する別の方法の流れ図である。 航空機の製造および保守方法の流れ図である。 航空機のブロック図である。 図１２Ａから図１２Ｄは、フレーム及び外板によって形成された構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態であり、図１２Ａ、図１２Ｂ、図１２Ｃ、及び図１２Ｄを含む。図１２Ａは、例示的な実施形態によって描かれる、フレーム及び複合材外板によって形成された構造体の断面側面図である。図１２Ｂは、例示的な実施形態によって描かれる、フレーム、複合材外板、金属製外板、及び金属製外板を複合材外板に接続する接合プレートを含んだ、構造体の断面側面図である。図１２Ｃは、例示的な実施形態によって描かれる、金属製外板に接続された複合材外板を含んだ、構造体の断面側面図である。図１２Ｄは、例示的な実施形態によって描かれる、図１２Ｃで描かれた構造体の金属製外板と複合材外板との接続の拡大断面側面図である。 図１３Ａは、例示的な実施形態によって描かれる、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体の断面側面図であるが、金属シートの積み重ね内に導電性ストリップを有する。図１３Ｂは、例示的な実施形態によって描かれる、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体の側面断面図であるが、統合された加熱ダクトを有する。 図１４Ａは、例示的な実施形態によって描かれる、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体の断面側面図である。図１４Ｂは、例示的な実施形態によって描かれる、図１４Ａで描かれた構造体の例示的な実施形態の側面断面図であるが、金属シートの積み重ねがその形状を変えていることによって図１４Ａとは異なる。 図１５は、例示的な実施形態によって描かれる、複合材エンジンタービンセクションのカウルに接続された形状記憶合金を含んだノズルを有するエンジンの断面側面図である。 図１６は、例示的な実施形態によって描かれる、アルミニウム構造体を複合材構造体に接続するチタニウム複合材プライ接合部の斜視図である。 図１７Ａは、例示的な実施形態によって描かれる、複合材積層板に接着された、グリエソン（Ｇｒｉｅｓｓｏｎ）剥離リミッタを組み込んだ、金属シートの積み重ねの、図１６の１７Ａから見た、チタニウム複合材プライ接合部の斜視断面図である。図１７Ｂでは、図１７Ａが修正され、グリエソン剥離リミッタの代替的な構成が示される。図１７Ｃでは、図１７Ｂが修正され、グリエソン剥離リミッタの別の代替的な構成が示される。 図１８は、例示的な実施形態によって描かれる、接合プレートを使用することなしに、金属製外板を複合材外板に結合するためのプロセスの流れ図である。 図１９は、例示的な実施形態によって描かれる、接合プレートを使用することなしに、複合材構造体に接続されたアルミニウム構造体のガルバニック腐食を抑制するためのプロセスの流れ図である。

先ず図１を参照すると、ハイブリッド複合材構造体２０は、複合材と金属との接合部２６を含んだ移行セクション２５によって金属部分２４に接合された複合材樹脂部分２２を含む。例示的な実施例では、複合材構造体２０は、実質的に平坦な複合材シートであるが、用途に応じて、構造体２０は、一又は複数の湾曲、輪郭、又は他の幾何学的特徴を有し得る。例えば、複合材構造体２０は、ラップ接合部３０、及び外板２０を通ってフレーム２８に至るファスナ３２によって、航空機のフレーム２８部分に固定された、（図示せぬ）航空機の内側及び／又は外側輪郭外板を備え得る。

フレーム２８は、複合材、金属、又は他の硬い材料を含み得、かつ構造体２０の金属部分２４は、荷重の範囲及び荷重のタイプを、フレーム２８と複合材部分２０との間で移送するのに適した、硬い金具２４として働き得る。以下でより詳細に議論されるように、金属部分２４は、複合材部分２０及びフレーム２８に対して実質的に化学反応を起こさず、かつ複合材部分２０及びフレーム２８と合致するチタニウムなどの、任意の様々な金属を含み得るが、それらに限定されるものではない。例えば、１つの実際的な実施形態では、複合材樹脂部分２２は、炭素繊維強化エポキシを含み得、金属部分２４は、チタニウム合金を含み得、かつフレーム２８は、アルミニウム合金又は複合材を含み得るが、それらに限定されるものではない。移行セクション２５及び接合部２６は、引張、曲げ、捩じり、及びせん断荷重を含んだ、複合材樹脂部分２２と金属部分２４との間の、典型的な荷重の範囲及びタイプに対応するために十分な強度を有するが、それらに限定されるものではない。例示される移行セクション２５及び接合部２６は、全ての複合材樹脂部分２２と全ての金属分２４との間で形成されるが、（図示せぬ）２つの異なる複合材構造体又は（図示せぬ）２つの異なる金属構造体を接合するために、それらを採用することも可能である。

図１から図４を参照すると、複合材料プライ３５のレイアップは、後で本明細書において移行ポイントと呼ばれる接触位置３９において終端し、ここで、複合材料プライ３５と実質的に同じ厚さの金属シート又はプライ３７は、金属部分２４の金属端部２４ａに連続し、かつレイアップは、前の接触位置３９から金属端部に向かって交互配置された複合材と金属との接触を伴って繰り返され、かつ金属プライ３７間の構造用金属接着剤４５のプライ（図５及び図６参照）を含み、次の金属と複合材との接触３９は、入れ子状の接合部２７を形成するために、部品端部２４ａから離れるように交互配置される。入れ子状のタブ２９（図３参照）を形成する、この交互配置された接触の積み重ねは、全ての金属部分２４の金属端部２４ａに完全に延伸する複合材プライ３５なしに、ハイブリッド複合材構造体２０の完全な厚さに連続する。

今度は、また、図２から図４を参照すると、構造体２０の複合材樹脂部分２２は、繊維強化樹脂プライ３５の薄板状の積み重ね３４を備え、かつ構造体２０の金属部分２４は、実質的に結合された金属構造体を形成するために共に結合された金属シート又はプライ３７の積み重ね３６を備える。図５及び図６で示されるように、複合材プライ３５及び金属シート３７は層３８内に配置される。層３８の各々は、実質的に金属シート３７の１つと端部対端部で隣接する、複合材プライ３５の一又は複数を備える。それ故、層３８の各々は、複合材、すなわち複合材樹脂プライ３５から、金属、すなわち金属シート３７までのポイント３９において移行する。

移行ポイント３９は、プライ３５及び金属シート３７が、移行セクション２５（図１）内で互いに重なるように、所定のレイアップスケジュールにしたがって互いに対して交互配置される。移行ポイント３９の交互配置は、接合部２６内の亀裂又は剥離の発生及び／又は伝播を低減し得る、複数の接合ラインを生成する。移行ポイント３９の交互配置は、また、全ての複合材樹脂部分２２と全ての金属部分２４との間の入れ子状の接合２７を形成する接合部２６内の、複合材プライ３５と金属シート３７の交互配置の構成をもたらす。この入れ子状の接合２７は、また、フィンガ結合部２６、又は複数のステップラップ接合部２６と呼ばれ得る。移行ポイント３９の隣接する１つは、亀裂などの不具合の剥離及び伝播に対する強度及び抵抗性を含んで、最適な性能特性を披歴する結合された接合部２６を取得するように、構造体２０の面内方向において互いから間隔を置かれる。例示的な実施例では、接合部２６を形成する入れ子状の接合２７は、二重のフィンガ接合部２６の形態であり、ここで、移行ポイント３９は、最大重なりの一般的な中央ポイント５５から反対方向に交互配置される。しかしながら、複数の移行ポイント３９が単一の方向で交互配置される、単一フィンガ接合部を含んで、他の接合部の構成が可能であるが、それに限定されるものではない。

複合材プライ３５は、単方向プリプレグテープ又は織物の形態にあり得る、炭素繊維エポキシなどの繊維強化樹脂を備え得るが、それらに限定されるものではない。ガラス繊維を含んで他の繊維強化が可能であり、かつプリプレグでない材料の使用が可能であり得る。複合材プライ３５は、所定の繊維配向を有し得、かつ望ましい性能仕様を満たすために、予め規定されたプライスケジュールにしたがってレイアップされる。前に述べたように、結合されたシート３７は、企図された用途に対して適切なチタニウムなどの金属を含み得る。例示的な実施例では、金属シート３７の積み重ね３６は、概して、プライ３５の薄板状の積み重ね３４の厚さｔ_２と実質的に等しい、全厚さｔ_１を有する。しかしながら、例示される実施例では、ｔ_２は、積み重ね３４の反対側の側部上の幾つかの重なるプライ４３の厚さだけ、ｔ_１よりもわずかに大きい。

図５及び図６は、図２から図４で示された接合部２６の２つの隣接する層３８の詳細を示す。この実施例では、各々の層３８は、集合的な全厚さＴ_１を有する４つのプライ３５を備える。隣接する層３８の個別の金属シート３７は、構造用接着剤４５の層によって共に結合され、接着剤４５は、商業フィルム接着剤、又はレイアップ処理の間に金属シート３７間で配置される適切な接着剤の他の形態を含み得る。

図５でＴ_２として表される、各々の金属シート３７、及び接着剤４５の１つの層を組み合わせた厚さは、層３８内の複合材プライ３５の厚さＴ_１に実質的に等しい。図面には示されていないが、接着剤の薄いフィルムが、層間の接合の強度を増加させるために、プライ３５間に配置され得る。１つの実際的な実施形態では、各々が近似的に０．０２５インチの厚さを有する、チタニウム合金シート３７が使用され得、フィルム接着剤４５は近似的に０．００５インチの厚さであり得、かつ４つの複合材炭素繊維エポキシプライ３５は、約０．０３０インチの集合的な全厚さを有する各々の層３８において使用され得る。用途に応じて、チタニウム以外の金属の使用が可能であり得る。隣接する移行ポイント３９間の距離、及びそれ故、層３８間の重なりの長さは、複合材プライ３５の厚さ及び数、並びに金属シート３７の厚さと同様に、接合部２６を介して伝達されるべき荷重のタイプ及び大きさ、並びに潜在的な他の性能仕様を含んで、特定の用途の要件に応じる。

複合材及び金属部分２２、２４の２つの異なる材料間の接合部２６の異なる層３８（図１）は、それぞれ、（図示せぬ）埋め込まれた又は設置されたセンサを使用して、接合品質の非破壊評価によく適した構造体２０を提供する。（図示せぬ）超音構造波（Ｕｌｔｒａｓｏｎｉｃ ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ ｗａｖｅ）が、金属部分２４の端部において、複合材部分２２の端部において、又は移行セクション２５内の構造体２０に導入され得る。これらの超音波は、金属シート３７、及び複合材プライ３５と金属シート３７との間の（図示せぬ）インターフェースによって形成された導波管に相当するものを通して移動する。構造体２０内に配置される、ＭＥＭＳに基づく（微小電気機械）センサ、（図示せぬ）圧電性センサ、又は他のトランスデューサーが、接合部２６内の接合線の状態を解析する目的で、超音構造波を受信するために使用され得る。

今度は、図７を参照すると、複合材構造体２０を製造する１つの方法は、６５において示される複数層複合材レイアップを成形することを含む。レイアップを成形することは、ステップ６７において複合材樹脂部分２２をレイアップすること、及び６９において金属部分２４をレイアップすることを含む。レイアップを成形するステップ６５は、７１において示される、レイアップの複合材樹脂部分と金属部分の間の、複合材と金属との接合部を形成することを更に含む。

図８は、図７で示された方法の付加的な詳細を示す。ステップ４０において開始し、個別の金属シート３７は、望ましいサイズ及び／又は形状に調整される。次に４２において、金属シート３７の表面は、溶剤で金属シート３７を洗浄し、それらを乾燥させることなどを含み得る適切な処理によって準備され、その後、４４において、レイアップは、各々の層３８内のプライ３５と金属シート３７との間の移行ポイント３９の所定の交互配置を含む、（図示せぬ）予め規定されたプライスケジュールによって決定されたシークエンスにおいて、金属シート３７及び複合材プライ３５をレイアップすることによって組み立てられる。

レイアップ処理の間に、金属シート３７は、複合材プライが従来のレイアップ処理でレイアップの中へ配置されるのと酷似して、プライのようにレイアップの中へ配置される。ステップ４６において示されるように、接着剤が、金属シート３７を結合された構造体へと共に結合するために、金属シート３７間に導入され得る。同様に、図８では示されないが、結合接着剤が、これらの複合材プライ３５間の接合強度を増加させるために、個別の複合材プライ３５間に導入され得る。次に、４８において、真空バギング（ｖａｃｕｕｍ ｂａｇｇｉｎｇ）などの任意の幾つかの既知の圧縮技術を使用して圧縮され得、その後に、ステップ５０において、オートクレーブ（ａｕｔｏｃｌａｖｅ）又はオートクレーブ以外の硬化処理を使用して、レイアップが硬化される。ステップ５２において、硬化された複合材構造体２０は、必要に応じて、調整され及び／又は検査され得る。

図９は、ハイブリッド複合材部品２０を製造する方法の更に別の実施形態を示す。方法は、ステップ７３で開始し、（図示せぬ）適切なレイアップツール上の接触位置３９において終端する、少なくとも１つの複合材プライ３５をレイアップする。７５において、隣接する複合材プライ３５と実質的に同じ厚さを有する隣接金属プライ３７がレイアップされる。７７において示されるように、レイアップ処理は、前の接触位置３９から部品２０の金属端部２４ａに向かって交互配置される複合材と金属との接触３９を伴って、繰り返される。７９において、構造用接着剤４５のプライは、金属プライ３７間に配置される。ステップ７３から７９は、部品２０の金属端部２４ａに完全に延伸する複合材プライ３５なしに、ハイブリッド部品２０の完全な厚さに対して、入れ子状の接合部２７、及び入れ子状のタブ２９を形成する交互配置された接触積み重ねを生成するために、継続的に繰り返される。図９では示されていないが、完了したレイアップは、空洞を除去するために真空バギング処理され、かつそれに続いて、任意の適切な硬化方法を使用して硬化される。

本開示の実施形態は、具体的には、例えば、航空宇宙、船舶、及び自動車を含む輸送産業の分野において、様々な潜在的用途で使用される可能性がある。それ故、今度は図１０及び図１１を参照すると、本開示の実施形態は、図１０において示される航空機の製造及び保守方法６０、及び図１１において示される航空機６２の文脈の中で使用され得る。開示される実施形態の航空機の用途は、例えば、特に、組み立て処理の間にファスナの使用を要求する、多様な範囲の構造複合材部品及び構成要素を含み得る。製造前の段階では、例示的な方法６０は、航空機６２の仕様及び設計６４と、材料の調達６６とを含み得る。製造段階では、航空機６２の、構成要素及びサブアセンブリの製造６８と、システムインテグレーション７０とが行われる。その後、航空機６２は、認可及び納品７２を経て、運航７４に供される。顧客により運航される間に、航空機６２は、定期的な整備及び保守７６（改造、再構成、改修なども含み得る）が予定される。

方法６０の各処理は、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）によって実行又は実施され得る。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み得、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み得、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得る。

図１１示すように、例示的な方法６０によって製造される航空機６２は、複数のシステム８０及び内装８２を有する機体７８を含むことがある。高レベルのシステム８２の例は、推進システム８４、電気システム８６、油圧システム８８、および環境システム９０のうちの一又は複数を含む。任意の数の他のシステムも含まれ得る。開示される方法は、機体７８又は内装８２において使用される、部品、構造体、及び構成要素を製造するために使用され得る。航空宇宙産業の例を示したが、本開示の原理は、海運及び自動車産業などの他の産業にも適用され得る。

本明細書に具現化されたシステム及び方法は、製造及び保守方法６０の一又は複数の任意の段階で採用され得る。例えば、製造処理６８に対応する、部品、構造体、及び構成要素は、航空機６２の運航中に製造される部品、構造体、及び構成要素と類似のやり方で作製又は製造され得る。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、若しくはそれらの組み合わせは、例えば、航空機６２の組み立てを実質的に効率化するか、又は航空機６２のコストを削減することにより、製造段階６８及び７０において利用され得る。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、若しくはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機６２の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守７６に利用することもできる。

それ故、上述したのは、複合材構造体の例示的な実施形態であり得る。実施形態は、繊維強化樹脂プライの薄板状の積み重ね、及び繊維強化樹脂プライの端部と交互配置された端部を含み得る金属シートの積み重ねを含み得、かつ繊維強化樹脂プライを金属シートと接続する複合材と金属との接合部を形成し得る。

複合材構造体の実施形態は、層内に配置される、繊維強化樹脂プライ及び金属シートの積み重ねを更に含み得、ここで、層の各々は、金属シート、及び少なくとも１つの繊維強化樹脂プライを含み得る。層の各々内の繊維強化樹脂プライの厚さは、概して、層内の金属シートの厚さと等しくなり得る。

付加的に、複合材構造体は、樹脂と金属との移行ポイントを生成する実質的に隣接する端部を伴って構成された層の各々内の繊維強化樹脂プライ及び金属シートを含み得る。層の移行ポイントは、互いに対して交互配置され得る。

更に、複合材構造体の実施形態は、層が、樹脂プライの積み重ねと金属シートの積み重ねとの間の繊維強化樹脂複合材フィンガ接合部を形成するように、構成され得る。接着剤の層は、シートを共に結合するために、金属シートの隣接するものどうしの間に配置され得る。金属シートは、チタニウム合金であり得る。プライの繊維強化は、炭素を含み得る。

上述の例示的な実施形態は、また、ハイブリッド複合材樹脂金属構造体を示し、それは、繊維強化樹脂の薄板状のプライを含んだ複合材樹脂部分、金属の結合されたシートを含んだ金属部分、及び複合材樹脂部分と金属部分との間の移行セクションを含み得、移行セクションは、薄板状のプライと金属シートとの間の交互配置された重なりを含む。例示的な実施形態は、薄板状のプライ及び金属シートが層内に配置され得るように、ハイブリッド複合材樹脂金属構造体を含み得、かつ層の各々は、実質的に端部と端部とが隣接する部分において、金属シートのうちの１つ、及び複数の繊維強化樹脂プライを含み得る。

上述のハイブリッド樹脂金属構造体の例示的な実施形態は、また、層内の金属シートの厚さと実質的に等しい、層の各々内のプライの厚さを含み得る。交互配置された重なりは、複合材樹脂部分と金属部分との間に、複合材と金属とのフィンガ接合部を形成し得る。ハイブリッド複合材樹脂金属構造体は、また、シートを共に結合するように構成され、かつ金属部分を結合する、金属シートの各々の間の接着剤の層を含み得る。金属シートの各々は、チタニウム合金であり得る。

上述の例示的な実施形態は、また、ハイブリッド複合材金属部分を提供し、それは、接触位置で終端し得る繊維強化複合材料のレイアップを含み得、ここで、複合材料と同じ厚さの金属プライは、部品の金属端部と連続し得、かつレイアップは、前の接触位置から部品端部に向かって交互配置され得る、複合材と金属との接触を伴って繰り返され得、かつ金属プライ間の構造用接着剤のプライを含み得る。次の金属と複合材との接触は、部品端部から離れるように交互配置され得、かつ入れ子状の接合を生成し得る。交互配置された接触の積み重ねは、入れ子状のタブを生成し得、かつ部品端部まで完全に延伸する複合材プライなしに、部品の完全な厚さに連続し得る。

上述の例示的な実施形態は、また、複合材構造体を製造する方法を提供し、方法は、レイアップの複合材樹脂部分と金属部分との間の複合材と金属との接合部を形成することを含んで、繊維強化複合材樹脂部分及び金属部分を有する多層複合材レイアップを成形することを含み得る。レイアップを成形することは、層内の繊維強化複合材樹脂と金属との間の移行ポイントを生成するために、実質的に端部と端部とが互いに隣接する部分において、少なくとも１つの繊維強化複合材樹脂プライ及び１つの金属シートを配置することによって、層の各々を生成することを含み得る。

方法の例示的な実施形態は、また、互いに対して層内の移行ポイントを交互配置することを含んで、レイアップを成形することを含み得る。金属部分を結合することは、金属シート間に接着剤の層を配置することを含み得る。

上述の例示的な実施形態は、また、ハイブリッド金属部品を成形する方法を提供し、それは、接触位置で終端し得る少なくとも１つの繊維強化複合材プライを配置すること、金属プライが隣接する繊維強化複合材プライと同じ厚さであり得る、隣接金属プライを配置すること、前の接触位置から前記部品端部に向かって交互配置された、複合材と金属との接触を生成するために、複合材プライ及び隣接金属プライを配置するステップを繰り返すこと、金属プライ間に構造用接着剤のプライを配置すること、及び入れ子状の接合を生成するために、次の金属と複合材との接触が部品端部から離れるように交互配置され得る、複合材及び金属プライのレイアップを繰り返すことを含み得る。方法は、また、部品端部に完全に延伸する複合材プライなしに、部品の完全な厚さまで入れ子状のタブを形成するために、複合材及び金属プライの交互配置された接触積み重ねを継続することを含み得る。方法は、レイアップ内の空洞を除去するために部品を真空バッグ処理すること、及びレイアップされた部品を硬化させることを更に含み得る。

上述の例示的な実施形態は、また、ハイブリッド複合材樹脂金属航空機構造体を提供し、それは、繊維強化された全て複合材の部分、全て金属の部分、及び複合材部分を金属部分と接続するハイブリッド複合材金属フィンガ接合部を、形成する複数の薄板状の層を含み得る。層の各々は、複合材樹脂の複数のプライ及びチタニウム金属シートを含み得、ここで、プライ及び金属シートは、互いが複合材と金属との移行ポイントを層内に生成するように、端部と端部とが隣接するように配置され得、かつ層内の移行ポイントは、フィンガ接合部を形成するために互いに対して交互配置され得る。

上述のハイブリッド複合材樹脂金属航空機構造体は、また、金属シートを結合するために金属シート間に接着剤の層を含み得る。層の各々内のプライの厚さは、シートのうちの１つと接着剤の層とを組み合わせた厚さと実質的に等しくなり得る。

上述の例示的な実施形態は、また、ハイブリッド複合材樹脂金属航空機構造体を製造する方法を提供する。例示的な実施形態の方法は、繊維強化された全て複合材の部分、全て金属の部分、及び複合材部分を金属部分と接続するハイブリッド複合材金属フィンガ接合部を、含んだレイアップを成形することを含み得る。レイアップを成形することは、層内に複合材と金属との移行ポイントを生成するチタニウム金属シートに端部と端部とで隣接する複数の複合材樹脂プライを配置することによって層の各々が生成され得る、複数の層をレイアップすること、金属部分を結合するために、金属シート間に接着剤の層を配置すること、互いに対して層内の移行ポイントを交互配置することによって、複合材部分と金属部分との間に接合部を形成すること、レイアップを圧縮すること、及びレイアップを硬化させることを含む。

例示的な実施形態は、損傷を受けた構成要素を除去し、かつ置き代える能力は、構成要素を含んだ製品の機能性及び／又は価値を高め得るということを認識し、かつ考慮している。金属デザインが構成要素を構造体に接合するためにボルト締めを好み得る一方で、理想的な複合材デザインは、結合を好む傾向があり得る。例示的な実施形態は、金属のボルト締め接合部特性の利点を活用する能力は、単一の接合部内及び／又は単一の構成要素内で複合材の性能利得を取得する一方で、金属のみ又は複合材のみを含んだ、又は構成要素及び／又は接合部の寸法を増大させた（ｐａｄｄｉｎｇ ｕｐ）接合部及び／又は構成要素よりも、改良された強度及び／又は低減された厚さ、及び／又は低減された重量という利点を提供し得ることを認識し、かつ考慮している。

例示的な実施形態は、チタニウムプライ材料内でチタニウムシートを複合材プライに結合する、構造体内の構成要素内のセクション又は構成要素間の接合部は、完全に金属の構成要素にそのようなものを締め付け及び／又は接合する能力と同様に、構造体が複合材の重量及び疲労特性を有することを可能にし得ることを認識し、かつ考慮している。

例示的な実施形態は、一旦、接合部の金属部分が降伏し始めると、従来の複合材と金属との接合部は接合部内で機能しなくなることを認識し、かつ考慮している。引張試験は、チタニウムプライ材料を使用する接合部及び／又は方法が、臨界降伏点で存続し得るのみならず、接合されている構成要素の究極的な破壊が、接合部に接続された完全な金属部分において、完全に接合部の外部で生じ得ることを認識し、かつ考慮している。最終的な金属破壊は、接合部に接続された完全な金属部分に対する弾性及び可塑性領域の両方を介して移行した後に、古典的なネックダウン（ｎｅｃｋ ｄｏｗｎ）挙動からもたらされ得る。それ故、チタニウムプライ接合部内で複合材プライに結合された複数の金属シートは、複数の荷重経路を生成し得、それは、完全に複合材又は完全に金属であり得る接合部又は構成要素と比較して、チタニウムプライ接合部の全体の耐久性、及び強度及び／又は回復力におけるその優れた性能に貢献する。

例示的な実施形態は、外板に衝撃を与える物体からの衝撃力によってもたらされるへこみ又は故障に対する、構造体上の金属製外板の抵抗性は、同じ衝撃力を受けた同じ構造体上の複合材外板の抵抗性よりも強くなり得ることを更に認識し、かつ考慮している。それ故、外板の重量及び腐食の危険性を低減するために、航空機翼前縁又はドアフレームなどの構造体上では、複合材外板が望ましい一方で、衝撃抵抗性が重要な場合に、これらの位置で金属製構成要素を使用することがより望ましい。それ故、上述された理由及び他の理由で、構造体上の特定の位置において、複合材外板を金属製外板で置き代えることが望ましい。

例示的な実施形態は、グラファイトが陰極として働き得、一方、とりわけ、電解質溶液中で、アルミニウムが、グラファイトに接続されたアルミニウムのガルバニック腐食を促進する陽極として働き得ることを認識し、考慮している。したがって、グラファイトを含んだ繊維を含有する複合材料は、アルミニウムをグラファイトに接触する構成要素として含んだ構造体内で、ガルバニック腐食を誘起すると観察されてきた。炭素繊維で強化された複合材は、グラファイトを含み得る。したがって、炭素繊維成分を含み得る構成要素を、アルミニウムを含み得る構成要素に直接的に接続することは、望ましくない設計であり得る。

今度は、図１２Ａから図１２Ｄを参照すると、それらは、フレーム及び外板によって形成された構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態である。図１２Ａは、フレーム及び複合材外板によって形成された構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態である。図１２Ｂは、フレーム、複合材外板、金属製外板、及び金属製外板を複合材外板に接続する接合プレートを含んだ構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態である。図１２Ｃは、金属製外板に接続された複合材外板を含んだ構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態である。図１２Ｄは、図１２Ｃで描かれた構造体上の複合材外板に対する金属製外板の接続の拡大図を描く例示的な実施形態である。

今度は図１２Ａを参照すると、フレーム１２０４を有する構造体１２０２が示されている。フレーム１２０４は、構造体１２０２に対する骸骨状の支持体のセクションであり得るが、それに限定されるものではない。構造体１２０２が翼である場合に、骸骨状の構造体は主翼ボックスであり得、かつフレーム１２０４は翼のリブであり得るが、それらに限定されるものではない。被覆部材が、フレーム１２０４上に配置され得る。フレーム１２０４上の被覆部材は、複合材外板１２０６であり得る。複合材外板１２０６は、連続シート、分離シートを含み得、又はフレーム１２０４の全体を覆い得る同時に硬化された（ｃｏｃｕｒｅｄ）若しくは結合されたシートであり得る。同時に硬化されたシートは、硬化中に単一の構造体に接合されたシートであり得る。それ故、複合材外板１２０６は、モノリシックシェル（ｍｏｎｏｌｉｔｈｉｃ ｓｈｅｌｌ）としてフレーム１２０４を覆い得る。複合材外板１２０６は、フレーム１２０４に接続され得る。複合材外板１２０６は、フレーム１２０４に結合され得る。

構造体１２０２は、複合材外板で覆われた構造体と呼ばれ得る。フレーム１２０４は、ウェブ１２３８を有し得る。ウェブ１２３８は、高さ１２４０を有し得る。

構造体１２０２は、翼であり得る。翼は、航空機の部品であり得る。翼は航空機のためのものであり得るが、それに限定されるものではない。フレーム１２０４は、翼のための主翼ボックスの部品であり得るが、それに限定されるものではない。構造体１２０２が翼である場合に、翼の前縁の周りの複合材外板１２０６は、物体から衝撃を受け得る。物体は、地上からの物体又は飛行物体であり得るが、それらに限定されるものではない。地上からの物体は、岩、スーツケースの断片、又は輸送体であり得るが、それらに限定されるものではない。飛行物体は、鳥、又は雹であり得るが、それらに限定されるものではない。

複合材外板１２０６は、衝撃を受けた場合に、修理を必要とする損傷を被り得る。外板に対する修理の必要なしに、例えば、雹から５００インチポンドなどの衝撃に耐えることができる構造体上の外板を有することが望ましいが、それに限定されるものではない。外板に対する修理の必要なしに、例えば、外板に落とされたツールからの１２００インチポンドなどの衝撃に耐えることができる構造体上の外板を有することが望ましいが、それに限定されるものではない。

特定の物体からの衝撃力は、飛行中でない翼の場合よりも、飛行中の翼に特定の物体が衝撃を与える場合の方が、大きくなり得る。それ故、複合材外板１２０６に対する衝撃は、複合材外板１２０６に損傷を与え得る。複合材外板に対する損傷は、複合材外板中若しくは内の、インデンテーション（ｉｎｄｅｎｔａｔｉｏｎ）、剥離、若しくは亀裂、又は複合材外板の故障もしくは破壊であり得るが、それらに限定されるものではない。それ故、構造体１２０２のフレーム１２０４上の複合材外板１２０６に対する衝撃からの潜在的な損傷に対抗して強化するために、複合材外板１２０６の損傷に対する抵抗性よりも衝撃損傷に対するより大きな抵抗性を有し得る材料で、フレーム１２０４の部分を覆うことが望ましい。例示的な実施形態では、翼の前縁のためのフレーム１２０４を覆うために、又は外板被覆の部品として、金属を使用することが望ましい。

概して、任意の特定の材料に対して、より厚い外板は、特定の材料のより薄い外板よりも、構造的な破壊及び／又は修理の必要なしに、衝撃を吸収するためのより大きな弾力性を提供し得る。しかしながら、任意の特定の材料に対して、外板の厚さを増加することは、その重量を増す。

航空機の用途では、任意の構成要素の重量を低減することは、航空機の燃費を良くする。更に、翼の全体サイズの低減は、翼の形状抵抗成分を低減し得る。それ故、より薄い外板は、航空機の性能及び効率を改良するために、より厚い外板よりも望ましい。所与の厚さに対して、幾つかの材料は、他の材料よりも優れた衝撃抵抗性を提供し得る。

概して、所与の厚さの外板に対して、アルミニウムで作られた外板は、複合材外板よりも優れた反発弾性を提供し得る。アルミニウムに対する破壊靭性値は、繊維強化複合材の破壊靭性値よりも近似的に８倍の破壊靭性値を有し得るが、それに限定されるものではない。それ故、相対的に等しいヤング率を考慮する同等な強度に対して、繊維強化複合材で作られた外板と比較して、アルミニウムで作られた外板は、繊維強化複合材で作られた外板の７倍ほど頑丈であり得る。それ故、衝撃を受けがちであり得る構造体の位置に対して、アルミニウムの外板は、複合材の外板よりも好ましい。しかしながら、上述されたように、幾つかの複合材繊維と接触するアルミニウムのガルバニック腐食のために、アルミニウムの外板は、繊維強化複合材の外板を伴った構造体上の望ましい構成要素とはならない。

所与の厚さの外板に対して、チタニウムで作られた外板は、アルミニウムを含んだ外板よりも優れた反発弾性を提供し得る。チタニウム合金は、アルミニウム又は複合材のヤング率よりも近似的に１．６倍大きいヤング率を有し得るが、それに限定されるものではない。チタニウム合金は、アルミニウムの破壊靱性の近似的に２倍、又は複合材から作られた外板の破壊靱性の２０倍の破壊靱性を有し得る。それ故、ヤング率を考慮する同等な強度に対して、チタニウムで作られた外板は、アルミニウムで作られた外板よりも１．４倍ほど頑丈であり得、又は複合材で作られた外板よりも１０倍ほど頑丈であり得る。

今度は図１２Ｂを参照すると、図１２Ｂは、フレーム、複合材外板、金属製外板、及び金属製外板を複合材外板に接続する接合プレートを含んだ、構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態である。構造体１２４２は、フレーム１２４４を含み得る。上述のフレーム１２０４に類似して、フレーム１２４４は、構造体１２４２に対する骸骨状の支持体のセクションであり得るが、それに限定されるものではない。構造体１２４２が翼である場合に、骸骨状の構造体は主翼ボックスであり得、かつフレーム１２４４は翼のリブであり得るが、それらに限定されるものではない。フレーム１２４４は、第１の複合材積層板１２０８、第２の複合材積層板１２１０、及び金属製外板１２１２によって覆われ得る。

金属製外板１２１２の第１の端部１２１４は、任意の直接的な接続なしに、第１の接合プレート１２１６を介して、第１の複合材積層板１２０８の端部１２１８に接続され得る。第１の端部１２１４と端部１２１８とを分離している距離は、図１２Ｂにおいて実際の縮尺通りに示されていないかもしれない。

金属製外板１２１２の第２の端部１２２０は、任意の直接的な接続なしに、第２の接合プレート１２２２を介して、第２の複合材積層板１２１０の端部１２２４に接続され得る。第２の端部１２２０と端部１２２４とを分離している距離は、図１２Ｂにおいて実際の縮尺通りに示されていないかもしれない。図１２Ｂは、金属製外板１２１２を金属シートの積み重ねとして示しているが、金属製外板１２１２は、例えば、非限定的に、アルミニウム合金の単一のシートなどの金属の単一のシートであり得る。

構造体１２４２は、外板が接合された構造体と呼ばれ得る。構造体１２４２は、構造体１２０２の外周に対してサイズ及び形において実質的に等しい外周を有し得、それによって、構造体１２０２及び構造体１２４２が航空機の翼であった場合に、それらは、同じＮＡＣＡ翼型指定を有すると考えられ得る。

第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０は、炭素繊維を含み得る。第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０内の炭素繊維は、金属製外板１２１２のガルバニック腐食をもたらし得る材料を含み得る。材料はグラファイトであり得るが、それに限定されるものではない。炭素繊維又はグラファイトと接触する場合に、金属製外板１２１２が、陽極として働き得る金属、例えば、非限定的に、アルミニウム又はアルミニウム合金である場合に、その後、金属製外板１２１２のガルバニック腐食を抑制するために、グラファイトは、金属製外板１２１２と接触しないように分離され得る。現在、複合材構成要素からの金属製外板１２１２の分離は、一般的に、接合プレート１２１６及び接合プレート１２２２などの、接合プレートを使用することによって提供される。接合プレートは、一般的に、炭素繊維又はグラファイトに対する陽極として働かない材料、例えば、非限定的に、チタニウム又はチタニウム合金などから作られる。それ故、図１２Ｂでは、接合プレート１２１６及び接合プレート１２２２は、チタニウム又はチタニウム合金を含んで作られ得るが、それらに限定されるものではない。

一般的に、接合プレートによって占められる空間は、構造体のフレームの外周の内側への隣接する湾曲を必要とし得る。非限定的に、図１２Ｂの例示的な実施形態で示されるように、フレーム１２４４の上側１２２６は、接合プレート１２１６の上方の構造体１２４２の輪郭のフェアリング（ｆａｉｒｉｎｇ）及び／又は突出を必要とすることなしに、接合プレート１２１６を収容するために、湾曲１２６４を必要とする。同様に、フレーム１２４４の下側１２２８は、接合プレート１２２２の下方の構造体１２４２の輪郭のフェアリング及び／又は突出を必要とすることなしに、接合プレート１２２２を収容するために、湾曲１２６６を必要とし得る。非限定的に、フレーム１２４４が翼のリブである場合に、上側１２２６は、リブの上側に沿ったフランジであり得、かつ下側１２２８は、リブの下側に沿ったフランジであり得る。

結果として、フレーム１２４４のウェブ１２４６の高さ１２４８は、フレーム１２０４のウェブ１２３８の高さ１２４０と同じ程度に大きくはなく、又はフレーム１２５２のウェブ１２５４の高さ１２５６と同じ程度に大きくはない。したがって、同じ荷重を引き受けるために、ウェブ１２５４は、ウェブ１２４６よりも薄くなり得る。それ故、ウェブ１２５４は、ウェブ１２４６よりも低い重量を有し得る。ウェブ１２４６よりも低い重量のウェブ１２５４は、フレーム１２４４を含んだ航空機と比較して、フレーム１２５２を含んだ航空機に対するより高い性能及び／又は燃料効率に貢献し得る。

第１の複合材積層板１２０８は、図１２Ｂでは示されていない構造体の左側において、単一の構造体を形成するために、第２の複合材積層板１２１０に接合され得、又は２つの異なる積層板シートとして存在し得る。第１の複合材積層板１２０８は、フレーム１２４４の上側１２２６と接続され得る。第２の複合材積層板１２１０は、フレーム１２４４の下側１２２８と接続され得る。非限定的に、フレーム１２４４が翼のリブである場合に、上側１２２６は、リブの上側に沿ったフランジであり得、かつ下側１２２８は、リブの下側に沿ったフランジであり得る。

各々の接合プレートを、金属製外板１２１２に、フレーム１２４４に、及び／又は複合材積層板に接続するために、各々の接合プレートは、例えば、非限定的に、ファスナ１２３０などの付加的なハードウェアを必要とし得る。接合プレート、及び接合プレートと関連するファスナハードウェアは、接合プレートを有しない外板を用いて構造体を構築する場合と比較して、金属製外板１２１２及び複合材積層板を用いて構造体を構築する場合の付加的な重量、製造時間及びマンパワー、並びに費用を付加し得る。

構造体１２４２は、高さ１２４８を有するウェブ１２４６を有し得る。フレーム１２４４は、フレーム１２４４が接合プレート１２１６及び／又は接合プレート１２２２を収容するために変形される必要があり得るということを除いて、フレーム１２０４と類似し得る。それ故、構造体１２４２の外周が実質的に構造体１２０２の外周と等しくなり得る場合に、接合プレート１２１６及び／又は接合プレート１２２２の使用は、高さ１２４０未満である高さ１２４８を必要とし得る。したがって、ウェブ１２４６は、ウェブ１２３８よりも厚くなる必要があり得る。

今度は図１２Ｃを参照すると、図１２Ｃは、金属製外板に接続された複合材外板を含んだ構造体の断面側面図を描く例示的な実施形態である。図１２Ｃは、第１の複合材積層板１２０８、第２の複合材積層板１２１０、及び金属製外板１２１２によって覆われる、フレーム１２５２を有する構造体１２５０を描いている。上述のフレーム１２０４に類似して、フレーム１２５２は、構造体１２５０に対する骸骨状の支持体のセクションであり得るが、それに限定されるものではない。構造体１２５０が翼である場合に、骸骨状の構造体は主翼ボックスであり得、かつフレーム１２５２は翼のリブであり得るが、それらに限定されるものではない。第１の複合材積層板１２０８は、フレーム１２５２上の外板の第１のセクションと考えられ得る。第２の複合材積層板１２１０は、フレーム１２５２上の外板の第２のセクションと考えられ得る。

金属製外板１２１２は、図１２Ｄでより詳細に示されるように、それぞれの結合されたフィンガ接合部を介して、第１の複合材積層板１２０８及び第２の複合材積層板１２１０と接続され得る。金属製外板１２１２は、図１２Ｃで示されるように湾曲し得るが、それに限定されるものではない。金属製外板１２１２は、例えば、航空機のための翼などの構造体の前縁を形成し得るが、それに限定されるものではない。代替的に、金属外板１２１２は、例えば、角度を付けられ、又は直線状にされるなど、幾つかの他の形状であり得るが、それらに限定されるものではない。

金属製外板１２１２の第１の端部１２６８は、任意の接合プレート１２１６を使用することなしに、第１の複合材積層板１２０８に直接的に接続され得る。金属製外板１２１２の第２の端部１２７０は、任意の接合プレート１２２２を使用することなしに、第２の複合材積層板１２１０に直接的に接続され得る。それ故、金属製外板１２１２は、複合材積層板と直接的に接続され得、かつフレーム１２５２の周りにモノリシックシェルを形成し得る。

金属製外板１２１２は、複合材積層板内の材料に対して陽極として働かない金属から作られ得る。それ故、非限定的に、金属製外板１２１２がチタニウム又はチタニウム合金を含み得る場合に、金属製外板１２１２は、金属製外板１２１２のガルバニック腐食を支持することなしに、第１の複合材積層板１２０８及び第２の複合材積層板１２１０と直接的に接続され得る。

金属製外板１２１２は、接着剤を介して、第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０に結合され得る。それによって、翼は、前縁をそれぞれの複合材外板に接続するために接合プレートを使用することなしに、上側の複合材外板及び／又は下側の複合材外板と直接的に接続され得る、チタニウム又はチタニウム合金を含んだ前縁を伴って形成され得る。それ故、図１２Ｃは、金属製外板１２１２が、任意の接合プレートを使用することなしに、かつ金属製外板１２１２を第１の複合材積層板１２０８及び／又は複合材積層板１２１０に接続する任意のファスナ１２３０なしに、第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０に接続され得ることを示す。

金属製外板１２１２は、内側シート１２５８、中間シート１２６０、及び外側シート１２６２を含み得る。各々の金属シートは、各々の隣接する金属シートに結合され得る。シートは、接着剤の層によって結合され得る。それ故、内側シート１２５８と中間シート１２６０との間に第１の接着剤層が存在し得、かつ中間シート１２６０と外側シート１２６２との間に第２の接着材層が存在し得る。幾つかの例示的な実施形態では、３つ未満又は（下の図１２Ｄで示されるように）３つより多くの金属シートが使用され得る。

構造体１２５０は、チタニウムプライの外板で覆われた構造体と呼ばれ得る。構造体１２５０は、構造体１２０２の外周及び／又は構造体１２４２の外周に対してサイズ及び形において実質的に等しい外周を有し得、それによって、構造体１２５０、構造体１２０２、及び構造体１２４２が航空機の翼であった場合に、それらは、各々、同じＮＡＣＡ翼型指定を有すると考えられ得る。

フレーム１２５２は、ウェブ１２５４を有し得る。ウェブ１２５４は、高さ１２５６を有し得る。図１２Ｃで示されるチタニウムプライ構造体は、任意の接合プレートを必要としないので、高さ１２５６は高さ１２４８よりも高くなり得る。それ故、ウェブ１２５４は、ウェブ１２４６と比較した場合のウェブ１２５４のより高い高さ１２５６の利点として、構造体１２４２と比較した場合の構造体１２５０に、より大きい強度及び載荷能力を提供し得る。

代替的に、ウェブ１２４６と比較して、より大きい強度又は載荷能力がウェブ１２５４から必要とされない場合に、その後、ウェブ１２４６と比較して、ウェブ１２５４の付加的な高さは、ウェブ１２５４がウェブ１２４６よりも薄くなることを可能にし得る。それ故、フレーム１２５２は、フレーム１２４４よりも軽くなり得、かつ構造体１２４４と比較して構造体１２５０の重量を低減し得る。構造体１２４２及び１２５０が翼である場合に、ウェブ１２４６と比較した場合のウェブ１２５４の低減された重量は、構造体１２４２と比較した場合の構造体１２５０に対してより大きい燃料効率を提供し得る。それ故、チタニウムプライの外板で覆われた翼は、図１２Ｃによって非限定的に示されるように、図１２Ｂによって非限定的に示された外板接合翼よりも、低減された重量、増加した燃料効率、又は大きい強度及び載荷能力を提供し得る。

更に、図１２Ｃで非限定的に示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層板プライと隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置された結合されたチタニウムシート上で実行された衝撃試験後の圧縮において、接合の複合材積層板側及び金属積み重ね側は、接合部又は隣接する構成要素内で任意の剥離又は材料破壊を引き起こすことなしに、１２００インチポンドの衝撃に耐えた。それ故、図１２Ｃで非限定的に示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層板プライと隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置された結合されたチタニウムシートは、非限定的に、図１２Ａで描かれた構造体１２０２などの、複合材外板を用いて完全に構築された実質的に等しい形及びサイズを有する構造体よりも、強くかつ弾力性を有し得る構造体のための衝撃許容端部を提供し得る、使用可能な高い弾力性を提供する。

また、図１２Ｃで非限定的に示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層板プライと隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置された結合されたチタニウムシートは、非限定的に、図１２Ｂで描かれた構造体１２４２などの、金属構成要素に対するガルバニック腐食を避けるために、金属製外板と複合材外板とを分離するために接合プレートを使用して構築され得る、実質的に等しい形及びサイズを有する構造体よりも、薄く及び／又は軽くなり得る構造体のための衝撃許容端部を提供し得る、使用可能な高い弾力性を提供し得る。それ故、図１２Ｃで非限定的に示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層板プライと隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置された結合されたチタニウムシートの使用は、（非限定的に図１２Ａなどの）非限定的に複合材前縁を有する翼などの代替的な翼前縁よりも、弾力性を有する前縁を有する翼を提供し得る翼の構築、及び／又は（非限定的に図１２Ｂなどの）複合材構成要素から金属を孤立させる接合プレート構成を有する翼よりも、軽く及び／又は強い前縁を有する翼を提供し得る翼の構築を可能にし得る。

更に、非限定的に、第１の複合材積層板１２０８及び第２の複合材積層板１２１０に接続された、金属製外板１２１２を備えたモノリシックシェルを有する構造体１２５０などの、構造体を構築することは、任意の接合プレート、接合プレートのための任意のファスナ、及び／又は金属製外板１２１２を接続することに関連する任意の他のハードウェアの使用に対する必要性を除去し得るのみならず、外板をフレームに取り付ける組み立てを単純化し得、かつ接合プレートを取り付けることに関連するツーリング（ｔｏｏｌｉｎｇ）の全てに対する必要性を除去し得る。第１の複合材積層板１２０８及び第２の複合材積層板１２１０に対する金属製外板１２１２のモノリシックな構築は、単一のモノリシック構成要素をフレーム１２５２上に配置すること、並びに、非限定的に、ラップ接合部（ｌａｐ ｊｏｉｎｔｓ）を使用して、様々な外板及び接合構成要素を互いに組み立て、かつ密封するために必要とされる、ツール、配置、及び調整を必要とすることなしに、単一のモノリシック構成要素を取り付けることを可能にする。それ故、第１の複合材積層板１２０８及び第２の複合材積層板１２１０に接続された金属製外板１２１２のモノリシックな構築は、非限定的に、図１２Ｂに対して表現された構造体１２４２などの、複数の構成要素が接合された外板構造体によって必要とされ得、又は生成され得るよりも、フレーム１２５２に対する取り付けのための少ないツーリングを必要とし得、かつスムーズで軽い構造体１２５０上の外板を提供し得る。今度は図１２Ｄを参照すると、図１２Ｄは、図１２Ｃで描かれた構造体上の複合材外板に対する金属製外板の接続の拡大図を描く例示的な実施形態である。より具体的には、図１２Ｄは、金属製外板１２１２と第２の複合材積層板１２１０との間の接続の図示された実施形態の拡大図を示す。金属製外板１２１２と第２の複合材積層板１２１０との間の接続は、接合であり得る。接合は、接着剤によって生成され得る。図１２Ｄで示される金属製外板１２１２と第２の複合材積層板１２１０との間の接続は、金属外板１２１２と第１の複合材積層板１２０８との間の接続の見本であり得る。移行１２３６は、図４で示されたように、移行セクション２５の実施例であり得る。

金属製外板１２１２は、金属シート１２３４などの金属シートの積み重ね１２３２から作られ得る。積み重ね１２３２内の各々の金属シート１２３４は、積み重ね１２３２内の全ての他の金属シート１２３４と同一であり得るが、それに限定されるものではない。積み重ね１２３２内の各々の金属シート１２３４は、非限定的に、厚さ又は組成などの共通の特徴を各々の他の金属シート１２３４と同じくし得るが、それに限定されるものではない。各々の金属シート１２３４は、積み重ね１２３２内の別の金属シート１２３４からはユニークであり得るが、それに限定されるものではない。

積み重ね１２３２内に含まれる金属シート１２３４の量は３つであり得るが、それに限定されるものではない。金属シート１２３４内に含まれる金属シート１２３４の量は３つ以外であり得るが、それに限定されるものではない。積み重ね１２３２内の各々の金属シート１２３４は、各々の隣接する金属シート１２３４に結合され得る。

第２の複合材積層板１２１０は、積み重ね１２３２内の各々の金属シート１２３４に対して複合材の４つのプライを含み得るが、それに限定されるものではない。それ故、積み重ね１２３２は、接合プレートを使用することなしに、複合材外板と直接的に結合され得る。積み重ね１２３２内の各々の金属シート１２３４は、各々の金属シート１２３４の各々の個別の端部が、第２の複合材積層板１２１０内の複合材の４つのプライと隣接するように、フィンガラップ接合部内の第２の複合材積層板１２１０内の複合材プライと組み合わされ得る。

幾つかの金属シート１２３４を共に接合することは、また、荷重に対応する複数の経路を提供し得る。複数の金属シート１２３４を共に接合することは、共に結合された複数の金属シート１２３４から作られた積み重ね１２３２と同じ厚さの金属プレートと比較して、ヤング率に対する値をより低くし得、かつ構造体１２０２を覆う金属製外板セクション１２１２に対する致命的欠陥を妨げ得る。所与の厚さを成形するために幾つかの金属シート１２３４を共に結合することは、特定の金属シート１２３４内の任意の欠陥が、その特定の金属シート１２３４の厚さを超えて伝播しないように孤立させ得、かつそれ故、積み重ね１２３２と同じ厚さの単一の金属プレートと比較して、欠陥を孤立させ、及び／又は積み重ね１２３２に対して歪解放を提供する助けとなり得る。

同様に、図１２Ｃ及び図１２Ｄで示されるように、フィンガ接合部内のチタニウムシートの交互配置された端部を、複合材プライの層と交互配置すること、及び各々の金属シート１２３４の端部を複合材プライの層と隣接させることは、また、積み重ね１２３２自身に対するヤング率と比較して、チタニウム複合材プライ接合部に対するヤング率をより低くし得る。

試験では、９つの０．０２５インチの厚さのチタニウムのシートの積み重ねを伴って形成されたチタニウム複合材プライ接合移行セクション１２３６は、フィンガ接合部を形成するために複合材プライと交互配置された０．００５インチの接着剤層と共に結合され、かつ４つの複合材プライによって隣接された各々の金属シート１２３４の端部は、チタニウムシートの積み重ね１２３２に対する引張応力の下での降伏点よりも、４．９２％ほど大きくなり得る引張応力の下での降伏点を有し得る。それ故、図１２Ｄによって描かれる接合部は、積み重ね１２３２自身の破断点応力レベルよりも大きい、破断点応力レベルを有し得る。それ故、荷重が、積み重ね１２３２、移行セクション１２３６、第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０上で連続的に増加された場合には、図１２Ｄで描かれるチタニウム複合材プライ接合部の移行セクション１２３６が、構造的な破壊を経験し得る前に、積み重ね１２３２内で構造的な破壊が生じ得る。それ故、図１２Ｄ及び図１２Ｃで表されるように、接合プレートを使用することなしに、結合された接合部は、図１２Ｂで示されるように接合プレートを使用して形成される接合部よりも、構造的な破壊の前により大きな荷重に耐えることができる、より強い接合部を形成し得る。図１２Ｄ及び図１２Ｃで表されるように、接合プレートを使用することなしに、結合された接合部は、図１２Ｃで示されるような接合プレートを使用して構築されるものよりも、薄い接合部であり得る。

図１２Ｃで示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層プライに隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置された、結合されたチタニウムシートから作られた金属製外板１２１２の間で形成された、結合された接合部を使用することによって、金属製外板１２１２を第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０に接合することは、図１２Ｂで示されるような接合プレートを使用することによって形成され得るよりも、金属製外板１２１２と第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０との間のより強い接合部を形成し得る。図１２Ｃで示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層プライに隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置された、結合されたチタニウムシートから作られた金属製外板１２１２の間で形成された、結合された接合部を使用することによって、金属製外板１２１２を第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０に接合することは、非限定的に、複合材セクションを接合するため、又は例えば、非限定的に、図１２Ａの複合材外板１２０６、又は図１２Ｂで示されるような第１の複合材積層板１２０８及び／又は第２の複合材積層板１２１０などの、複合材外板のセクションに対する載荷能力を強くするために、必要とされ得る複合材のパッドアップ（ｐａｄ‐ｕｐ）を使用して形成され得るような、より薄い接合部を形成し得る。

試験では、９つの０．０２５インチの厚さのチタニウムのシートの積み重ねを伴って形成されたチタニウム複合材プライ接合移行セクション１２３６は、フィンガ接合部を形成するために複合材プライと交互配置された０．００５インチの接着剤層と共に結合され、かつ４つの複合材プライによって隣接された各々の金属シート１２３４の端部は、テーパ（ｔｅｐｅｒｅｄ）され、かつスカーフ継ぎ（ｓｃａｒｆｅｄ）された繊維強化複合材プライに結合された、単一のチタニウムプレートに対する引張応力下での降伏点よりも、７．３％大きくなり得る引張応力下での降伏点を有し得る。それ故、交互配置されたフィンガ接合部構成は、図１２Ｄで非限定的に示されるように、類似の材料でから作られているが、スカーフ継ぎ（ｓｃａｒｆｅｄ）接合部構成において複合材プライにテーパ（ｔａｐｅｒｅｄ）され得、かつ結合され得る金属プレートを使用することによって、結合された接合部よりも強い接合部を提供し得る。

積み重ね１２３２は、各々の金属シート１２３４と４つの複合材プライに隣接する各々の金属シート１２３４との間の接着剤層を有する交互配置されたフィンガ接合部を使用することは、金属シートの積み重ね１２３２の代わりの単一のプレートである金属を除いて類似の材料を使用する接合部よりも、多くの数の接合表面、多くの荷重経路、短い接合部の長さ、低い熱膨張係数が誘起した応力、高いヤング率を有し得、強く、大きい耐久性を有し、かつ製造が容易である。

図１２Ｃ、図１２Ｄで非限定的に示されるように、複合材プライと交互配置され、かつ隣接する複数の金属シート１２３４の結合された層を使用して積み重ね１２３２を機械加工及び成形することは、単一の金属プレートを有する複合材金属接合部を形成することを試みる場合に、変形の問題を克服し得る。複合材プライと交互配置され、かつ隣接する幾つかの金属シート１２３４の結合された層を使用して積み重ね１２３２を機械加工及び成形することは、単一の金属プレートを有する複合材金属接合部を形成することを試みる場合に、接合部内の残留応力及び硬化中の反りという問題を克服し得る。非限定的に、スカーフ継ぎされた複合材にテーパされ、結合された単一のチタニウムプレートを使用する接合部を形成する代わりに、図１２Ｃ、図１２Ｄで示されるように、積み重ね１２３２が、複合材プライと交互配置され、かつ隣接する複数の金属シート１２３４の結合された層を使用して、チタニウムから作られた９つという数量の金属シート１２３４を含み得る場合に、その後、２つの接合表面の代わりに１０の接合表面、単一のチタニウムプレート内の１つの荷重経路の代わりに積み重ね１２３２内の９つの荷重経路が存在し得、接合部又は移行セクション１２３６の長さは半分まで低減され得、接合部内の熱膨張係数が誘起する応力は半分まで低減され得、引張強度は４．５８％ほど増加し得、かつ交互配置されたフィンガ接合部の破壊の前で、降伏応力に到達した後に、耐久性は、金属シート間の荷重再分散及び６％程度の接合部の伸長のために増加し得る。

幾つかの構造体は、動作の間に温度変化を経験し得る。非限定的に例示的な実施形態において、例えば、非限定的に、航空機の外板などの航空機の構成要素は、華氏６５から華氏１６０までの範囲にわたり温度変化を経験し得る。温度変化は、構成要素の熱膨張によって引き起こされ得る、構成要素内の応力を誘起し得る。例えば、非限定的に、飛行を通して航空機によって経験される熱膨張サイクルは、構成要素の構造疲労を増加させ得る。構成要素内の熱応力に対処するために、構成要素の厚さは増加されることが必要であり得る。熱応力に対処するために、移行材料が、互いに一致しない可能性がある、それぞれの熱膨張係数を有する２つの異なる材料間の移行熱膨張係数を提供するために必要とされ得る。アルミニウムに対する熱膨張係数は、複合材積層板に対する熱膨張係数と一致しない可能性がある。それ故、例示的な実施形態では、図１２Ｂで示されるように、第１の複合材積層板１２０８が炭素繊維強化プライを含み得る場合に、金属製外板１２１２がアルミニウムを含み得るならば、接合プレート１２１６が、金属製外板１２１２間の熱膨張係数の移行を提供するために使用され得る。

構成要素の必要とされる厚さを最小化するために、かつそれ故、構造体の重量を最小化するために、好適な熱膨張係数を有する材料が、構成要素内の使用に対して好ましい。好適な熱膨張係数は、低い値を有する熱膨張係数であり得、又は隣り合った及び／又は隣接した材料の熱膨張係数と好適に一致する値であり得る。

好適な熱膨張係数は、また、構成要素内の熱応力疲労を低減し得る。それ故、構成要素を組み合わせる接合部の熱膨張係数を低減するやり方で、又はそのような材料を使用して、材料を接合することは、各々の個別の構成要素及び／又は接合された構成要素によって形成された構造体の重量を低減し得、かつ構造寿命を改良し得る。例示的な実施形態では、図１２Ｄの移行セクション１２３６に対して示されるように、チタニウム複合材プライの交互配置されたフィンガ接合部は、接合プレートを使用する図１２Ｂで示された接合部と比較して、接合部内の重量及び疲労応力の両方を低減する、好適な熱膨張係数を有し得る。

接合部内の熱膨張係数に誘起された応力を半分まで低減することは、接合部が、単一のテーパされた金属プレートを使用する接合部と比較して、剥離前に２倍の加熱を経験することを可能にする。それ故、非限定的に、図１２Ｃ及び図１２Ｄで描かれるように、接合部は、スカーフ継ぎされた複合材積層板に結合されたテーパされた金属シートによって形成された接合部と比較して、剥離前に２倍の熱に耐えることができる。

更に、各々の金属シート１２３４は、金属シート１２３４が、非破壊試験のための導波管として機能することを可能にする長さに対する厚さの比を有し得る。非破壊試験は、片面（ｏｎｅ‐ｓｉｄｅｄ）非破壊試験であり得るが、それに限定されるものではない。非破壊試験は、超音波試験であり得るが、それに限定されるものではない。超音波探傷は、超音波の半分未満の厚さを有する傷を検出することができないので、各々の金属シート１２３４の厚さは、金属シート１２３４が導波管として機能する能力に影響を与え得る。金属シート１２３４の厚さが１つの波長未満であり得る場合に、ガイドされたラム波の試験（ｇｕｉｄｅｄ Ｌａｍｂ ｗａｖｅ ｔｅｓｔｉｎｇ）は、ラム波が金属シート１２３４の全体の断面を満たすようにすることが必要とされ得る。

材料の幅の範囲内の不具合を検出するために、材料の幅が減少すると、超音波試験の波長はそれに比例して減少する必要があり得る。近似的に０．０２５インチよりも薄い層を有する材料内の不具合を検出するために必要とされるより小さい波長を受け入れるために、例えば、非限定的に、金属箔タイプの層などの、近似的に０．０２５インチよりも薄い層を有する材料内で移動するガイドされた波は、材料に対して約０．０２５インチ以上の層よりも高い周波数において伝送されることが必要とされ得る。

導波管内の信号の減衰は、概して、波の周波数の２乗に比例する（かつまた、材料の減衰特性の関数である）。それ故、超音波を材料のより薄いシートへ伝送することを試みることは、より高い周波数を必要とし、かつ信号の減衰を増加させる。それ故、より薄い厚さにおいて、増加された信号減衰は、波が、範囲内の不具合を検出するために効果的に使用され得る、材料の低減された長さをもたらす。

近似的に０．０２５インチ未満の金属箔層が使用される場合に、超音波試験の効果的な距離は、５ｍｍまで短くなるように下降し得、そのことは、翼構成要素の非破壊試験に対して実現困難となる。

伝送される波長のエネルギーを増加することが、何らかの減衰を克服し、かつ５ｍｍを超えた超音波に対する効果的な試験範囲を増加させる一方で、ガイドされた波に対する実際に有効な周波数は、１５０ｋＨｚであり得る。

矩形状のセンサ（ｒｅｃｔａｎｇｕｌａｒ ｓｅｎｓｏｒ）によって材料内の不具合を検出するために必要とされる所要電圧は、以下の数式から導かれ得る。ここで、センサは試験されている構造体に何の影響ももたらさない。すなわち、

ここで、ａ、ｂ、及びｈは、センサの長さ、幅、及び厚さ意味し、ｄ３１及びｅ３３は、ゼロ応力における圧電定数（ｉｎ ｍ Ｖ‐１）及び誘電率を表し、かつＥｐ及びｖｐは、それぞれ、圧電セラミックのヤング率及びポアソン比を意味し、かつｘ及びｙは、方向ｘ及びｙにおける表面歪を表す。
それ故、超音波試験のエネルギー要求は、材料内の厚さの変化の大きさの２乗に反比例し得、かつそれ故、それは、シートの厚さが０．０２５インチ未満に降下する場合に、超音波試験を実行することができるほとんどの動作環境に対して、非現実的であり得及び／又は費用がかかり過ぎる可能性がある。

それ故、試験は、航空機の典型的な翼において、超音波を用いて不具合が検査される材料の長さに対して、近似的に０．０２５インチ未満の材料の厚さは、ガイドされた波の検査又はモニタリングを支持しないことを示す。それ故、ホイルタイプ（ｆｏｉｌ ｔｙｐｅ）の金属シートの典型的な層の厚さは、一桁低く成り得、例えば、非限定的に、超音波などの非破壊試験に対する導波管として単純に機能しない。

また更に、図１２Ｃで非限定的に示されるように、かつ図１２Ｄでより詳細に示されるように、複合材積層板プライに隣接し、かつフィンガ接合部内で交互配置される結合されたチタニウムシートは、任意の接合プレートに対する必要性を除去し、例えば、非限定的に、構造体の構築において使用される部品の全体的な低減を可能にし得る。部品の除去は、結合されたチタニウムシートとフィンガ接合部内で交互配置された隣接する複合材積層板との間の接合を単純化し得、かつ構造体のモノリシックな設計及び構築を可能にし得る。モノリシックな構築は、図１２Ｂで非限定的に示されるように、接合プレートを介して、金属構成要素を複合材構成要素に接続することによって形成され得る構造体と比較して、重量、費用、及び生産時間、及び／又は複雑さを低減し得る。モノリシックな設計及び構築は、非限定的に、図１２Ｂなどの接合構造から利用可能であり得るよりも、構造体１２５０に沿ったより効率的な荷重配置を提供し得る。

今度は図１３Ａ及び図１３Ｂを参照すると、図１３Ａは、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体を描く例示的な実施形態の断面側面図であるが、金属シートの積み重ね内に導電性ストリップを有する。図１３Ｂは、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体を描く例示的な実施形態の断面側面図であるが、統合された加熱ダクトを有する。図１３Ａ及び図１３Ｂで示される実施形態は、各々、構造体を除氷及び防氷するための処理を容易にし得る。

より具体的には、構造体１３０２は、導電性ストリップ１３０６、第１の複合材積層板１３０８、第２の複合材積層板１３１０、及び積み重ね１３１２を組み込み得る、外板によって覆われたフレーム１３０４を含み得る。フレーム１３０４は、構造体１３０２に対する骸骨状の支持体のセクションであり得るが、それに限定されるものではない。構造体１３０２が翼である場合に、骸骨状の構造体は主翼ボックスであり得、かつフレーム１３０４は翼のリブであり得るが、それらに限定されるものではない。積み重ね１３１２は、任意の数の金属シートを含み得る。各々の金属シート１３１４は、それぞれの接着剤層によって、各々の隣接する金属シート１３１４に結合され得る。図１３Ａ及び図１３Ｂでは、２つの金属シート、すなわち、外側の金属シート１３１４及び内側の金属シート１３１８が、図解を単純化するために示されているが、積み重ね１３１２は、種々の数のシートを含み得る。積み重ね１３１２は、上の図１２Ｄで示されたように、９以上の金属シートを含み得るが、それに限定されるものではない。積み重ね１３１２は、導電性ストリップ１３０６を組み込み得る。少なくとも１つの金属シートは、導電性ストリップ１３０６を組み込み得る。

導電性ストリップ１３０６は、構造体１３０２に対するダクトがない加熱要素として機能するように構成される。ダクトがない加熱要素は、ダクトを通して加熱された空気を提供すること以外によって加熱され得る要素であり得るが、それに限定されるものではない。導電性セクション（ｃｏｎｄｕｃｔｉｖｅ ｓｅｃｔｉｏｎ）は、電磁エネルギーを受け入れるように構成され得る。導電性セクションは、外側金属シート１３１４への氷の接着を妨げるために十分であり得る、外側金属シート１３１４における表面温度を生み出すように構成され得る。

図１３Ａは、外側金属シート１３１４に組み込まれた導電性ストリップ１３０６を示す。外側金属シート１３１４は、湿気に晒され得る。外側金属シート１３１４は、冷たい空気と接触し得る。導電性ストリップ１３０６は、積み重ね１３１２の外側表面を加熱するように構成され得る。導電性ストリップ１３０６は、積み重ね１３１２を加熱するように構成され得る。導電性ストリップ１３０６は、氷が積み重ね１３１２上に蓄積されることを妨げ、及び／又は積み重ね１３１２上に蓄積され得る任意の氷を解かすために、十分な熱を生み出し得る。それ故、導電性ストリップ１３０６は、構造体１３０２に対する防氷及び／又は除氷処理のためのダクトがない加熱要素の部分として機能する積み重ね１３１２を補助し得る。

導電性ストリップ１３０６は、図１３Ａでは、外側金属シート１３１４内にあるように示されているが、導電性ストリップ１３０６は、積み重ね１３１２のための外側金属シート１３１４に、防氷及び／又は除氷能力を提供するための熱を移送し得る、任意の金属シートの任意の部分に配置され得る。導電性ストリップ１３０６は、積み重ね１３１２内の任意の金属シートの中に統合されないかもしれないが、熱を外側金属シート１３１４に移送し得、かつ積み重ね１３１２に防氷及び／又は除氷能力を提供し得るやり方において、積み重ね１３１２内の任意の金属シートに接続され得る、付加的なストリップとして構成され得る。導電性ストリップ１３０６は、熱を外側金属シート１３１４に移送し得、かつ防氷及び／又は除氷能力を積み重ね１３１２に提供し得る、積み重ね１３１２内の任意の金属シート間に配置され得る。

積み重ね１３１２は翼の部分であり得るが、それに限定されるものではない。積み重ね１３１２は翼の前縁の部分であり得るが、それに限定されるものではない。代替的に、非限定的に、積み重ね１３１２は、航空機のためのエアデータシステム（ａｉｒ ｄａｔａ ｓｙｓｔｅｍ）に対する静的なエアソース（ｓｔａｔｉｃ ａｉｒ ｓｏｕｒｃｅ）のための表面プレートであり得、それによって、表面プレートは、例えば、非限定的に、胴体又は尾部などの航空機構造体上の隣接する複合材外板に接続され得る。今度は図１３Ｂを参照すると、図１３Ｂは、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体を描く例示的な実施形態の断面側面図であるが、統合された加熱ダクトを有する。ダクト１３１６は、積み重ね１３１２の内側金属シート１３１８と内装シート１３２０との間に形成され得る。ダクト１３１６が構造体１３０２に付加される場合に、フレーム１３０４の前方セクションは、内装シート１３２０を受け入れるために再形成され得る。

内装シート１３２０は、内側金属シート１３１８と材料であり得、かつ上の図１２Ｃで示されたように、積み重ね１３１２と第１の複合材積層板１３０８及び／又は第２の複合材積層板１３１０との間で交互配置されたフィンガ接合部の部分として、内側金属シート１３１８が、第１の複合材積層板１３０８及び／又は第２の複合材積層板１３１０に結合するように、内側金属シート１３１８に結合するように形成され得る。それ故、内側金属シート１３１８のように、内装シート１３２０は、第１の複合材積層板１３０８及び／又は第２の複合材積層板１３１０とガルバニック反応しない、材料から形成され得る。

代替的に、内装シート１３２０は、内側金属シート１３１８が、第１の複合材積層板１３０８及び／又は第２の複合材積層板１３１０と接触する前に、内側金属シート１３１８上の位置において内側金属シート１３１８に接続され得る。それ故、内装シート１３２０は、内側金属シート１３１８との腐食性の相互作用を避け得、かつ熱を外側金属シート１３１４に移送し、かつ防氷及び／又は除氷能力を積み重ね１３１２に提供するのに十分な、ダクト１３１６内に受け入れられる加熱された空気に耐え得る、任意の材料から作られ得る。それ故、内装シート１３２０は、複合材積層板とのガルバニック相互作用を避けることと、空気からの熱が、外側金属シート１３１４上の氷の接着を妨げ、及び外側金属シート１３１４上に形成された氷を解かす、うちの少なくとも１つのために十分な温度において、外側金属シート１３１４を保持するように、空気の流れを受け入れ、かつその空気を導くこととのために、採用され得る。

示されていないが、導電性ストリップ１３０６は、内側金属シート１３１８上に配置され得、かつ熱をダクト１３１６内に存在する空気に提供し得る。それ故、ダクト１３１６によって受け入れられる空気は、ダクト１３１６に入る前に加熱されている必要は必ずしもない。同様に、導電性ストリップ１３０６は、内装シート１３２０内に配置され得る。同じく、ダクト１３１６内の空気を加熱し、かつ熱を外側金属シート１３１４に移送し、かつ防氷及び／又は除氷能力を積み重ね１３１２に提供するのに十分であり得る熱をダクト１３１６内に提供するために、幾つかの他のタイプの加熱要素がダクト１３１６内に提供され得、又は内装シート１３２０に接続され得る。

更に、図１３Ａ及び／又は図１３Ｂのいずれか又は両方に対して、積み重ね１３１２の各々の部材は、少なくとも外側金属シート１３１４、内側金属シート１３１８、及び／又は内装シート１３２０を含み得、積み重ね１３１２の各々の部材が、非破壊試験のための導波管として機能することを可能にする、厚さ対長さの比を有し得る。非破壊試験は、片面（ｏｎｅ‐ｓｉｄｅｄ）非破壊試験であり得るが、それに限定されるものではない。非破壊試験は、超音波試験であり得るが、それに限定されるものではない。超音波探傷は、超音波の半分未満の厚さを有する傷を検出することができないので、積み重ね１３１２の各々の部材の厚さは、積み重ね１３１２の各々の部材が導波管として機能する能力に影響を与え得る。積み重ね１３１２の各々の部材１３１２の厚さが１つの波長未満であり得る場合に、ガイドされたラム波の試験（ｇｕｉｄｅｄ Ｌａｍｂ ｗａｖｅ ｔｅｓｔｉｎｇ）は、ラム波が積み重ね１３１２の各々の個別の部材の全体の断面を満たすようにすることが必要とされ得る。

今度は図１４Ａ及び図１４Ｂを参照すると、図１４Ａは、図１２Ｃで描かれた構造体に類似する構造体を描く例示的な実施形態の断面側面図である。図１４Ｂは、図１４Ａで描かれた構造体の例示的な実施形態の断面側面図であるが、その形を変える金属シートの積み重ねによって図１４Ａとは異なる。

図１４Ａは、フレーム１４０４の上側１４０８に接続された第１の複合材積層板１４０６、フレーム１４０４の下側１４１２に接続された第２の複合材積層板１４１０、及び第１の複合材積層板１４０６及び第２の複合材積層板１４１０の両方に接続された積み重ね１４１４によって覆われたフレーム１４０４を有する構造体１４０２を描いている。構造体１４０２は、図１２Ｃで示された構造体１２０２の例示的な実施形態であり得る。

構造体１４０２は、翼であり得る。フレーム１４０４は、構造体１４０２に対する骸骨状の支持体のセクションであり得るが、それに限定されるものではない。構造体１４０２が翼である場合に、骸骨状の構造体は主翼ボックスであり得、かつフレーム１４０４は翼のリブであり得るが、それらに限定されるものではない。非限定的に、フレーム１４０４が翼のリブである場合に、上側１４０８は、リブの上側に沿ったフランジであり得、かつ下側１４１２は、リブの下側に沿ったフランジであり得る。

積み重ね１４１４は翼の前縁であり得る。積み重ね１４１４は、接着剤層によって共に結合された金属シートであり得る。積み重ね１４１４内の各々の金属シート１４１６は、チタニウム合金であり得る。積み重ね１４１４内の各々の金属シート１４１６は、形状記憶合金であり得る。

図１４Ｂは、積み重ね１４１４の形が変えられた後の構造体１４０２を描いている。トリガイベントは、積み重ね１４１４が形を変える原因となり得る。積み重ね１４１４は、電源に接続され得る。電源は、積み重ね１４１４が形を変えるトリガをもたらし得る。

積み重ね１４１４は、熱源に接続され得る。積み重ね１４１４内の金属シートの温度変化は、積み重ね１４１４が形を変えるトリガをもたらし得る。積み重ね１４１４がその形を変えることをもたらし得るトリガイベントは、電流であり得、又は熱の適用であり得るが、それらに限定されるものではない。

更に、図１４Ａ及び／又は図１４Ｂのいずれか又は両方に対して、積み重ね１４１４の各々の部材は、金属シート１４１６の幾つか又は全てを含み得、積み重ね１４１４の各々の部材が、非破壊試験のための導波管として機能することを可能にする、厚さ対長さの比を有し得る。非破壊試験は、片面（ｏｎｅ‐ｓｉｄｅｄ）非破壊試験であり得るが、それに限定されるものではない。非破壊試験は、超音波試験であり得るが、それに限定されるものではない。超音波探傷は、超音波の半分未満の厚さを有する傷を検出することができないので、積み重ね１４１４の各々の部材の厚さは、積み重ね１４１４の各々の部材が導波管として機能する能力に影響を与え得る。積み重ね１４１４の各々の部材の厚さが１つの波長未満であり得る場合に、ガイドされたラム波の試験（ｇｕｉｄｅｄ Ｌａｍｂ ｗａｖｅ ｔｅｓｔｉｎｇ）は、ラム波が積み重ね１４１４の各々の個別の部材の全体の断面を満たすようにすることが必要とされ得る。

今度は図１５を参照すると、図１５は、例示的な実施形態による、複合材エンジンタービンセクションのカウルに接続された形状記憶合金を含んだノズルを有するエンジンの断面側面図である。より具体的には、ノズル１５００は、複合材構造体１５０８に結合された金属シート１５０４及び金属シート１５０６を含んだ区域１５０２を有し得る。ノズル１５００は、また、複合材構造体１５１６に結合された金属シート１５１２及び金属シート１５１４を含んだ区域１５１０を有し得る。

各々の金属シートは、それぞれの金属シートの形を変え得る、形状記憶合金であり得る。各々の金属シートは、トリガに応答して形を変え得る。それ故、区域１５０２は、区域１５０２の端部が、例えば、非限定的に、位置１５２４などの円弧１５１８に沿って示された位置に移動し得るように、形を変え得る。同様に、区域１５１０は、区域１５１０の端部が、例えば、非限定的に、位置１５２６などの円弧１５２０に沿って示された位置に移動し得るように、形を変え得る。それ故、ノズル１５００は、収縮ノズルから拡大ノズルへとその形態及び性能を変えるために、形を変えることができる。

区域１５０２は、金属シート１５０４及び金属シート１５０６が接着剤層によって互いに結合された場合に、積み重ねを形成し得る。区域１５０２は、図１２Ｂで相互配置されたフィンガ接合部を第２の複合材積層板１２１０に結合する積み重ね１２３２に対して上述されたやり方と同じくして、複合材構造体１５０８に結合し得る。

複合材構造体１５０８は、複合材１５１６と結合され得る。複合材構造体１５０８及び複合材構造体１５１６は、ノズル１５００の区域１５０２及び区域１５１０に接続された単一の構造体の異なる断面であり得る。

図１４Ｂの積み重ね１４１４と同様に、トリガイベントは、区域１５０２及び／又は区域１５１０が形を変える原因となり得る。区域１５０２及び／又は区域１５１０は、各々、電源、及び／又は個別の電源に接続され得、及び／又は個別の制御の下に単一の電源に接続され得る。電源は、区域１５０２及び／又は区域１５１０が形を変えるトリガをもたらし得る。

区域１５０２及び／又は区域１５１０は、各々、熱源、及び／又は個別の熱源に接続され得、及び／又は個別の制御の下に単一の熱源に接続され得る。温度変化は、区域１５０２及び／又は区域１５１０が形を変えるトリガをもたらし得る。区域１５０２及び／又は区域１５１０が形を変えることをもたらし得るトリガイベントは、電流であり得、又は熱の適用であり得るが、それらに限定されるものではない。

更に、区域１５０２及び／又は区域１５１０のいずれか又は両方に対して、積み重ね１４１４の各々の部材は、金属シート１５０４、金属シート１５０６、金属シート１５１２、及び／又は金属シート１５１４のうちの少なくとも１つを含み得、区域１５０２及び／又は区域１５１０のいずれか又は両方が、非破壊試験のための導波管として機能することを可能にする、厚さ対長さの比を有し得る。非破壊試験は、片面（ｏｎｅ‐ｓｉｄｅｄ）非破壊試験であり得るが、それに限定されるものではない。非破壊試験は、超音波試験であり得るが、それに限定されるものではない。超音波探傷は、超音波波長の半分未満の厚さを有する傷を検出することができないので、区域１５０２及び／又は区域１５１０のいずれか又は両方の各々の部材の厚さは、区域１５０２及び／又は区域１５１０のいずれか又は両方の各々の個別の部材が、導波管として機能する能力に影響を与え得る。区域１５０２及び／又は区域１５１０のいずれか又は両方の各々の部材の厚さが、１つの波長未満であり得る場合に、ガイドされたラム波の試験（ｇｕｉｄｅｄ Ｌａｍｂ ｗａｖｅ ｔｅｓｔｉｎｇ）は、ラム波が区域１５０２及び／又は区域１５１０のいずれか又は両方の各々の個別の部材の全体の断面を満たすようにすることが必要とされ得る。

今度は図１６を参照すると、図１６は、アルミニウムの構造体を複合材構造体に接続するチタニウム複合材プライ接合部を描く例示的な実施形態の斜視図である。アルミニウム構造体１６０２は、ブラケット１６１０内の開口部１６０８を通して設置されたファスナ１６０６を介して、チタニウム複合材プライ接合部１６０４に接続され得る。ファスナ１６０６及び開口部１６０８の数量は、図１６で示された数量から変化し得る。

複合材構造体１６１６は、ブラケット１６１０内の開口部１６１４を通して設置されたファスナ１６１２を介して、チタニウム複合材プライ接合部１６０４に接続され得る。ファスナ１６１２及び開口部１６１４の数量は、図１６で示された数量から変化し得る。例示的な明瞭さのために、ファスナ１６０６及びファスナ１６１２は、ブラケット１６１０のうちの最も後ろに対してのみ示されている。ブラケット１６１０は、複合材構造体１６１６とガルバニック反応しない材料から作られ得る。ブラケット１６１０は、チタニウム、チタニウム合金、又は被覆されたチタニウムから作られ得るが、それらに限定されるものではない。

ファスナ１６０６は、ファスナ１６１２とは異なるタイプであり得るが、それに限定されるものではない。ファスナ１６０６は、ファスナ１６１２とは異なる組成を有し得るが、それに限定されるものではない。

チタニウム複合材プライ接合部１６０４は、複合材構造体１６１６の端部セクションを形成し得る。チタニウム複合材プライ接合部１６０４は、上の図１２Ｄに対する描写と類似するように形成され得るが、それに限定されるものではない。複合材構造体１６１６は、グラファイト繊維を含み得る。複合材構造体１６１６は、複合材構造体１６１６の端部セクションが積み重ね１６１８を含むように形成され得る。積み重ね１６１８は、例えば、非限定的に、上の図１２Ｃ又は図１２Ｄに対して説明されたように、各々のシート間の接着剤層によって共に結合された金属シートから作られ得る。積み重ね１６１８は、チタニウムシートであり得る。交互配置されたフィンガ接合部内の複合材構造体１６１６に結合された積み重ね１６１８内の各々の個別の金属シートの端部とは反対側の、積み重ね１６１８内の各々の個別の金属シートの端部は、積み重ね１６１８の単一の端部１６２０を形成するように互いに配列され得るが、それに限定されるものではない。

アルミニウム構造体１６０２は、アルミニウム構造体１６０２が複合材構造体１６１６と接触しないように、積み重ね１６１８に対して配置され、かつ接続されるが、むしろチタニウム複合材プライ接合部１６０４の積み重ね１６１８部分と接触する。それ故、アルミニウム構造体１６０２は、複合材構造体１６１６に結合され、かつアルミニウム構造体１６０２に接続される積み重ね１６１８を介して、複合材構造体１６１６と接触することを妨げられる。

図１６で示されていないが、アルミニウム構造体１６０２は、ブラケット１６１０を使用することなしに、チタニウム複合材プライ接合部１６０４内の積み重ね１６１８と直接的に接続され得る。ブラケット１６１０を使用せずにアルミニウム構造体１６０２を積み重ね１６１８に接続することは、接続装置、及び接着剤を使用して、又は別の結合方法によって行われ得る。接続装置は、ファスナ１６０６に類似し得る。ブラケット１６１０が使用されない場合に、ファスナ１６１２は必要ではない。それ故、チタニウム複合材プライ接合部１６０４は、アルミニウム構造体１６０２と接触する複合材構造体１６１６内に炭素繊維を含むことなしに、アルミニウム構造体１６０２を複合材構造体１６１６に接合し得る。それ故、チタニウム複合材プライ接合部１６０４は、アルミニウム構造体１６０２のガルバニック腐食を妨げ、かつ図１２Ｂで示されたような接合プレートを使用する方法よりも少ないファスナを使用するやり方において、アルミニウム構造体１６０２を複合材構造体１６１６に接合し得る。

例示的な実施形態によれば、図１６の複合材構造体１６１６は、複合材翼構造体を表し得、かつアルミニウム構造体１６０２は、翼取付構造体を表し得る。最初の試験は、複合材構造体を直接的にチタニウム構造体に接合する以前の方法と比較して、チタニウム複合材プライ接合部を使用する場合に、例えば、非限定的に、アルミニウム構造体１６０２などのアルミニウム構造体は、アルミニウム構造体１６０２と同じ機能に対して以前に必要とされたチタニウムの使用に取って代わることができる。それ故、典型的な幅が広い胴体の航空機の翼付け根に対して、チタニウム複合材プライ接合部１６０４を使用して複合材翼を主翼ボックスに接続することは、複合材翼を直接的にチタニウム構造体に接合することと比較して、２５０〜３５０ポンドも翼付け根接合部の重量を低減し得る。更に、複合材翼を受け入れ、かつ複合材翼を直接的に締め付けるためのチタニウム構造体を機械加工することは、図１６で示されるような積み重ね１６１８を受け入れ、かつ積み重ね１６１８に固定するためのアルミニウム構造体１６０２に対して必要とされる機械加工よりも、困難であり得、かつ高価であり得る。

更に、例えば、非限定的に、複合材構造体１６１６などの複合材シートを、アルミニウム構造体１６０２の機能を提供するチタニウム構造体に直接的に接続する場合に、複合材シートは、典型的に、チタニウム構造体に対する複合材シートの接続の長さに沿って、複合材シートの厚さをパッドアップし、又は増加することを必要とした。付加的に、積み重ね１６１８に対する構成要素の接続は、積み重ね１６１８において使用されている各々の金属シートに対して良く知られた荷重、疲労、及び／又は破壊特性という利点を提供する。それ故、積み重ね１６１８内の各々の金属シートの厚さと同様に、積み重ね１６１８に対する合金組成の選択は、潜在的に予測不可能な荷重、疲労、及び／又は破壊特性に対抗する強化を提供するために、複合材接合構成要素に厚さを付加するという現在の実務を除去し得る。

付加的に、積み重ね１６１８は、例えば、非限定的に、アルミニウム構造体１６０２などの別の構造体と接続することなしに、それ故、例えば、非限定的に、複合材構造体１６１６などの複合材構造体に対するチタニウムの端部を形成することなしに、延伸し得る。端部を形成するために複合材構造体１６１６を形成する複合材組成の連続性を使用することに対して、チタニウム複合材プライ接合部１６０４を使用することを介して、チタニウム組成の積み重ね１６１８を用いて複合材構造体１６１６の端部を形成することは、チタニウム端部なしの複合材構造体１６１６の衝撃抵抗強靭性及び／又は弾力性に対して必要とされ得る厚さの半分であり得る、積み重ね１６１８の厚さを使用する端部において、同じ衝撃抵抗強靭性及び／又は弾力性を有する端部を提供し得る。それ故、４分の１インチの厚さの複合材外板を有する、例えば、非限定的に、ドアフレームなどに対する、純粋に複合材の外板の航空機における開口部が、必要とされる衝撃抵抗性を満たすためにドアフレームの周りの複合材外板の端部のための２分の１インチまで複合材外板の厚さを増加するパッドアップを必要とし得るところでは、チタニウム複合材プライ接合部１６０４の使用を介するチタニウムから形成された端部は、複合材外板と実質的に同じ４分の１インチの厚さのままである、ドアフレームの周りの端部を可能にする。例えば、非限定的に、複合材構造体１６１６などの複合材外板又は構造体に対する端部を形成するために、チタニウム複合材プライ接合部１６０４を使用することの更なる利益は、端部において形成され得る開口部を密封するためにドア又はハッチを取り付けるための端部に強化及び関連するファスナを付加するために必要とされる、重量及び製造時間及び／又はツーリングを除去することであり得る。

更に、積み重ね１６１８の各々の部材は、積み重ね１６１８の各々の部材が、非破壊試験のための導波管として機能することを可能にする長さに対する厚さの比を有し得る。非破壊試験は、片面（ｏｎｅ‐ｓｉｄｅｄ）非破壊試験であり得るが、それに限定されるものではない。非破壊試験は、超音波試験であり得るが、それに限定されるものではない。超音波探傷は、超音波の半分未満の厚さを有する傷を検出することができないので、積み重ね１６１８の各々の部材の厚さは、積み重ね１６１８の各々の部材が導波管として機能する能力に影響を与え得る。積み重ね１６１８の各々の部材の厚さが１つの波長未満であり得る場合に、ガイドされたラム波の試験（ｇｕｉｄｅｄ Ｌａｍｂ ｗａｖｅ ｔｅｓｔｉｎｇ）は、ラム波が積み重ね１６１８の各々の個別の部材の全体の断面を満たすようにすることが必要とされ得る。

今度は、図１７Ａ、図１７Ｂ、及び図１７Ｃを参照する。図１７Ａでは、図１６の１７Ａから見た、グエリソン（Ｇｒｉｅｓｓｏｎ）剥離リミッタを複合材積層板に組み込み、かつ複合材積層板に結合された、金属シートの積み重ねのチタニウム複合材プライ接合部の斜視断面図が、例示的な実施形態によって描かれている。図１７Ｂでは、図１７Ａが修正され、グリエソン剥離リミッタの代替的な構成を示す。図１７Ｃでは、図１７Ｂが修正され、グリエソン剥離リミッタの別の代替的な構成を示す。

今度は図１７Ａを参照すると、チタニウム複合材プライ接合部１７００の斜視断面図は、図１６で示されたようなチタニウム複合材プライ接合部１６０４の視線１７Ａに対応し得るが、それに限定されるものではない。積み重ね１７０２は、図１６の視線１７Ａによって示される金属シートの積み重ね１６１８に対応し得るが、それに限定されるものではない。複合材構造体１７０４は、図１６で示される複合材構造体１６１６に対応し得るが、それに限定されるものではない。グエリソン剥離リミッタ１７０６は、任意の数のセグメンタ（ｓｅｇｍｅｎｔｅｒｓ）を含み得、各々のセグメンタは、金属シートの積み重ね１７０２内の任意の数の金属シート内の任意の数の間隙を含む。

グエリソン剥離リミッタ１７０６によって提供される剥離制限の有効性の値は、チタニウム複合材プライ接合部１７００を備えたシート間の剥離を伝播するために必要とされる荷重の値の上昇によって測定され得る。試験は、グエリソン剥離リミッタ１７０６が、チタニウム複合材プライ接合部１７００内の接合などの接合における剥離を伝播するために必要とされる荷重の値を、５７％程度も上げ得ることを示した。グエリソンン剥離リミッタ１７０６によって提供される剥離制限の量は、第１のセグメンタ１７０８と第２のセグメンタ１７１０との間の距離１７１２、第１のセグメンタ１７０８の幅、第２のセグメンタ１７１０の幅、及び／又は積み重ね１７２０内の各々の金属シートから除去された部分の数、及びそれらの部分間の関係性によって決定され得る。グエリソン剥離リミッタ１７０６の各々のセグメンタは、積み重ね１７０２及び／又は１７０４の中に形成された伸縮継ぎ手であり得る。伸縮継ぎ手、すなわちセグメンタは、複合材構造体１７０４の中へ延伸することなしに、積み重ね１７０２の中に形成され得るが、それに限定されるものではない。伸縮継ぎ手、すなわちセグメンタは、積み重ね１７０２を通って、かつ複合材構造体１７０４の複合材層の中へ延伸し得るが、それに限定されるものではない。

図１７Ａで非限定的に示されるように、例えば、第１のセグメンタ１７０８及び第２のセグメンタ１７１０などの、グエリソン剥離リミッタ１７０６を形成するセグメンタは、例えば、図１７Ｃで示される端部１７３４などの、複合材構造体１７０４の端部に実質的に垂直に方向付けられ得るが、それに限定されるものではない。

第１のセグメンタ１７０８及び／又は第２のセグメンタ１７１０は、積み重ね１７０２内の少なくとも１つの金属シートの一部を除去することによって、形成され得る。図１７Ａで示されるように、上側金属シート１７１４を無傷のままで放置した後で、間隙１７１６は、第１のセグメンタ１７０８内の１つ置きの金属シートの中へ切り込み、一方、第２のセグメンタ１７１０では、間隙１７１８は、上側金属シート１７１４を含んで、第１のセグメンタ１７０８内の間隙を有しない各々の金属シートの中へ切り込んだ。

図１７Ｂを参照すると、図１７Ｂでは、図１７Ａが修正され、グリエソン剥離リミッタの代替的な構成を示す。図１７Ｂでは、第１のセグメンタ１７０８と第２のセグメンタ１７１０との間の、グエリソン剥離リミッタ１７０６の距離１７１２は、図１７Ａの距離１７１２とは異なり小さくなっており、それによって、第１のセグメンタ１７０８は、図１７Ａで示されるよりも第２のセグメンタ１７１０に近づいている。図１７Ｂのグエリソン剥離リミッタ１７０６は、また、図１７Ａのグエリソン剥離リミッタ１７０６と異なり、間隙１７１６は第１のセグメンタ１７０８に対して２つの金属シート内にのみ存在し、かつ間隙１７１８は第２のセグメンタ１７１０内で、第１のセグメンタ内に間隙を有するものとは同じでない金属シートである２つの金属シート内にのみ存在する。図１７Ｂ内のグエリソン剥離リミッタ１７０６は、また、第３のセグメンタ１７２０を付加することによって、図１７Ａのグエリソン剥離リミッタ１７０６と異なる。第３のセグメンタ１７２０は、第１のセグメンタ１７０８及び第２のセグメンタ１７１０内で任意の間隙を有しない各々の金属シート内で存在する間隙１７２２を有し得る。更に、第３のセグメンタ１７２０は、例えば、非限定的に、図１２Ｃで示された構造体１２５０のウェブ１２５４などの構造体のリブ１７２４上に中心を置き得る。

図１７Ｃを参照すると、図１７Ｃでは、図１７Ｂは修正されて、グエリソン剥離リミッタ１７０６の別の代替的な構成を示す。図１７Ｃでは、グエリソン剥離リミッタ１７０６は、積み重ね１７２０内の全ての金属シートの中に切り込んだ間隙１７２６を有する第１のセグメンタ１７０８のみを含み得る。更に、間隙１７２６は、１７００の移行セクション１７２８を通って複合材構造体１７０４の中へ延伸し得、かつ開口部１７３０の中へ移行することによって、そこで終端し得る。

図１７Ａから図１７Ｃで示される構成の組み合わせが、また、適用され得、それによって、非限定的に、積み重ね１７０２は幾つかの間隙１７１６、間隙１７１８、及び／又は間隙１７２２を含み得、一方、移行セクション１７２８及び複合材構造体１７０４は、積み重ね１７０２の全体の厚さを通って、かつ複合材構造体１７０４の全体の厚さを通って延伸し、かつ開口部１７３０を含むように移行し得る、間隙１７２６を含み得る。金属シートの積み重ね１７０２の剥離、及び／又は複合材構造体に対する金属シートの剥離、及び／又は複合材構造体内の積層シートの剥離に対する制限は、積み重ね１７０２内の間隙の量及び相対的な位置を変えることによって変化され得る。言い換えると、グエリソン剥離リミッタ１７０６は、図１７Ａから図１７Ｃで提示されたものの変形例であり得る、様々なセグメント及び間隙の構成を含み得る。

第１のセグメンタ１７０８及び間隙１７２６の長手方向の軸１７３２は、図１７Ｃで非限定的に示されるように、複合材構造体１７０４の端部１７３４に対して垂直な角（ｎｏｒｍａｌ ａｎｇｌｅ）において方向付けられ得る。金属シートの積み重ね１７０２内のシートの剥離、及び／又は複合材構造体に対する金属シートの剥離、及び／又は複合材構造体内の積層シートの剥離に対する制限は、複合材構造体の端部に対する各々のセグメンタの角度を変えることによって変化され得る。第１のセグメンタ１７０８及び間隙１７２６の長手方向の軸１７３２は、例えば、非限定的に、複合材構造体１７０４の端部１７３４に対して１５、３０、又は４５°などの、端部１７３４に対して垂直でない角度であり得る角度において方向付けられ得る。開口部１７０３は、複合材構造体１７０４を通って延伸し得る。複合材構造体１７０４は、円形状を有し得る。複合材構造体１７０４は、卵型、細長く引き延ばされた卵型、「Ｌ」形状、及びフランジが付けられたＴ字形状（ａ ｆｌａｎｇｅｄ ｔｅｅ）のうちの少なくとも１つなどの、別の形状を有し得る。

図１８を参照すると、図１８は、例示的な実施形態によって描かれた、接合プレートを使用することなしに、金属製外板を複合材外板に結合するためのプロセスの流れ図である。プロセス１８００は、ステップ１８０２から１８２２を含み得る。プロセス１８００は、導電性セクションを第１の金属シートの中へ統合することによって開始する（動作１８０２）。導電性セクションは、金属製外板上の氷の蓄積を妨げ及び／又は除去するシステムの一部分であり得る。導電性セクションは、電磁エネルギーを受け入れるように構成され得る。

プロセス１８００は、接着剤層を介して、第１の金属シートを第２の金属シートに結合し、積み重ねを形成することを含み得る（動作１８０４）。積み重ねは、内側シート、中間シート、及び外側シートを含み得る。それ故、内側シートと中間シートとの間に第１の接着剤層が存在し得、かつ中間シートと外側シートとの間に第２の接着材層が存在し得る。各々のシートは、チタニウムを含み得る。積み重ね内の各々の金属シートは、隣接する金属シートとは異なる長さを有し得る。各々の金属シートは、シートが非破壊試験（片面非破壊試験）のための導波管として機能することを可能にする厚さを有し得る。プロセス１８００は、積み重ね内の各々のシートを、フィンガラップ接合部内のそれぞれの複合材積層板と組み合わせることを含み得る（動作１８０６）。金属シートの各々の個別の端部は、それぞれ、個別の複合材積層板の４つのプライに隣接し得る。各々の複合材積層板は、繊維を含み得る。任意の複合材積層板を繊維強化することは、グラファイトを含み得る。

プロセス１８００は、接合プレートを使用することなく、第１の複合材積層板を積み重ねの第１の端部に結合することを含み得る（動作１８０８）。プロセス１８００は、接合プレートを使用することなく、第２の複合材積層板を積み重ねの第２の端部に結合することを含み得る（動作１８１０）。プロセス１８００は、積み重ねをある形状に成形することを含み得る（動作１８１２）。その形状は、湾曲であり得る。形状は、例えば、翼の前縁などの構造体の前縁を形成し得るが、それに限定されるものではない。

プロセス１８００は、構造体と実質的に等しいサイズ及び形を有する外板接合構造体のリブの高さに対して、構造体のフレームのリブの高さを増大させることを介して、構造体の載荷能力を増加させることを含み得る（動作１８１４）。プロセス１８００は、構造体と実質的に等しいサイズ及び形を有する外板接合構造体のリブの幅に対して、構造体のフレームのリブの幅を減少させることを介して、構造体の重量を減少させることを含み得る（動作１８１６）。

プロセス１８００は、また、第１の複合材積層板を、構造体のフレームの上側に接続することを含み得る（動作１８１８）。プロセス１８００は、第２の複合材積層板を、構造体のフレームの下側に接続することを含み得る（動作１８２０）。プロセス１８００は、積み重ねの内側シートに内装シートを統合して、ダクトを形成することを含み得る（動作１８２２）。

図１９を参照すると、接合プレートを使用することなしに、複合材構造体に接続されたアルミニウム構造体のガルバニック腐食を抑制するためのプロセスの流れ図が、例示的な実施形態によって描かれている。プロセス１９００は、ステップ１９０２から１９０６を含み得る。プロセス１９００は、接着剤層を介して、第１の金属シートを第２の金属シートに結合し、積み重ねを形成することによって、開始し得る（動作１９０２）。プロセス１９００は、接合プレートを使用することなく、フィンガラップ接合部内で、複合材構造体を金属シートの積み重ねの第１の端部に結合することを含み得る（動作１９０４）。プロセス１９００は、アルミニウム構造体が複合材構造体に接触しないように、積み重ねをアルミニウム構造体に接続することを含み得る（作動１９０６）。

図示した種々の実施形態における流れ図及びブロック図は、例示的な一実施形態での装置及び方法の、幾つかの可能な実施態様の構造、機能、及び動作を示している。これに関して、流れ図又はブロック図内の各ブロックは、１つの動作又はステップの、一モジュール、一セグメント、一機能、及び／又は一部分を表わし得る。

例示的な実施形態の幾つかの代替的な実施態様では、ブロックに記載された一又は複数の機能が、図中に記載の順序を逸脱して現れることがある。例えば、場合によっては、連続して示されている２つのブロックが実質的に同時に実行されること、又は時には含まれる機能によってはブロックが逆順に実施されることもあり得る。また、流れ図又はブロック図内で示されるブロックに加えて、他のブロックが追加され得る。

更に、本開示は下記の条項による実施形態を含む。
条項１
接合プレートを使用することなしに、金属製外板を複合材外板に結合するための方法であって、前記複合材外板は第１の複合材積層板及び第２の複合材積層板を備え、各々の複合材積層板はグラファイトを含んだ個別の繊維を含み、前記方法は、
前記第１の複合材積層板を、金属シートを備えた積み重ねの第１の端部に結合すること、及び前記第２の複合材積層板を、前記積み重ねの第２の端部に結合すること、
前記積み重ねを１つの形に成形すること、
前記第１の複合材積層板を、構造体のフレームの上側に接続すること、及び
前記第２の複合材積層板を、前記構造体の前記フレームの下側に接続することを含む、方法。
条項２
接着剤層を介して、隣接する金属シートに結合する各々の金属シートを更に含む、条項１に記載の方法。
条項３
結合することは、
前記積み重ね内の各々の金属シートの各々の個別の端部が、それぞれの前記複合材積層板の４つのプライと隣接するように、フィンガラップ接合部内で、前記積み重ね内の各々のシートを、前記第１の複合材積層板及び前記第２の複合材積層板のうちの少なくとも１つのプライと、組み合せることを更に含む、条項１に記載の方法。
条項４
前記積み重ねは、内側シート、中間シート、及び外側シートであって、各々のシートがチタニウムを備えた、内側シート、中間シート、及び外側シートを、前記内側シートと前記中間シートとの間の第１の接着剤層、及び前記中間シートと前記外側シートとの間の第２の接着剤層を介して、結合することを含む、条項１に記載の方法。
条項５
外側シートと、
前記積み重ね内でダクトがない加熱要素を備えた導電性セクションを少なくとも１つの金属シートに統合し、前記導電性セクションに電磁エネルギーを提供し、前記導電性セクションは、電磁エネルギーを受けて、前記外側シートにおいて、前記外側シート上の氷の接着を防止することと、前記外側シート上に生成された氷を溶かすこととのうちの少なくとも１つのために十分な、表面温度を生み出すこと、並びに
内装シート、及び前記積み重ねの内側シートを介して、ダクトを前記積み重ねに統合し、前記内装シートは前記複合材積層板とのガルバニック相互作用を妨げ、空気の流れを受け入れ、前記外側シート上の氷の接着を防止することと、前記外側シート上に生成された氷を溶かすこととのうちの少なくとも１つのために十分な温度において、前記空気からの熱が、前記積み重ねの前記外側シートを保持するように、前記空気を導くこと、のうちの少なくとも１つから選択された防氷プロセスと、を備える前記積み重ねを更に含む、条項１に記載の方法。
条項６
前記第１の複合材積層板、前記積み重ね、及び前記第２の複合材積層板が、モノリシックシェルを形成することを更に含む、条項１に記載の方法。
条項７
結合することは、前記接合プレートを必要とする金属と複合材との接続プロセスに対して、かつ全て金属製外板の翼に対して、前記金属製外板を前記フレームと接続するために必要とされるファスナの数を低減する、条項１に記載の方法。
条項８
片面非破壊試験のための導波管を形成する、約０．０２５インチの厚さを備えた各々の金属シートを更に含む、条項１に記載の方法。
条項９
外板接合構造体のフレーム内のウェブの高さに対して、前記フレーム内のウェブの高さを増加させることによって、前記外板接合構造体に対して、前記構造体の載荷能力を増加させることを更に含む、条項１に記載の方法。
条項１０
外板接合構造体に対して、前記構造体の重量を低減する一方で、前記外板接合構造体に対して、前記構造体の載荷能力を維持することを更に含む、条項１に記載の方法。
条項１１
接合プレートを使用することなしに、グラファイトを含む繊維を含んだ複合材構造体に接続されたアルミニウム構造体のガルバニック腐食を抑制するための方法であって、前記方法は、
前記接続がフィンガラップ接合部を備えるように、前記複合材構造体を、チタニウムを含んだ金属シートを備えた積み重ねの第１の端部と結合すること、及び
前記アルミニウム構造体が前記複合材構造体と接触しないように、前記接合プレートを使用することなしに、前記積み重ねを前記アルミニウム構造体と接続すること、を介して、前記アルミニウム構造体が前記複合材構造体と接触することを妨げることを含む、方法。
条項１２
前記積み重ねが、前記複合材構造体の端部に対して実質的に垂直に方向付けられたセグメンタを備え、
前記複合材構造体の前記端部に対して実質的に垂直に延伸する間隙によって前記積み重ねを分割し、前記間隙は、それぞれの前記複合材構造体の中へ延伸し、かつ前記複合材構造体を通って開口部に移行することによって終端することを更に含む、条項１１に記載の方法。
条項１３
前記積み重ね内の各々の金属シートを、接着剤層を介して隣接する金属シートに結合することを更に含む、条項１１に記載の方法。
条項１４
前記積み重ねは、チタニウムを含んだ３つのシートを備える、条項１１に記載の方法。
条項１５
外板を備えた構造体として構成される装置であって、前記外板は、
金属シートを備えた積み重ね、
第１の複合材積層板を備えた第１のセクションであって、前記第１の複合材積層板は、前記構造体のフレームの上側に接続され、かつ接合プレートを使用することなしに前記積み重ねの第１の端部に結合される第１のセクション、及び
第２の複合材積層板を備えた第２のセクションであって、前記第２の複合材積層板は、前記フレームの下側に接続され、かつ前記積み重ねの第２の端部に結合される、第２のセクションを備える、装置。
条項１６
前記構造体のためのモノリシックシェルを形成する、前記第１のセクション、前記積み重ね、及び前記第２のセクションを更に備える、条項１５に記載の装置。
条項１７
主翼ボックスである前記構造体、及び前記主翼ボックスを備えた翼の前縁を形成する前記金属シートを更に備え、前記前縁は、材料破壊なしに、複合材外板だけから成る代替的な前縁に対して、少なくとも２倍の衝撃力に耐えることができる、条項１５に記載の装置。
条項１８
フィンガラップ接合部として構成された前記積み重ねの各々の端部における接合部を更に備える、条項１５に記載の装置。
条項１９
前記積み重ね内の各々の金属シートと隣接する複合材積層板の４つのプライを備えた、各々のフィンガラップ接合部を更に備え、前記積み重ね内の各々の金属シートは、約０．０２５インチの厚さであり、かつ接着剤層によって隣接する金属シートに結合される、条項１８に記載の装置。
条項２０
トリガに応答して、前記構造体の端部の形を変える、形状記憶合金を備えた前記積み重ねを更に備える、条項１５に記載の装置。

上述の種々の実施形態の説明は、例示及び説明を目的とするものであり、網羅的な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。更に、種々の例示的な実施形態は、他の好ましい実施形態に照らして別の特徴を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明するため、及び他の当業者に対して、様々な実施形態の開示内容と考慮される特定の用途に適した様々な修正の理解を促すために選択及び記述されている。

Claims (15)

1. 接合プレートを使用することなしに、金属製外板を複合材外板に結合するための方法であって、前記複合材外板は第１の複合材積層板及び第２の複合材積層板を備え、各々の複合材積層板はグラファイトを含んだ個別の繊維を含み、前記方法は、
   前記第１の複合材積層板を、金属シートを備えた積み重ねの第１の端部に結合すること、及び前記第２の複合材積層板を、前記積み重ねの第２の端部に結合すること、
   前記積み重ねを１つの形に成形すること、
   前記第１の複合材積層板を、構造体のフレームの上側に接続すること、及び
   前記第２の複合材積層板を、前記構造体の前記フレームの下側に接続することを含む、方法。
2. 接着剤層を介して、隣接する金属シートに結合する各々の金属シートを更に含む、請求項１に記載の方法。
3. 結合することは、
   前記積み重ね内の各々の金属シートの各々の個別の端部が、それぞれの前記複合材積層板の４つのプライと隣接するように、フィンガラップ接合部内で、前記積み重ね内の各々のシートを、前記第１の複合材積層板及び前記第２の複合材積層板のうちの少なくとも１つのプライと、組み合せることを更に含む、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記積み重ねは、内側シート、中間シート、及び外側シートであって、各々のシートがチタニウムを備えた、内側シート、中間シート、及び外側シートを、前記内側シートと前記中間シートとの間の第１の接着剤層、及び前記中間シートと前記外側シートとの間の第２の接着剤層を介して、結合することを含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 外側シートと、
   ダクトがない加熱要素を備えた導電性セクションを前記積み重ね内の少なくとも１つの金属シートに統合し、前記導電性セクションに電磁エネルギーを提供し、前記導電性セクションは、電磁エネルギーを受けて、前記外側シートにおいて、前記外側シート上の氷の接着を防止することと、前記外側シート上に生成された氷を溶かすこととのうちの少なくとも１つのために十分な、表面温度を生み出すこと、並びに
   内装シート、及び前記積み重ねの内側シートを介して、ダクトを前記積み重ねに統合し、前記内装シートは前記複合材積層板とのガルバニック相互作用を妨げ、空気の流れを受け入れ、前記外側シート上の氷の接着を防止することと、前記外側シート上に生成された氷を溶かすこととのうちの少なくとも１つのために十分な温度において、前記空気からの熱が、前記積み重ねの前記外側シートを保持するように、前記空気を導くこと、のうちの少なくとも１つから選択された防氷プロセスと、を備える前記積み重ねを更に含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 前記第１の複合材積層板、前記積み重ね、及び前記第２の複合材積層板が、モノリシックシェルを形成することを更に含む、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. 結合することは、前記接合プレートを必要とする金属と複合材との接続プロセスに対して、かつ全て金属製外板の翼に対して、前記金属製外板を前記フレームと接続するために必要とされるファスナの数を低減する、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
8. 片面非破壊試験のための導波管を形成する、約０．０２５インチの厚さを備えた各々の金属シートを更に含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. 外板接合構造体のフレーム内のウェブの高さに対して、前記フレーム内のウェブの高さを増加させることによって、前記外板接合構造体に対して、前記構造体の載荷能力を増加させることを更に含む、請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。
10. 外板接合構造体に対して、前記構造体の重量を低減する一方で、前記外板接合構造体に対して、前記構造体の載荷能力を維持することを更に含む、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。
11. 外板を備えた構造体として構成される装置であって、前記外板は、
    金属シートを備えた積み重ね、
    第１の複合材積層板を備えた第１のセクションであって、前記第１の複合材積層板は、前記構造体のフレームの上側に接続され、かつ接合プレートなしに前記積み重ねの第１の端部に結合される、第１のセクション、及び
    前記第２の複合材積層板を備えた第２のセクションであって、前記第２の複合材積層板は、前記フレームの下側に接続され、かつ前記積み重ねの第２の端部に結合される、第２のセクションを備える、装置。
12. 前記構造体のためのモノリシックシェルを形成する、前記第１のセクション、前記積み重ね、及び前記第２のセクションを更に備える、請求項１１に記載の装置。
13. 主翼ボックスである前記構造体、及び前記主翼ボックスを備えた翼の前縁を形成する前記金属シートを更に備え、前記前縁は、材料破壊なしに、複合材外板だけから成る代替的な前縁に対して、少なくとも２倍の衝撃力に耐えることができる、請求項１１又は１２に記載の装置。
14. フィンガラップ接合部として構成された前記積み重ねの各々の端部における接合部を更に備え、各々のフィンガラップ接合部は、前記積み重ね内の各々の金属シートと隣接する複合材積層板の４つのプライを備え、前記積み重ね内の各々の金属シートは、約０．０２５インチの厚さであり、かつ接着剤層によって隣接する金属シートに結合される、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の装置。
15. トリガに応答して、前記構造体の端部の形を変える、形状記憶合金を備えた前記積み重ねを更に備える、請求項１１から１４のいずれか一項に記載の装置。
    

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