JP2019104238A

JP2019104238A - 複合修繕キット

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Publication number: JP2019104238A
Application number: JP2018211356A
Authority: JP
Inventors: ケネス・エイチ・グリース; Kenneth H Griess; ゲイリー・イー・ジョージソン; E Georgeson Gary
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2017-12-11
Filing date: 2018-11-09
Publication date: 2019-06-27
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Abstract

【課題】複合材料を含む構造体を修繕するための方法およびシステムに関し、特に、限られた資源および時間で航空機のそのような修繕を行うための方法およびシステムに関する。【解決手段】航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕するための方法が開示される。本発明の方法は、損傷部分の寸法および位置を決定するために損傷部分の非破壊検査（「ＮＤＩ」）を実施するステップと、損傷部分の寸法および位置に基づいて損傷部分の修繕部を決定するステップと、複合修繕キットで損傷部分を修繕するステップとを含む。【選択図】図２

Description

本開示は、複合材料を含む構造体を修繕するための方法およびシステムに関し、特に、限られた資源および時間で航空機のそのような修繕を行うための方法およびシステムに関する。

複合材料で構築された構造体の使用は、航空機産業を含む多くの分野において著しく増加している。この理由としては、強度と剛性の増加、軽量化、構造あたりの部品数の削減といった利点が挙げられる。しかしながら、複合材料（すなわち複合構造体）で構築された構造体の使用が増加すると、この種の構造に対する任意の損傷を適切に修繕する必要が生じる。具体的には、大面積複合体の修繕は、急速に、複合構造体を使用する航空機にとって重要なサポート問題となりつつある。一例として、航空機胴体の小さな損傷は溶削修繕を必要とすることがあるが、損傷寸法が増大するにつれて、大きな修繕を行う箇所には他の方法が必要とされ、修繕構造と周囲構造とを一体化することにかなりの修繕時間を要する。さらに、複合構造体は、大規模な修繕作業を必要とすることが多く、これは、例えば３週間以上となることもあるかなりの期間、航空機を離陸不可能にすることがあり、航空機が動作不能となるため航空機のサポート費用を大幅に増加させる。

複合材料を使用する航空機の大面積損傷を修繕するための現在の手順が、概略図１に記載されている。図１には、既に知られている方法１００のフローチャートが示されている。方法１００は、航空機に大きな損傷領域が生じたときに１０２を開始する。次いで、既知の方法１００は、損傷の非破壊検査（「ＮＤＩ」）を含み、損傷１０４の寸法および位置を決定する。次に、情報は、典型的には、航空機の製造業者の商用航空サービス部門に渡され、この部門は実施が必要とされる修繕の種類を決定し、次いで、損傷の分析およびカスタム修繕キット１０８の設計のために、製造業者のサポートエンジニアリング部門に要求（すなわち、修繕定義）１０６を作成して送る。次に、サポートエンジニアリング部門は、カスタム修繕キット１１０を設計し、カスタム修繕キットを製造するために製造業者の製造部門に要求を送る。製造部門は、工具、材料、プロセス、労働力、および製造施設スペース１１２をそれ専用にして、完成までに例えば３週間以上かかるカスタム修繕キットを製造する（１１４）必要がある。カスタム修繕キットが完成すると、関係する航空機の場所に出荷され（１１６）、そこで緊急部品供給（ＡＯＧ）担当者が引き渡しを行い、航空機１１８の修繕を完了する。その後、方法は終了する（１２０）。

この既知の方法は、時間がかかりかつ高価な工程である。したがって、現在の方法よりも速く、より効率的で、コストが低い、複合構造体を有する航空機の大面積損傷の修繕を可能にするシステムおよび方法が必要とされている。

航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕する方法が開示される。この方法は、損傷部分の寸法および位置を決定するために損傷部分の非破壊検査（「ＮＤＩ」）を実施するステップと、損傷部分の寸法および位置に基づいて損傷部分の修繕部を決定するステップと、複合修繕キットで損傷部分を修繕するステップとを含む。

航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕するための複合修繕キットも開示される。修繕キットは、複数の入れ子部分と接着剤とを含む。複数の入れ子部分の各入れ子部分は、単一プライの複合材料であり、複数の入れ子部分は、損傷部分を修繕するために様々な物理的形状を含む。さらに、複数の入れ子部分の入れ子部分は、互いに積み重ねられて、様々なマルチプライ複合構造体を形成するように構成されている。接着剤は、複数の入れ子部分の第１の入れ子部分を、複数の入れ子部分の第２の入れ子部分に取り付けるように構成される。

本発明の他のデバイス、装置、システム、方法、特徴および利点は、以下の図面および詳細な説明を検討することにより、当業者に明らかであるか、または明らかになるであろう。そのような追加のシステム、方法、特徴および利点のすべては、この説明の範囲に含まれ、本発明の範囲内であり、添付の特許請求の範囲によって保護されることが意図される。

本発明は、以下の図を参照することにより、よりよく理解されるであろう。図面の構成要素は必ずしも縮尺通りではなく、その代わりに本発明の原理を説明することに重点を置いている。図面において、同様の参照符号は、様々な図を通して対応する部分を示す。

複合材料を使用して航空機の大面積損傷を修繕するための既知の方法のフローチャートである。本開示に従って航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕する方法の実施例のフローチャートである。本開示による損傷部分修繕の実施例の分解組立図である。本発明による、図３Ａに示される損傷部分の修繕の実施例の組立図である。本開示による、図３Ａおよび３Ｂに示された組立図の拡大された分解組立図である。本開示による、図４に示されている支持ストリンガー、第１のマルチプライ複合ハット形部分、および第３のマルチプライ複合ハット形部分の分解組立図である。本開示による、図４に示された入れ子の組み合わせの実施例の正面組立図である。本開示による、航空機の損傷部分の修繕の他の実施例の斜視組立図である。本開示による、航空機の損傷部分の修繕の実施形態の斜視分解組立図である。本開示による、航空機の損傷部分の修繕の他の実施例の斜視組立図である。本開示による、図７Ａに示される損傷部分の修繕の実施形態の分解組立図である。本開示による、図７Ａおよび７Ｂに示される、損傷部分の修繕の実施形態の分解組立図の断面図である。本開示による、単一プライハット形部分の実施例の斜視図である。本開示による、単一プライハット形部分の他の実施例の斜視図である。本開示による、単一プライハット形部分のさらに他の実施例の斜視図である。本開示による、マルチプライハット形部分の実施例の組立図である。本開示による、図１１Ａに示されるマルチプライハット形部分の実施形態の分解組立図である。本開示による、マルチプライハット形部分の他の実施例の組立図である。本開示によるは、図１２Ａに示されるマルチプライハット形部分の実施形態の分解組立図である。本開示による、マルチプライ構造要素の実施例の分解組立図である。本開示による、図１３に示されるマルチプライ構造要素の実施形態の拡大された組立図である。本開示による、マルチプライ構造要素の他の実施例の拡大された組立図である。

航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕するための複合修繕キットも開示される。修繕キットは、複数の入れ子部分と接着剤とを含む。複数の入れ子部分の各入れ子部分は、複合材料の単一プライであり、複数の入れ子部分は、損傷部分を修繕するために様々な物理的形状を含む。さらに、複数の入れ子部分の入れ子部分は、互いに積み重ねられて、様々なマルチプライ複合構造を形成するように構成されている。接着剤は、複数の入れ子部分の第１の入れ子部分を複数の入れ子部分の第２の入れ子部分に取り付けるように構成される。

一般に、複合修繕キットは、航空機の複合構造体の修繕、特に大面積複合修繕のための修繕部品の迅速で低コストでの製造を可能にする。複合修繕キットを使用することにより、入れ子状の部分（複合材料の予備硬化層）の積み重ね（すなわち積層）が、航空機内の既存の構造体と、胴体または翼の損傷部分を修繕するために航空機内に配置される任意の新たな構造体との間の境界を橋渡しするために使用されてよい。さらに、入れ子部分の積み重ねは、損傷した構造物を完全に置き換えるのではなく、航空機内部の既存の損傷構造体に厚さおよび剛性を加えるために使用されてもよい。

この例では、入れ子部分は、材料の予備硬化層の予め作製されてセグメント化された複合積層形態であり、これは損傷部分の修繕部と周囲の構造体との間にスプライスを生成するために迅速かつ容易に組み合わされ得る。さらに、入れ子部分は、後述するように、スキンダブラー、ストリンガー、および修繕スプライスプレートを製造するために使用されてよい。

本開示の目的のために、入れ子部分の各々は、１つ以上の材料層から構築された単層または多層の複合積層構造（複合積層形態、複合材料、または複合材と互換的に呼ばれることもある）であってよい。このように、本開示では、各入れ子部分は、複合修繕キットに含まれる前に、接着剤で共に結合され、材料の「単一プライ」を形成するように硬化された、繊維およびマトリックスの複合薄層の１つ以上の層（例えば最大６層）の連結物として構築されてよい。用語「プライ」および層は、当該技術分野において互換的に使用され得ると一般的に理解されるが、本開示における説明を容易にする目的で、「プライ」という用語は、材料の１つ以上の構成要素層から硬化されている、結果として得られる複合材料層を記載すると限定され、構成要素層はまず結合され、次いで結果物である複合材へと硬化される。この複合材は、たとえ材料のプライが共に結合されかつ硬化された材料の１つ以上の構成要素層を含み得るとしても、本明細書では単純に「材料のプライ」と呼ばれる。これらの入れ子部分は、事前に製造されてから複合修繕キットに提供されるので、複合修繕キット中の結果物である入れ子部分は、複合材料の単一層を有する構造であり、これは、複合修繕キットから取り出され、次いで一緒に積み重ねられて多層構造を形成し得るように構成され、（複合修繕キットの）エンドユーザによって、後にそれらが一緒に結合され硬化されて多層構造を形成し得る。このように、エンドユーザの観点から見ると、各入れ子部分は、たとえその単一層が、複合材料の単一層を形成する材料の構成要素層の複数の層を含むとしても、複合材料の単一層を有するように見える。したがって、本開示において、複合材料の単一層の入れ子部分は、本明細書では「単一プライ」部分と呼ばれ、結合されて多層入れ子部分に結合される入れ子部分は、「マルチプライ」部分と呼ばれる。なぜなら、エンドユーザの観点からは、プライは、複合修繕キットから取り出された入れ子部分の数に基づいており、複合修繕キットに供給される前に入れ子部分を製造するために元々使用された繊維およびマトリックス複合薄層の実際の数とは結び付けられないためである。

具体的には、図２において、本開示による航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕するための方法２００の実施例のフローチャートが示されている。方法２００は、航空機に大きな損傷領域が生じて航空機の複合胴体または翼の損傷部分を生じたときに開始する（２０２）。方法２００は、損傷部分の寸法および位置を決定するために、損傷部分の非破壊検査（「ＮＤＩ」）を実行するステップ２０４を含む。次いで、修繕手順および設計が損傷部分の寸法および位置に基づいて損傷部分について決定され（２０６）、入れ子部分が複合修繕キットから取り出され（２０８）、必要に応じて修正され（２１０）、損傷部分は複合修繕キットからの修正された入れ子部分によって修繕される（２１２）。その後、方法は終了する（２１４）。

この例では、損傷部分の寸法および位置に基づいて損傷部分を修繕するための修繕部（すなわち、修繕手順および設計）を決定するステップは、（航空機の製造業者の）商業航空サービス部門を使用して、どのタイプの修繕を実施する必要があるのかを決定すること、次いで（製造業者の）サポートエンジニアリング部門が損傷部分を分析し、損傷部分を適切に修繕するために必要な修繕手順および設計を決定するよう要求することを任意に含んでよい。この修繕手順および設計は、航空機の損傷部分の寸法および位置、ならびに複合修繕キットの入れ子部分のタイプに部分的に基づいて決定される。さらに、修繕部を決定するステップは、損傷部分を分析するステップと、複合修繕キットを使用する損傷部分の修繕方法を設計するステップとを含み、複合修繕キットは、複数の入れ子部分および様々な入れ子部分を一緒に取り付けるための接着剤を含み、様々なマルチプライ複合構造を形成する。

修繕手順と設計が決定されたら、航空機の近くの現地技術者は、複合修繕キットから必要な入れ子部分を取り出すことができ、接着剤および他の簡単な道具を使用して航空機の損傷部分においてそれらを様々なマルチプライ複合構造に組み合わせることができ、損傷部分（すなわち、損傷部分の位置）において様々なマルチプライ複合構造を硬化させることができ、修繕を完了するために、接着剤またはボルトのいずれかを用いて、損傷部分において様々なマルチプライ複合構造を取り付けることができる。航空機は修繕され、再び就航準備が整う。

既に説明したように、複合修繕キットは、複数の入れ子部分および接着剤を含む。入れ子部分の各々は、複合材料の単一プライであり、複合修繕キットは、飛行機の潜在的な、様々なタイプの損傷部分を修繕するために、様々な物理的形状を有する様々なタイプの入れ子部分を含む。一般に、入れ子部分は、様々な寸法および長さの単一プライ材料シートの細長いストリップ、様々な寸法および長さの大面積単一プライ材料シート、様々な寸法および長さの湾曲した平坦な単一プライ材料シート、および様々な寸法および長さの単一プライハット形部分を含んでよい。本開示では、入れ子部分の各々は、様々な構造要素を生成するために互いに結合され得るオートクレーブ硬化された固化要素（すなわち、部品）である。複合修繕キットに供給される前にオートクレーブ硬化プロセスを用いて入れ子部分を製造することにより、入れ子部分は、単純な接着剤硬化技術を用いて航空機の損傷部分の位置において接着剤で共に結合され得る高品質複合要素である。

この例では、大面積の単一プライ材料シートを使用して修繕スキンを生成することができ、または積層して一緒に結合すると、マルチプライ複合修繕スキンを生成することができる。単一プライ材料シートの幅が狭いストリップは、フラットダブラー、マルチプライ複合ダブラー（積み重ねられて一緒に結合される場合）、単一プライスプライスプレート、またはマルチプライ複合スプライスプレート（積み重ねられて一緒に結合される場合）を製造するために使用されてよい。湾曲フラット単一プライ材料シートはまた、フラットダブラー、マルチプライ複合ダブラー（積み重ねられて一緒に結合される場合）、単一プライスプライスプレート、またはマルチプライ複合スプライスプレート（積み重ねられて一緒に結合される場合）を製造するために使用されてもよい。さらに、単一プライ材料シートの幅が狭いストリップは、例えば、Ｉ字形ストリンガー、Ｚ字形ストリンガー、Ｃ字形ストリンガー、またはＬ字形ストリンガーとすることができる、ストリンガーなどの様々な構造要素を製造するために使用されてもよい。さらに、単一プライ材料シートの幅が狭いストリップは、強力であるが柔軟であるように設計することができるので、単純な工具およびレリーフカットの助けを借りて、単一プライ材料シートの幅が狭いストリップを複雑な輪郭に形成することができる。さらに、単一プライハット形部分は、または積み重ねられて一緒に結合されるときマルチプライ複合ハット形部分は、ストリンガーの強化、修繕、ストリンガーの交換、ストリンガーの接合、ストリンガーの橋渡し、ストリンガーダブラーの作製に用いられてよく、または他の入れ子部分に取り付けられてよい。

航空機において、ストリンガーは、一般に、航空機のスキンが固定される補強部材である。一般に、ストリンガーは、胴体のスキン（フレームとも呼ばれる）または翼のリブに取り付けられ；圧縮またはせん断荷重下でのスキンの座屈を防止するために、航空機の積載物を支えるスキンの一部を支持する構造要素であり；かつ、主にスキンに作用する空気力学的荷重を航空機のフレームまたはリブに伝達する役割を果たす。ストリンガーの位置および向きに基づいて、ストリンガーはストリンガーまたはロンジロンと呼ばれることがあり；しかしながら、本開示における簡単化のために、「ストリンガー」という用語は、ストリンガーとロンジロンの両方に使用される。一般に、ストリンガーは、重量およびコストが許容可能である強くて硬い材料で構築され得る。ストリンガーを構成するために使用される材料の例には、アルミニウム２０２４Ｔ３、アルミニウムの合金、鋼、チタン、アルミニウム鉄モリブデンジルコニウム、炭素繊維およびエポキシマトリックス樹脂などの複合材料、または他の同様の材料がある。

一例として、２つ以上の入れ子部分は、強力ハサミ（例えば、複合材料ハサミ）でトリミングされてよく、結合されてよく、積層されてよく、マルチプライ入れ子部分を形成し、マルチプライ入れ子部分は、ストリンガーを修繕し、ストリンガーを置き換え、ストリンガーを継ぎ合わせ、ストリンガーダブラーを作製するのに使用され得る。この例では、入れ子部分は、最初にトリミングされ、（接着剤を用いて）積み重ねられ、次に、マルチプライ入れ子部分の取り付けを保証するために所定位置で（すなわち、損傷部分の位置で）硬化される。適切なマルチプライ入れ子部分が作成されると、マルチプライ入れ子部分は、適所にボルト締めされまたは結合されてよい。一般に、この手法を使用することによって、損傷部分において得られる段差部分が良好な荷重経路を可能にする。

図３Ａにおいて、損傷部分３０２の修繕部３００の実施例の分解組立図が、本開示に従って示されている。この例では、損傷部分３０２は、複合胴体または翼のスキン３０４の損傷部分および支持ストリンガー３０６の損傷部分を含む。損傷部分３０２の修繕部３００は、損傷部分３０２上に少なくとも１つの修繕スキン３０８を配置することを含む。少なくとも１つの修繕スキン３０８は、１つ以上の大面積の単一プライ材料シートである１つ以上の入れ子部分である。この例では、少なくとも１つの修繕スキン３０８が、損傷部分３０２の上に内部的に配置されて示されている。少なくとも１つの修繕スキン３０８は、マルチプライ複合修繕スキンであってよく、マルチプライ複合修繕スキンは、複数の修繕スキンの積層を含み、マルチプライ複合修繕スキンを形成し、複数の修繕スキンが接着剤で一緒に接着される。修繕部３００はまた、少なくとも１つの修繕スキン３０８の厚さを、損傷部分３０２内部の複合胴体または翼のスキン３０４の損傷部分の厚さに一致させるように、少なくとも１つの修繕スキン３０８の周辺に互い違いに積み重ねられて配置された１つ以上の単一プライ材料シートから構成される１つ以上のフラットダブラー３１０を含む。一般に、フラットダブラー３１０は、例えば１から６層の厚さの複合材料を含む予備硬化積層体である。通常、フラットダブラー３１０は、輪郭形成およびトリミングを容易にするために、２から３層の材料を含む。１つ以上のフラットダブラー３１０は、単一プライ材料シートの幅が狭いストリップである少なくとも１つの入れ子部分である。さらに、修繕部３００は、少なくとも１つの入れ子部分である少なくとも１つの単一プライスプライスプレート３１２も含み、これは、単一プライスプライスプレートとして作用する単一プライ材料シート３３０の狭いストリップでもあり、少なくとも１つの単一プライスプライスプレート３１２は、少なくとも１つの修繕スキン３０８を複合胴体または翼のスキン３０４に継ぐ（すなわち接合する）ように構成される。この例では、１つまたは複数のフラットダブラー３１０は、複合胴体または翼のスキン３０４に結合されてよく、少なくとも１つの単一スプライスプレート３１２は、１つまたは複数のフラットダブラー３１０および少なくとも１つの修繕スキンの両方に、接着剤で（すなわち、結合された）または例えばボルトなどの機械的手段により、取り付けられる。修繕部３００はまた、スプライスストリンガーとして作用する第１のマルチプライ複合ハット形部分３１４と、ストリンガーダブラーに作用する第２のマルチプライ複合ハット形部分３１６と、修復ストリンガーとして作用する第３のマルチプライ複合ハット形部分３１８とを含んでよい。この例では、第１のマルチプライ複合ハット形部分３１４は、接着剤で結合された２つの単一プライハット形部分３２０および３２２を含むことができ、第２のマルチプライ複合ハット形部分３１６は、接着剤で結合された２つの単一プライハット形部分３２４および３２６を含んでよく、第３のマルチプライ複合ハット形部分３１８は、接着剤で結合された４つの単一プライハット形部分３２８、３３０、３３２および３３４を含んでよい。単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２および３３４は、複合修繕キットの入れ子部分である。

図３Ｂを参照すると、損傷部分３０２の修繕部３００の実施例の組み立てられた状態の組立図が、本開示に従って示されている。説明を簡単にするために示されていないが、単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２および３３４は、任意に階段状に入れ子式にされてよく、組み合わされた支持ストリンガー３０６、第１のマルチプライ複合ハット形部分３１４および第３のマルチプライ複合ハット形部分３１８に沿って良好な荷重経路を可能にし得る。さらに、単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２および３３４は、例えば階段状に入れ子式に積層体などの設計された積層体を製造するために、積層される前にトリミングされてもよい。

図３Ｃには、拡大された分解組立図が、本開示による図３Ａおよび図３Ｂに示された組立図で示されている。この例では、各単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２または３３４は、層アセンブリ３４０によって示されるように、それ自体、任意選択で多層構造であるように示されている。前述のように、本開示の目的のために、「単一プライ」という用語は、入れ子部分の構造（すなわち、ハット形の部分または平坦な部分）が、複合修繕キットに含まれる前に予め製造された複合材料の単一層であり、「マルチプライ」であると呼ばれる多層構造を形成するため他の同様のタイプの予備硬化された構造体と積み重ねられ入れ子にされてよいことを意味する。このように、本明細書で使用される用語「単一プライ」は、実際の単一プライ構造を作製するために最初に使用された（すなわち、製造の予備硬化プロセスにおける）材料の実際の層数に限定されない。このように、この例では、各単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２または３３４は、（適切な材料および機械的特性を有する場合）材料の単一層から構成されてよく、または層アセンブリ３４０内に層Ｐ_１３４２、層Ｐ_２３４４から層Ｐ_６３４６として示された材料の層を２層から６層、またはそれ以上含むことができる。ここでも、前述したように、これらの層は、複合修繕キットに提供される前に（製造工程で硬化されることを含めて）作製されて、「単一プライ」部分を形成し、「単一プライ」部分は、その後他の「単一プライ」部分と組み合わされて「マルチプライ」部分を形成し得るが、本開示では「プライ」という用語は、前以て製造され、次いで複合修繕キットに提供された、得られた複合材料層を（エンドユーザの観点から）示す。したがって、「プライ」という用語は、複合修繕キットのエンドユーザによって使用され、組み合わされる層を指し、エンドユーザによって使用される所与の入れ子部分を生成するために（複合修繕キットに提供される前に、元々の製造プロセスにおいて）使用される材料の層の実際の数に限定されない。この例では、各単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２または３３４は、（複合修繕キットに提供される前に）例えばＢＭＳ８−２７６材料（イリノイ州シカゴのボーイング社製）および６Ｋ−７０−ＰＷ（予め含浸された「プリプレグ」炭素繊維）などの繊維およびマトリックス複合材薄層の１つから６つの層の固結物（すなわち、プライ）として、製造されてよい。

図４において、本開示による支持ストリンガー３０６、第１のマルチプライ複合ハット形部分３１４および第３のマルチプライ複合ハット形部分３１８の分解組立図が示されている。この例では、単一プライハット形部分３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２および３３４のすべてが、単一プライハット形部分３２０、３２２、３２８、３３０、３３２および３３４の間に配置された接着剤４００で一緒に接着されているように示されている。すべての単一プライハット形部分３２０、３２２、３２８、３３０、３３２および３３４の組み合わせ（すなわち、入れ子にされた組み合わせ４０４）は、次いで、既知の可搬型加熱および硬化技術を使用して、損傷部分３０２において一緒に硬化される。入れ子にされた組み合わせ４０４は、支持ストリンガー３０６および第２のマルチプライ複合ハット形部分３１６および／または少なくとも１つの修繕スキン３０８上に確実に取り付けられるように所定位置で硬化される。この例では、接着剤４００は、フィルム接着剤であってよい。この例では、剥離フィルムを、底部単一プライハット形部分３３４における入れ子にされた組み合わせ４０４の底部４０６および支持ストリンガー３０６の上面４０８の間に配置することができる。剥離フィルムは、硬化後の取り外しおよびトリミングを可能にする。一旦取り外されてトリミングされると、入れ子にされた組み合わせ４０４は、支持ストリンガー３０６の上に積み重ねられてよく、所定位置に結合されるか、またはボルト止めされてよい。単一プライハット形部分３２０、３２２、３２８、３３０、３３２および３３４は、説明の目的で、図４では縮尺通りに描かれておらず、また、個々の単一プライハット形部分３２０、３２２、３２８、３３０、３３２および３３４の相対的な長さが変化してよく、または図３Ａおよび３Ｂに示されるようなものであってよいことが当業者には理解される。

図５において、入れ子にされた組み合わせ４０４の実施例の正面組立図が、本開示に従って示されている。この例では、部分の使用の柔軟性を可能にするために、適切な入れ子を可能にするように単一プライハット形部分のいくつかを上部で分割することができる。一般に、複合修繕キットは、様々な寸法の単一プライのハット形部分である入れ子部分を含むことができる。しかしながら、いくつかの状況では、同じ寸法の２つの単一プライハット形部分を入れ子にすることを試みる必要がある。一例として、第１の割れ目５００は、第３のマルチプライ複合ハット形部分３１８の単一プライハット形部分３２８に示され、第２の割れ目５０２は、第２のマルチプライ複合ハット形部分３１６の単一プライハット形部分３２２に示される。この例では、単一プライハット形部分３２２および３２８は、単一プライハット形部分３３０の同じ形状および寸法であってよく、第１の割れ目５００および第２の割れ目５０２により、単一プライハット形部分３２２および３２８の両方が、単一プライハット形部分３２０および３３０の間に嵌め込まれ、入れ子にされることを可能にする。この例では、現場で許容できる結合面を確保するために、単一プライハット形部分３２０、３２２、３２８、３３０、３３２および３３４の各表面に、剥離プライを追加することができ、結合の前に除去することができる。

図６Ａは、本開示による航空機の損傷部分６０２の修繕部６００の他の実施例の斜視組立図である。この例では、修繕部６００は、少なくとも１つの修繕スキン６０４と、スプライスストリンガーとして働く第１のマルチプライ複合ハット形部分６０６と、ストリンガーダブラーとして働く第２のマルチプライ複合ハット形部分６０８と、修復ストリンガーとして働く第３のマルチプライ複合ハット形部分６１０を含む。この例では、第１のマルチプライ複合ハット形部分６０６および第２のマルチプライ複合ハット形部分６０８は、支持ストリンガー６１２上に配置され、第１のマルチプライ複合ハット形部分６０６および第３のマルチプライ複合ハット形部分６１０は、少なくとも１つの修繕スキン６０４上に配置される。さらに、修繕部６００はまた、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４、第２のマルチプライ複合ダブラー６１６、第１のマルチプライ複合スプライスプレート６１８および第２のマルチプライ複合スプライスプレート６２０を含む。第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６は、前述したように、荷重導入のために複数の平坦なダブラーを互い違いに積層して構築され、接着剤で一緒に接着されている。第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６の底部は、次に、複合胴体または翼のスキン６２２の表面に結合される。この例では、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４は、第１のマルチプライ複合スプライスプレート６１８と同様に、曲線状の構造である。第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６の両方は、少なくとも１つの修繕スキン６０４の厚さを、損傷部分６０２内部の複合胴体または翼のスキン６２２の損傷部分の厚さと一致させるように、互い違いに積層されるやり方で、少なくとも１つの修繕スキン６０４の周縁部６２４の付近に配置される。第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６は、互い違いに一緒に結合されてもよい。

この例では、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６およびフラットダブラーが、一般に方向特定特性（すなわち、モジュラス）を有してよく、特定の方向および向きに関連する用途に使用できることが、当業者には理解される。図６Ａに示すように、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６は平坦であり、少なくとも１つの修繕スキン６０４の周縁部６２４に適切に一致するように曲線状である。このように、いくつかのマルチプライ複合ダブラーおよびフラットダブラーは、損傷した部分６０２を修繕するために適切な位置にマルチプライ複合ダブラーまたはフラットダブラーを適切に時計回り／方向付けすることができるように、平らであり異なる方向に丸みを有する（すなわち、曲線状である）。

第１のマルチプライ複合スプライスプレート６１８および第２のマルチプライ複合スプライスプレート６２０は、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４および第２のマルチプライ複合ダブラー６１６の両方の上に、かつ第１のマルチプライ複合ハット形部分６０６の下方に配置される。この実施例では、第１のマルチプライ複合スプライスプレート６１８も曲線状構造である。第１のマルチプライ複合スプライスプレート６１８および第２のマルチプライ複合スプライスプレート６２０は、互い違いに一緒に結合されてよく、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４、第２のマルチプライ複合ダブラー６１６および少なくとも１つの修繕スキン６０４と、結合されてよく、またはボルトによって固定されてよい。

図６Ｂを参照すると、本開示による航空機の損傷部分６０２の修繕部６００の実施態様の分解斜視組立図が示されている。この例では、第１のマルチプライ複合ハット形部分６０６は、接着剤で一緒に結合された２つの単一プライハット形部分６０６ａおよび６０６ｂを含み、第２のマルチプライ複合ハット形部分６０８は、接着剤で一緒に接着された４つの単一プライハット形部分６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃおよび６０８ｄを含み、第３のマルチプライ複合ハット形部分６１０は、接着剤で一緒に接着された２つの単一プライハット形部分６１０ａおよび６１０ｂを含む。同様に、第１のマルチプライ複合ダブラー６１４は、接着剤で一緒に結合された４つのフラットダブラー６１４ａ、６１４ｂ、６１４ｃおよび６１４ｄを含み、第２のマルチプライ複合ダブラー６１６は、接着剤で一緒に結合された４つのフラットダブラー６１６ａ、６１６ｂ、６１６ｃおよび６１６ｄを含み、第１のマルチプライ複合スプライスプレート６１８は、接着剤で一緒に結合された４つのフラットダブラー６１８ａ、６１８ｂ、６１８ｃ、６１８ｄを含み、第２のマルチプライ複合スプライスプレート６２０は、接着剤で一緒に結合された４つのフラットダブラー６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃおよび６２０ｄを含む。

図７Ａにおいて、本開示による航空機の損傷部分７０２の修繕部７００の他の実施形態の一例の斜視組立図が示されている。この例では、マルチプライ複合修繕スキン７０４が損傷部分７０２の内側に配置されて示されている。マルチプライ複合修繕スキン７０４は、複数のマルチプライ複合スプライスプレート７０６および７０８によって、接着剤または取付ボルトを介して所定の位置に取り付けられている。複数のマルチプライ複合スプライスプレート７０６および７０８は、複数のマルチプライ複合ダブラー７１０および７１２の上に積み重ねられ（接着剤を介して）取り付けられる。前述したように、複数のマルチプライ複合ダブラー７１０および７１２は、マルチプライ複合修繕スキン７０４の周縁部に位置し、複数の支持ストリンガー７１６、７１８、７２０および７２２を有する複合胴体または翼のスキン７１４に取り付けられる。修繕部７００はまた、スプライスストリンガーとして働く複数のマルチプライ複合ハット形部分７２４、７２６、７２８および７３０と、修復ストリンガーとして働く複数のマルチプライ複合ハット形部分７３２および７３４とを含む。修繕部はまた、ストリンガーダブラーとして働く複数のマルチプライ複合ハット形部分７３６、７３８、７４０および７４２を含むことができ、複数のマルチプライ複合ハット形部分７２４、７２６、７２８および７３０は、マルチプライ複合ハット形部分７３６、７３８、７４０および７４２と、複数のマルチプライ複合ハット形部分７３２および７３４との界面に互い違いのトリム７４４、７４６、７４８および７５０を有してよい。

図７Ｂにおいて、本開示による損傷部分７０２の修繕部７００の実施態様の分解組立図が示されている。説明を簡単にするために、複数のマルチプライ複合ハット形部分７２４、７２６、７２８、７３０、７３２および７３４は図示されておらず、支持ストリンガー７１６および７１８は損傷部分７０２において損傷しているように示されている。この例において、複数のマルチプライ複合ダブラー７１０および７１２は、それぞれフラットダブラー７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａおよび７１２ｂを含むように示されている。マルチプライ複合修繕スキン７０４は、単一プライ修繕スキン７０４ａ、７０４ｂ、７０４ｃ、７０４ｄ、７０４ｅおよび７０４ｆを含む。複数のマルチプライ複合スプライスプレート７０６および７０８は、それぞれ、単一プライスプライスプレート７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃおよび７０８ｄを含み、複数のマルチプライ複合ダブラー７１０、７１２、７５０および７５２は、フラットダブラー７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａおよび７５４ｂをそれぞれ含む。図７Ｃを参照すると、本開示による損傷部分７０２の修繕部７００の実施態様の分解組立断面図が示されている。断面図は平面Ａ−Ａ’７５６に沿ったものである。この例では、複数のマルチプライ複合ハット形部分７２４、７２８、７３２および７３４が示されている。

図８において、本開示による単一プライハット形部分８００の実施例の斜視図が示されている。単一プライのハット形部分８００は、上面８０２、第１の側面８０４、第２の側面８０６、第１の底面８０８および第２の底面８１０を含む。

図９は、本開示による単一プライハット形部分９００の他の実施例の斜視図である。この例では、単一プライハット形部分９００はまた、上面９０２、第１の側面９０４、第２の側面９０６、第１の底面９０８および第２の底面９１０を含む。第１の底面９０８は、第１の幅９１２を有する第１の部分９０８ａと、第２の幅９１４を有する第２の部分９０８ｂとを含み、第２の底面９１０は、第１の幅９１２を有する第１の部分９１０ａと第２の幅９１４を有する第２の部分９１０ｂとを含む。この例では、第２の幅９１４は、第１の幅９１２より大きい。

単一プライハット形部分９００は、複合修繕キットからの標準入れ子部分であってよく、またはそれぞれ第１の部分９０８ａおよび９１０ａおよび第２の部分９０８ｂおよび９１０ｂの間の第２の部分９０８ｂおよび９１０ｂのトリミングされた端部９１６および９１８を生成するようトリミングされた、エンドユーザにより変更された構造であってもよい。例示的な単一プライハット形部分９００と同様の複数の単一プライハット形部分を積み重ねて、マルチプライハット形部分を生成することができ、これは組み合わせた第１の底面および第２の底面の、より短い第１の長さ９１２を有する。

図１０を参照すると、本開示による単一プライハット形部分１０００のさらに他の実施例の斜視図が示されている。この例では、単一プライハット形部分１０００はまた、上面１００２、第１の側面１００４、第２の側面１００６、第１の底面１００８および第２の底面１０１０を含む。第１の側面１００４は、第１の長さ１０１２（すなわち、第１の側面１００４の長さ）を有し、第１の幅１００４ａ１を有する第１の部分１００４ａと、第２の幅１００４ｂ１を有する第２の部分１００４ｂとを含む。この例では、第１の部分１００４ａの第１の幅１００４ａ１は、第２の部分１００４ｂの第２の幅１００４ｂ１よりも大きい。さらに、第１および第２の底面１００８および１０１０は、第１の長さ１０１２未満の第２の長さ１０１４（すなわち、第１および第２の底面１００８の両方の長さ）を有する。

単一プライハット形部分１０００は、複合修繕キットからの標準入れ子部分であってよく、または第２の部分１００４ｂのトリミングされた端部１０１６および第１の底面１００８および第２の底面１０１０のより短い第２の長さ１０１４を生成するようにトリミングされた、エンドユーザにより変更された構造であってもよい。前述したように、複数の単一プライハット形部分（例示の単一プライハット形部分１０００に類似）を積み重ねて、組み合わされた第１の底面と第２の底面の、より短い第２の長さ１０１４を有するマルチプライハット形部分を製造してよい。

図１１Ａにおいて、本開示によるマルチプライハット形部分１１００の実施例の組立図が示されている。この例では、マルチプライハット形部分１１００は、第１の部分１１０２および第２の部分１１０４を含む。第１の部分１１０２および第２の部分１１０４の両方は、それぞれが上面と、第１の側面と、第２の側面と、第１の底面と、第２の底面とを含む複数の単一プライハット形部分を含むが、第２の部分１１０４の底部の単一プライハット形部分１１０６は、図９に示されている例に記載されるものと同様の第１の底面１１０８および第２の底面１１１０を含む。

図１１Ｂにおいて、本開示によるマルチプライハット形部分１１００の実施態様の分解組立図が示されている。マルチプライハット形部分１１００の第１の部分１１０２は、複数の単一プライハット形部分１１０２ａ、１１０２ｂ、１１０２ｃ、１１０２ｄ、１１０２ｅおよび１１０２ｆを含み、第２の部分１１０４は、底部の単一プライハット形部分１１０６および単一プライハット形部分１１０４ａ、１１０４ｂ、１１０４ｃ、１１０４ｄおよび１１０４ｅを有する複数の単一プライハット形部分を含む。

図１２Ａを参照すると、本開示によるマルチプライハット形部分１２００の他の実施例の組立図が示されている。この例では、マルチプライハット形部分１２００は、互い違いに積み重ねられ、互いの上に入れ子になった複数の単一プライハット形部分１２００ａ、１２００ｂ、１２００ｃ、１２００ｄ、１２００ｅおよび１２００ｆを含む。図１２Ｂにおいて、本開示によるマルチプライハット形部分１２００の実施態様の分解組立図が示されている。

前述したように、マルチプライハット形部分１１００および１２００は、個々の単一プライハット形部分１１０２ａ、１１０２ｂ、１１０２ｃ、１１０２ｄ、１１０２ｅ、１１０２ｆ、１１０４ａ、１１０４ｂ、１１０４ｃ、１１０４ｄ、１１０４ｅ、１１０６、１２００ａ、１２００ｂ、１２００ｃ、１２００ｄ、１２００ｅおよび１２００ｆをそれぞれ結合することによって形成される。図５に示す例と同様に、いくつかの個々の単一プライハット形部分１１０２ａ、１１０２ｂ、１１０２ｃ、１１０２ｄ、１１０２ｅ、１１０２ｆ、１１０４ａ、１１０４ｂ、１１０４ｃ、１１０４ｄ、１１０４ｅ、１１０６，１２００ａ、１２００ｂ、１２００ｃ、１２００ｄ、１２００ｅおよび１２００ｆは、上面に割れ目（図示せず）を含んでよく、同一の形状および寸法の単一プライハット形部分が、単一プライハット形部分の様々な層の間にはめ込まれ、入れ子になることを可能にする。前述のように、現場で許容可能な結合表面を保証するために、単一プライハット形部分１１０２ａ、１１０２ｂ、１１０２ｃ、１１０２ｄ、１１０２ｅ、１１０２ｆ、１１０４ａ、１１０４ｂ、１１０４ｃ、１１０４ｄ、１１０４ｅ、１１０６、１２００ａ、１２００ｂ、１２００ｃ、１２００ｄ、１２００ｅおよび１２００ｆの各表面には剥離プライが追加されてよく、結合前に除去される。

図１３において、本開示によるマルチプライ構造要素１３００の実施例の分解組立図が示されている。この例では、マルチプライ構造要素１３００は、結合および硬化されたときにＺ字形状を有するように、「Ｚ字型」要素とすることができる。この例では、マルチプライ構造要素１３００は、それぞれ複数の単一プライ入れ子部分１３０２ａ、１３０２ｂ、１３０２ｃ、１３０２ｄ、１３０４ａ、１３０４ｂ、１３０４ｃおよび１３０４ｄを含む第１の部分１３０２および第２の部分１３０４を含む。単一プライ入れ子部分１３０２ａ、１３０２ｂ、１３０２ｃ、１３０２ｄ、１３０４ａ、１３０４ｂ、１３０４ｃおよび１３０４ｄは、「Ｌ字形」に曲げられた細長いストリップであってよく、Ｌ字形の向きは、第１の部分１３０２の単一プライ入れ子部分１３０２ａ、１３０２ｂ、１３０２ｃ、１３０２ｄに関する第１の方向、および第２の部分１３０４の単一プライ入れ子部分１３０４ａ、１３０４ｂ、１３０４ｃおよび１３０４ｄに関する、反対の方向である。接着剤で一緒に結合された場合、組み合わされた構造は、Ｚ字形状を有するマルチプライ構造要素１３００を形成する。さらに、厚さ、強度、またはその両方を追加するために、追加の単一プライ入れ子部分１３０６を、単一プライ入れ子部分１３０２ａおよび１３０４ａにおいて第１の部分１３０２と第２の部分１３０４との間に結合することができる。さらに、複雑な輪郭を有するマルチプライ構造要素１３００を形成するために、複数の単一プライ入れ子部分１３０２ａ、１３０２ｂ、１３０２ｃ、１３０２ｄ、１３０４ａ、１３０４ｂ、１３０４ｃおよび１３０４ｄに、それぞれレリーフカット１３０８が切り込まれてよい。説明を容易にするために、レリーフカット１３０８は、単一プライ入れ子部分１３０２ｄ上にのみ示されていることが理解される。しかしながら、存在する場合、レリーフカット１３０８は、他の単一プライ入れ子部分１３０２ａ、１３０２ｂ、１３０２ｃ、１３０４ａ、１３０４ｂ、１３０４ｃおよび１３０４ｄ内部にも存在する。図１４において、マルチプライ構造要素１３００の実施態様の拡大組立図が示されている。この例では、マルチプライ構造要素１３００の部分１４００が、図１３に示す複数のレリーフカット１３０８の１つのレリーフカット１４０２を有して示されている。前述のように、単一プライ入れ子部分１３０２ａ、１３０２ｂ、１３０２ｃ、１３０２ｄ、１３０４ａ、１３０４ｂ、１３０４ｃ、１３０４ｄおよび１３０６は接着剤で一緒に結合される。

図１５を参照すると、本開示によるマルチプライ構造要素１５００の他の実施例の分解組立図が示されている。この例では、マルチプライ構造要素１５００は、図１３および図１４に示すマルチプライ構造要素１３００の第１の部分１３０２と同様であってよい「Ｌ字型」要素を形成する。マルチプライ構造要素１５００は、Ｌ字形に曲げられた細長いストリップである単一プライ入れ子部分１５００ａ、１５００ｂ、１５００ｃおよび１５００ｄを含む。さらに、この例では、追加の単一プライ入れ子部分１５０２が外側の単一プライ入れ子部分１５００ｄに結合されている。

複合修繕キットは、損傷構造（すなわち、損傷部分）の修繕および修復のために使用されると記載されているが、複合修繕キットを使用して新しい原構造（例えば、曲線状のストリンガー）を作製することもできることは、当業者に理解される。複合修繕キットを使用すると、単純な工具によって複雑な形状の部品を作成することもできる。

本発明の範囲から逸脱することなく、本発明の様々な態様または詳細を変更することができることが理解されるであろう。それは網羅的ではなく、請求項に係る発明を開示された正確な形態に限定するものではない。さらに、前述の説明は、説明のためのみに与えられ、限定を目的とするものではない。上述の説明に照らして変更および変形が可能であり、または本発明の実施から取得されてもよい。特許請求の範囲およびその等価物は、本発明の範囲を画定する。

例示された様々な実施例におけるフローチャートおよびブロック図は、例示的な実施例における装置および方法のいくつかの可能な実装のアーキテクチャ、機能、および動作を示す。これに関して、フローチャートまたはブロック図の各ブロックは、モジュール、セグメント、機能、動作またはステップの一部、それらのいくつかの組み合わせを表すことができる。

実施例のいくつかの代替例では、ブロックに記されている１つまたは複数の機能は、図に示された順序から外れることがある。例えば、場合によっては、連続して示された２つのブロックが実質的に同時に実行されてもよく、または関連する機能性に応じてブロックが逆の順序で実行されてもよい。また、図示されたブロックに加えて、フローチャートまたはブロック図に他のブロックが追加されてもよい。

さらに、本開示は、以下の条項による例を含む。

項１．
航空機の複合胴体または翼の損傷部分を修繕する方法であって、
損傷部分の寸法および位置を決定するために損傷部分の非破壊検査（ＮＤＩ）を実施するステップと、
損傷部分の寸法および位置に基づいて損傷部分の修繕部を決定するステップと、
複合修繕キットで損傷部分を修繕するステップとを含む方法。

項２．
修繕部を決定するステップが、
損傷部分を分析するステップと、
複合修繕キットを使用して損傷部分の修繕方法を計画するステップとを含む、項１に記載の方法。

項３．
複合修繕キットで損傷部分を修繕するステップが、
損傷部分を修繕するために複合修繕キットの複数の入れ子部分を使用するステップであって、
複数の入れ子部分の各入れ子部分は、単一プライの複合材料であり、
複数の入れ子部分は、損傷部分を修繕するために様々な物理的形状の入れ子部分を含み、
入れ子部分は、様々なマルチプライ複合構造を形成するために互いに積み重ねられて構成されている、ステップと、
第１の入れ子部分を航空機の損傷部分の位置にある第２の入れ子部分に取り付けるために接着剤を適用するステップとを含む、項２に記載の方法。

項４．
複数の入れ子部分が、航空機の損傷部分の位置で硬化される、項３に記載の方法。

項５．
複数の入れ子部分が、少なくとも１つの修繕スキンと、複数の平坦なダブラーと、複数の単一プライスプライスプレートとを含み、
損傷部分を修繕するステップが、
損傷部分の上に少なくとも１つの修繕スキンを内部的に配置するステップであって、損傷部分は、複合胴体または翼のスキンの損傷部分を含む、配置するステップと、
複数の平坦なダブラーを、少なくとも１つの修繕スキンの周縁部の付近に互い違いに積み重ねて配置して、少なくとも１つの修繕スキンの厚さを、損傷部分の複合胴体または翼のスキンの厚さと一致させる、配置するステップと、
複数の平坦なダブラーおよび少なくとも１つの修繕スキンの上に複数の単一プライスプライスプレートを互い違いに配置するステップであって、スプライスプレートが複数の平坦なダブラーおよび修繕スキンを一緒に取り付ける、配置するステップとを含む、項３に記載の方法。

項６．
少なくとも１つの修繕スキンが、複数の修繕スキンであり、
損傷部分の上に少なくとも１つの修繕スキンを配置するステップが、
複数の修繕スキンの間に接着剤を適用するステップと、
複数の修繕スキンを積み重ねて、損傷部分の上に内部的に配置されたマルチプライ複合修繕スキンを形成する、積み重ねるステップとを含む、項５に記載の方法。

項７．
航空機の損傷部分の位置において硬化されたマルチプライ複合修繕スキンを硬化するステップをさらに含む、項６に記載の方法。

項８．
複数の平坦なダブラーを、少なくとも１つの修繕スキンの周縁部の付近に配置するステップが、
複数の平坦なダブラーの間に接着剤を適用するステップと、
マルチプライ複合ダブラーを形成するために複数の平坦なダブラーを互い違いに積層するステップであって、複数の平坦なダブラーを積層することは、少なくとも１つの修繕スキンの厚さを損傷部分での複合胴体または翼のスキンの厚さと一致させることを含む、積層するステップと、
損傷部分の位置で航空機のマルチプライ複合ダブラーを硬化するステップとを含む、項５に記載の方法。

項９．
複数の平坦なダブラーおよび少なくとも１つの修繕スキンの上に複数の単一プライスプライスプレートを配置するステップは、
複数の単一プライスプライスプレートの間に接着剤を適用するステップと、
マルチプライ複合スプライスプレートを形成するために複数の単一プライスプライスプレートを積み重ねるステップと、
損傷部分の位置で航空機のマルチプライ複合スプライスプレートを硬化するステップを含む、項５に記載の方法。

項１０．
複数の入れ子部分は、複数の単一プライハット形部分をさらに含み、
損傷部分を修繕するステップは、
複数の単一プライハット形部分の間に接着剤を適用するステップと、
マルチプライ複合ハット形部分を形成するために複数の単一プライハット形部分を積み重ねるステップと、
損傷部分の位置で航空機のマルチプライ複合ハット形部分を硬化させるステップとを含む、項３に記載の方法。

項１１．
マルチプライ複合ハット形部分を硬化させる前に、底部単一プライハット形部分に剥離フィルムを適用するステップをさらに含む、項１０に記載の方法。

項１２．
単一プライハット形部分の各々は、上面、第１の側面、第２の側面、第１の底面および第２の底面を含み、
第１の底面は、第１の幅を有する第１の部分と、第２の幅を有する第２の部分とを含み、
単一プライハット形部分の１つは、第１の幅より大きい第２の幅を有する幅広の底部単一プライハット形部分であり、
マルチプライ複合ハット形部分を形成するために複数の単一プライハット形部分を積み重ねるステップは、幅広の単一プライハット形部分がマルチプライ複合ハット形部分の底部にあるように、複数の底部単一プライハット形部分を積み重ねるステップを含む、項１０に記載の方法。

項１３．
複合修繕キットで損傷部分を修繕するステップは、
少なくとも３つの入れ子部分の間に接着剤を適用するステップと、
航空機における使用のための構造要素を形成するため、少なくとも３つの入れ子部分を組み合わせるステップとを含む、項３に記載の方法。

項１４．
複合胴体または翼の損傷部分を修繕するための複合修繕キットであって、
複数の入れ子部分であって、
複数の入れ子部分の各入れ子部分は、複合材料の単一プライであり、
複数の入れ子部分は、損傷部分を修繕するための様々な物理的形状を含み、
複数の入れ子部分の入れ子部分は、互いに積み重ねられて様々なマルチプライ複合構造物を形成するように構成される、複数の入れ子部分と、
接着剤であって、
複数の入れ子部分の第１の入れ子部分を複数の入れ子部分の第２の入れ子部分に取り付ける、接着剤と、
を含む、複合修繕キット。

項１５．
複数の入れ子部分が、損傷部分の上に内部配置するように構成された修繕スキンである入れ子部分を含み、損傷部分は、複合胴体または翼のスキンの損傷部分を含む、項１４に記載の複合修繕キット。

項１６．
複数の入れ子部分が、修繕スキン周縁部の付近に互い違いに配置され、修繕スキンの厚さを損傷部分での複合胴体または翼のスキンの厚さと一致させるように積み重ねられて構成された複数の平坦なダブラーをさらに含む、項１５に記載の複合修繕キット。

項１７．
複数の入れ子部分が、複数の平坦なダブラーおよび修繕スキンの上に互い違いに配置されるように構成された複数の単一プライスプライスプレートをさらに含み、スプライスプレートが複数の平坦なダブラーおよび修繕スキンを一緒に取り付ける、項１６に記載の複合修繕キット。

項１８．
複数の入れ子部分は、修繕スキン上のストリンガー位置の端部を橋渡しするように構成された複数の単一プライハット形部分をさらに含む、項１７に記載の複合修繕キット。

項１９．
複数の入れ子部分が、複合胴体または翼の損傷部分に隣接して配置されたストリンガーの端部を橋渡しするように構成された複数の単一プライハット形部分を含む、項１４に記載の複合修繕キット。

項２０．
単一プライハット形部分の各々が、上面、第１の側面、第２の側面、第１の底面および第２の底面を含み、
単一プライハット形部分が、第１の長さを有し、
上面が、第１の長さを有し、
第１の底面および前記第２の底面が、第２の長さを有し、
第１の長さは第２の長さよりも大きい、項１９に記載の複合修繕キット。

項２１．
単一プライハット形部分の各々が、上面、第１の側面、第２の側面、第１の底面および第２の底面を含み、
第１の底面が、第１の幅を有する第１の部分と、第２の幅を有する第２の部分とを含み、
第２の幅は第１の幅よりも大きい、項１９に記載の複合修繕キット。

様々な実施例の説明は、例示および説明のために提示されたものであり、網羅的または開示された形態の例に限定されることを意図するものではない。多くの変更および変形が当業者には明らかであろう。さらに、様々な実施例は、他の望ましい例と比較して異なる特徴を提供することができる。選択された実施例は、実施例の原理、実用的な応用を最も良く説明し、意図される特定の使用に適する様々な変更を有する様々な例に関して、当業者が様々な変形例を含む様々な実施例の開示を理解できるように選択され、説明される。

３００修繕部
３０２損傷部分
３０４スキン
３０６支持ストリンガー
３０８修繕スキン
３１０フラットダブラー
３１２単一プライスプライスプレート
３１４第１のマルチプライ複合ハット形部分
３１６第２のマルチプライ複合ハット形部分
３１８第３のマルチプライ複合ハット形部分
３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２および３３４単一プライハット形部分
３４０層アセンブリ
４００接着剤
４０４入れ子にされた組み合わせ
４０６底部
４０８上面
５００、５０２割れ目
６００修繕部
６０２損傷部分
６０４修繕スキン
６０６第１のマルチプライ複合ハット形部分
６０８第２のマルチプライ複合ハット形部分
６１０第３のマルチプライ複合ハット形部分
６１２支持ストリンガー
６１４第１のマルチプライ複合ダブラー
６１６第２のマルチプライ複合ダブラー
６１８第１のマルチプライ複合スプライスプレート
６２０第２のマルチプライ複合スプライスプレート
６２２スキン
６２４周縁部
７００修繕部
７０２損傷部分
７０４マルチプライ複合修繕スキン
７０６、７０８マルチプライ複合スプライスプレート
７１０、７１２、７５０、７５２マルチプライ複合ダブラー
７１４スキン
７１６、７１８、７２０、７２２支持ストリンガー
７２４、７２６、７２８、７３０マルチプライ複合ハット形部分
７３２、７３４マルチプライ複合ハット形部分
７３６、７３８、７４０、７４２マルチプライ複合ハット形部分
７４４、７４６、７４８、７５０トリム
８００単一プライハット形部分
８０２上面
８０４第１の側面
８０６第２の側面
８０８第１の底面
８１０第２の底面
９００単一プライハット形部分
９０２上面
９０４第１の側面
９０６第２の側面
９０８第１の底面
９１０第２の底面
９１２第１の幅
９１４第２の幅
９１６、９１８端部
１０００単一プライハット形部分
１００２上面
１００４第１の側面
１００６第２の側面
１００８第１の底面
１０１０第２の底面
１０１２第１の長さ
１０１４第２の長さ
１１００マルチプライハット形部分
１１０２第１の部分
１１０４第２の部分
１１０６底部の単一プライハット形部分
１１０８第１の底面
１１１０第２の底面
１２００マルチプライハット形部分
１３００マルチプライ構造要素
１３０２第１の部分
１３０４第２の部分
１３０６単一プライ入れ子部分
１３０８、１４０２レリーフカット
１５００マルチプライ構造要素

Claims

航空機の複合胴体または翼の損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕する方法であって、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の寸法および位置を決定するために損傷部分（３０２、６０２、７０２）の非破壊検査（「ＮＤＩ」）を実施するステップ（２０４）と、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の寸法および位置に基づいて損傷部分（３０２、６０２、７０２）の修繕部（６００）を決定するステップ（２０６）と、
複合修繕キットで損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕するステップ（２１２）とを含む、方法（２００）。
修繕部（６００）を決定するステップ（２０６）は、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）を分析するステップと、
複合修繕キットを使用する損傷部分（３０２、６０２、７０２）の修繕方法を設計するステップとを含む、請求項１に記載の方法（２００）。
複合修繕キットで損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕するステップ（２１２）が、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕（６００）するために複合修繕キットの複数の入れ子部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４）を使用するステップであって、
複数の入れ子部分の各入れ子部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４）は、単一プライの複合材料であり、
複数の入れ子部分は、損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕（６００）するために様々な物理的形状の入れ子部分を含み、
入れ子部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４）は、様々なマルチプライ複合構造（６０６、６０８、６１０、６１４、６１６、６１８、６２０）を形成するために互いに積み重ねられて構成されている、ステップと、
第１の入れ子部分を航空機の損傷部分（３０２、６０２、７０２）の位置において第２の入れ子部分に取り付けるために接着剤（４００）を適用するステップとを含む、請求項１または２に記載の方法（２００）。
複数の入れ子部分が、少なくとも１つの修繕スキンと、複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）と、複数の単一プライスプライスプレート（７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃ、７０８ｄ）とを含み、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕するステップ（２１２）が、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の上に少なくとも１つの修繕スキンを内部的に配置するステップであって、損傷部分（３０２、６０２、７０２）は、複合胴体または翼のスキンの損傷部分（３０２、６０２、７０２）を含む、配置するステップと、
複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）を、少なくとも１つの修繕スキンの周縁部（６２４）の付近に互い違いに積み重ねて配置して、少なくとも１つの修繕スキンの厚さを、損傷部分（３０２、６０２、７０２）の複合胴体または翼のスキンの厚さと一致させる、配置するステップと、
複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）および少なくとも１つの修繕スキンの上に複数の単一プライスプライスプレートを互い違いに配置するステップであって、スプライスプレート（７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃ、７０８ｄ）が複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）および修繕スキンを一緒に取り付ける、配置するステップとを含む、請求項３に記載の方法（２００）。
少なくとも１つの修繕スキン（６０４）が、複数の修繕スキンであり、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の上に少なくとも１つの修繕スキン（６０４）を配置するステップが、
複数の修繕スキンの間に接着剤（４００）を適用するステップと、
複数の修繕スキンを積み重ねて、損傷部分（３０２、６０２、７０２）の上に内部的に配置されたマルチプライ複合修繕スキン（７０４）を形成する、積み重ねるステップとを含み、
航空機の損傷部分（３０２、６０２、７０２）の位置において硬化されたマルチプライ複合修繕スキン（７０４）を硬化するステップをさらに含む、請求項４に記載の方法（２００）。
複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）を、少なくとも１つの修繕スキン（６０４）の周縁部（６２４）の付近に配置するステップが、
複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）の間に接着剤（４００）を適用するステップと、
マルチプライ複合ダブラー（７１０、７１２、７５０、７５２）を形成するために複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）を互い違いに積層するステップであって、複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）を積層することは、少なくとも１つの修繕スキン（６０４）の厚さを損傷部分（３０２、６０２、７０２）での複合胴体または翼のスキンの厚さと一致させることを含む、積層するステップと、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の位置で航空機のマルチプライ複合ダブラー（７１０、７１２、７５０、７５２）を硬化するステップとを含む、請求項５に記載の方法（２００）。
複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）および少なくとも１つの修繕スキン（６０４）の上に複数の単一プライスプライスプレート（７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃ、７０８ｄ）を配置するステップは、
複数の単一プライスプライスプレート（７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃ、７０８ｄ）の間に接着剤（４００）を適用するステップと、
マルチプライ複合スプライスプレート（６１８、６２０）を形成するために複数の単一プライスプライスプレート（７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃ、７０８ｄ）を積み重ねるステップと、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の位置で航空機のマルチプライ複合スプライスプレート（６１８、６２０）を硬化するステップを含む、請求項４から６の何れか一項に記載の方法（２００）。
複数の入れ子部分は、複数の単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）をさらに含み、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕するステップは、
複数の単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）の間に接着剤（４００）を適用するステップと、
マルチプライ複合ハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）を形成するために複数の単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）を積み重ねるステップと、
損傷部分（３０２、６０２、７０２）の位置で航空機のマルチプライ複合ハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）を硬化させるステップとを含む、請求項３から７の何れか一項に記載の方法（２００）。
単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）の各々は、上面、第１の側面、第２の側面、第１の底面および第２の底面を含み、
第１の底面は、第１の幅を有する第１の部分と、第２の幅を有する第２の部分とを含み、
単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）の１つは、第１の幅より大きい第２の幅を有する幅広の底部単一プライハット形部分であり、
マルチプライ複合ハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）を形成するために複数の単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）を積み重ねるステップは、幅広の単一プライハット形部分がマルチプライ複合ハット形部分の底部にあるように、複数の底部単一プライハット形部分（６０８ａ、６０８ｂ、６０８ｃ、６０８ｄ）を積み重ねるステップを含む、請求項８に記載の方法（２００）。
複合胴体または翼の損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕するための複合修繕キットであって、
複数の入れ子部分であって、
複数の入れ子部分の各入れ子部分は、複合材料の単一プライであり、
複数の入れ子部分は、損傷部分（３０２、６０２、７０２）を修繕（６００）するための様々な物理的形状を含み、
複数の入れ子部分の入れ子部分は、互いに積み重ねられて様々なマルチプライ複合構造物を形成するように構成される、複数の入れ子部分と、
接着剤（４００）であって、
複数の入れ子部分の第１の入れ子部分を複数の入れ子部分の第２の入れ子部分に取り付ける、接着剤（４００）と、
を含む、複合修繕キット。
複数の入れ子部分が、損傷部分（３０２、６０２、７０２）の上に内部配置するように構成された修繕スキンである入れ子部分を含み、損傷部分（３０２、６０２、７０２）は、複合胴体または翼のスキンの損傷部分（３０２、６０２、７０２）を含む、請求項１０に記載の複合修繕キット。
複数の入れ子部分が、修繕スキン周縁部（６２４）の付近に互い違いに配置され、修繕スキンの厚さを損傷部分（３０２、６０２、７０２）での複合胴体または翼のスキンの厚さと一致させるように積み重ねられて構成された複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）をさらに含む、請求項１１に記載の複合修繕キット。
複数の入れ子部分が、複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）および修繕スキンの上に互い違いに配置されるように構成された複数の単一プライスプライスプレート（７０６ａ、７０６ｂ、７０６ｃ、７０６ｄ、７０８ａ、７０８ｂ、７０８ｃ、７０８ｄ）をさらに含み、スプライスプレートが複数の平坦なダブラー（３１０、６２０ａ、６２０ｂ、６２０ｃ、６２０ｄ、７１０ａ、７１０ｂ、７１２ａ、７１２ｂ、７５２ａ、７５２ｂ、７５４ａ、７５４ｂ）および修繕スキンを一緒に取り付ける、請求項１２に記載の複合修繕キット。
複数の入れ子部分は、修繕スキン上のストリンガー位置の端部を橋渡しするように構成された複数の単一プライハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）をさらに含む、請求項１２または１３に記載の複合修繕キット。
複数の入れ子部分が、複合胴体または翼の損傷部分（３０２、６０２、７０２）に隣接して配置されたストリンガーの端部を橋渡しするように構成された複数の単一プライハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）を含み、
単一プライハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）の各々が、上面、第１の側面、第２の側面、第１の底面および第２の底面を含み、
単一プライハット形部分（３２０、３２２、３２４、３２６、３２８、３３０、３３２、３３４、６１０ａ、６１０ｂ）が、第１の長さを有し、
上面が、第１の長さを有し、
第１の底面および前記第２の底面が、第２の長さを有し、
第１の長さは第２の長さよりも大きい、請求項１２から１４の何れか一項に記載の複合修繕キット。