JP6120846B2 - モリブデン複合ハイブリッド積層品及び方法 - Google Patents

Description

本発明は概して、複合材料及び方法に関し、さらに具体的には、航空機、宇宙機、および他の輸送手段等の複合構造体に使用されるハイブリッド複合積層品及び方法に関するものである。

複合構造体及び構成パーツは、航空機、宇宙機、回転翼機、船、自動車、トラック、及びその他の輸送手段の製造を含む幅広い種類の用途に用いられている。具体的には、航空機の組立てにおいて、複合構造体及び複合パーツは、航空機の胴体、翼、尾部、外板、及び他の構成パーツを形成するために大量に使用される。

グラファイト、ボロン、又はグラファイトとボロンの複合混合物、及びチタン等の金属箔材料等のポリマー複合材料を結合させたハイブリッド積層品を加工する既知の方法が存在する。金属箔材料は、ポリマー複合単向性テープのレイアッププライの間に追加される。例えば、ここで参照することにより組み込まれるＷｅｓｔｒｅ氏等の米国特許第５８６６２７２号は、ポリマー複合単向性テープのプライ間にチタン箔を配置することを教示するいくつかの特許のうちの一つである。

しかしながら、既知の複合及びハイブリッド積層材料では、負荷経路にある強化繊維のみが活用可能であり、軸外繊維の強度は活用されない。さらに、既知の複合及びハイブリッド積層材料は、例えば、落雷からの効果的な保護等の複合構造体に電流分散路を提供するには効果的ではない。加えて、既知の複合及びハイブリッド積層材料は、２〜３例を挙げると、クロスステッチング、又は複合構造体の厚さの増加などによって構造体を変化させることなしに、雹、又は鳥の衝突等の強い衝撃源に対する効果的な耐衝撃性を提供することができない。さらに、既知の複合及びハイブリッド積層材料は、例えばレーザー、及びＸ線等の高エネルギーの熱衝撃源に対する効果的な耐熱衝撃性を提供することができない。加えて、既知の複合及びハイブリッド積層材料は、別々の構造体及び電気システムを航空機の単一のシステムに結合させる能力を提供しない。

さらに、航空機のキールビーム等の軽量の複合設計では、落雷からの電流を効果的に消散させるための追加の構造的寄生コンダクタが必要となる。上記のような追加のコンダクタにより航空機の重量が増加し、この結果、燃料コスト及び全体的なコストが上がる可能性がある。既知の複合及びハイブリッド積層材料は、電流を伝導し、落雷電流の復路としての機能において効果的な、要望通りの軽量で高性能の複合キールビームを提供することができない。

加えて、複合又はハイブリッド複合板又は構造体におけるシステム普及、アクセス経路、及び他の非耐荷エリアが必要とされる場合、レイアップをパッドアップして、これらのエリア周辺の負荷を伝達しやすいようにする必要がある。既知の複合及びハイブリッド積層材料は、厚さを増すために用いられるため、コスト、パーツ容積、及び重量が複合構造体に追加される。

さらに、熱硬化性複合材を硬化させる場合、樹脂の硬化動態により、熱と温度の均一性、並びに余剰熱エネルギーを制御する能力が製造における重大な製造課題となる。硬化サイクルの熱及び温度の制御のため、いくつかの複合構成を使用することができない場合がある。

さらに、複合構造体の修繕エリアの複合構造体の厚さを少なくとも元の強度が回復するまで大幅に増加させる必要がある。このために、さらに空力抵抗が起き、複合構造体の外観にも影響を与える。

さらに、複合パーツの製造中に、均一な断面を持つ未硬化の複合パーツのプライの、非均一断面を有する硬化した又はあらかじめ硬化した複合パーツが未硬化の複合パーツと結合している一又は複数のエリアにおいてシワが発生する。このようなプライのシワ発生は、結合エリアにおける硬化した又はあらかじめ硬化した複合パーツと、未硬化の複合パーツとの間の圧力差が原因で起こる。このようなプライのシワ発生により、未硬化の複合パーツの複合材料の繊維にねじれが起こる。

最後に、複合構造体の耐用年数とメンテナンスを予測するには、複合構造体の欠陥の始まり及び伝搬の判断が重要である。既知の複合及びハイブリッド積層構造体は通常、特定の間隔をおいて交換される、又は修繕される。構造体の保守的性質によっては、上記の間隔は、追加の、潜在的に不要なコストの発生につながりうる。

したがって、当技術分野において、既知の複合材料、及び既知のハイブリッド複合積層品及び方法を超える利点を提供するハイブリッド複合積層品及び方法が必要である。

このハイブリッド複合積層品及び方法の必要は満たされる。 以下の詳細な説明で議論されているように、モリブデン複合ハイブリッド積層品及び方法の実施形態は既存の積層品、方法及びシステムに対して有意な利点をもたらしうる。

本発明の実施形態では、モリブデン複合ハイブリッド積層品が提供される。積層品は、複数の複合材料層を含む。この積層品はさらに、複合材料層の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層を含む。積層品はさらに、複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層の間に配置され、複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層を結合させる複数の接着層を含む。

本発明の別の実施形態では、モリブデン積層レイアップが提供されている。モリブデン積層レイアップは、複数の複合材料層を含む。モリブデン積層レイアップはさらに、複合材料層の間に織り交ぜられた複数のモリブデン箔含有層を含む。モリブデン箔含有層はそれぞれ、表面処理モリブデン箔のカットアウト部を有する複合材料層を含む。モリブデン積層レイアップはさらに、複合材料層とモリブデン箔含有層の隣接する層の間に配置され、複合材料層とモリブデン箔含有層の隣接する層を結合させる複数の接着層を含む。

本発明の別の実施形態では、モリブデン複合ハイブリッド積層品の形成方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることを含む。本方法はさらに、接着層を用いて各表面処理モリブデン箔層を隣接の複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。

本発明の別の実施形態では、複合構造体の構造健全性を監視するシステムが提供されている。本システムは、一又は複数のモリブデン複合ハイブリッド積層品を含む複合構造体を含む。各積層品は、複数の複合材料層を含む。積層品はさらに、複合材料層の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層を含む。積層品はさらに、複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層の間に配置され、複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層を結合させる複数の接着層を含む。本システムはさらに、一又は複数の積層品と結合した一又は複数の電気センサ装置を含む。このセンサ装置は、一又は複数の電気センサ装置からの一又は複数の信号を介して複合構造体の構造的健全性のデータを取得するために、モリブデン箔層に電流を流して、モリブデン箔層を通る電流の流れの全ての変化を監視する。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して複合構造体の構造健全性を監視する方法が提供されている。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることが含まれる。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、一又は複数の電気センサ装置を一又は複数の積層品に結合させることを含む。本方法はさらに、一又は複数の電気センサ装置を用いて、モリブデン箔層の中に電流を流すことを含む。本方法はさらに、一又は複数の電気センサ装置で、モリブデン箔層を通る電流の流れのすべての変化を監視することを含む。本方法はさらに、一又は複数の電気センサ装置からの一又は複数の信号を介して、複合構造体の構造的健全性データを取得することを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、航空機の構造体に電気バスを配設する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は電気バスとして機能する。本方法はさらに、接着層で各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、航空機の構造体にモリブデン複合ハイブリッド積層品の電気バスを配設することを含む。

別の実施形態では、落雷電流を分散させる航空機の複合キールビームを航空機の構造体に配設する方法が提供されており、この方法はモリブデン箔層を使用する。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は航空機の複合キールビームであり、また落雷電流を航空機の構造体に消散させる電流復路である。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、航空機の構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、落雷電流を航空機の構造体に消散させることを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の稲妻軽減性能を改善する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は電気エネルギーの分散路であり、これにより複合構造体の稲妻軽減性能が改善される。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の稲妻軽減性能を改善することを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の耐熱衝撃性を改善する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は熱伝達バリア及び熱エネルギーの消散経路であり、これにより複合構造体の耐熱衝撃性が改善される。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の耐熱衝撃性を改善することを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の硬化サイクルを改善する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は熱及び温度コントローラであり、これにより複合構造体の硬化サイクルが改善される。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の硬化サイクルを改善することを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の耐衝撃性を改善する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は負荷分散路であり、これにより複合構造体の耐衝撃性が改善される。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の耐衝撃性を改善することを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は負荷誘導路であり、これにより複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷が誘導される。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導することを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらす方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は強化要素及び負荷をそらす経路であり、これにより複合構造体の修繕エリアが強化され、修繕エリアから負荷が引き離される。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらすことを含む。

別の実施形態では、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の繊維のねじれを軽減する方法が提供される。本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することを含む。本方法はさらに、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることを含み、モリブデン箔層は繊維スタビライザーであり、これにより複合構造体の繊維のねじれが軽減する。本方法はさらに、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。本方法はさらに、複合構造体においてモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の繊維のねじれを軽減することを含む。

まとめると、本発明の一態様によれば、複数の複合材料層と、複合材料層の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層と、複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層の間に配置され、複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層を結合させる複数の接着層を含む、モリブデン複合ハイブリッド積層品が提供される。

積層品において、複合材料層が繊維強化ポリマー材料を含むため、有利である。

積層品において、表面処理モリブデン箔層が、モリブデン箔層のポアソン効果を介して、繊維の引張強度及び隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維剛性を利用するために十分な剛性を有するため、有利である。

積層品が複合構造体において使用され、複合構造体の降伏強度が改善されるため、有利である。

積層品において、複合構造体は航空機の複合構造体を含むため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な強度、十分な剛性、及び十分な導電率を有し、これにより、モリブデン箔層が、落雷電流を航空機の複合構造体に消散させる航空機のキールビーム、及び電流復路として機能することができるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層に表面処理が施され、これによりモリブデン箔層と隣接する複合材料層との間の接着性が高まるため、有利である。

積層品において、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、化学洗浄、レーザーアブレーション、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理法を介して、モリブデン箔層に表面処理が施されるため、有利である。

積層品において、２以上の複合材料層が表面処理モリブデン箔のカットアウト部をそれぞれ有し、カットアウト部は、２つ以上の内側端部が重なるのを防いで負荷の分布が改善するようにずらして配置されているため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な導電率を有し、これにより、モリブデン箔層が航空機の複合構造体の電気バスの機能を果たすことができるため、有利である。

積層品が、電流をモリブデン箔層に流し、モリブデン箔層を通る電流の流れのすべての変化を監視して、複合構造体の構造的健全性のデータを取得する一又は複数の電気センサ装置と連結しているため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な導電率及び十分な熱伝導率を有し、これによりモリブデン箔層が電気エネルギーの分散路として機能し、複合構造体の稲妻軽減性能を上げることができるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な溶融点と十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が熱伝達バリア及び熱エネルギーの分散路として機能し、複合構造体の耐熱衝撃性を改善できるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が熱及び温度コントローラとして機能し、複合構造体の硬化サイクルを改善できるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な剛性及び十分な強度を有し、これによりモリブデン箔層が負荷分散路として機能し、複合構造体の耐衝撃性を改善できるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な剛性及び十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導する負荷誘導路として機能することが可能となるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な剛性と十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が強化要素として、及び複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらす負荷をそらす経路として機能することができるため、有利である。

積層品において、モリブデン箔層が十分な剛性と十分な強度を有し、これによりモリブデン箔層が複合構造体の繊維のねじれを軽減する繊維スタビライザーとして機能することができるため、有利である。

本発明の別の態様によれば、モリブデン積層レイアップが提供されており、モリブデン積層レイアップは、複数の複合材料層と、複合材料層の間に織り交ぜられ、各々が表面処理モリブデン箔のカットアウト部を有する複合材料層を含む複数のモリブデン箔含有層と、複合材料層とモリブデン箔含有層の隣接する層の間に配置され、複合材料層とモリブデン箔含有層の隣接する層を結合させる複数の接着層とを含む。

積層品において、複数のモリブデン箔含有層がずらして配置された内側端部を有するカットアウト部を有し、これにより、２つ以上の内側端部の重なりが防止されて、モリブデン箔による負荷の分布が改善されるため、有利である。

積層品がさらに、一又は複数の複合材料層とモリブデン箔含有層と隣接する一又は複数の表面処理モリブデン箔層を含むため、有利である。

積層品において、隣接する複合材料層とモリブデン箔含有層は同じ角度に向いていないため、有利である。

本発明の別の態様によれば、モリブデン複合ハイブリッド積層品を形成する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することを含む。

本方法はさらに、複合構造体にモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用することを含むため、有利である。

本方法はさらに、複合構造体に積層品を使用した後に、電流をモリブデン箔層に流すために、積層品を一または複数の電気センサ装置に結合させることと、モリブデン箔層を通る電流の流れのすべての変化を監視することと、複合構造体の構造健全性データを取得することとを含むため、有利である。

本方法では、表面処理モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用されるため、有利である。

本方法では、織り交ぜることと結合させることはさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本方法において、２つ以上の複合材料層は各々、表面処理モリブデン箔のカットアウト部を有し、本方法がさらに、カットアウト部の内側端部をずらして配置して、２つ以上の内側端部の重なりを防止し、モリブデン箔によって負荷の分布が改善されることを含むため、有利である。

本方法において、複合材料層は、繊維強化ポリマー材料を含むため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な導電率を有し、これにより、モリブデン箔層が航空機の複合構造体の電気バスとして機能することができるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な強度、十分な剛性、及び十分な導電率を有し、これにより、モリブデン箔層が、落雷電流を航空機の構造体である複合構造体に消散させる航空機のキールビーム、及び電流復路として機能することができるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な導電率および十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が電気エネルギーの分散路として機能し、複合構造体の稲妻軽減性能を上げることができるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な溶融点と十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が熱伝達バリア及び熱エネルギーの分散路として機能し、複合構造体の耐熱衝撃性を改善できるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が熱及び温度コントローラとして機能し、複合構造体の硬化サイクルを改善できるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な剛性及び十分な強度を有し、これによりモリブデン箔層が負荷分散路として機能し、複合構造体の耐衝撃性を改善できるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な剛性及び十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導する負荷誘導路として機能することが可能となるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な剛性と、十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が強化要素として、及び複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらす負荷をそらす経路として機能することができるため、有利である。

本方法において、モリブデン箔層が十分な剛性と十分な強度を有し、これによりモリブデン箔層が複合構造体の繊維のねじれを軽減する繊維スタビライザーとして機能することができるため、有利である。

本発明のさらに別の態様によれば、複合構造体の構造健全性を監視するシステムが提供されており、本システムは、各積層品が、複数の複合材料層、複合材料層の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層、および複合材料層とモリブデン箔層の隣接する層の間に配置され且つ複合材料層とモリブデン箔層の隣接層を結合させる複数の接着層とを含む一または複数のモリブデン複合ハイブリッド積層品と、一または複数の積層品と結合し、電流をモリブデン箔層に流して、モリブデン箔層を通る電流の流れのすべての変化を監視して、一または複数のセンサ装置から一または複数の信号を介して複合構造体の構造健全性を取得する一または複数の電気センサ装置とを含む複合構造体を備える。

本システムにおいて、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層は互いに分離しており、電気バスとして機能できるほど十分な導電率をさらに有するため、有利である。

本システムにおいて、構造健全性データは、落雷の検出、構造欠陥の始まり、構造欠陥の伝搬、潜在的な損耗、実際の損耗、および完全なまたは部分的電流遮断を通して検出された構造健全性データの一または複数からなるグループから選択されるため、有利である。

本システムにおいて、複合構造体は航空機の構造体を含むため、有利である。

本発明の別の態様によれば、モリブデン箔層を使用して複合構造体の構造健全性を監視する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることと、接着層を用いて各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、一又は複数の電気センサ装置を一又は複数の積層品に結合させることと、一又は複数の電気センサ装置を用いてモリブデン箔層に電流を流すことと、一又は複数の電気センサ装置を用いてモリブデン箔層を通る電流の流れのすべての変化を監視することと、一又は複数の電気センサ装置からの一又は複数の信号を通して複合構造体の構造健全性データを取得することとを含む。

本方法において、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層が互いに分離されており、電気バスとして機能できるほど十分な導電率をさらに有するため、有利である。

本方法において、構造健全性データは、落雷の検出、構造欠陥の始まり、構造欠陥の伝搬、潜在的な損耗、実際の損耗、および完全なまたは部分的電流遮断を通して検出された構造健全性データの一または複数からなるグループから選択されるため、有利である。

本方法において、複合構造体は航空機の構造体を含むため、有利である。

本発明のさらに別の態様によれば、モリブデン箔層を使用して航空機の構造体に電気バスを配設する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、電気バスとして機能する表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に接着して、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品の電気バスを航空機の構造体に配設することを含む。

本方法では、表面処理モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層が互いに分離されており、航空機の構造体の電気バスとして機能できるほど十分な導電率をさらに有し、この結果、航空機の構造体の全体重量が削減されるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本発明のさらに別の態様によれば、落雷電流を消散させる航空機の複合キールビームを航空機の構造体に配設する方法が提供されており、本方法は、モリブデン箔層を使用し、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、航空機の複合キールビームおよび航空機の構造体に落雷電流を消散させる電流復路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、航空機の構造体にモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、航空機の構造体に落雷電流を消散させることとを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な強度、十分な剛性、及び十分な導電率を有し、これにより、モリブデン箔層が、落雷電流を航空機の構造体に消散させる航空機のキールビーム、及び電流復路として機能することができるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本発明のまたさらに別の態様によれば、モリブデン箔層を使用して複合構造体の稲妻軽減性能を改善する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の稲妻軽減性能を改善する電気エネルギーの分散路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、構造体にモリブデン複合ハイブリッド積層品を使用して、複合構造体の稲妻軽減性能を改善することとを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な導電率及び十分な熱伝導率を有し、これによりモリブデン箔層が電気エネルギーの分散路として機能し、複合構造体の稲妻軽減性能を改善することができるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本発明の追加の態様によれば、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の耐熱衝撃性を改善する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の耐熱衝撃性を改善する熱伝達バリアおよび熱エネルギーの分散路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用して、複合構造体の耐熱衝撃性を改善することとを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な溶融点と十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が熱伝達バリア及び熱エネルギーの分散路として機能し、複合構造体の耐熱衝撃性が改善できるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本発明の別の追加の態様によれば、モリブデン箔層を使用して複合構造体の硬化サイクルを改善する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の硬化サイクルを改善する熱および温度コントローラである電気エネルギーの分散路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用して、複合構造体の硬化サイクルを改善することとを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な熱伝導率を有し、これにより、モリブデン箔層が熱及び温度コントローラとして機能し、複合構造体の硬化サイクルを改善できるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層が熱および温度コントローラとして機能し、これにより硬化サイクルの長さ、硬化サイクルの熱レベリング、硬化サイクルの温度レベリング、硬化サイクルの熱制御、および硬化サイクルの温度制御からなるグループから選択される硬化サイクルの特性が改善されるため、有利である。

本発明のさらに別の追加の態様によれば、モリブデン箔層を使用して複合構造体の耐衝撃性を改善する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の耐衝撃性を改善する負荷分散路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用して、複合構造体の耐衝撃性を改善することとを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な剛性および十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が負荷分散路として機能し、複合構造体の耐衝撃性が改善できるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本方法では、複合構造体が航空機を含み、さらにモリブデン箔層により、雹の直撃、又は鳥の衝突を含む耐衝撃損傷性が改善されるため、有利である。

本発明のさらに別の追加の態様によれば、モリブデン箔層を使用して複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導する負荷誘導路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用して、複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導することとを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な剛性および十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が負荷誘導路として機能し、複合構造体の非耐荷エリア周辺の負荷を誘導できるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本方法では、非耐荷エリアがアクセスホール、アクセスパネル、およびシステム普及からなるグループから選択されるため、有利である。

本発明のまた別の追加の態様によれば、モリブデン箔層を使用して、複合構造体の修繕エリアを強化して、修繕エリアから負荷をそらす方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらす強化要素および負荷をそらす経路である表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用して、複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらすことを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な剛性および十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が負荷をそらす経路として機能し、複合構造体の修繕エリアを強化し、修繕エリアから負荷をそらすことができるため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

本方法では、修繕エリアがパッチ修繕エリア、スカーフ修繕エリア、ホール、脆弱エリア、および損傷エリアからなるグループから選択されるため、有利である。

本発明のまたさらに別の追加の態様によれば、モリブデン箔層を使用して複合構造体の繊維のねじれを軽減する方法が提供されており、本方法は、複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、複合構造体の繊維のねじれを軽減する繊維スタビライザーである表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層と織り交ぜることと、接着層を用いて、各表面処理モリブデン箔層を隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用して、複合構造体の繊維のねじれを軽減することを含む。

本方法では、モリブデン箔層が十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用され、モリブデン箔層がさらに十分な剛性および十分な強度を有し、これにより、モリブデン箔層が複合構造体の繊維のねじれを軽減する繊維スタビライザーとして機能するため、有利である。

本方法において、織り交ぜることと結合させることがさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含むため、有利である。

本方法では、モリブデン箔層の表面を処理することが、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチングからなるグループから選択される一又は複数の表面処理を含むため、有利である。

既に説明した特徴、機能及び利点は、本発明の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解されうる、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能である。

本発明は、好適且つ例示的な実施形態を示す添付図面と併せて、以下の詳細な説明を参照することでよりよく理解されるが、これらの図面は必ずしも正確な縮尺で描かれていない。

本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の一又は複数の有利な実施形態を組み込むことができる航空機の斜視図である。 航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。 航空機の機能ブロック図である。 本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の一実施形態の機能ブロック図である。 本発明のモリブデン積層レイアップの一実施形態の等角部分断面図である。 本発明のモリブデン積層レイアップの別の実施形態の側面断面図である。 表面処理モリブデン箔層のポアソン効果を通して活用される軸外繊維の概略図である。 モリブデン箔層が電気バスとして機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の一実施形態の概略図である。 モリブデン箔層が稲妻軽減性能を改善する電気エネルギー分散路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 モリブデン箔層が耐熱衝撃性を改善する熱伝達バリア及び熱エネルギー分散路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 モリブデン箔層が耐衝撃性を改善する負荷分散路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 モリブデン箔層が非耐荷エリアの負荷誘導路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 図１２Ａのライン１２Ｂ−１２Ｂで切り取った断面概略図である。１２Ａ， モリブデン箔層が硬化サイクルを改善する熱及び温度コントローラとして機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 モリブデン箔層がパッチ修繕エリアの強化要素及び負荷誘導路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 図１４Ａのライン１４Ｂ−１４Ｂで切り取った断面概略図である。１４Ａ， モリブデン箔層がスカーフ修繕エリアの強化要素及び負荷誘導路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 図１４Ｃのライン１４Ｄ−１４Ｄで切り取った断面概略図である。１４Ｃ， モリブデン箔層が落雷電流を消散させる航空機のキールビーム及び電流復路として機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 本発明の複合構造体の構造健全性を監視するシステムの実例となる一実施形態の機能ブロック図である。 繊維がねじれたエリアを有する複合構造体の概略図である。 モリブデン箔層が繊維スタビライザーとして機能する、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品の別の実施形態の概略図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。 本発明の方法の実例となる実施形態を示すフロー図である。

以降、添付図面を参照して本発明の実施形態についてさらに詳細に説明するが、添付図面には開示されるすべての実施形態が示されているわけではない。実際には、複数の異なる実施形態が提供可能であり、これらの実施形態は、本明細書で説明される実施形態に限定されるものではない。そうではなく、これらの実施形態は、この開示内容が徹底的且つ完全であるように、当業者に本発明の範囲が十分に伝わるように提示されている。

本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図４参照）の一または複数の有利な実施形態を組み込むことができる例示の航空機の構造体１０の斜視図である。図１に示すように、航空機の構造体１０は、胴体１２、機首１４、コクピット１６、胴体１２に動作可能に連結された翼１８、一又は複数の推進ユニット２０、尾部垂直安定板２２、及び一又は複数の尾部水平安定板２４、および一または複数のキールビーム２６を含む。航空機１０の構造体は、限定しないが、胴体１２、機首１４、翼１８、尾部垂直安定板２２、及び一又は複数の尾部水平安定板２４、および一または複数のキールビーム２６を含む航空機の構造体１０の上記一部に使われる複合および／又は金属材料からできている。図１に示した航空機１０は概して商用旅客機を代表するものであるが、本明細書で開示しているモリブデン複合ハイブリッド積層品１００はまた、他の形式の航空機でも使用可能である。より具体的には、本発明の実施形態の教示は、他の旅客機、貨物航空機、軍用機、回転翼機、及び他の形式の航空機又は飛行体、並びに航空宇宙飛行体、衛星、宇宙発射飛行体、ロケット、及び他の形式の航空宇宙飛行体にも適用しうる。また、本発明によるシステム、方法及び装置の実施形態が、ボート及び他の船舶、列車、自動車、トラック、バス、及び他の形式の車両など、他の輸送手段にも利用可能であることが理解されるであろう。

図２は、航空機の製造及び保守方法３０を示すフロー図である。図３は、航空機５０の機能ブロック図である。図２及び図３に示されるように、本発明の実施形態は、図２に示す航空機の製造及び保守方法３０、及び図３に示す航空機５０に照らし説明することができる。製造前の段階では、例示的な方法３０は、航空機５０の仕様及び設計３２と、材料調達３４とを含むことができる。製造段階では、航空機５０の構成部品及びサブアセンブリの製造３６と、システムインテグレーション３８とが行われる。その後、航空機５０は認可及び納品４０を経て運航４２される。顧客により運航される間に、航空機５０は定期的な整備及び保守４４（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。

方法３０の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行される。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、任意の数の航空機メーカー、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。

図３に示すように、例示の方法３０によって製造された航空機５０は、複数のシステム５４及び内装５６を有する機体５２を含むことができる。機体５２は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図４参照）の一又は複数の有利な実施形態を組み込んでいる。高レベルのシステム５４の例には、推進システム５８、電気システム６０、油圧システム６２、及び環境システム６４のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用しうる。

本明細書に具現化された装置と方法は、製造及び保守方法３０の一又は複数の任意の段階で採用することができる。例えば、製造プロセス３６に対応する構成部品又はサブアセンブリは、航空機５０が運航中４２に製造される構成部品又はサブアセンブリに類似の方法で作製又は製造される。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせは、例えば、航空機５０のアセンブルを実質的に効率化するか、又は航空機５０のコストを削減することにより、製造段階３６及び３８の間に利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機５０の運航中４２に、例えば限定しないが、整備及び保守４４に利用することができる。

図４は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の一実施形態の機能ブロック図を示している。図４に示すように、複合構造体１０４の降伏強度１０２を改善するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供されている。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複数の複合材料層１０６を含む。複合材料層１０６は各々、繊維強化ポリマー材料１０８を含む。繊維強化ポリマー材料１０８は、樹脂マトリックス１１４に軸外繊維１１０（図７参照）及び実質的に平行する繊維１５２（図７参照）を含むことが好ましい。軸外繊維１１０及び実質的に平行する繊維１５２は、樹脂マトリックス１１４に配置される高弾性強化繊維１１２を含むことが好ましい。高弾性強化繊維１１２は、グラファイト、ガラス、カーボン、ホウ素、セラミック、アラミド、ポリオレフィン、ポリエチレン、ポリマー、炭化タングステン又はその他の適切な材料を含む材料でできたものであってよい。樹脂マトリックス１１４は、エポキシ、及びポリエステル等の熱硬化性樹脂；ポリアミド、ポリエステル、ポリオレフィン、及びフッ素重合体等の熱可塑性樹脂；熱硬化性樹脂と熱可塑性樹脂の両方の特性を持つハイブリッドポリマー樹脂；又はその他の好適な樹脂材料を含む樹脂材料からできたものであってよい。軸外繊維１１０及び実質的に平行する繊維１５２は、約５００〜１０００ＫＳＩ（重量キロポンド毎平方インチ）の範囲の繊維引張強度１１６を有することが好ましい。軸外繊維１１０及び実質的に平行する繊維１５２は、約３２〜１００ＭＳＩ（重量百万ポンド毎平行インチ）の範囲の繊維剛性１１８を有することが好ましい。軸外繊維１１０及び実質的に平行する繊維１５２は、元の繊維長から約０．１〜０．５％以上の範囲の繊維伸張性１２０を有することが好ましい。各複合材料層１０６は、約１〜２０ミルの範囲の厚さを有することが好ましい。各複合材料層１０６は、約４〜８ミルの範囲の厚さを有することがより好ましい。

モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。各表面処理モリブデン箔層１２２が十分なモリブデン剛性１２４を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０の繊維引張強度１１６および繊維剛性１１８が活用される。本発明の目的において、「ポアソン効果」は、ある物体に対する圧縮負荷の二重効果、すなわち、圧縮により物体が圧縮負荷の方向に短く、横方向に広くなることを意味する。異なる種類の材料には、軸方向の引っ張りに対する横方向の引っ張り比率があり、これは「ポアソン比」と呼ばれる。モリブデン剛性１２４は、４７ＭＳＩ（重量百万ポンド毎平行インチ）を含む。表面処理モリブデン箔層１２２の高モリブデン剛性１２４により、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、繊維強化ポリマー材料１０８の軸外繊維１１０の繊維引張強度１１６および繊維剛性１１８が活用され、繊維強化ポリマー材料１０８の軸外繊維１１０及び実質的に平行する繊維１５２の圧縮による座屈が防止される。

図７は、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して活用される軸外繊維１１０の概略図である。図７は、樹脂マトリックス１１４の高弾性強化繊維１１２を含む軸外繊維１１０を示し、樹脂マトリックス１１４の負荷経路１５４の方向Ｄの実質的に平行する繊維１５２を示す。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００の設計により、負荷経路１５４の方向Ｄに流れる実質的に平行する繊維１５２の両方の強度を活用することが可能になり、表面処理モリブデン箔層１２２により、軸外繊維１１０の繊維引張強度１１６と繊維剛性１１８の活用が可能になる。加えて、表面処理モリブデン箔層１２２は制約され、標準のポアソン効果において機能しない場合がある。さらに、三軸負荷の状態、すなわち表面処理モリブデン箔層１２２にｘ、ｙ、ｚの全三方向に大きな応力が印加される状態が存在し、表面処理モリブデン箔層１２２の結合強度によっては、表面処理モリブデン箔層１２２の実際の降伏点又は降伏強度が上がる。実際の降伏点又は降伏強度の増加により、接着剤によってモリブデン箔にさらにｚ方向の結合形成を加えることができる。

図４に示すように、各表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、モリブデン強度１２６を有する。モリブデン強度１２６は、約１２５〜１６０ＫＳＩ（重量キロポンド毎平方インチ）の範囲であることが好ましい。図４に示すように、各表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、モリブデン導電率１２８を有する。モリブデン導電率１２８は、約１７．９×１０６１／Ｏｈｍ−ｍ（オームメートル）であることが好ましい。図４に示すように、各表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、モリブデン熱伝導率１３０を有する。モリブデン熱伝導率１３０は約１３８Ｗｍ−１Ｋ−１（ワット毎メートルケルビン）であることが好ましい。図４に示すように、各表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、モリブデン溶融点１３２を有する。各表面処理モリブデン箔層１２２は、約１〜４０ミルの範囲の厚さを有することが好ましい。

表面処理モリブデン箔層１２２は表面処理され、これにより、隣接する複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２との間の接触面の結合形成を改善することが好ましい。表面処理モリブデン箔層１２２は、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、化学洗浄、化学エッチング、レーザーアブレーション、又は他の適切な表面処理を含む一または複数の表面処理を介して、表面処理されることが好ましい。有用な表面処理プロセスは例えば、参照することにより本明細書に全て組み込まれる米国特許第３９５９０９１号、３９８９８７６号、４４７３４４６号、及び６０３７０６０号明細書に記載されている。

モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４を含む。接着層１３４は、熱硬化性エポキシ樹脂接着剤、エポキシ接着剤、熱可塑性接着剤、ポリイミド接着剤、ビスマレイミド接着剤、ポリウレタン接着剤、強化アクリル接着剤、又は別の適切な接着剤等の材料からできた接着剤を含むことが好ましい。各接着層１３４は、約０．５〜２．０ミルの範囲の厚さを有することが好ましい。接着層１３４は、モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ、又は１２５ｂ（図６参照）を湿らせて、隣接する複合材料層１０６との結合形成を促進するように最小限の粘着性を提供することが好ましい。

モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複合構造体１０４に使用され、複合構造体１０４の降伏強度１０２（図４参照）を向上させる。複合構造体１０４は、航空機の構造体１０（図１参照）又は別の適切な複合構造体を含む。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、華氏約５００度未満の温度等、低温の用途向けに設計されることが好ましい。例示の低温の用途には、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を、航空機のジェットエンジン等の一又は複数の推進ユニット２０（図１参照）から離れて位置決めされる亜音速機の外板及び下部構造に使用することが含まれる。

図５は、本発明のモリブデン積層レイアップ１０１の実施形態の一つの等角部分断面図である。図５に示すように、モリブデン積層レイアップ１０１は、複数の複合材料層１０６と、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数のモリブデン箔含有層１４６を含む。 各複合材料層１０６は、詳しく上述したように、繊維強化ポリマー材料１０８を含むことが好ましい。各モリブデン箔含有層１４６は複合材料層１０６を含み、好ましくは繊維強化ポリマー材料１０８を含み、複合材料層１０６は、表面処理されたモリブデン箔１２３のカットアウト部１４４を有する。図５にさらに示すように、モリブデン積層レイアップ１０１はさらに、複合材料層１０６と接触しているモリブデン箔含有層１４６の隣接する層との間に配置され、複合材料層１０６と接触しているモリブデン箔含有層１４６の隣接する層を結合させる接着層１３４を含む。モリブデン積層レイアップ１０１はさらに、一又は複数の複合材料層１０６と隣接し、及び／又は一又は複数のモリブデン箔含有層１４６と隣接する一又は複数の表面処理モリブデン箔層１４６を含む。図５に示すように、表面処理モリブデン箔層１２２は、複合材料層１０６と隣接し、接着層１３４で複合材料層１０６に結合される。

図５に示すように、モリブデン積層レイアップ１０１の各積層体又はプライ１３６は、間隔を置いて配置され、末端部１４２に延びる第１面１３８および第２面１４０を有する。図５にさらに示すように、モリブデン積層レイアップ１０１の、表面処理モリブデン箔１２３で個別に強化する必要があるエリアにおいて、モリブデン箔含有層１４６にカットアウト部１４４が形成される。カットアウト部１４４はたとえば、複合材料層１０６を内側端部１４８（図５参照）まで除去して、又は複合材料層１０６を内側端部１４８までレイアップし、形成されたカットアウト部１４４を残すことによって形成される。カットアウト部１４４を形成する適切なレイアップ装置はたとえば、オハイオ州シンシナティのシンシナティ・マシーン社によって製造された装置などの既知の輪郭テープ配置機械（ＣＴＬＭ）（図示せず）を含む。次に、各カットアウト部１４４を実質的に埋める表面処理モリブデン箔１２３を有するモリブデン箔含有層１４６が完成する。モリブデン箔含有層１４６は、第１面１３８および第２面１４０の間に延び、カットアウト部１４４を画定する内側端部１４８を有する複合材料層１０６を含む。モリブデン箔含有層１４６はさらに、実質的に内側端部１４８から第１面１３８および第２面１４０の間に延びるカットアウト部１４４を埋める表面処理モリブデン箔１２３を含む。

図５にさらに示すように、多数のモリブデン箔含有層１４６が途切れるところでは、２つ以上の内側端部１４８が重なるのを防止して、表面処理モリブデン箔１２３により負荷の分布が改善するように、カットアウト部１４４の内側端部１４８はずらして配置される。カットアウト部１４４がずらして配置された内側端部１４８により、表面処理モリブデン箔１２３の端部に起こりうる樹脂の蓄積の可能性が最小限に抑えられる、又はなくなる。本発明による表面処理モリブデン箔１２３を有する単一のモリブデン箔含有層１４６において表面処理モリブデン箔１２３を織り交ぜること、および複合材料層１０６を途切れさせることにより、結果として得られるモリブデン積層レイアップ１０１の特性が明確なものとなる。

図６は、本発明のモリブデン積層レイアップ１５０の別の一実施形態の側面断面図である。図６に示すように、複合材料層１０６とモリブデン箔含有層１４６は、ある特定の実施形態では、約−４５（マイナス４５）度、約＋４５（プラス４５）度、約０（ゼロ）度、又は約９０度の角度に向いている。各モリブデン箔含有層１４６は、表面処理モリブデン箔１２３のカットアウト部１４４を有する複合材料層１０６を含む。モリブデン積層レイアップ１５０、およびモリブデン積層レイアップ１０１（図５参照）においては、２つの隣接する層は同じ角度に向いていない、つまり、隣接する複合材料層１０６およびモリブデン箔含有層１４６は同じ角度に向いておらず、隣接する複合材料層１０６および表面処理モリブデン箔層１２２は同じ角度に向いておらず、隣接するモリブデン箔含有層１４６および表面処理モリブデン箔層１２２は同じ角度に向いていない。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図４参照）、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）の電気バス１６０（図８参照）として機能するモリブデン箔層１２２を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供されている。図８は、表面処理モリブデン箔層１２２が電気バス１６０として機能する本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の実施形態の一つの概略図である。本願の目的において、電気バスとは、電気負荷が電力を引き出す航空機の電気システムの分布点を意味する。表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、別々の構造および電気システム（図示せず）を、複合構造体１０４（図４参照）、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）の単一のシステム１５８（図８参照）に統合する電気バス１６０として機能することができ、この結果、航空機の構造体１０の重量が全体的に削減される。

上述したようにモリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複数の複合材料層１０６（図８参照）を含む。各複合材料層１０６は、繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層１６４（図８参照）を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６（図８参照）の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２（図８参照）を含む。表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４（図８参照）を含む。

この実施形態では、表面処理モリブデン箔層１２２は互いに分離しており、十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２は電気バス１６０として機能することができることが好ましい。モリブデンは優れた導電体である。この電気抵抗が低い性質により、表面処理モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４（図４参照）、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）の幅広い範囲の電気用途において優秀な電気バスとして機能することが可能になる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複合構造体１０４において多数の表面処理モリブデン箔層１２２を含むことが好ましく、これにより任意の数の個別のコンダクタが利用可能となる。各表面処理モリブデン箔層１２２は、互いに電気的に分離したストリップを含み、これらの層又はストリップは各々、個別の回路レッグ１６２（図８参照）として機能するストリップを含む。個別の回路が望ましい場合に、接着層１３４（図８参照）が表面処理モリブデン箔層１２２の電気絶縁層１６６（図８参照）として機能する。電流の流れ１７２（図８参照）が単一のシステム１５８（図８参照）を通って移動するときは、電流（Ｉ）１７０（図８参照）は表面処理モリブデン箔層１２２の個別の層によって伝導される。この実施形態では、電気システムの電気要件と構造システムの構造要件が単一のシステム１５８に統合され、この結果、大幅に重量が削減される。

別の実施形態では、モリブデン箔層１２２（図８参照）を使用して、航空機の構造体１０（図１参照）等の複合構造体１０４（図４参照）に電気バス１６０（図８参照）を配設する方法４３０が提供されている。図２１は、電気バス１６０を配設する方法４３０の例示の一実施形態のフロー図である。本方法４３０は、複数のモリブデン箔層１２２の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ４３２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチング又は別の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法４３０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６（図８参照）に織り交ぜるステップ４３４を含む。モリブデン箔層１２２は電気バス１６０（図８参照）として機能する。モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２は互いに分離しており、さらに十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有することが好ましく、これにより、モリブデン箔層１２２は航空機の構造体１０の電気バス１６０として機能することができる。電気バス１６０は、別々の構造及び電気システムを航空機の構造体１０の単一のシステム１５８（図８参照）に統合し、この結果、航空機の構造体１０の重量が全体的に削減される。

本方法４３０はさらに、接着層１３４（図８参照）を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接する複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図８参照）を形成するステップ４３６を含む。織り交ぜるステップ４３４と結合させるステップ４３６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、及び硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法４３０はさらに、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００の電気バス１６０を航空機の構造体１０に配設するステップ４３８を含む。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図１６）の構造健全性を監視するシステム２５０（図１６参照）が提供されている。図１６は、複合構造体１０４の構造健全性を監視するシステム２５０の例示の一実施形態の機能ブロック図である。図１６に示すように、システム２５０は、一又は複数のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を含む複合構造体１０４、好ましくは航空機１０（図１参照）を含む。図１６に示すように、各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は複数の複合材料層１０６を含み、各複合材料層１０６は、繊維強化ポリマー材料１０８を含む。図１６に示すように、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２は互いに分離しており、十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２は電気バス１６０（図１６参照）として機能することができる。図１６に示すように、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４を含む。

この実施形態では、図１６に示すように、システム２５０はさらに、一又は複数のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００に連結した一又は複数の電気センサ装置１６８を備える。電気センサ装置１６８は、電流１７０（図１６参照）を表面処理モリブデン箔層１２２に流し、表面処理モリブデン箔層１２２を通る電流の流れ１７２（図１６参照）のすべての変化を監視して、一又は複数の電気センサ装置１６８からの一又は複数の信号２５２（図１６参照）を介して、複合構造体１０４の構造健全性データ２５４（図１６参照）を取得する。上記構造健全性データ２５４は、落雷の検出、構造欠陥の始まり、構造欠陥の伝搬、潜在的な損耗及び実際の損耗、又は完全なまたは部分的電流遮断を通して検出された他の適切な構造健全性データを含む。

モリブデン箔により、複合レイアップの機械特性が改善される。加えて、モリブデンは、モリブデンの高い導電率１２８により、電気バス１６０（図１６参照）として良好に機能することができる。各表面処理モリブデン箔層１２２は、互いに電気的に分離したストリップを含む。これらの層又はストリップは各々、別々の回路の個別の回路レッグ１６２（図１６参照）として機能することができる。加えて、表面処理モリブデン箔１２２のこれらの回路に流れる電流１７０は、すべての潜在的な損耗の兆候について監視される。

健全な構造体であることを確認するために、表面処理モリブデン箔１２２の各回路の抵抗が監視される。抵抗又は信号２５２が変化すると、これにより複合構造体１０４の健全性についてのデータが供給される。この情報により、予定されるメンテナンスにのみ頼るのではなく、構造健全性データ２５４又は複合構造体１０４の健全性についての情報を実際に取得することになるため、複合構造体１０４、例えば航空機の構造体１０（図１参照）の耐用年数、及び航空機の構造体１０の運航期間が延びる可能性がある。システム２５０により、航空機の構造体１０の運航停止期間を短縮することができ、また必要に応じて複合構造体１０４の改修又は修理を行うことが可能になる。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図４参照）への落雷１８０（図９参照）の軽減、又は分散を改善するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図９参照）が提供されている。図９は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、この図では、表面処理モリブデン箔層１２２は電気エネルギー分散路１８６として機能し、これにより落雷１８０等の高い電気エネルギーの衝撃源からの高い電気エネルギーのインプット１８２に対して高い電気エネルギー衝撃に対する耐性が改善する。図９に示すように、落雷１８０等の高い電気エネルギー衝撃源が複合構造体１０４（図４参照）のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００に打撃を与えると、高い電気エネルギーのインプット１８２が起こる。表面処理モリブデン箔層１２２は電気エネルギー分散路１８６として機能し、電流１８４を急速に流出させ、この結果、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００により落雷１８０の軽減又は分散機能が改善される。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分に高いモリブデン導電率１２８（図４参照）と、十分に高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これにより表面処理モリブデン箔層１２２が電気エネルギー分散路１８６として機能することによって、複合構造体１０４（図４参照）の落雷１８０の軽減又は分散機能を改善することができる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００の表面処理モリブデン箔層１２２の高いモリブデン溶融点１３２（図４参照）、高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）、及び高いモリブデン導電率１２８（図４参照）により、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、非常に高い電気エネルギーがインプット１８２（図９参照）されても機能が低下しない。表面処理モリブデン箔層１２２の低い熱膨張係数（ＣＴＥ）とともに高いモリブデン剛性１２４（図４参照）及び高いモリブデン強度１２６（図４参照）により、機械特性がさらに改善される。モリブデンの通常のＣＴＥ値は、複合レイアップに使われる複合材料の通常のＣＴＥ値に適合することが好ましい。例えば、モリブデンは通常約２．５×１０−６〜３．５×１０−６インチ／インチ／°Ｆ（華氏）のＣＴＥ値を有し、複合レイアップに使われる複合材料は通常約０．５×１０−６〜６．０×１０−６インチ／インチ／°ＦのＣＴＥ値を有する。例えばグラファイト／樹脂ベースの材料層１６４（図９参照）等の複合材料層１０６に適用される表面処理モリブデン箔層１２２は、落雷１８０の軽減又は分散機能の改善とともに構造的な利点をもたらす。

複合構造体１０４の落雷１８０の軽減機能を改善する各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複数の複合材料層１０６（図９参照）を含み、各複合材料層１０６は繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層１６４を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２（図９参照）を含む。上述したように、表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２は互いに分離しており、十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２は電気バス１６０（図１５参照）として機能できる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４（図９参照）を含む。接着層１３４（図９参照）は、表面処理モリブデン箔層１２２の電気絶縁層１６６（図９参照）として機能する。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機の構造体１０（図１参照）に使用して、複合構造体１０４の落雷１８０の軽減又は分散機能を改善することが好ましい。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層１２２を使用して複合構造体１０４（図４参照）の落雷１８０（図９参照）の軽減機能を改善する方法４７０が提供されている。図２３は、複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機の構造体１０（図１参照）の落雷１８０の軽減機能を改善する方法４７０の例示の一実施形態のフロー図である。本方法４７０は、複数のモリブデン箔層１２２（図９参照）の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ４７２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａまたは１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチング、又は別の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法４７０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６（図９参照）に織り交ぜるステップ４７４を含む。モリブデン箔層１２２は、電気エネルギー分散路１８６（図９参照）として機能し、複合構造体１０４の落雷１８０の軽減機能を改善する。モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）と、十分なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これによりモリブデン箔層１２２が電気エネルギー分散路１８６（図９参照）として機能し、複合構造体１０４（図４参照）の落雷１８０（図９参照）の軽減機能を改善することができる。

本方法４７０はさらに、接着層１３４（図９参照）を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接する複合材料層１０６（図９参照）に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図９参照）を形成するステップ４７６を含む。織り交ぜるステップ４７４と結合させるステップ４７６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、及び硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法４７０はさらに、複合構造体１０４にモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を使用して、複合構造体１０４の落雷１８０の軽減機能を改善するステップ４７８を含む。

本発明の別の実施形態では、電流を流し、複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機１０（図１参照）の航空機の複合キールビーム２４０（図１５参照）として機能するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供されている。図１に示す航空機のキールビーム２６は通常、胴体１２（図１参照）の下部にあり、胴体１２を基礎的に結合させる。キールビーム等の軽量航空機の複合構造体には、落雷１８０（図１５参照）からの電流を効果的に消散させるために追加の構造的寄生コンダクタが必要である。図１５は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、この図において、表面処理モリブデン箔層１２２は、航空機の複合キールビーム２４０及び、落雷１８０からの電流の復路２４２の両方の機能を持つ。図１５に示すように、落雷１８０などの高い電気エネルギー衝撃源により、複合構造体１０４（図４参照）のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００に打撃が加わると、高い電気エネルギーのインプット１８２が起こる。電流１８４（図１５参照）は、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００の表面処理モリブデン箔層１２２によって伝導される。表面処理モリブデン箔層１２２により、複合構造体１０４の高いモリブデン強度１２６（図４参照）及び高いモリブデン剛性１２４（図４参照）が実現する。また、表面処理モリブデン箔層１２２の高いモリブデン導電率１２８（図４参照）により、表面処理モリブデン箔層１２２が電気バス１６０（図１５参照）として優れた性能を発揮できる。加えて、表面処理モリブデン箔層１２２は電流の復路２４２として機能し、電流１８４を急速に流出させ、この結果、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００により落雷１８０からの保護性能が改善する。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン強度１２６（図４参照）、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）、及び十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２は、電流１８４を伝導し、複合構造体１０４（図４参照）の落雷１８０（図１５参照）からの電流の復路２４２（図１５参照）を提供する航空機の複合キールビーム２４０（図１５参照）として機能することができる。機械特性及び電流１８４を流す能力が改善されることで、表面処理モリブデン箔層１２２は、航空機の設計において航空機の複合キールビーム２４０として、また落雷１８０からの電流の復路２４２として効果的に機能し、この結果、全体的な重量及びコストを削減する、ほかにはない有利なモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供される。表面処理モリブデン箔層１２２により、電流１８４を伝導し、落雷１８０からの電流の復路２４２として機能するのに効果的な、軽量で高性能の航空機の複合キールビーム２４０が提供される。

図１５に示すように、各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複数の複合材料層１０６を含み、各複合材料層１０６は、繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層１６４（図１０参照）を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。上述したように、表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン強度１２６（図４参照）と、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）、及び十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これによりモリブデン箔層１２２が、電流１８４（図１５参照）を伝導し、落雷１８０（図４参照）からの電流の復路２４２（図１５参照）を提供する航空機の複合キールビーム２４０（図１５参照）として機能することができる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４（図１５参照）を含む。接着層１３４（図１５参照）は、表面処理モリブデン箔層１２２の電気絶縁層１６６（図１５参照）として機能する。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機の構造体１０（図１参照）に使用され、電流１８４を伝導し、航空機の複合構造体１０４の落雷１８０からの電流の復路２４２を提供することが好ましい。

本発明の別の実施形態では、落雷１８０（図１５参照）からの電流１８４（図１５参照）を消散させる航空機の複合キールビーム２４０（図１５参照）を航空機の構造体１０（図１参照）に配設する方法４５０が提供されている。本方法４５０は、モリブデン箔層１２２（図１５参照）を使用する。図２２は、航空機の複合キールビーム２４０を配設する方法４５０の例示の一実施形態のフロー図である。本方法４５０は、複数のモリブデン箔層１２２の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ４５２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は他の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法４５０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６（図１５参照）に織り交ぜるステップ４５４を含む。モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４（図４参照）、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）に落雷１８０からの電流１８４を消散させる航空機の複合キールビーム２４０（図１５参照）および電流復路２４２（図１５参照）の両方の機能を持つ。モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン強度１２６（図４参照）と、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）、及び十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これによりモリブデン箔層１２２が、落雷１８０（図４参照）からの電流１８４（図１５参照）を航空機の構造体１０（図１参照）に消散させる航空機の複合キールビーム２４０（図１５参照）および電流復路２４２（図１５参照）として機能することができる。

本方法４５０はさらに、接着層１３４を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接する複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を形成するステップ４５６を含む。織り交ぜるステップ４５４および結合させるステップ４５６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、および硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法４５０はさらに、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）に使用して、落雷１８０からの電流１８４（図１５参照）を複合構造体１０４、たとえば航空機の構造体１０に消散させるステップ４５８を含む。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図４参照）の耐熱衝撃性１９０（図１０参照）を改善するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１０参照）が提供されている。図１０は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、この図において、表面処理モリブデン箔層１２２は、レーザー光線又はＸ線などの熱衝撃１９０からの高い熱エネルギーのインプット１９２に対する耐熱衝撃性１９０を改善する熱エネルギー分散路１９６及び、熱伝達バリア１９８の両方の機能を持つ。この実施形態では、表面処理モリブデン箔層１２２は十分高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４（図４参照）の耐熱衝撃性１９０を改善する熱エネルギーの流れ１９４の熱エネルギー分散路１９６（図１０参照）として機能することができる。加えて、表面処理モリブデン箔層１２２は、非常に高い十分なモリブデン溶融点１３２（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４の耐熱衝撃性１９０をさらに改善する熱伝達バリア１９８（図１０参照）として機能することができる。表面処理モリブデン箔層１２２を複合構造体１０４の置換層として使用すれば、表面処理モリブデン箔層１２２の非常に高いモリブデン溶融点１３２（図４参照）および高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）により、耐熱衝撃性１９０が改善される。表面処理モリブデン箔層１２２により、局所化されたエリアに適用されるとインプットされた熱エネルギー１９２（図１０参照）を分散させる高いモリブデン溶融点１３２（図４参照）および高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）により、複合構造体１０４の熱衝撃１９０又は伝達に対して重要な熱伝達バリア１９８が提供される。

図１０に示すように、耐熱衝撃性１９０を改善する各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複数の複合材料層１０６（図１０参照）を含み、各複合材料層１０６は、繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層１６４を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。図１０に示すように、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４（図１０参照）を含む。接着層１３４（図１０参照）は、表面処理モリブデン箔層１２２の電気絶縁層１６６（図１０参照）として機能する。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を、複合構造体１０４（図４参照）、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）に使用して、複合構造体１０４の耐熱衝撃性１９０を改善することが好ましい。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層１２２（図１０参照）を使用して、複合構造体１０４の耐熱衝撃性１９０（図１０参照）を改善させる方法が提供されている。図２４は、複合構造体１０４の耐熱衝撃性１９０（図１０参照）を改善する方法４９０の例示の一実施形態のフロー図である。本方法４９０は、複数のモリブデン箔層１２２（図１０参照）の各表面１２５ａ又は１２５ｂを処理するステップ４９２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は他の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法４９０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６（図１０参照）に織り交ぜるステップ４９４を含む。モリブデン箔層１２２は、複合構造体の耐熱衝撃性１９０を改善する熱伝達バリア１９８（図１０参照）および熱エネルギー分散路１９６（図１０参照）として機能する。モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン溶融点１３２（図４参照）と、十分なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これによりモリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４（図４参照）の耐熱衝撃性１９０（図１０参照）を改善する熱伝達バリア１９８（図１０参照）および熱エネルギー分散路１９６（図１０参照）として機能することができる。

本方法４９０はさらに、接着層１３４（図１０参照）を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接する複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１０参照）を形成するステップ４９６を含む。織り交ぜるステップ４９４および結合させるステップ４９６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、および硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法４９０はさらに、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４に使用して、複合構造体１０４の耐熱衝撃性１９０を改善するステップ４９０を含む。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図４参照）の耐衝撃性２００（図１１参照）を改善するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１１参照）が提供されている。図１１は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、この図において、表面処理モリブデン箔層１２２は耐衝撃性２００を改善する負荷消散路２０６（図１１参照）として機能する。表面処理モリブデン箔層１２２は、非常に高い十分なモリブデン剛性１２４と十分なモリブデン強度１２６を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２がたとえば雹の打撃又は鳥の衝突などの衝撃２００源による衝撃点２０２から負荷２０４をそらすことによって、集中衝撃力を軽減することが可能になる。表面処理モリブデン箔層１２２は、表面処理モリブデン箔層１２２に沿ったより大きなエリア上に負荷２０４を分散して、複合構造体１０４の耐衝撃性および衝撃抵抗度を改善する。複合材料層１０６（図１１参照）により、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００の中深くに負荷２０４が入りこまないため、衝撃点２０２に関連する悪影響が減る。高剛性、および高強度の表面処理モリブデン箔層１２２を使用することにより、稲妻抵抗の改善および構造性能の改善等の利点に加えて、ゲージを大幅に薄くすることができる。

図１１に示すように、耐衝撃性２００を改善する各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は複数の複合材料層１０６を含み、各複合材料層１０６は繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層１６４を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２（図１１参照）を含む。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と、十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより表面処理モリブデン箔層１２２は、衝撃点２０２（図１１参照）から負荷２０４（図１１参照）をそらして、耐衝撃性２００を改善することができる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４（図１１参照）を含む。接着層１３４（図１１参照）は、表面処理モリブデン箔層１２２の絶縁層１６６（図１１参照）として機能する。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を、複合構造体１０４（図４参照）、たとえば航空機の構造体１０（図１参照）に使用して、複合構造体１０４の耐衝撃性を改善することが好ましい。

別の実施形態では、モリブデン箔層１２２を使用して、複合構造体１０４（図４参照）の耐衝撃性２００（図１１参照）を改善する方法５３０が提供されている。図２６は、耐衝撃性を改善する方法５３０の例示の一実施形態のフロー図である。本方法５３０は、複数のモリブデン箔層１２２（図１１参照）の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ５３２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は他の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法５３０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６（図１１参照）に織り交ぜるステップ５３４を含む。モリブデン箔層１２２は、雹の打撃、鳥の衝突、又は別の衝撃源などの衝撃２００源からの衝撃点２０２の耐衝撃性を改善する負荷分散路２０６（図１１参照）として機能する。モリブデン箔層１２２により、雹の打撃および鳥の衝突からなどの衝撃２００損傷に対する抵抗が改善されることが好ましい。モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と、十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより表面処理モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４の耐衝撃性を改善する負荷分散路２０６（図１１参照）として機能することができる。

本方法５３０はさらに、接着層１３４（図１１参照）を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接する複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１１参照）を形成するステップ５３６を含む。織り交ぜるステップ５３４および結合させるステップ５３６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、および硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法５３０はさらに、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４に使用して、複合構造体１０４の耐衝撃性を改善するステップ５３８を含む。複合構造体１０４は、航空機の構造体１０（図１０参照）を含むことが好ましい。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図１２Ａ参照）の主要負荷経路２１２ａおよび二次負荷経路２１２ｂ（図１２Ａ参照）を介して負荷２１４（図１２Ａ参照）を誘導するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供されている。図１２Ａは、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、たとえばアクセスホール、アクセスパネル、システム普及、およびほかの設計アーチファクト等の非耐荷エリア２１０周囲の負荷２１４を誘導する複合構造体１０４の表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を示す。図１２Ａは、システム普及要素２１１を有する非耐荷エリア２１０を示す。図１２Ｂは、図１２Ａのライン１２Ｂ−１２Ｂで切り取った断面概略図である。図１２Ｂは、負荷誘導路２１５として機能する、システム普及要素２１１を有する非耐荷エリア２１０、複合構造体１０４の複合材料層１０６、および表面処理モリブデン箔層１２２を示す。複合構造体にたとえばアクセスホール、システム普及、又はほかの適切な設計アーチファクト等の非耐荷エリア２１０が必要である場合、複合構造体１０４のレイアップをパッドアップして、これらの非耐荷エリア２１０周辺の負荷２１４が流れやすいようにする必要がある。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分に高いモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分に高いモリブデン強度１２６（図４参照）とを有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が複合構造体１０４の非耐荷エリア周辺で負荷誘導路２１５（図１２Ｂ参照）において負荷２１４を誘導することができる。表面処理モリブデン箔層１２２は非常に高いモリブデン剛性１２４（図４参照）と非常に高いモリブデン強度１２６（図４参照）とを有し、複合構造体１０４の厚さをさらに増加させる必要なく、負荷２１４をそらし、アクセスホール、システム普及、および他の設計アーチファクト等の非耐荷エリア２１０を強化する。表面処理モリブデン箔層１２２により、負荷２１４が効率的で薄いカスタマイズされた負荷誘導路２１５を移動することが可能になる。効率性は、複合構造体１０４のコスト、パーツ容積、および重量に対してもっとも有利な利点を提供する。

複合構造体１０４の非耐荷エリア２１０周辺の負荷２１４を誘導する各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は複数の複合材料層１０６を含み、各複合材料層１０６は繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分なモリブデン強度１２６（図４参照）とを有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が非耐荷エリア２１０（図１２Ａ参照）周辺で負荷誘導路２１５において負荷２１４を誘導することができる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４を含む。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機の構造体１０（図１参照）に使用して、複合構造体１０４の非耐荷エリア２１０周辺の負荷２１４を誘導することが好ましい。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層１２２を使用して、複合構造体１０４（図４参照）の非耐荷エリア２１０（図１２Ａ参照）周辺の負荷２１４（図１２Ａ参照）を誘導する方法５５０が提供されている。図２７は、非耐荷エリア２１０周辺の負荷２１４を誘導する方法５５０の例示の一実施形態のフロー図である。非耐荷エリア２１０は、アクセスホール、アクセスパネル、システム普及、又はほかの適切な設計アーチファクトを含む。本方法５５０は、複数のモリブデン箔層１２２（図１２Ａ参照）の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ５５２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は別の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法５５０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２（図１２Ａ）を複数の複合材料層１０６に織り交ぜるステップ５５４を含む。モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４の非耐荷エリア２１０周辺の負荷２１４を誘導する負荷誘導路２１５（図１２Ａ〜Ｂ参照）として機能するモリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分なモリブデン強度１２６（図４参照）とを有し、これにより、モリブデン箔層１２２が複合構造体１０４の非耐荷エリア２１０周辺で負荷２１４を誘導する負荷誘導路２１５として機能することができる。

本方法５５０はさらに、接着層１３４（図４参照）を用いて各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接の複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１２Ａ参照）を形成するステップ５５６を含む。織り交ぜるステップ５５４および結合させるステップ５５６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、および硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法５５０はさらに、複合構造体１０４のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を使用して、複合構造体１０４の非耐荷エリア２１０周辺の負荷２１４を誘導するステップ５５８を含む。

本発明の別の実施形態では、複合構造体１０４（図１３参照）の硬化サイクルを改善する、例えば硬化サイクル特性を改善するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供されている。図１３は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、この図では、表面処理モリブデン箔層１２２は硬化サイクルを改善する、例えば硬化サイクル特性を改善する熱および温度コントローラ２２６として機能する。熱硬化性複合物を硬化させる際に、樹脂の硬化動力学による熱と温度の均一性および過剰な熱エネルギーを制御する能力は、重要な製造課題になりうる。図１３は、硬化エリア２２０における硬化がさらに急速な速さで進むにつれ、硬化エリア２２０に生じる過剰な熱エネルギー２２２を示す。過剰な熱エネルギー２２２は、熱エネルギーの流路２２４に沿って急速に除去されるため、熱超過のリスクが低下する。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分に高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が、複合構造体１０４（図４参照）の硬化サイクルを改善する、例えば硬化サイクル特性を改善する熱および温度コントローラ２２６として機能することが可能になる。硬化サイクル特性には、硬化サイクルの長さ、硬化サイクルの熱レベリング、硬化サイクルの温度レベリング、硬化サイクルの熱制御、硬化サイクルの温度制御、又は別の適切な硬化サイクル特性が含まれる。

高いモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）により、表面処理モリブデン箔層１２２は、熱の均一性および温度の制御又はレベリングを補助しながら構造的に良好に機能し、硬化サイクルを改善する、例えば硬化サイクル特性を改善することが可能になる。表面処理モリブデン箔層１２２はその優秀なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）により、全体的な硬化サイクルの長さと熱ロバスト性を改善し、これにより全体的な製造コストが削減される。優秀なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）により、複合構造体１０４（図４参照）の熱及び温度の制御又はレベリングが改善され、製造処理サイクルのロバスト性をより高めることができる。表面処理モリブデン箔層１２２（図１３参照）の硬化および構造的に有利な特性は、最適な結果を得るために調整される。

図１３に示すように、各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は複数の複合材料層１０６を含み、各複合材料層１０６は繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６はグラファイト／樹脂ベースの材料層を含むことが好ましい。図１３に示すように、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）及び十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が、複合構造体１０４の硬化サイクルを改善する、例えば硬化サイクル特性を改善する熱および温度コントローラ２２６として機能することが可能になる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６及び表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４（図１３参照）を含む。接着層１３４（図１３参照）は、表面処理モリブデン箔層１２２の絶縁層１６６（図１３参照）として機能する。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機の構造体１０（図１参照）に使用することが好ましい。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層１２２（図１３参照）を使用して、複合構造体１０４（図４参照）の硬化サイクルを改善する方法５１０が提供されている。図２５は、硬化サイクルを改善する方法５１０の例示の一実施形態のフロー図である。本方法５１０は、複数のモリブデン箔層１２２の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ５１２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａまたは１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は別の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法５１０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６（図１３参照）に織り交ぜるステップ５１４を含む。モリブデン箔層１２２は複合構造体１０４（図４参照）の硬化サイクルを改善する、熱および温度コントローラ２２４（図１３参照）として機能する。モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１２２の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２が、複合構造体１０４（図４参照）の硬化サイクルを改善する熱および温度コントローラ２２６（図１３参照）として機能することが可能になる。モリブデン箔層１２２は熱および温度コントローラ２２６として機能し、これにより硬化サイクルの長さ、硬化サイクルの熱レベリング、硬化サイクルの温度レベリング、硬化サイクルの熱制御、硬化サイクルの温度制御、または別の適切な硬化サイクルの特性などを含む硬化サイクルが改善される。

本方法５１０はさらに、接着層１３４（図１３参照）を用いて各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接の複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１３参照）を形成するステップ５１６を含む。織り交ぜるステップ５１４と結合させるステップ５１６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮する、固結させる、及び硬化させることのうちの一又は複数を含む。本方法５１０はさらに、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４に使用して、複合構造体１０４の硬化サイクルを改善するステップ５１８を含む。

本発明の他の実施形態では、複合構造体１０４（図１４Ａ、１４Ｃ）において主要負荷経路２３２ａおよび二次負荷経路２３２ｂ（図１４Ａ、１４Ｃ参照）を介して負荷２３４（図１４Ａ、１４Ｃ参照）を誘導し、たとえば複合構造体１０４において修繕を必要とするホール、脆弱エリア、損傷エリア、及び他のエリアなどの修繕エリア２３０（図１４Ａ、１４Ｃ参照）を強化するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００が提供されている。図１４Ａは、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、複合構造体１０４の表面処理モリブデン箔層１２２により強化されたパッチ修繕エリア２３０ａを示している。本願の目的において、パッチ修繕とは、損傷エリアに置換材料を挿入して埋める結合タイプの修繕を意味する。図１４Ｂは、図１４Ａのライン１４Ｂ−１４Ｂで切り取った概略断面図である。図１４Ｃは、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、複合パーツ１０４の表面処理モリブデン箔層１２２により強化されたスカーフ修繕エリア２３０ｂを示している。本願の目的において、スカーフ修繕とは、損傷エリアにやすりをかけて先細効果をもたらし、損傷エリアの上に置換材料を置く結合タイプの修繕を意味する。図１４Ｄは、図１４Ｃのライン１４Ｄ−１４Ｄで切り取った概略断面図である。

図１４Ａ〜１４Ｂは、表面処理モリブデン箔層１２２が、負荷２３４（図１４Ａ）を修繕エリア２３０、例えばパッチ修繕エリア２３０ａからそらして、修繕エリア２３０、例えばパッチ修繕エリア２３０ａの強化要素２３６を提供する負荷をそらす経路２３５として機能することを示す。図１４Ｃ〜１４Ｄは、表面処理モリブデン箔層１２２が負荷２３４（図１４Ｃ）を修繕エリア２３０、例えばスカーフ修繕エリア２３０ｂからそらして、修繕エリア２３０、例えばスカーフ修繕エリア２３０ｂの強化要素２３６を提供する負荷をそらす経路２３５として機能することを示す。表面処理モリブデン箔層１２２を複合構造体１０４のパーツとして使用することによって、表面処理モリブデン箔層１２２により、負荷２３４が効率的で薄くカスタマイズされた負荷をそらす経路２３５（図１４Ｂ、１４Ｄ）を移動することが可能になる。表面処理モリブデン箔層１２２の高いモリブデン強度１２６（図４参照）及び高いモリブデン剛性１２４（図４参照）により、複合構造体１０４の厚さを大幅に増加させる必要なく、さらに効率的で薄い修繕向けのより薄くカスタマイズされた負荷をそらす経路２３５が実現される。加えて、負荷２３４をそらし、パッチ修繕エリア（２３０ａ）及びスカーフ修繕エリア（２３０ｂ）等の修繕エリア２３０に強化要素２３６を供給する負荷をそらす経路２３５として機能する表面処理モリブデン箔層１２２により、複合構造体１０４がさらに効果的及び効率良く修繕され、上記複合構造体１０４を有する輸送手段の空力抵抗が減り、複合構造体１０４の外観が改善される。

修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）を強化し、修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）から負荷２３４（図１４Ａ、１４Ｃ）をそらす各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００は、複数の複合材料層１０６を含む。各複合材料層１０６は、繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。上述したように、表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）及び十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が負荷をそらす経路２３５（図１４Ｂ、１４Ｄ）として機能し、修繕エリア２３０から負荷２３４をそらし、複合構造体１０４の修繕エリア２３０に強化要素２３６を供給することが可能になる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６とモリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４を含む。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を航空機の構造体（図１参照）等の複合構造体１０４（図１４Ａ、１４Ｃ）に使用して、複合構造体１０４の修繕エリアを強化することが好ましい。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層１２２（図１４Ａ〜１４Ｄ）を使用して、複合構造体１０４の修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）を強化し、修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）から負荷２３４（図１４Ａ、１４Ｃ）をそらす方法５７０が提供されている。図２８は、修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）を強化し、修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）から負荷２３４（図１４Ａ、１４Ｃ）をそらす方法５７０の例示の一実施形態を示すフロー図である。修繕エリア２３０は、パッチ修繕エリア２３０ａ（図１４Ａ〜１４Ｂ参照）、スカーフ修繕エリア２３０ｂ（図１４Ｃ〜１４Ｄ）、ホール、脆弱エリア、損傷エリア又は別の修繕エリアを含む。

本方法５７０は、複数のモリブデン箔層１２２の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ５７２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することは、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、及び化学エッチング、又は別の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理を含む。

方法５７０はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６に織り交ぜるステップ５７４を含む。モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４の修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）を強化し、修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｄ）から負荷２３４（図１４Ａ、１４Ｃ）をそらす強化要素２３６（図１４Ａ〜１４Ｄ）及び負荷をそらす経路２３５（図１４Ａ〜１４Ｄ）として機能する。モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）及び十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２は複合構造体１０４の修繕エリア２３０を強化し、修繕エリア２３０から負荷２３４をそらすことが可能になる。

本方法５７０はさらに、接着層１３４（図４参照）を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接の複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１４Ａ〜１４Ｄ）を形成するステップ５７６を含む。織り交ぜるステップ５７４と結合させるステップ５７６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含む。本方法５７０はさらに、複合構造体１０４にモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を使用して、複合構造体１０４の修繕エリア２３０を強化し、修繕エリア２３０から負荷５３４をそらすステップ５７８を含む。

本発明の別の実施形態では、モリブデン箔層１２２（図１８参照）を使用して、複合構造体１０４の繊維がねじれたエリア２６８（図１７参照）を軽減する又は取り除くモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１８参照）が提供されている。図１７は、繊維がねじれたエリア２６８を有する複合構造体１０４の概略図である。図１７は、繊維２６２を有し、Ｔ字形で不均一な断面を有する予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０を示す。図１７はさらに、繊維２６６を有し、均一な断面を有する未硬化の複合構造体２６４等の複合構造体１０４に連結した予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０を示す。予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０が未硬化複合構造体２６４に連結しているところでは、予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０と、未硬化の複合構造体２６４との圧力差により、複合材料層１０６のシワと繊維２６６の船首波が発生し、これにより繊維がねじれたエリア２６８（図１７参照）ができる。

図１８は、本発明のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００の別の一実施形態の概略図であり、この図において、モリブデン箔層１２２は、繊維がねじれたエリア２６８（図１７参照）を軽減する又は取り除く繊維スタビライザー２７０として機能する。図１８は、繊維２６２を有し、Ｔ字形状と不均一な断面を有する予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０を示す。図１８はさらに、繊維２６６を有し、均一な断面を有する未硬化の複合構造体２６４等の複合構造体１０４に連結した予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０を示す。この実施形態では、予め硬化した又は硬化した複合構造体２６０が未硬化の複合構造体２６４に連結しているところでは、表面処理モリブデン箔層１２２（図１８参照）が未硬化の複合構造体２６４に加えられる。表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）及び十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２（図１８参照）は未硬化複合構造体２６４等の複合構造体１０４（図１８参照）の繊維のねじれ２６８（図１７参照）を軽減する又は取り除く繊維スタビライザー２７０（図１８参照）として機能し、これにより複合構造体１０４の繊維２７２を安定させることが可能になる。具体的には、モリブデン剛性１２４がさらに増すと、繊維の船首波２６６（図１７参照）が軽減し、又は取り除かれ、そして繊維がねじれたエリア２６８（図１７参照）が軽減する、又は取り除かれる。さらに、表面処理モリブデン箔層１２２が十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６（図１８参照）の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される

各モリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１８参照）は複数の複合材料層１０６（図１８参照）を含み、各複合材料層１０６は繊維強化ポリマー材料１０８（図４参照）を含む。複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層を含むことが好ましい。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６の間に織り交ぜられた一又は複数の表面処理モリブデン箔層１２２を含む。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる一又は複数の接着層１３４（図１８参照）を含む。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４に使用して、複合構造体１０４の繊維がねじれたエリア２６８を軽減する又は取り除くことができる。

別の実施形態では、モリブデン箔層１２２を使用して、複合構造体１０４の繊維のねじれを軽減する方法６００が提供されている。図２９は、繊維のねじれを軽減する方法６００の例示の一実施形態を示すフロー図である。本方法６００は、複数のモリブデン箔層１２２の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ６０２を含む。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂを処理することには、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は別の適切な表面処理を含む一又は複数の表面処理が含まれる。

本方法６００はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６に織り混ぜるステップ６０４を含む。モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４の繊維のねじれ２６８（図１７参照）を軽減する繊維スタビライザー２７０（図１８参照）として機能する。モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン剛性１２４を有し、これにより、モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０の繊維引張強度１１６および繊維剛性１１８が活用される。モリブデン箔層１２２はさらに、十分なモリブデン剛性１２４と十分なモリブデン強度１２６を有し、これによりモリブデン箔層１２２は複合構造体１０４の繊維のねじれ２６８を軽減する繊維スタビライザー２７０として機能することが可能になる。

本方法６００はさらに、接着層１３４を用いて各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接の複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図１８参照）を形成するステップ６０６を含む。織り交ぜるステップ６０４と結合させるステップ６０６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含む。本方法６００はさらに、複合構造体１０４のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を使用して、複合構造体１０４の繊維のねじれ２６８を軽減するステップ６０８を含む。

図１９は、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００（図４参照）又はモリブデン積層レイアップ１０１又は１５０（図５〜６参照）を形成する方法３００の例示の一実施形態を示すフロー図である。５−６本方法３００は、複数のモリブデン箔層１２２の、又は複数のモリブデン箔１２３（図６参照）の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ３０２を含む。モリブデン箔層１２２又はモリブデン箔１２３を表面処理して、モリブデン箔層１２２又はモリブデン箔１２３と、隣接する複合材料層１０６（図４参照）との間の結合形成を改善することが好ましい。モリブデン箔層１２２又はモリブデン箔１２３の表面１２５ａ又は１２５ｂは、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は別の適切な表面処理プロセスを含む表面処理プロセスで処理される。

本方法３００はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６に織り交ぜるステップ３０４を含む。各複合材料層１０６は、繊維強化ポリマー材料１０８（図４、５参照）を含むことが好ましい。４５複合材料層１０６は、グラファイト／樹脂ベースの材料層を含むことが好ましい。表面処理モリブデン箔層１２２は、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）と繊維剛性１１８（図４参照）を活用する。ある実施形態では、モリブデン積層レイアップ１０１（図５参照）を用いて、２以上の複合材料層１０６はそれぞれ、表面処理モリブデン箔１２３を含むカットアウト部１４４（図５参照）を有し、この実施形態において、本方法３００はさらに、モリブデン箔１２３により負荷の分布を改善するために、カットアウト部１４４の内側端部１４８（図５参照）をずらして配置して、２以上の内側端部１４８が重なるのを防止することを含む。

本方法３００はさらに、接着層１３４（図４参照）を用いて、各表面処理モリブデン箔層１２２を隣接の複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を形成するステップ３０６（図４参照）を含む。モリブデン積層レイアップ１０１（図５参照）を用いたある実施形態では、本方法３００はさらに、接着層１３４を用いて、モリブデン箔含有層１４６の各表面処理モリブデン箔１２３を隣接の複合材料層１０６に結合させて、モリブデン積層レイアップ１０１を形成することを含む。本方法３００の織り交ぜるステップ３０４及び／又は結合させるステップ３０６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２、又はモリブデン箔１２３と複合材料層１０６を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含む。例えば、固結させることおよび硬化させることは、オートクレーブ処理、真空バッグ処理、又は別の既知のプロセスを介して実行される。オートクレーブ処理には、複合材料の硬化条件、真空、圧力、加熱速度、および硬化温度の適用の制御を行うオートクレーブ圧力容器の使用が伴う。

本方法３００はさらに、航空機の構造体１０（図１参照）などの複合構造体１０４（図４参照）にモリブデン複合ハイブリッド積層品１００又はモリブデン積層レイアップ１０１又は１５０を使用するステップ３０８を含む。

別の実施形態では、本方法３００はさらに、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を複合構造体１０４に使用した後で、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００を一又は複数の電気センサ装置１６８（図１６参照）に連結させて、電流１７０（図１６参照）をモリブデン箔層１２２に流し、モリブデン箔層１２２を流れる電流１７０の流れのすべての変化を監視し、複合構造体１０４の構造健全性データ２５４（図１６参照）を取得することを含む。

詳しく上述したように、一実施形態において、本方法３００に使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が航空機の構造体１０の電気バス１６０（図１６参照）の機能を果たすことができ、この結果、航空機の構造体１０（図１参照）の重量が全体的に削減される。詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン強度１２６（図４参照）、十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）、および十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２は、落雷１８０（図１５参照）からの電流１８４（図１５参照）を航空機の構造体１０（図１参照）などの複合構造体１０４（図４参照）に消散させる航空機のキールビーム２４０（図１５参照）と電流復路２４２として機能することが可能になる。

詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００に使用される表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）及び十分なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これによりモリブデン箔層１２２が電気エネルギーの分散路１８６（図９参照）として機能し、複合構造体１０４（図４参照）の落雷１８０（図９参照）の軽減性能を上げることができる。詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は、十分なモリブデン溶融点１３２（図４参照）と十分なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２が熱伝達バリア１９８及び熱エネルギーの分散路１９６（図１０参照）として機能し、複合構造体１０４（図４参照）の耐熱衝撃性を改善することができる。

詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン熱伝導率１３０（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４（図４参照）の硬化サイクル特性を改善するなど、硬化サイクルを改善する熱および温度コントローラ２２６（図１３参照）として機能することが可能になる。詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２は複合構造体１０４（図４参照）の耐衝撃性を改善する負荷分散路２０６（図１１参照）として機能することが可能になる。

詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分なモリブデン強度１２６（図４参照）を有し、これにより、モリブデン箔層１２２は、複合構造体１０４（図１２Ａ〜１２Ｂ）の非耐荷エリア２１０（図１２Ａ〜１２Ｂ）周辺の負荷２１４（図１２Ａ〜１２Ｂ）を誘導する負荷誘導路２１５（図１２Ａ〜１２Ｂ）として機能することが可能になる。詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分なモリブデン強度１２６（図４参照）とを有し、これにより、モリブデン箔層１２２は複合構造体１０４（図１４Ａ〜１４Ｂ）の修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｂ）を強化し、修繕エリア２３０（図１４Ａ〜１４Ｂ）から負荷２３４（図１４Ａ）をそらす強化要素２３６（図１４Ａ〜１４Ｂ）及び負荷をそらす経路２３５（図１４Ａ〜１４Ｂ）として機能することが可能になる。詳しく上述したように、別の実施形態では、本方法３００で使用される表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）と十分なモリブデン強度１２６（図４参照）とを有し、これにより、モリブデン箔層１２２は、硬化した複合構造体２６２（図１８参照）及び未硬化の複合構造体２６４（図１８参照）の間の繊維スタビライザー２７０（図１８参照）として機能することが可能になる。

本方法３００は、本明細書に開示するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００又はモリブデン積層レイアップ１０１を形成することの一実施形態である。しかしながら、モリブデン複合ハイブリッド積層品１００又はモリブデン積層レイアップ１０１は、任意の数の方法によって作製される。熱可塑性複合物の場合、積層品は熱可塑性アプリケーションヘッドを用いて、熱可塑性樹脂の予め含浸させた繊維テープ（プリプレグ）の長い連続的なストリップを連続的に箔の処理済の外面に直接置いて準備することが好ましい。テープストリップを熱および圧力の印加によって固結させながらテープストリップを隣同士に置くことにより、平行に配向している繊維を有する連続的な複合プライが作製される。その後、積層品の特性要件により、複合物の別の単一のプライ又は複数のプライを第１のプライの上に置く。単一のプライ又は複数のプライにより複合物の層ができあがる。次に、箔の層を固結させた複合層の上に広げて、複合物に結合させる、たとえば熱融合させる。その後、上述したように、単一のプライ又は複数のプライを置くことによって、金属箔の上に次の有機複合物の層が形成される。最後に、所定の数の金属箔および有機高分子基質の層を置いた後で、金属箔の外層が適用される。箔の外層により、下層のハイブリッド積層品の有機複合物が環境および流体による攻撃から保護される。代替製作方法も有用である。例えば、ハイブリッド積層品のすべての層をオートクレーブ又はプレスにおいて層を予め融合させずに積み重ね、その後に熱及び圧力下で単一の積層品に融合させる。

図２０は、モリブデン箔層１２２（図４参照）を使用して、複合構造体１０４（図４参照）、例えば航空機の構造体１０（図１参照）の構造健全性を監視する方法４００の別の例示の一実施形態を示すフロー図である。本方法４００は、複数のモリブデン箔層１２２の各表面１２５ａ又は１２５ｂ（図６参照）を処理するステップ４０２を含む。モリブデン箔層１２２は、モリブデン箔層１２２と隣接する複合材料層１０６（図４参照）との間の結合形成を向上させるために表面処理される。モリブデン箔層１２２の表面１２５ａ又は１２５ｂは、ゾルゲル表面処理、水性ゾルゲル塗料、グリットブラスト、サンディング、サンドブラスト、溶剤ワイピング、研磨、レーザーアブレーション、化学洗浄、化学エッチング、又は別の適切な表面処理プロセスからなる表面処理プロセスで処理される。

本方法３００はさらに、表面処理モリブデン箔層１２２を複数の複合材料層１０６に織り交ぜるステップ４０４を含む。各複合材料層１０６が、繊維強化ポリマー材料１０８（図４、５参照）を含むことが好ましい。４５表面処理モリブデン箔層１２２は十分なモリブデン剛性１２４（図４参照）を有し、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層１０６の軸外繊維１１０（図４参照）の繊維引張強度１１６（図４参照）および繊維剛性１１８（図４参照）が活用される。表面処理モリブデン箔層１２２は互いに分離しており、十分なモリブデン導電率１２８（図４参照）を有していることが好ましく、これにより、表面処理モリブデン箔層１２２が電気バス１６０（図１６参照）として機能することが可能になる。モリブデン複合ハイブリッド積層品１００はさらに、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層の間に配置され、複合材料層１０６と表面処理モリブデン箔層１２２の隣接する層を結合させる複数の接着層１３４を含む。

本方法４００はさらに、接着層１３４（図１６参照）を用いて、表面処理モリブデン箔層１２２をそれぞれ隣接する複合材料層１０６に結合させて、改善された降伏強度１０２（図４参照）を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品１００を形成するステップ４０６を含む。本方法４００の織り交ぜるステップ４０４及び／又は結合させるステップ４０６はさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層１２２と複合材料層１０６を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一または複数を含む。例えば、固結させること、および硬化させることは、オートクレーブ処理又は別の既知のプロセスを介して実施される。

本方法４００はさらに、一又は複数のモリブデン複合ハイブリッド積層品１００に一又は複数の電気センサ装置１６８（図１６参照）を連結させるステップ４０８を含む。本方法４００はさらに、一又は複数の電気センサ装置１６８で、表面処理モリブデン箔層１２２に電流１７０（図１６参照）を流すステップ４１０を含む。本方法４００はさらに、一又は複数の電気センサ装置１６８で、表面処理モリブデン箔層１２２を通る電流の流れ１７２（図１６参照）のすべての変化を監視するステップ４１２を含む。本方法４００はさらに、一又は複数の電気センサ装置１６８からの一又は複数の信号２５２（図１６参照）を介して、複合構造体１０４の構造健全性データ２５４（図１６参照）を取得するステップ４１４を含む。構造健全性データ２５４は、落雷の検出、構造欠陥の始まり、構造欠陥の伝搬、潜在的な損耗、実際の損耗、および完全なまたは部分的な電流遮断を通して検出された構造健全性データ、又は別の適切な構造健全性データの内の一または複数を含む。

上述の説明及び関連する図面に示した教示の利点を有するこのような発明に関連する当業者であれば、本発明の多数の変形例および他の実施形態が想起されよう。本明細書に記載した実施形態は、例示することを意図したものであって、限定的又は網羅的であることを意図していない。ここでは特定の用語が使用されるが、それらは、一般的及び説明的な意味でのみ使用されており、限定を目的とするものではない。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
モリブデン複合ハイブリッド積層品であって、
複数の複合材料層と、
複合材料層の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層と、
前記複合材料層と前記モリブデン箔層の隣接する層の間に配置され、前記複合材料層と前記モリブデン箔層の隣接する層を結合させる複数の接着層
とを含む、積層品。
（態様２）
前記複合材料層は繊維強化ポリマー材料を含む、態様１に記載の積層品。
（態様３）
前記表面処理モリブデン箔層は十分な剛性を有し、これにより、モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用される、態様１に記載の積層品。
（態様４）
前記積層品が複合構造体に使用され、前記複合構造体の降伏強度が改善される、態様１に記載の積層品。
（態様５）
前記複合構造体は航空機の複合構造体を含み、前記モリブデン箔層は十分な強度、十分な剛性、及び十分な導電率を有し、これにより、前記モリブデン箔層が、落雷からの電流を前記航空機の複合構造体に消散させる航空機のキールビームと電流復路として機能することが可能になる、態様４に記載の積層品。
（態様６）
前記モリブデン箔層は、モリブデン箔層と隣接する複合材料層との間の結合形成を改善するために、表面処理される、態様１に記載の積層品。
（態様７）
２以上の複合材料層はそれぞれ、表面処理モリブデン箔のカットアウト部を有し、カットアウト部は２以上の内側端部の重なりを防止するためにずらして配置された内側端部を有し、これにより負荷の分布が改善される、態様１に記載の積層品。
（態様８）
前記モリブデン箔層は十分な導電率を有し、これにより、前記モリブデン箔層は航空機の複合構造体の電気バスとして機能することが可能になる、態様１に記載の積層品。
（態様９）
前記積層品が、前記モリブデン箔層に電流を流し、前記モリブデン箔層を通る前記電流の流れのすべての変化を監視して、前記複合構造体の構造健全性データを取得する一又は複数の電気センサ装置に連結される、態様１に記載の積層品。
（態様１０）
前記モリブデン箔層は十分な導電率と十分な熱伝導率を有し、これにより、前記モリブデン箔層は複合構造体の稲妻軽減機能を改善する電気エネルギー分散路として機能することが可能になる、態様１に記載の積層品。
（態様１１）
前記モリブデン箔層は十分な熱伝導率を有し、これにより、前記モリブデン箔層が複合構造体の硬化サイクルを改善する熱及び温度コントローラとして機能することが可能になる、態様１に記載の積層品。
（態様１２）
モリブデン複合ハイブリッド積層品を形成する方法であって、
複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、
前記表面処理モリブデン箔層を複数の複合材料層に織り交ぜることと、
接着層を用いて、前記表面処理モリブデン箔層をそれぞれ隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成すること
を含む方法。
（態様１３）
前記モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用することをさらに含む、態様１２に記載の方法。
（態様１４）
複合構造体に前記積層品を使用した後で、前記積層品を一又は複数の電気センサ装置に連結させて、前記モリブデン箔層に電流を流し、前記モリブデン箔層を通る電流の流れのすべての変化を監視して、前記複合構造体の構造健全性データを取得することをさらに含む、態様１３に記載の方法。
（態様１５）
前記織り交ぜることと結合させることはさらに、織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの内の一又は複数を含む、態様１２に記載の方法。

Claims (14)

1. モリブデン複合ハイブリッド積層品であって、
   各複合材料層が繊維強化ポリマー材料を含む複数の複合材料層と、
   複合材料層の間に織り交ぜられた複数の表面処理モリブデン箔層と、
   前記複合材料層と前記モリブデン箔層の隣接する層の間に配置され、前記複合材料層と前記モリブデン箔層の隣接する層を結合させる複数の接着層と、
   を含む、積層品。
2. 前記表面処理モリブデン箔層は十分な剛性を有し、これにより、前記モリブデン箔層のポアソン効果を通して、隣接する複合材料層の軸外繊維の繊維引張強度および繊維剛性が活用される、請求項１に記載の積層品。
3. 前記積層品が複合構造体に使用され、前記複合構造体の降伏強度が改善される、請求項１から２の何れか一項に記載の積層品。
4. 前記複合構造体は航空機の複合構造体を含み、前記モリブデン箔層は、前記モリブデン箔層を落雷からの電流を前記航空機の複合構造体に消散させる航空機キールビームと電流復路として機能させるのに十分な強度、十分な剛性、及び十分な導電率を有する、請求項３に記載の積層品。
5. 前記モリブデン箔層は、前記モリブデン箔層と隣接する複合材料層との間の結合形成を改善するために、表面処理される、請求項１から４の何れか一項に記載の積層品。
6. ２以上の前記複合材料層はそれぞれ、前記表面処理モリブデン箔層のカットアウト部を有し、前記カットアウト部は、負荷の分布を改善するために、２以上の内側端部の重なりを防止するようずらして配置された内側端部を有する、請求項１から５の何れか一項に記載の積層品。
7. 前記モリブデン箔層は、前記モリブデン箔層を航空機の複合構造体の電気バスとして機能させるのに十分な導電率を有する、請求項１から６の何れか一項に記載の積層品。
8. 前記積層品が、前記モリブデン箔層に電流を流し、前記モリブデン箔層を通る前記電流の流れの変化を監視して複合構造体の構造健全性データを取得する一又は複数の電気センサ装置に連結される、請求項１から７の何れか一項に記載の積層品。
9. 前記モリブデン箔層は、前記モリブデン箔層を複合構造体の稲妻減衰量を改善する電気エネルギー分散路として機能させるのに十分な導電率と十分な熱伝導率を有する、請求項１から８の何れか一項に記載の積層品。
10. 前記モリブデン箔層は、前記モリブデン箔層を複合構造体の硬化サイクルを改善する熱及び温度コントローラとして機能させるのに十分な熱伝導率を有する、請求項１から９の何れか一項に記載の積層品。
11. モリブデン複合ハイブリッド積層品を形成する方法であって、
    複数のモリブデン箔層の各表面を処理することと、
    前記表面処理モリブデン箔層を、各複合材料層が繊維強化ポリマー材料を含む複数の複合材料層に織り交ぜることと、
    接着層を用いて、前記表面処理モリブデン箔層をそれぞれ隣接する複合材料層に結合させて、改善された降伏強度を有するモリブデン複合ハイブリッド積層品を形成することと、
    を含む方法。
12. 前記モリブデン複合ハイブリッド積層品を複合構造体に使用することをさらに含む、請求項１１に記載の方法。
13. 複合構造体に前記積層品を使用した後で、前記積層品を一又は複数の電気センサ装置に連結させて、前記モリブデン箔層に電流を流し、前記モリブデン箔層を通る電流の流れの変化を監視して、前記複合構造体の構造健全性データを取得することをさらに含む、請求項１２に記載の方法。
14. 前記織り交ぜることと結合させることはさらに、前記織り交ぜられた表面処理モリブデン箔層と前記複合材料層を圧縮すること、固結させること、および硬化させることの一又は複数を含む、請求項１１または１２に記載の方法。

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