JP6329160B2 - 厚い熱可塑性複合構造を成形するための方法及び装置 - Google Patents

Description

開示される実施態様は、広く、複合積層体の製作に関し、より具体的には、厚い熱可塑性複合構造を成形するための方法及び装置を扱う。

繊維強化熱可塑性積層体は、プリプレグ層の積み重ねに取りまとめること、及び層の積み重ねを最終部品に固結することにより製作され得る。固結は、層をそれらの溶融温度まで加熱し、層の積み重ねを、従来の圧縮成形、連続圧縮成形、又は他の技術を使用して、望ましい部品の形状に成形することにより達成される。成形中、互いに関連する層の滑り性は、層の積み重ねが形状を変化させて、金型の幾何学的な形状に一致させることを可能にする。比較的少ないプリプレグ層を備える薄い熱可塑性積層体は、ある程度熱可塑性物質を溶かすために必要とされる熱が比較的速く積層体の厚さ全体に移動するので、連続圧縮成形を用いて困難なく製作され得る。

しかし、比較的厚い熱可塑性複合積層体、殊に、複雑な幾何学的形状を有する熱可塑性積層体が製作される場合、問題が生じる。固結中及び成形中に熱可塑性樹脂が溶解する場合、固結のために必要とされる過剰な材料の動きは、強化繊維を移動させ、面内及び面外の両方に歪ませる。

厚い熱可塑性複合積層体を形成することにおける別の問題は、層の積み重ねの中に多くの数の層が存在することに対する必要性に起因する過剰な材料の容積により引き起こされる。とりわけ厚い層の積み重ねは、固結され成形されることが困難又は不可能となり得る。材料の容積は、金型で調整することにより部分的に構成され得るが、それにもかかわらず、成形中に層の積み重ねを十分に固結することは困難となり得る。過剰な材料の容積のために厚い層の積み重ねを十分に固結できないことは、最終部品の中に多くの小さな孔及び内部の空洞をもたらし得る。

従って、最終部品の中における、皺、多くの小さな孔、及び内部の空洞を低減するために、成形の前に、熱可塑性層の積み重ねの容積を低減し、部分的に固結する厚い熱可塑性複合積層体を製作するための方法及び装置に対する必要性がある。上述のように、層の積み重ねが最終形状へと成形される際に、繊維の歪を低減又は除去する方法及び装置に対する必要性もある。

開示される実施態様は、比較的厚い及び／又は複雑な幾何学的形状を有する熱可塑性複合積層体の部品を成形するための方法及び装置を提供する。取りまとめられていない層の積み重ね中の材料の容積は、十分な固結及び成形の前に実質的に低減され、それにより、部品を固結及び成形するために使用される工具中の材料の容積を占める必要性が低減される。方法は、熱可塑性樹脂を軟らかくするために十分に高い温度であるが、その融点未満の温度で実施される材料の容積を低減する技術を採用する。この容積の低減は、十分な固結及び成形のための準備において溶融温度まで加熱される前に、実質的にそれらの表面領域全体にわたる対面の接触において、互いに層が固着する層の積み重ねの部分的な固結をもたらす。この材料の容積の低減及び部分的な固結の結果として、材料の動きにより引き起こされる繊維の歪は実質的に低減され、多くの小さい孔及び内部の空洞のみならず、皺が低減されるか又は除去され、それらの全ては部品の改良された品質をもたらす。その上、方法及び装置は、従来可能であったものよりも厚い熱可塑性複合積層体の製作を可能にし得る。装置は、層の積み重ねが固結され、最終部品の形状に成形される前に、層の積み重ねの容積を低減し、予備固結するための予備固結領域を組み込んだ連続圧縮成形（ＣＣＭ）機を含む。

１つの開示される実施態様によれば、厚い熱可塑性複合部品を作るための方法が提供される。方法は、複数の熱可塑性複合層を含む層の積み重ねに取りまとめること、及び熱可塑性物質の融点未満の温度まで層の積み重ねの中の層を加熱することにより層を軟らかくし、層の積み重ねを圧縮することを含み、層の積み重ねを予備固結することを含む。方法は、層の積み重ねを少なくとも熱可塑性物質の溶融温度まで加熱することを含み、予備固結された層の積み重ねを固結することを更に含む。軟らかくされた層のイ積み重ねを圧縮することは、層の積み重ねの容積を低減するために十分な圧力を層に対して適用することを含み、２つの工具の間に層の積み重ねを配置すること、及び工具を一緒に押しつけるも含む。軟らかくされた層の積み重ねを圧縮することは、連続圧縮成型機中で実施される。予備固結された層の積み重ねを固結することは、層の積み重ねを圧縮することにより実施される。方法は、層の積み重ねが固結されている際に、層の積み重ねを望ましい形状に成形することを更に含む。層の積み重ねを望ましい形状に成形することは、連続圧縮成型機中でも実施され得る。

別の開示される実施態様によれば、方法は、厚い熱可塑性複合部品を成形するために提供される。方法は、複数の熱可塑性複合層を互いの上端に置くことにより層の積み重ねに取りまとめること、及びパラメーターの第１のセットを使用して層の積み重ねを予備固結することを含み、パラメーターの第１のセットは、予め選択した第１の温度、予め選択した第１の圧力、及び予め選択した第１の継続時間を含む。方法は、パラメーターの第２のセットを使用して予備固結された層の積み重ねを固結することも含み、パラメーターの第２のセットは、予め選択した第２の温度、予め選択した第２の圧力、及び予め選択した第２の継続時間を含む。層の積み重ねに取りまとめることは、複数の熱可塑性複合層を連続圧縮成型機中へ連続的に供給することにより実施される。予め選択した第１の温度は、層を軟らかくするために十分な温度であるが、熱可塑性物質の融点未満である。予め選択した第１の圧力は、層の積み重ねの容積を低減するために十分である。予め選択した第１の継続時間は、層の積み重ね中の層が予め選択した第１の温度で軟らかくなることを可能にし、予め選択した第１の圧力において層の積み重ねの容積の低減を可能にするために十分である。予め選択した第２の温度は、層の積み重ね中の熱可塑性層の溶融をもたらすために十分に高く、予め選択した第２の圧力は、層の積み重ねを十分に固結するために十分に高い。

別の開示される実施態様によれば、熱可塑性複合部品を連続的に圧縮成形するための方法が提供される。方法は、複数の熱可塑性プリプレグ層を含む層の積み重ねに取りまとめること、及び層をそれらの融点未満の温度まで加熱し、層の積み重ねを圧縮することにより層の積み重ねの容積を低減させることを含む。方法は、層を少なくともそれらの融点まで加熱し、更に、層を十分に固結するために層の積み重ねを圧縮することを含み、容積が低減された層の積み重ねを望ましい部品形状に成形することを更に含む。層の積み重ねを圧縮することは、層の積み重ねを一組の工具の間に置くこと、及び層の積み重ねに圧縮圧力を加えるために工具を使用することにより実施される。層の積み重ねの容積を低減すること、及び層の積み重ねを成形することは、連続圧縮成型機中で実施され得る。

更に別の開示される実施態様によれば、装置は、厚い熱可塑性複合部品の圧縮成形のために提供される。装置は、予備固結領域及び固結領域を含む。予備固結領域は、熱可塑性層の積み重ねを受け入れ、層の積み重ねを加熱するための加熱器、及び層の積み重ねを圧縮するための予備固結の工具を含む。固結領域は、予備固結された層の積み重ねを固結し、それを部品の形状に成形するための固結の工具を含む。装置は、層の積み重ねが予備固結された後に、層の積み重ねを予備成形するための予備成形領域を更に含み得る。装置は、連続的、段階的に層の積み重ねを予備固結領域を通して移動させ、固結領域を通して移動させるための振動駆動機構も含み得る。

例示的な実施態様の特徴と考えられる新規な特性は、添付の特許請求の範囲において説明される。しかし、例示的な実施態様と、好ましい使用態様、更にその目的と利点は、添付図面を参照して本開示の例示的な実施態様の以下の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。

開示される方法及び装置により製作された厚い熱可塑性複合部品の斜視図である。 厚い熱可塑性複合積層体の部品を製作するための方法のステップを広く示しているフローチャートである。 工具上に置かれた熱可塑性複合層の積み重ねの断面図である。 図３に類似するが、予備固結サイクルのための準備において層の積み重ね上に置かれた工具を示している図である。 図４に類似するが、層を軟らかくする温度まで加熱される一方で、部分的に層の積み重ねを固結するために工具中で圧縮された層の積み重ねを示している図である。 開示される方法を実施するために使用される連続圧縮成形装置の線図である。 予備固結及び材料の容積の低減を用いる連続圧縮成形の方法のステップを示しているフローチャートである。 例示的な航空機の生産及び保守方法を示すフローチャートである。 航空機の例示的なブロック図である。

先ず図１を参照すると、開示される実施態様は、比較的厚い熱可塑性複合（ＴＣＰ）部品１０を成形する方法に関する。例示された実施例中において、ＴＣＰ部品１０は、一般に開いた内装１６を成形する内側に曲がったフランジ１４を有し、一般にＵ形状の断面１２を有する実質的に直線的に引き伸ばされた構造部材である。しかし、開示された方法は、湾曲、若しくは曲線、及び／又はそれらの長さに沿って変化する厚さのみならず、様々な他の断面形状を有するＴＣＰ構造部材を成形するために採用され得る。ＴＣＰ部品１０は、例えば、非限定的に、ポリエーテルエーテルケトン（「ＰＥＥＫ」）、ポリエーテルケトンケトン（「ＰＥＫＫ」）、ポリスルホン（「ＰＰＳ」）、ポリエーテルイミド（「ＰＥＩ」）等の適切な熱可塑性ポリマー樹脂マトリックスを含む（図示せず）プリプレグ層の積み重ねから成形される積層体を備え得、ガラス（ｓタイプ又はｅタイプ）又は（図示せず）炭素繊維等の、繊維成分を用いて強化され得る。各層の範囲内の強化繊維は、特定の用途に応じて、一方向又は不均一な配置に向けられ得る。各層の中で利用されるポリマーマトリックスのタイプのみならず、ポリマーマトリックスの範囲内の繊維の相対的なタイプ、厚さ、量は、コスト並びに部品１０の最終的に望ましい物理的及び機械的特性を含む数多くの要素に基づいて広く変化し得る。複合部品１０は、単一の層の積み重ねとして成形されることが困難になり得る、比較的多くの数の層の積層を必要とする厚さ「ｔ」を有する。

今度は図２から図５を参照すると、図１中で示されるＴＣＰ部品１０は、図２中で示されるステップ１７において開始される方法により製作され得、ここで、図３の中において示されるＴＣＰ層の積み重ね１６は、適切な工具２０の他の表面上に取りまとめられる。層の積み重ね１６は、手、又は（図示せず）自動化された材料配置装備のいずれかにより、互いの上端に置かれ得る複数の熱可塑性プリプレグ層１８を備える。図３中で示されるように、層の積み重ね１６中の層１８は、それらのプリプレグ状態にある層１８中の起伏又は他の不規則性のために、互いに対して完全に平坦に置かれない可能性があり、それは、層１８のうち少なくともいくつかの間に皺、及び／又は空洞若しくは隙間２２をもたらす。

工具２０上に置かれた層の積み重ね１６は、図２中で示される方法の次のステップ１９が実施され、ステップ１９は、層の積み重ね１６を予め選択した長さの時間において熱及び圧力に晒すことにより、層の積み重ね１６を予備固結し、層の積み重ね１６の容積を低減することをもたらすことを含む。図４を参照すると、予備固結のステップ１９のための準備において、第２の工具２４が層の積み重ね１６上に配置され得、層の積み重ね１６に対して圧力で押しつけられ得る。図４中で示される工具２０、２４は、（図示せず）従来の圧縮機中に設置される圧盤のような工具を備え得る。工具２０、２４は、層の積み重ね１６の予備固結を実施するように特別に構成され得るが、代替的に、工具２０、２４は、成形される特定の部品１０の最終形状に層の積み重ねを成形するために後に使用される工具を備え得る。例えば、工具２０、２４は、層の積み重ね１６を部品１０の最終形状へと成形するために必要とされる湾曲、曲線、及び他の表面の特徴を有する合致した成形型を備え得る。

図５は、予め選択した量の圧力又は力２６を使用して層の積み重ね１６を圧縮するために、下側の工具２０に対して押しつけられた圧力２６の上側の工具２０を示している。圧力が層の積み重ね１６に対して加えられる際に、層の積み重ね１６は、予め選択した温度３０まで加熱される。加熱は、加熱された工具２０、２４を使用して接触加熱により実施され得るか、又はオーブンの内部で予備固結サイクルを実施することにより達成され得る。予備固結サイクル中、層の積み重ね１６に必要な圧力を適用するために、例えば、非限定的に、真空バッグ及び／又はオートクレーブ処理等の他のプロセスが使用され得る。層の積み重ね１６の容積の低減をもたらす予備固結サイクル中、層の積み重ね１６は、層１８が軟らかくなり、直ちに曲げられるが、層１８中の熱可塑性樹脂が溶解し流れ始める温度未満の「予備固結温度」まで加熱される。層１８を軟らかくすることは、予備固結温度に到達すると、層１８が圧力２６の下で平らにされ、実質的に層１８の間の空洞２２に対する任意の隙間を除去し（図３参照）、実質的に層１８の全体の領域にわたり、互いとの対面の接触において、層１８が緊密に詰め込まれるように層１８を部分的に固結する。

圧力２６、予備固結温度、及びドウェル時間（層の積み重ね１６が固結温度に晒される時間）は、予め選択され、強化繊維のタイプ及びサイズと同様に使用される部品の厚さ、部品の幾何学的形状、熱可塑性材料のタイプを含む用途により変動する。３５０℃の溶融温度を有する６０層の炭素繊維プリプレグ熱可塑性物質層を含む層の積み重ね１６が取りまとめられる１つの典型的な用途において、満足できる予備固結及び材料の容積の低減は、３３０℃の予備固結温度、５バールの圧力、及び近似的に８０秒のドウェル時間を用いて達成される。一般に、ドウェル時間は、熱が層の積み重ね１６の中の層１８の全てに伝えられ、層１８を予備固結温度にするために十分な時間でなければならない。この実施例中の部品は、３７５℃の温度で成形された。このような実施例は、単に例示的なものであり、かつ限定的であると解釈されてはならないことが、ここで記述されるべきである。

上述の予備固結サイクルに続いて、層の積み重ね１６は、図２中でステップ２１において示されるように、その後に成形され十分に固結されるまで、予備固結されたままである。層の積み重ね１６は、層１８が互いに固着しそれらの形状を維持する原因となるので、予備固結サイクルの間に適用される熱及び圧力の組み合わせが予備固結されたままである。更に、互いに対する層１８の固着は、続く固結及び成形のプロセス中における過剰な材料の動作を低減し、それにより、実質的に、過剰な層材料の動作によりもたらされる面内及び面外の繊維の歪を除去する。

上述の開示された方法は、図６中で示されるＣＣＭ機３２を使用する連続圧縮成形（ＣＣＭ）プロセスの部分として実施され得る。ＣＣＭ機３２は、広く予備固結領域４２、予備成形領域４４、及び固結工程４８を含み得る。複合材料の複数の層３４、３６は、（図示せず）連続ロールから、又は上述した層の積み重ね１６等のプレカットＴＣＰブランクの（図示せず）連結された積み重ねの形状のいずれかにより供給される。ＴＰＣ材料の層３４、３６は、マンドレル３８を成形するシート部材に沿って予備固結領域４２へ供給される。ガイド４０又は他の工具の構成部分は、層３４、３６を予備固結領域４２へ予備調整及び導くために使用され得る。

予備固結領域４２は、適切な工具４５を含んでもよく、それは上述した工具２０、２４と類似してもよく、それらは層３４、３６の予備固結及び容積の低減をもたらす予備固結サイクルの間に層３４、３６を一緒に圧縮するように機能する。予備固結領域４２は、層３４、３６を予備固結温度まで加熱するために使用される加熱器４７も含み得る。加熱器４７は、予備固結の工具４５が含まれるオーブンを備えてもよく、又は層３４、３６が工具４５により圧縮される一方、層３４、３６の接触加熱を提供するために工具４５を加熱する装置であってもよい。いくつかの実施態様において、予備固結領域４２を予備成形領域４４と組み合わせることが可能であり得、この場合において、層３４、３６を予備成形するために使用される工具は、それらが固結工程４８において溶融温度まで加熱される前に、層を予備固結するためにも使用される。

ガイド４０は、（図示せず）任意の充填材料を予備成形領域４４中へ予備調整し、導くために使用され得るのみならず、予備固結された層の積み重ねをマンドレル３８に沿って予備調整し、導くためにも使用され得る。予備成形された層３４、３６及びマンドレル３８は、予備成形領域４４における予備成形工程を容易にするために、層の材料の温度を高めるように（図示せず）オーブンを通過され得る。例えば、フランジ部１４（図１参照）等の様々な特徴は、ローラー４０又は他の成形工具により層３４、３６に加えられる圧力を用いて、予備成形領域４４中で予備成形され得る。

予備成形部品４６は、最終部品の一般的形状を有し、予備成形領域４４を出て、固結工程４８へと移動する。固結工程４８は、標準化された成形型により係合される滑らかな外側の表面、及び工具で成形された特徴を有する内側の表面を有する（図示せず）工具部材と個別に一致させられる５５で一般的に表示される複数の標準化された成形型を含む。これらの工具で成形された特徴は、固結プロセス中に予備成形部分４６に対して与えられる。標準化された成形型５５の間と工具部材の外側表面の間の表面の共通性は、部品に特有の合致した成形型の必要性を除去する。

固結工程４８は、連続的、段階的に、固結工程４８の範囲内で、予備成形領域４４から離れるように、予備成形された部品４６を前方に移動させる振動駆動機構６０を含む。予備成形された部品４６が前方に移動する際、予備成形された部品４６は、先ず、予備成形された部品４６を、層３４、３６の中のマトリックス樹脂のポリマー構成要素の自由な流れを可能にする温度まで加熱する加熱領域５２へ入る。

次に、予備成形された部品４６は、前方へ移動し、圧縮領域又は工程５４へ入り、ここで、標準化された成形型５５は、十分な所定の圧力で、まとめて又は個別に下げられ、様々な層３４、３６を望ましい形状及び厚さに圧縮及び固結される（すなわち、マトリックス樹脂の自由な流れを可能にする）。成形型５５は開いているので、予備成形された部品４６は、固結工程４８の範囲内で段階的に進められ、続いて、成形型５５は再び閉じられ、部品４６の連続するセクションが種々の温度領域の範囲内で圧縮されることをもたらし、それにより積層体の層を圧縮されたセクション中で固結する。このプロセスは、部品４６が固結工程４８を通して段階的に進められるので、成形型５５の各温度領域に対して繰り返される。

その後、十分に成形され圧縮された（固結された）部品４６は、圧縮領域５４から分離された冷却領域に入り、ここで、温度は、層３４、３６中のマトリックス樹脂が自由に流動する温度に下げられ、それにより、溶融し又は固結された部品４６がその最終的な圧縮形状まで硬化されることをもたらす。その後、固結され、冷却された部品５８は、固結工程４８を出て、ここで、マンドレル３８がローラー６２に巻き上げられる。最終的に成形された部品６４は、ＣＣＭ機３２の端部で取り除かれる。

図７は、十分に固結され成形される前に、層の積み重ね１６の予備固結及び容積の低減を含む上述のＣＣＭ機３２を使用してＴＰＣ積層体の部品１０を成形するステップを広く示す。ステップ６６で開始し、ＴＰＣ層の積み重ね１６が、層を予備積層し、それらを積み重ねとしてＣＣＭ機３２中へ供給するか、又は上述のように、層を機械３２の中に個別に供給するかのいずれかにより、取りまとめられる。ステップ６８において、層の積み重ね１６中の層１８は、それらを軟らかくするが、熱可塑性樹脂の融点未満の温度まで加熱される。層１８を軟らかくすることは、予備固結領域４２中で実施される（図６参照）。

ステップ７０において、層の積み重ね１６は、予備固結領域４２中で圧縮され、層の積み重ね１６の予備固結、及び層材料の容積の低減をもたらす。ステップ７２において、軟らかくされた層の積み重ね１６は、予備成形領域４４中で予備成形され、続いて、予備成形された層の積み重ね１６が、ステップ７４で示されるように樹脂の溶融温度まで加熱される。ステップ７６において、加熱された層の積み重ね１６は、固結工程４８で、固結され、望ましい部品形状に成形される。上述のように、この固結及び成形のプロセスは、加熱された層の積み重ねを、層の積み重ね１６を望ましい部品形状に圧縮し連続成形する合致した成形型を通過することにより実施され得る。ステップ７８において、成形され固結された部品は冷却される。ステップ８０で示されるように、部品が振動駆動機構６０（図６参照）により徐々に引き寄せられる方法で、予備固結領域４２、予備成形領域４４、及び固結工程４８を漸次的に通過するように、部品は徐々に前進させられる。

ＣＣＭプロセスは、例示の目的で上述されたが、予備固結及び容積の低減の開示された方法を、例えば、非限定的に、引き抜き成形及びロール成形等の他のタイプの成形プロセスと組み合わせることも可能であることは、ここで記述されるべきである。

本開示の実施態様は、例えば、航空宇宙、船舶、及び自動車の用途、並びに複合部品のオートクレーブ硬化が使用され得る他の用途を含み、特に輸送産業の分野において、様々な潜在的用途において使用される可能性がある。それ故、今度は図８及び図９を参照すると、本開示の実施態様は、図８において示される航空機の製造及び保守方法８２、及び図９において示される航空機８４の文脈の中で使用され得る。例えば、非限定的に、本開示の実施態様の航空機の用途は、非限定的に２、３例挙げると、ビーム、スパー、及びストリンガーなどの補強部材の製作を含み得る。製造前の段階では、例示的な方法８２は、航空機７４の仕様及び設計８６、並びに材料調達８８を含み得る。製造段階では、航空機８４の構成要素及びサブアセンブリの製造９０とシステムインテグレーション９２とが行われる。その後、航空機８４は認可及び納品９６を経て運航９６される。顧客により運航される間に、航空機８４は、改造、再構成、改修なども含み得る定期的な整備及び保守９８に対してスケジューリングされる。

方法８２の工程の各々は、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）により実施され得る。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、いかなる数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含んでもよく、第三者は、限定しないが、いかなる数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含んでもよく、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ってもよい。

図９に示されるように、例示的な方法８２により生産された航空機８４は、複数のシステム１０２及び内装１０４を有する機体１００を含む。高レベルのシステム１０２の例には、推進システム１０６、電気システム１０８、油圧システム１１０、及び環境システム１１２のうちの１以上が含まれる。いかなる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、本開示の原理は、船舶及び自動車産業等の他の産業にも適用し得る。

本明細書に具現化されたシステムと方法は、生産及び保守方法８２のいかなる１以上の段階で採用され得る。例えば、生産工程９０に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機８４の運航中に生産される構成要素又はサブアセンブリに類似の方法で製作又は製造され得る。また、１以上の装置の実施態様、方法の実施態様、又はそれらの組み合わせは、例えば、航空機の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機８４のコストを削減することにより、製造段階９０及び９２において利用されることができる。同様に、１以上の装置の実施態様、方法の実施態様、又はそれらの組み合わせを、航空機８４の運航中に、例えば整備及び保守９８だがそれだけに限定されない用途に、利用し得る。

種々の例示的な実施態様の説明が、例示及び説明の目的で提示されてきており、それは開示された形態の中の実施態様に対して包括的又は限定的であることを意図していない。当業者にとって、多くの修正及び変形が自明のものであろう。更に、種々の例示的な実施態様は、他の例示的な実施態様と比較して異なる利点を提供し得る。実施態様又は選択された複数の実施態様は、実施態様の原理、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、様々な実施態様の開示内容、及び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ばれ、記述されている。

Claims (8)

1. 複数の熱可塑性複合層を含む積層体を組み立てること；
   熱可塑性物質の溶融温度未満の温度まで前記積層体の中の層を加熱することによって前記層を軟らかくし、かつ前記積層体を圧縮することを含む、前記積層体を予備固結することであって、層を圧力の下で平らにし、層の間の空洞を形成する隙間を除去し、実質的に層の全体の領域にわたり、互いの面同士が接触して層が緊密に詰め込まれるように層を部分的に固結するように、前記積層体を予備固結すること；
   予備固結された積層体を最終部品の一般的形状を有するように予備成形すること；及び
   少なくとも前記熱可塑性物質の前記溶融温度まで前記積層体を加熱することを含む予備成形された前記積層体を固結することを含む、熱可塑性複合部品を作る方法。
2. 軟らかくされた層の前記積層体を圧縮することは、前記積層体の容積を低減するために十分な圧力を前記層に加えることを含む、請求項１に記載の方法。
3. 軟らかくされた層の前記積層体を圧縮することは：
   前記積層体を２つの工具の間に配置すること、及び
   前記工具を一緒に押しつけることにより実施される、請求項２に記載の方法。
4. 軟らかくされた前記層の前記積層体を圧縮することは、連続圧縮成形機中で実施される、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記予備成形された積層体を固結することは、前記積層体を圧縮することにより実施され、前記方法は、更に：
   前記積層体が固結されている際に、前記積層体を望ましい形状に成形することを含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 前記積層体を前記望ましい形状に成形することは、連続圧縮成形機中で実施される、請求項５に記載の方法。
7. 積層体を加熱するための加熱器、及び前記積層体を圧縮するための予備固結用工具を含み、層が圧力の下で平らにされ、層の間の空洞を形成する隙間を除去し、実質的に層の全体の領域にわたり、互いの面同士が接触して層が緊密に詰め込まれるように層を部分的に固結するように構成された、内部へ熱可塑性積層体が供給され得る予備固結領域；
   積層体が最終部品の一般的形状を有するように予備成形するように構成された、予備固結領域に後続の予備成形領域；及び
   予備成形された前記積層体を固結し、部品形状に成形するための固結用工具を含む、予備成形領域に後続の固結領域を備える、熱可塑性複合部品の連続圧縮成形のための装置。
8. 連続的、段階的に、前記積層体を、前記予備固結領域、及び前記固結領域を通して移動させるための振動駆動機構を更に含む、請求項７に記載の装置。

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