JP6587635B2 - テーパ状の接着設計を有する構造的な接合パッチ - Google Patents

Description

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本出願は、２００９年３月９日出願のＵＳ出願番号１２／４００，５１９、２０１３年５月２８日発行のＵＳ特許番号８，４４９，７０３、代理人整理番号０８−１０１１−ＵＳ−ＮＰの分割出願であり、本明細書で参照することによって組み込まれる開示である、「Ｐｒｅｄｉｃｔａｂｌｅ Ｂｏｎｄｅｄ Ｒｅｗｏｒｋ ｏｆ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ Ｕｓｉｎｇ Ｔａｉｌｏｒｅｄ Ｐａｔｃｈｅｓ」と題する、２０１３年５月２６日出願のＵＳ出願番号１３／９０２，８１６、代理人整理番号０８−１０１１−ＵＳ−ＤＩＶ、ＵＳ特許公開番号Ｎｏ．２０１３／０３３７２１４の一部継続出願である。

本開示は、概して、複合構造に関し、特に、複合構造の再加工に関する。更に具体的には、本開示は、テーパ状接着設計のパッチを使用して、複合構造の不整合エリアを再加工するための方法及び装置に関する。

複合構造は、構造を設計許容度内に収めるために再加工を必要としうる一又は複数の不整合を含む局部を有していることがある。これらの不整合は、例えば、限定されないが、複合構造のライフサイクル中に形成される亀裂、層間剥離、及び他の種類の不整合を含みうる。

しばしば、複合構造の不整合エリアは、パッチを使用して再加工される。このパッチは、複合材料、金属、又はその組み合わせを含みうる。様々な種類の技術が、パッチを使用して複合構造を再加工するために使用されうる。

例えば、パッチは、不整合エリアを覆うように載置され、機械ファスナを使用して親構造体に取り付けられることがある。パッチの状態は、ファスナを視覚的に検査することによって、経時的にモニタリングされることがある。

他の場合には、再加工パッチが、接合部を使用して、親構造に取り付けられることがある。この技術はまた、不整合の成長を制限するために、休み装置機構（ａｒｒｅｓｔｍｅｎｔ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ）を形成する補助的荷重経路を提供する、機械ファスナの使用を必要とすることもある。

しかしながら、これらの種のパッチング技術は、複合構造が航空機構造であると、所望のように実行されないことがある。例えば、ファスナの使用は、航空機の重量、航空機における抗力、又はその双方を所望以上に増大させることがある。別の例として、接合されたパッチは、所望のように不整合性の拡大を低減しないこともある。したがって、少なくとも上述の問題点のいくつかと、起こりうる他の問題点を考慮した方法及び装置を有することが望ましいだろう。

本開示の実施形態は、構造の不整合エリアを再加工するための方法及び装置を提供する。構造は、航空機で使用される複合構造の形態をとりうる。場合によっては、構造はまた、金属構造であってもよい。

パッチは、構造の不整合エリアに接合される。パッチは、異なる構造特性を有する２以上の領域を有している。テーパ状接着セクションが、パッチと構造との間に位置付けられる。これらのテーパ状接着セクションは、その上、異なる構造特性を有している。例えば、テーパ状接着セクションは、異なる運動学的定数、弾性定数、構造的定数、層間破壊靭性、又はそれらの組み合わせを有しうる。

パッチ領域とテーパ状接着セクションの双方は、テーパ状接着セクションを含まずに、ファスナ又は接合部を使用するパッチよりも有効に、不整合境界エリアにおけるひずみエネルギー放出レートを低減するために調整されうる。亀裂の拡大が低減又は除去されうる。このように、テーパ状接着セクションを有するパッチは、航空機のライフサイクルを通して、構造の損傷耐性及び耐久性を実質的に増大させる。その結果、テーパ状接着セクションは、パッチの寿命を伸ばし、不整合エリア上での再加工の回数を低減する。

特性及び機能は、本開示の様々な実施形態で単独で実現することができるか、又は、以下の説明及び図面を参照して更なる詳細を理解することができる更に別の実施形態において組み合わされてもよい。

例示的実施形態の特性と考えられる新規の特徴は、添付の特許請求の範囲に明記される。しかしながら、実施形態と、好ましい使用モード、更にはその目的と特徴は、添付図面を参照しながら本発明の実施形態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。

例示的実施形態による複合構造上の接合された再加工パッチの図である。 例示的実施形態による複合構造上の接合された再加工パッチの断面図である。 例示的実施形態による接着層の平面図である。 例示的実施形態による接着層の断面図である。 例示的実施形態による再加工パッチの複合再加工パッチ形成部分の平面図である。 例示的実施形態による再加工パッチの複合再加工パッチ形成部分の断面図である。 例示的実施形態による異なる層間靭性を有する領域に分割された、調整された積層板パッチの断面図である。 例示的実施形態による調整された積層板パッチの異なる領域に対するプライスケジュールを示す表である。 例示的実施形態による積層板パッチの中のプライを示す平面図である。 例示的実施形態による積層板パッチの中のプライを示す平面図である。 例示的実施形態による積層板パッチの中のプライを示す平面図である。 例示的実施形態による積層板パッチの中のプライを示す平面図である。 例示的実施形態による接合解除の典型的伝搬経路を示す、再加工パッチの平面図である。 例示的実施形態によるパッチの領域にわたる接合解除の漸進を示す断面図である。 例示的実施形態によるパッチの領域にわたる接合解除の漸進を示す断面図である。 例示的実施形態によるパッチの領域にわたる接合解除の漸進を示す断面図である。 例示的実施形態による、パッチを使用した不整合性を含む複合構造のエリアを再加工するためのプロセスのフローチャートである。 例示的実施形態による航空機の図である。 例示の実施形態による再加工環境のブロック図である。 例示的実施形態による接合された構成要素再加工パッチの図である。 例示的実施形態によるテーパ状接着セクションの部分断面図である。 例示的実施形態による接合パッチ内部の平面外層間引張応力のグラフである。 例示的実施形態による接合パッチ内部の層間せん断応力のグラフである。 例示的実施形態による複合構造上の接合された複合再加工パッチの全体断面図である。 例示的実施形態による接合された複合再加工パッチの図である。 例示的実施形態による、テーパ状接着セクションを有するパッチシステムを使用した複合構造を再加工するためのプロセスのフローチャートである。 例示的実施形態よる航空機の製造及び保守方法のブロック図である。 例示的実施形態が実装されうる航空機のブロック図である。

例示的実施形態は、一又は複数の種々の検討事項を認識し考慮する。例えば、例示的実施形態は、航空機構造の中で不整合性の拡大を低減又は除去することが望ましいことを認識し考慮する。例として、例示的実施形態は、航空機の運航中に接合解除が発生しない、複合航空機構造上の不整合エリア用パッチを提供することが望ましいことを認識し考慮する。この例示的実施例では、「接合解除」は、パッチと上を覆う複合構造との間の接合部でのパッチの分離を指すことがある。

例示的実施形態は、複合構造内部での不整合性の拡大を実質的に防止するために、パッチ、複合構造、又はその両方における応力を低減することが望ましいことを更に認識し考慮する。例えば、限定されないが、例示的実施形態は、亀裂の複合構造を通した拡大を実質的に防止する所望の方法でひずみエネルギーを放出するようなパッチ及び下位の接着層の設計が望ましいことを認識し考慮する。

ゆえに、例示的実施形態は、構造を再加工するための方法及び装置を提供する。構造は、航空機の複合構造でありうる。装置は、複合再加工パッチと、複数の接着層とを含む。複合再加工パッチは、複合構造上の不整合エリアに一致する外形を有する第１の側面を含む。複合再加工パッチは、異なる構造特性を有する複数の領域を含む。複数の接着層が、パッチの第１の側面に位置する。複数の接着層は、テーパ状接着セクションを形成するために、複合再加工パッチの少なくとも１つの領域内部で厚さが変化する。

ここで図面、特に、図１及び図２を参照する。開示された実施形態によれば、複合再加工パッチ３０は、複合構造２４の不整合エリア２２を再加工するために使用される。本明細書で使用されるように、「不整合エリア」、「不整合性（単数形及び複数形）」は各々、設計された許容誤差外でありうる複合構造２４の局部的エリアを指す。不整合エリア２２は、例えば、限定されないが、複合構造２４が製造されるときに、又は複合構造２４の耐用年数中に発生しうる隙間、くぼみ、空隙率を含みうる。

複合再加工パッチ３０は、不整合エリア２２を覆うラミネート層３２を含み、接合部４２を形成する構造接着剤を含む接着層３４によって、複合構造２４に接合される。複合再加工パッチ３０のサイズは、不整合エリア２２の用途及び寸法で変化しうる。

接着層３４は、接合部４２及び不整合エリア２２をそれぞれ、複合構造２４と複合再加工パッチ３０との間で伝達される遷移負荷を大いに低減しうる、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０に分割する。第１の制御領域３６は、不整合エリア２２を覆うように中心に位置し、第２及び第３の制御領域３８、４０は、中心に位置する第１の制御領域３６を取り囲む、一対の実質的に同心円状のリングをそれぞれ含みうる。

制御領域３６、３８、４０は、例示的実施形態において、一般的な円形として示されているが、種々の他の形状が形成されてもよい。また、他の実施形態では、複合再加工パッチ３０は、たった２つの制御領域のみを有していてもよく、又は図２２に示されるように、３を上回る制御領域を有していてもよい。

第１の制御領域３６は、好ましい面内接着応力を示しうる。第２の制御領域３８は、「耐久性領域」と呼ばれることがあり、ラミネート層３２と複合構造２４との間のこの領域内部の任意の接合解除は、再加工を実行すべきかどうかを決定するために、評価及び数値化する必要がありうる。面内のせん断モーメント及び剥離モーメントによって支配されうる、第３の制御領域４０は、ラミネート層３２と複合構造２４との間の構造接合全体の作用に影響を及ぼしうる。

ここで特に図２から図４を参照すると、接着層３４は、同心円状リング形状の第２及び第３の接着セクション４６及び４８によって取り囲まれた中心の第１の接着セクション４４を含みうる。第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８のサイズ及び形状は、概して、複合再加工パッチ３０の第１、第２及び第３の制御領域３６、３８、４０にそれぞれ対応する。第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の各々は、所望の形状に切断されうるフィルム形状又はシート形状で一般的に入手可能である市販の構造接着剤の一又は複数のプライを含みうる。

第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８はまた、市販の構造接着ペーストから形成されてもよい。先ほど明記されたように、接着シート材料の複数のプライ（図示されず）、又は層は、第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の各々に対して所望の厚さ「ｔ」を形成するために増強されうる。接合強度は、ラミネート層３２と複合構造２４との間の厚さ「ｔ」を用いて調整されうる。いくつかの用途では、接着シート材料の単一のプライのみが必要とされることがあり、その一方で、他の用途では、接着シートの適用及び厚さ次第で、複数のプライが必要とされることがある。

１つの実施形態では、周方向間隙「ｇ」が、ラミネート層３２と複合構造２４との間の潜在的接合解除の成長阻止を支援するために、第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の間に形成されうる。充填剤５０は、阻止を支援するために間隙「ｇ」の１つ又は双方に載置されうる。

第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の特性は、接合部４２の第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０がそれぞれひずみエネルギーを放出するレートに影響を及ぼすように調整されうる。第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８各々の調整は、厚さ「ｔ」又は幅「ｗ」などの、第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８それぞれの寸法を変更することによって、又はフィルム、ペースト、スクリムなどの形態を変更することによって、並びに、破壊靭性、剥離又はせん断特性などの接着層の構造特性を変更することによって、又は第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の間に間隙「ｇ」を提供することによって、実現されうる。加えて、スペーサ又は充填剤５０は、接合解除の成長阻止を支援するために、第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の間に挿入されうる。

調整された第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８を使用することによって、結果的に、それぞれが異なるレートでひずみエネルギーを放出する複数の制御領域３６、３８、４０に分割される接合された複合再加工パッチ３０がもたらされうる。第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０は、パッチ３０と複合構造２４との間の遷移負荷を大きく低減し、接合解除延長の進路を予測可能にするだけではなく、簡単な視覚検査又は他の非破壊検査技術を介した複合再加工パッチ３０の状態評価を可能にする。３つの制御領域が図示され検討されるが、３つより多い又は少ない制御領域が存在してもよい。

不整合エリア２２を覆う複合再加工パッチ３０の第１の制御領域３６は、接合部４２の接合解除の境界周囲の応力集中を抑止しうる好ましい面内応力を示す。第１の制御領域３６内部の全体接着応力は、複合構造２４に適用される最大負荷限度下での接合解除の拡大に必要なひずみエネルギー放出レートを低減しうる。

第２の制御領域３８内部の複合再加工パッチ３０の特性は、結果的に、第１の制御領域３６よりも大きなレートで、ひずみエネルギー放出をもたらしうる。第２の制御領域３８内部の接合部４２で発生しうる任意の接合解除は、接合解除成長を開始するのに必要な作業入力を画定する疲労耐久性接合解除曲線（図示されず）によって予想されうる。第３の制御領域４０の特性は、第３の制御領域４０内部のひずみエネルギー放出レートが、面内のせん断モーメント及び剥離モーメントだけではなく、接合解除の開始及び成長を阻止するために、第２の制御領域３８のレートより大きくなるように選択される。

ここで図５及び図６に注目するが、図５及び図６は、その内部でプライ５２が、設計されたひずみエネルギー放出レートを有する第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０それぞれの実現を支援するために調整されうる繊維強化ポリマーの複数のプライ５２を含むラミネート層３２を図解している。

ラミネート層３２内部のひずみエネルギー放出レートは、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０各々の中のプライが異なる特性を有するように、プライを選択する、プライを配置する、又はその両方によって、制御領域３６、３８、４０内部で調整されうる。要するに、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の各々は、それらの領域に固有であるプライ特性を有しうる。

例えば、限定されないが、第２の制御領域３８の中のプライは、第１又は第３の制御領域３６又は４０の特性と異なる特性を有し、第１の制御領域３６の中のプライは、第２及び第３の制御領域３８及び４０の特性と異なる特性を有しうる。本明細書で使用されるように、「特性」及び「プライ特性」とは、例えば、限定されないが、プライにおける繊維強化の種類、サイズ若しくは又は品質、プライの厚さ、プライ間の間隙、プライ間に載置された材料、要素若しくは構造、プライの数、プライで使用されたマトリクスの種類若しくは密度、各プライのレイアップの向き（角度）、プライのスタックでのプライの向きの順序の順序、又は他の特性のうちの少なくとも１つを指す。

本明細書で使用されるように、列挙されたアイテムと共に使用される「〜のうちの少なくとも１つ」という表現は、列挙されたアイテムのうちの一又は複数の種々の組み合わせが使用可能であり、かつ、列挙されたアイテムのうち１つだけあればよいということを意味する。アイテムとは、特定の物体、物品、又はカテゴリのことである。すなわち、「〜のうちの少なくとも１つ」は、アイテムの任意の組み合わせを意味し、いくつかのアイテムが列挙から使用されうるが、列挙されたアイテムの全てが必要なわけではない。

例えば、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、例えば、「アイテムＡ」、「アイテムＡとアイテムＢ」、「アイテムＢ」、「アイテムＡとアイテムＢとアイテムＣ」、又は「アイテムＢとアイテムＣ」を意味し得る。幾つかの場合には、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、例えば、限定するものではないが、「２個のアイテムＡと１個のアイテムＢと１０個のアイテムＣ」、「４個のアイテムＢと７個のアイテムＣ」、又は他の好適な組み合わせを意味しうる。

第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の一又は複数内部のひずみエネルギー放出レートは、ラミネート層３２と複合構造２４との間でスカーフ又はテーパ状の継手（図示されず）を形成することによって調整されうる。ひずみエネルギー放出レートはまた、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０各々のラミネート層３２の機械的特性を変更しうるように、プライ５２の間のあるエリアに間隙（図示されず）を提供することによって調整されてもよい。

また、画定された第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の実現を支援するために、プライ５２の異なる動作順序が所望されうる。向きは、プライの中の強化繊維の、プライの中心軸からのレイアップ角度又は方向を指す。例えば、限定されないが、各領域の強化繊維の角度は、０度、３０度、６０度、９０度、０度、＋４５度、−４５度、９０度、及び他の適した角度から選択されうる。

図５及び図６に示された例では、第１の制御領域内部３６のプライ５２で使用される材料、プライ５２の向きの順序、又はその両方により、最高レートのひずみ軽減（ｓｔｒａｉｎ ｒｅｌｉｅｆ）がもたらされる。第２の制御領域３８及び第３の制御領域４０における、これらの材料の選択、プライの向きの順序、又はその両方により、それぞれ中間レート及び最低レートのひずみエネルギーがもたらされる。他の実施形態では、適用次第で、第３の制御領域４０が、最高レートのひずみエネルギー軽減を有するのに対し、第１の制御領域３６は、最低レートのひずみエネルギー軽減を有しうる。要するに、領域毎のプライ５２は、本明細書に示したものと異なる方法で構成されうる。

ここで図７に注目するが、図７は、圧縮及び硬化されて圧密化された積層板になる前に、繊維強化ポリマーの８つのプライ５２を含む典型的な調整されたラミネートパッチ３２ａを示している。平面で見ると、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０を含む調整されたラミネートパッチ３２ａの形状は、図５に示された複合再加工パッチ３２の形状と実質的に同一でありうる。調整されたラミネートパッチ３２ａを形成するプライ５２は、プライ＃１−＃８と呼ばれることもある。図８は、プライ＃１−＃８毎の第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０内部のラミネートパッチ３２ａに対するプライの向きを示す表であり、一方、図９から図１２は、プライ１−４の構成セクションを示す。

図５及び図６に関連して先ほど述べられたように、プライ５２の特性は、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０毎に異なりうる。第１、第２、及び第３の領域３６、３８、４０の中のひずみエネルギー放出レートは、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０それぞれの中の調整されたラミネートパッチ３２ａの層間靭性を画定する係数又は剛性に関係する。

例示的例では、第１の制御領域３６が、最高の層間破壊靭性を有しているのに対し、第３の制御領域４０は、最低の層間破壊靭性を有している。図示された例では、第３の制御領域４０の層間破壊靭性は、およそ０．５ｉｎ−＃／ｉｎ^２から１．０ｉｎ−＃／ｉｎ^２まででありうる。第２の制御領域３８の層間破壊靭性は、およそ１．５ｉｎ−＃／ｉｎ^２から２．０ｉｎ−＃／ｉｎ^２まででありうる。第１の制御領域３６は、およそ２．５ｉｎ−＃／ｉｎ^２以上の層間破壊靭性を有しうる。

しかしながら、他の例示的例では、第３の制御領域４０が、最高の層間破壊靭性を有し、第１の制御領域３６は、最低の層間破壊靭性を有しうる。この場合、第２の制御領域３８の層間破壊靭性は、第１の制御領域３６の層間破壊靭性と第３の制御領域４０の層間破壊靭性との間にありうる。

第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の層間破壊靭性の特定の値は、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０内部に存在するプライ５２の用途及び特定の機械特性により決まるだろう。しかしながら、第１、第２、第３の制御領域３６、３８、４０内部の層間破壊靭性の値は、図３、図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示されたような接着層３４の特性に調整されうる。例えば、パッチは、接着層３４のセクション４４、４６、４８の機械的特性と、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０内部の調整されたラミネートパッチ３２ａの機械的特性とが、最大の性能を提供するために最適に一致するように、構成されうる。図７には示されていないが、接着層３４の第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８はそれぞれ、ラミネートパッチ３２ａの第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の基礎となり、それらと実質的に同一の広がりを持ちうる。

先ほど検討されたように、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０内部の層間破壊靭性は、プライ５２で異なるプリプレグ材料を使用することによって、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の隣接するものの間でプライ５２を重ねることによって、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０各々の内部で異なるプライの向きの順序を使用することによって、又はそれらの組み合わせによって、制御されうる。例えば、図８は、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０各々の内部のプライ＃１−＃８の異なるプライ向きの順序を図解する。

例えば、第２の制御領域３８及び第３の制御領域４０それぞれのプライ５２の向きの順序を比較すると、プライ＃４及びプライ＃５の向きは、第３の制御領域４０のでは９０度であるが、第２の制御領域３８では０度であることが理解できる。先ほど記載されたように、プライの向きは、プライ５２各々を形成するポリマーマトリクス、通常はプリプレグの中に保持される単方向強化繊維配向の方向を指す。第１の制御領域３６に対するプライ＃１−＃８の向きの順序は、第２の制御領域３８、第３の制御領域４０のどちらの向きの順序とも異なる。

ここで図７及び図９から図１２を参照すると、プライ＃１は、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の全域に延びる、向き基準方向６９に対して０度の繊維配向を有する、図９に示された単一の円形状セクション５１を含む。プライ＃２は、＋４５度の繊維配向を有する、図１０に示された円形中心セクション５３を含む。プライ＃２はまた、９０度の繊維配向を有する外側リング形状セクション５５を有している。プライ＃２の構成の結果として、制御領域３６が、９０度と＋４５度を組み合わせた繊維配向を有しているのに対して、制御領域３８及び４０は、共に９０度の繊維配向を有している。

プライ＃３が、−４５度の繊維配向を有する第１の制御領域３６内部に単一のセクション５７（図１１）を含むのに対して、第２の制御領域３８及び第３の制御領域４０には、間隙４９（図７）が存在している。最後に、プライ＃４（図１２）は、第１の制御領域３６及び第２の制御領域３８を通って延びる、０度の繊維配向を有するセクション５９を含む。セクション５９は、第３の制御領域４０に限定される９０度の繊維配向を有するセクション６１によって囲まれている。図７に示されるプライ＃５−＃８は、本質的に上述のプライ＃１−＃４の鏡像である。

この例示的実施例では、第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０各々は、調整されたラミネートパッチ３２ａ、接合部４２、又はその両方（図２）において、異なる層間破壊靭性を有している。調整されたラミネートパッチ３２ａの第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０内部の層間破壊靭性は、調整されたラミネートパッチ３２ａか接合部４２のどちらかの不整合性の成長を含み、それに抵抗するために、接合部４２で接着応力全体に応じるように構成されうる。

図１３は、第３の制御領域４０の外側エッジにおける点６０で始まり内部に向かって成長する接合解除が阻止されうる方法を図解する。境界６４が第２の制御領域３８と第３の制御領域４０との間に達するまで、矢印６２の方向に示されるように内側に向かって成長する、外側エッジ５４で開始する接合解除が、本実施例では図解されうる。第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の材料の違い、間隙「ｇ」又は充填剤５０（図４）の存在、又は接着層３４（図２）の第１、第２、及び第３の接着セクション４４、４６、４８の接着特性の違いのうちの少なくとも１つの結果として、接合解除は、阻止され、矢印６３の方向に示されるように、第３の制御領域４０の境界６４周囲を周方向に移動しうる。

別の例示的実施例では、接合解除は、第３の制御領域４０から第２の制御領域３８内に、次いで矢印６６で示されるように、第１の制御領域３６に向かって内側に進行しうる。接合解除の進行は、第１の制御領域３６と第２の制御領域３８との間の境界６７に達すると、阻止され、矢印６８で示されるように、境界６７周囲を周方向に移動しうる。

図１３及び図１４を参照すると、接合解除７２が点６０から内側に向かって移動すると、複合再加工パッチの外側エッジ５４が、上に向かって剥離することがある。この剥離によって、上を覆う塗料（図示されず）の一部に亀裂が生じることがあり、第３の制御領域４０内部での接合解除開始又は成長が視覚的に表される。この接合解除の視覚的な表示は、第２の制御領域３８と第３の制御領域４０との間の境界６４で終結しうる。

図１５に示されるように、結合解除７２が、第２の制御領域３８内を境界６７に向かって続いていく場合、第２の制御領域３８及び第３の制御領域４０のエリアの複合再加工パッチ３０は、上に向かって剥離することがある。上を覆う塗料に更に亀裂が生じることがあり、接合解除７２が、第２の制御領域３８内を又は第２の制御領域３８を通って進行したことが視覚的に表されることがある。

図１６は、不整合エリア２２の境界７５まで進行した接合解除７２を示す。この点で、複合再加工パッチ３０、並びに第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０の３つすべてのエリアが、上に向かって剥離し、上を覆う塗料に更に亀裂を生じることがある。この動きは、複合再加工パッチ３０が修繕を必要としうる地点まで結合解除が進行してしまったことを更に明確に視覚的に表している。

この例示的実施例では、複合再加工パッチ３０の第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８、４０は、複合再加工パッチ３０と複合構造２４との間に接合部４２を含む、複合再加工パッチ３０の状態の非破壊視覚検査を可能にする手段を提供する。他の例示的実施例では、他の非破壊検査技術は、視覚検査に加え、又は視覚検査の代わりに、複合再加工パッチ３０の状態を評価するために使用されうる。

図１７は、パッチを使用した不整合性を含む複合構造のエリアを再加工するためのプロセスのフローチャートを示す。使用されるパッチは、図７に示された調整された再加工パッチ３２ａでありうる。ラミネート層は、図７及び図８に示されたものに類似しうるプライスケジュール及び向きの順序を使用して、ステップ７８でプライをレイアップすることで開始する一連のステップ７４により形成される。

ステップ８０に示されるように、プライは、ステップ７８からのプライレイアップの一部として、複数の領域に分割される。また、領域には、先ほど検討された異なる材料及び／又はプライの向きの順序を使用することによって、ステップ８２に示される異なる層間破壊靭性が提供される。

ステップ８４では、接着剤の層が形成され、ステップ８６では、接着層が、複数のセクションに分割される。領域は、次いで、ステップ８８で示されるように、接着層のセクションと位置合わせされる。接着層は、ステップ９０で示されるように、パッチを構造に接合するために使用される。ステップ９２では、パッチは、領域毎にパッチの状態を決定するために、経時的に視覚検査されうる。

図１８を参照すると、航空機の図が、例示的実施形態に従って示される。この例示的実施例では、航空機１００は、機体１０６に取り付けられた翼１０２及び翼１０４を有する。航空機１００は、翼１０２に取り付けられたエンジン１０８及び翼１０４に取り付けられたエンジン１１０を含む。

機体１０６は、尾部１１２を有する。水平安定板１１４、水平安定板１１６、及び垂直安定板１１８は、機体１０６の尾部１１２に取り付けられている。

この例示的実施例では、翼１０４は、複合構造２４を含む。複合構造２４は、この例示的実施例において、複合外板パネルの形態をとる。図示されたように、不整合エリア２２は、翼１０４上の複合構造２４に存在する。

この図示された実施例では、複合再加工パッチ１１９は、不整合エリア２２をパッチするために使用される。複合再加工パッチ１１９は、第１の制御領域、第２の制御領域、及び第３の制御領域を含む。複合再加工パッチ１１９はまた、テーパ状接着セクション（本図には示されず）を含む。これらのテーパ状接着セクションは、複合再加工パッチ１１９を不整合エリア２２に接合し、航空機１００の運航中に不整合エリア２２に作用する力を低減するために、複合再加工パッチ１１９と不整合エリア２２との間に位置付けられる。

図１９を参照すると、再加工環境のブロック図が、例示的な実施形態に従って示されている。この図示された実施例では、再加工環境１３０は、パッチシステム１３２が航空機１３４の部分を再加工するために使用されうる環境である。

図１８に示された航空機１００は、本図に示された航空機１３４に対する物理的実施態様の例である。図１から図１６に示された複合再加工パッチ３０、及び図１８に示された複合再加工パッチ１１９は、本図のパッチシステム１３２に対する実施態様の例である。

図示されたように、パッチシステム１３２は、航空機１３４の中の構造１３６を再加工するために使用される。構造１３６は、この例示的実施例では、様々な形態をとりうる。例えば、構造１３６は、複合構造１３８、金属構造１４０、又は航空機１３４の別の種類の構造の形態をとりうる。特に、航空機１３４の構造１３６は、制御構造面、構造外板パネル、翼構造、構造尾翼、及び他の適した種類の構造の１つから選択されうる。

この図示された実施例では、構造１３６は、表面１４２を有している。表面１４２は、本例示的実施例では、航空機１３４の外装に面している。

不整合エリア１４４は、構造１３６の中にある。図１から図１６及び図１８に示される不整合エリア２２は、本図のブロック形式で図示された不整合エリア１４４に対する実施態様の例である。いくつかの例示的実施例では、不整合エリア１４４は、表面１４２の下から構造１３６内に、構造１３６に連結した追加的構造を通して、又はその両方により拡大しうる。

図示されたように、不整合エリア１４４は、亀裂１４６を含む。亀裂１４６は、構造１３６の中の割れ目である。他の不整合性が、他の例示的実施例の亀裂１４６に加え又は亀裂１４６の代わりに、不整合エリア１４４に存在しうる。

この例示的実施例では、亀裂１４６は、亀裂１４６の各端に亀裂先端１４８を有している。亀裂１４６が構造１３６の表面１４２の亀裂境界内部で拡大するのを実質的に防止することが所望でありうる。特に、亀裂１４６の各端における亀裂先端１４８が、更に構造１３６の表面１４２に沿って拡大するのを実質的に防止することが所望でありうる。

この図示された例では、パッチシステム１３２は、不整合エリア１４４を再加工し、亀裂１４６の拡大を実質的に防止するために使用されうる。パッチシステム１３２は、いくつかの異なる構成要素を含む。本明細書で使用される際に、「いくつかの」アイテムは、一又は複数のアイテムでありうる。例えば、いくつかの構成要素は、一又は複数の構成要素を意味する。

図示されたように、パッチシステム１３２は、パッチ１４９を含む。パッチ１４９は、不整合エリア１４４を覆うように位置付けられ、複数の接着層１５２を使用して不整合エリア１４４に接合されるように構成された構造である。パッチ１４９は、金属、複合材料、及び他の適した材料など、様々な材料を含みうる。

図示されたように、パッチ１４９は、複数の接着層１５２を使用して複合構造１３８に接合されるように構成された複合再加工パッチ１５０の形態をとる。この例示的実施例では、図１から図１６の複合再加工パッチ３０は、本図の複合再加工パッチ１５０に対する実施態様の例である。

この図示された例では、複合再加工パッチ１５０は、複合層１５１を有している。複合層１５１は、複合プライの群１５３を含みうる。図７に示されるラミネート層３２の中のプライ５２は、複合プライの群１５３を有する複合層１５１に対する実施態様の例でありうる。

本明細書で使用される際に、アイテムの「群」は、一又は複数のアイテムを意味する。例えば、複合プライの群１５３は、一又は複数の複合プライを含む。

この例示的実施例では、複合再加工パッチ１５０は、第１の側面１５４と第２の側面１５５とを含む。第２の側面１５５は、第１の側面１５４に対向している。この例示的実施例では、複合再加工パッチ１５０の第１の側面１５４は、構造１３６に対して内側に向かって面しており、テーパ状接着セクション１５６に連結している。複合再加工パッチ１５０の第１の側面１５４は、構造１３６上の不整合エリアに一致する外形１５７を有しうる。

複合再加工パッチ１５０の第２の側面１５５は、構造１３６周囲の環境に対して外側に向かって面している。複合再加工パッチ１５０の第２の側面１５５は、特定の実施態様次第で、様々な外形１５９を有しうる。場合によっては、構造１３６に接合すると、複合再加工パッチ１５０の第２の側面１５５は、構造１３６の表面１４２に実質的に平行でありうる。

他の例では、第２の側面１５５は、構造１３６の不整合エリア１４４の中のテーパ１６１に実質的に一致する。要するに、第２の側面１５５は、複合再加工パッチ１５０がいったん構造１３６に接合されると、表面１４２に実質的に平行である代わりに、テーパ１６１に一致しうる。テーパ１６１は、パッチシステム１３２の適用前に、構造１３６上で実行されているスカーフ修理動作の結果でありうる。

図示されたように、複合再加工パッチ１５０は、複数の領域１５８を含む。図１に示された第１、第２、及び第３の制御領域３６、３８及び４０は、複数の領域１５８に対する実施態様の例である。

この例示的実施例では、複数の接着層１５２は、複合再加工パッチ１５０の第１の側面１５４に位置付けられる。特に、いくつかの接着層が、複合再加工パッチ１５０の複数の領域１５８各々の内部に位置付けられる。複数の接着層１５２は、複数の領域１５８各々に対応する様々な構成を有しうる。

複数の接着層１５２は、この例示的実施例において、フィルム接着剤を含みうる。フィルム接着剤は、複合再加工パッチ１５０を適用する前に、不整合エリア１４４に載置されるテープ又はシートの形態をとりうる。

この例示的実施例では、複数の接着層１５２各々が、厚さ１６０と幅１６２とを有している。図４に示されている厚さ「ｔ」及び幅「ｗ」は、厚さ１６０及び幅１６２の例である。

この図示された例では、複数の接着層１５２は、複合再加工パッチ１５０の少なくとも１つの領域内部で厚さ１６０が変化しうる。この厚さ１６０の変化は、複合再加工パッチ１５０下にテーパ状接着セクション１５６を形成する。

例示的実施例では、接着剤は、テーパ状接着セクション１５６各々の内部に、変化する厚さ対幅の比率１６５を有している。例えば、異なる接着セクションは、特定の実施態様次第で、３０対１の比率、２０対１の比率、１０対１の比率、又は他の比率を有しうる。結果として、テーパ状接着セクション１５６各々の傾斜は、異なることがある。

例示的実施例では、複合構造１３８上に接着剤を載置すると、接着剤の各層の厚さは同一であるが、幅が異なることがある。複数の接着層１５２が、異なる幅を有した状態で互いの上に重ねられると、層は、異なる厚さを有する接着剤のスタックを形成する。

例えば、接着剤を載置すると、接着剤の次の層の各々は、前の層よりも狭くなりうる。例えば、第１の層は、第１の幅を有し、第１の層の上に載置された第２の層は、第１の幅より小さな第２の幅を有しうる。更に、第２の層の上に載置された第３の層は、より小さな幅を有しうる、などである。このように、複数の接着層１５２は、テーパ状接着セクション１５６各々の内部に、規則的な段状の（ｓｔａｉｒ−ｓｔｅｐｐｅｄ）、又はテーパ状の構成を形成する。したがって、テーパ状接着セクション１５６各々の厚さ対幅の比率１５６は、互いの上に重ねられた層の数、これら層の幅、又はその両方に基づき、異なることがある。この概念が、図２１及び図２４に示される。

例示的実施例では、複数の接着層１５２によって形成されたテーパ状接着セクション１５６は、概して、複合再加工パッチ１５０の複数の領域１５８に対応しうる。要するに、テーパ状接着セクション１５６の１つは、複合再加工パッチ１５０の中の複数の領域１５８の１つの下に直接位置付けられうる。

場合によっては、より多くのテーパ状接着セクション１５６が、複合再加工パッチ１５０の中の複数の領域１５８よりも、パッチシステム１３２の中に存在しうる。例えば、限定されないが、３つの領域が、複合再加工パッチ１５０の中に存在しうる一方で、５つのテーパ状接着セクション１５６が、複合再加工パッチ１５０の下に存在しうる。類似の態様では、より多くの領域が、複数の接着層１５２の中よりも、複合再加工パッチ１５０の中に存在しうる。例として、４つの領域が、複合再加工パッチ１５０の中に存在しうる一方で、３つ以下のテーパ状接着セクション１５６が、複合再加工パッチ１５０の下に存在しうる。

図示されるように、テーパ状接着セクション１５６は、第１のセクション１６６と、第１のセクション１６６の周囲を取り囲む第２のセクション１６８と、第２のセクション１６８の周囲を取り囲む第３のセクション１７０とを含む。いくつかの例示的実施例では、いくつかの追加的セクションが存在しうる。例えば、第４のセクション１７２は、第３のセクション１７０の周囲を取り囲みうる、などである。

場合によっては、間隙１７３は、テーパ状接着セクション１５６の一又は複数の間に存在しうる。間隙１７３に対する実施態様の例が、「ｇ」として図７に示されている。間隙１７３は、不整合エリア１４４の成長を低減するように構成されているテーパ状接着セクション１５６間の周方向間隙でありうる。他の例示的実施例では、間隙１７３は、存在していなくてもよく、又は図７に示されたものと異なる構成を有していてもよい。

この例示的実施例では、パッチシステム１３２は、複合再加工パッチ１５０の中の複数の領域１５８各々が、ひずみエネルギー１７４を複合再加工パッチ１５０内に及び複合再加工パッチ１５０から異なるレート１７６で放出するように、設計される。類似の態様では、テーパ状接着セクション１５６の各々が、ひずみエネルギー１７４を異なるレート１７６で放出するように調整されうる。

特に、ひずみエネルギー１７４は、複合構造１３８から複合再加工パッチ１５０内に異なるレート１７６で放出されうる。ひずみエネルギー１７４は、次いで、不整合エリア２２の拡大を阻止し、複合再加工パッチ１５０と複合構造１３８との間の接合解除を防止するために、不整合エリア２２から複合構造１３８内に再び戻されうる。

この例示的実施例では、ひずみエネルギー１７４は、負荷１７８下で変形を受けるシステムによって蓄えられたエネルギーである。負荷１７８が除去されると、ひずみエネルギー１７４は、システムがその元の形状に戻るにつれ、徐々に放出される。

ひずみエネルギー１７４の望ましい放出は、パッチシステム１３２の寿命を延ばす、構造１３６における更なる不整合性形成のリスクを低下させる、又はその両方を行う。不整合エリア２２の拡大を防止するために、不整合エリア２２からずっと離れた複合再加工パッチ１５０の部において、より大きなレートでひずみエネルギー１７４を放出することが所望でありうる。

複数の領域１５８の各々は、ひずみエネルギー１７４が異なるレート１７６で放出できるようにする異なる特性１８０を有しうる。テーパ状接着セクション１５６の各々はまた、異なる特性１８０を有しうる。

この例示的実施例では、特性１８０は、航空機１３４の耐用期間中に所望の方法で実行されるパッチシステム１３２を生産するように調整されうる。特性１８０は、構造特性１８２、層間破壊設計１８４、構造形状１８６、又は他の適した種類の特性の少なくとも１つを含みうる。

例示的実施例では、構造特性１８２は、材料の様々な負荷取扱い特性及び負荷移送特性を指す。例えば、構造特性１８２は、材料の、弾性変形に抵抗し、ひずみエネルギー１７４を放出する能力、又は他の特性を指すことがある。

この図示された例では、構造特性１８２は、運動学的定数、弾性定数、構造的定数、層間破壊靭性、及び他の適した特性を含む。この例示的例では、運動学的定数は、材料の変位とひずみとの関係を表す。テーパ状接着セクション１５６の各々は、この例示的実施例において、異なる応力−ひずみ関係を有し、セクション間の異なる運動学的定数がもたらされる。

弾性定数は、材料が弾性を有している程度を表す。要するに、弾性定数は、負荷１７８が加えられると、材料が拡大又は圧密化されるであろう程度を表す。弾性定数の例は、ポアソン比、弾性係数、せん断剛性、及び他の定数を含みうる。テーパ状接着セクション１５６の各々はまた、互いに異なる弾性定数を有しうる。

更に、テーパ状接着セクション１５６の各々はまた、異なる構造的定数を有しうる。構造的定数は、材料の屈曲特性を表す。

例示的実施例では、テーパ状接着セクション１５６はまた、異なる層間破壊靭性を有するように設計される。層間破壊靭性は、層間破壊に対する材料の一般的な耐性として説明されうる。

この例示的実施例では、「層間破壊」又は層間剥離は、材料の２つの層間の不所望な分離である。例えば、層間破壊は、２つの複合プライの分離である。別の例として、層間破壊は、複数の接着層１５２の２つの間で発生しうる。場合によっては、層間破壊は、屈曲負荷下にある構造１３６のエッジにおける高い剥離応力に起因する高い面外負荷により発生し得る。変動するテーパ状接着セクションは、これらの剥離応力を効果的に最小化するように設計される。

例示的実施例では、層間破壊靭性は、材料用に選択された層間破壊設計１８４の種類によって決定された値でありうる。この例では、層間破壊設計１８４は、層間破壊に抵抗するように設計された領域各々の構成を指す。

この図示された例では、複数の領域１５８各々の層間破壊設計１８４は、プライの向きの順序、各領域で使用された樹脂若しくはマトリクス材料の種類、テーパ状接着セクション１５６各々での複数の接着層１５２の厚さ１６０、テーパ状接着セクション１５６各々の複数の接着層１５２の幅１６２、間隙１７３の位置及び側面、並びに他の設計特性などの特性を含みうる。

テーパ状接着セクション１５６毎の層間破壊設計１８４は、モードI特性、モードII特性、及びモードIII特性の１つを有しうる。例えば、テーパ状接着セクション１５６の各々は、所望の方法で、引張負荷（モードI）、せん断負荷（モードII）、又は引張負荷及びせん断負荷（モードIII）に抵抗するように設計されうる。

この図示された例では、構造形状１８６は、複合再加工パッチ１５０及びテーパ状接着セクション１５６の中の領域各々の幾何学的構成である。例えば、限定されないが、複合再加工パッチ１５０は、円形、長方形、正方形、又は他の適した形状の１つから選択された構造形状１８６を有しうる。テーパ状接着セクション１５６の構造形状１８６は、複合再加工パッチ１５０の対応する領域と同一であってもよく、又は異なっていてもよい。

いくつかの例示的実施例では、複合再加工パッチ１５０の構造形状１８６は、複数の領域１５８の間で変化しうる。例えば、１つの領域が、円形を有し、他方で、別の領域が、長方形を有していてもよい。他の例示的実施例では、領域毎の構造形状１８６は、同一であってもよい。

特性１８０を使用して、パッチシステム１３２は、構造１３６の中の不整合エリア１４４の成長を阻止するために、テーパ状接着セクション１５６を含んで設計されうる。特に、テーパ状接着セクション１５６の構造特性１８２は、構造１３６の中の亀裂１４６拡大の低減を支援しうる。

場合によっては、構造１３６が金属構造１４０であるときに、テーパ状接着セクション１５６は、亀裂１４６の各端の亀裂先端１４８で応力強度を低減しうる。この例示的実施例では、応力強度１８８は、負荷１７８によって引き起こされた亀裂先端１４８付近の応力の量である。低減した応力強度１８８は、亀裂１４６の成長を阻止するために所望である。

図１９のテーパ状接着セクション１５６を含むパッチシステム１３２の図は、例示的実施形態が実施されうる方法に物理的又は構造的限定を示唆することを意図していない。図示した構成要素に加え又は代えて、他の構成要素が使用されてもよい。いくつかの構成要素は、任意選択であってよい。また、ブロック図は、幾つかの機能的な構成要素を示すために提示されている。例示的実施形態で実施される場合、これらのブロックの一又は複数を結合、分割、又は異なるブロックに結合及び分割してもよい。

次に図２０を参照すると、接合された複合再加工パッチの図が、例示的実施形態にしたがって示されている。この図示された例では、図１８の複合再加工パッチ１１９の拡大図が示される。複合再加工パッチ１１９は、不整合エリア２２を覆うように複合構造２４に接合されている。この例示的実施例では、複合再加工パッチ１１９は、テーパ状接着セクション２０２を覆うように配置された領域２００を含む。

領域２００は、この図において実線の間に示されている。特に、複合再加工パッチ１１９は、中心部２０３と、第１の領域２０４と、第２の領域２０６と、第３の領域２０８とを含む。各後続の領域は、前の領域周囲を周方向に延びる。

この例示的実施例では、テーパ状接着セクション２０２は、破線の間に示されている。テーパ状接着セクション２０２は、この例示的実施例では、第１のセクション２１０と、第２のセクション２１２と、第３のセクション２１４とを含む。

図示されたように、テーパ状接着セクション２０２は、複合再加工パッチ１１９の領域２００に実質的に対応する。対応するテーパ状接着セクション及びパッチ領域は、集合的に「接着パッチ領域」と呼ばれることもある。

図示されるように、個々のテーパ状接着セクション２０２の各々は、異なる層間破壊靭性を有しいている。この例示的実施例では、第３のセクション２１４は、約４．５ｉｎ−ｌｂｓ／ｉｎ^２のモードIの層間破壊靭性を有しており、第２のセクション２１２は、約１３．５ｉｎ−ｌｂｓ／ｉｎ^２のモードIIの層間破壊靭性を有しており、第１のセクション２１０は、約２０．５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２のモードIIIの層間破壊靭性を有している。層間破壊靭性の他の値が、特定の実施態様次第で実現されうる。

図示され実施例では、領域２００は、層間破壊靭性の異なるレベルを有するようにも設計されうる。例えば、第３の領域２０８の層間破壊靭性は、約１．７５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２から約２．５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２まででありうる。第２の領域２０６の層間破壊靭性が、約２．５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２から約３．５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２まででありうるのに対し、第１の領域２０４は、この例示的実施例では、約５．００ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２以上の層間破壊靭性を有しうる。このように、プライの異なる領域２００の各々と、異なる接着セクションの各々とが、不整合エリア２２の成長を阻止するために、複合構造２４から複合再加工パッチ１１９まで、異なるレートでひずみエネルギーを放出するように構成された異なる特性を有しうる。

図２１には、テーパ状接着セクションの部分断面図が、例示的実施形態にしたがって示されている。この図示された例では、図２０の線２１−２１に沿った複合再加工パッチ１１９の断面図が示されている。特に、第１のセクション２１０内部のテーパ状になる接着剤の断面図が示されている。

図示されたように、複合再加工パッチ１１９は、複合層２２０と接着層２２２とを含む。この例示的実施例では、簡単にするために、複合層２２０内部の異なるプライは示されていない。この例では、テーパ状接着セクションは、いくつかの接着層２２２を含む。

図示されたように、第１のセクション２１０は、最も厚い部分から最も薄い部分までテーパ状になる際の変動するテーパ状の厚さ対幅の比率を有している。接着層２２２は、高変動テーパ状接着剤２２１、中間変動テーパ状接着剤２２３、及び小変動テーパ状接着剤２２５を含み、第１のセクション２１０にテーパ状接着構成が形成される。

この例示的実施例では、接着層２２２の間に間隙は存在しない。更に、平らで均一な接着層２２４が、直接、不整合エリア２２上で、中心部２０３を覆うように位置付けられる。

内側の接着−パッチ領域２１０−２０４内部で、機体負荷が、不整合エリア２２から複合再加工パッチ１１９まで移送される。この領域は、不整合エリア２２の亀裂先端境界２１７−２１９から最初に入ってくる負荷を分散し、亀裂先端の力を最小化する。この作用は、図２２及び図２３に示されるように、改善したポアソン比弾性定数と一体となったモードIIIの層間ねじり−せん断能力の増加、及び層間応力の低下により実現される。

このように、接着−パッチ領域２１０−２０４は、複合再加工パッチ１１９での不所望な構造プラスチック変形を実質的に防止する。結果として、この領域は、不整合エリア２２の拡大を防止するために、複合再加工パッチ１１９の損傷耐性を増進し改善する。更に、この領域は、様々な空力負荷下での複合再加工パッチの「解凍」を低減又は排除する。「解凍」は、複合再加工パッチと複合構造２４との間を接合解除しうる。

次に図２２を参照すると、接合パッチ内部の層間引張応力のグラフが、例示的実施形態にしたがって示されている。この例示的実施例では、グラフ２２６は、複合再加工パッチ１１９内部の面外の層間引張応力を示す。

図示されたように、グラフ２２６は、パッチの重なり全域の距離対層間引張応力（ｐｓｉ）を示す。この例では、複合再加工パッチ１１９内部の面外の層間引張応力は、マイナスである。

グラフ２２６によって示されるように、テーパ状接着層２２２は、応力プロファイルを限定する。要するに、応力分散は、応力が駆動力未満となるように、接着層２２２の傾斜の結果として小さくなる。テーパ状接着層２２２を有していない、いくつかの現在使用されているシステムと比較して、例示的実施形態は、駆動力を阻止し、亀裂伝搬を防止する。

次に図２３を参照すると、接合パッチ内部の層間せん断応力のグラフが、例示的実施形態にしたがって示されている。この例示的実施例では、グラフ２２７は、複合再加工パッチ１１９内部のせん断応力分散を示す。

図示されたように、グラフ２２７は、パッチの重なり全域の距離対層間せん断応力（ｐｓｉ）を示す。グラフ２２７によって示されるように、テーパ状接着層２２２は、複合再加工パッチ１１９内部のピーク層間せん断応力を低下させる。この低下により、不整合エリア２２を覆うパッチの損傷耐性及び疲労耐久性が増進する。

図２４では、複合構造上の接合された複合再加工パッチの全体断面図が、例示的実施形態にしたがって示されている。この図示された例では、図２０の線２４−２４に沿った複合再加工パッチ１１９の断面図が示されている。

テーパ状接着セクション２０２の各々は、この例示的実施例では、テーパ状接着層を有している。特に、第１のセクション２１０は、接着層２２２を有し、第２のセクション２１２は、接着層２２８を有しており、第３のセクション２１４は、接着層２２９を有している。接着層２２８及び接着層２２９は、接着層２２２と同一の方法で、又は異なる方法で、テーパ状にされうる。

３つの接着層がテーパ状接着セクション２０２の各々に示されているが、他の数の層が存在してもよい。５個の層、９個の層、１４個の層、又は別の数の層が存在しうる。また、３つの複合プライが複合層２２０の中に示されているが、他の数のプライが使用されてもよい。また、間隙は、いくつかの例示的実施例では、テーパ状接着セクション２０２の間に存在しうる。

図２０から図２４に示される構成により、複合再加工パッチ１１９は、望ましい方法で作用する。内側の接着−パッチ領域２１０−２０４内部で、機体負荷が、不整合エリア２２から複合再加工パッチ１１９まで移送され、亀裂先端境界から最初に入ってくる負荷を分散し、図２１から図２３を参照して図示及び説明されたように、亀裂先端の力を最小化する。

モードIIの中間の接着−パッチ領域２１２−２０６は、不整合エリア２２の面内ひずみエネルギー放出レートを低下させる。このように、接着−パッチ領域２１２−２０６は、不整合エリア２２の層間及び界面成長のレートを低下させる。この領域は、機体の複合外板全体の疲労耐久性を高める。結果として、複合構造２４は、制限負荷を効果的に運ぶことができる。

外側の接着−パッチ領域２１４−２０８は、複合再加工パッチ１１９の解凍効果を最小化及び制御するように設計される。外側の接着−パッチ領域２１４−２０８は、高い面外の標準損傷負荷の効果を軽減するように設計される。この制御は、高いモードIの層間破壊靭性、弾性定数、及び変動するテーパ角度の組み合わせの設計により達成される。この領域は、航空機外板への負荷の再分散により、不整合エリア２２の中のひずみエネルギー放出レートを低下させる際に効果的である。結果として、接着−パッチ領域２１４−２０８は、高い突風負荷及び機動飛行負荷などの様々な空力条件で静的強度を維持する。

ここで図２５を参照すると、接合された複合再加工パッチの図が、例示的実施形態にしたがって示されている。この図示された例では、複合再加工パッチの拡大図が示される。複合再加工パッチ２３０は、複合構造２４の中の不整合エリア２２を覆う複合再加工パッチ１１９と取り替えられた。

複合再加工パッチ２３０は、図１９のブロック形式で示されたパッチシステム１３２に対する別の実施態様の例である。複合再加工パッチ２３０は、不整合エリア２２を覆うように複合構造２４に接合されている。

この例示的実施例では、複合再加工パッチ２３０は、テーパ状接着セクション２３４を覆うように配置された領域２３２を有している。実線の間に示されている領域２３２は、中心部２３６と、第１の領域２３８と、第２の領域２４０と、第３の領域２４２と、第４の領域２４４とを含む。各後続の領域は、前の領域周囲を周方向に延びる。

この例示的実施例では、テーパ状接着セクション２３４は、破線の間に示されている。テーパ状接着セクション２３４は、この例示的実施例では、第１のセクション２４６と、第２のセクション２４８と、第３のセクション２５０と、第４のセクション２５２とを含む。図示されたように、テーパ状接着セクション２３４は、複合再加工パッチ２３０の領域２３２に実質的に対応する。

図示されるように、個々のテーパ状接着セクション２３４の各々は、異なる層間破壊靭性を有しいている。この例示的実施例では、第４のセクション２５２は、約４．５ｉｎ−ｌｂｓ／ｉｎ^２のモードIの層間破壊靭性を有しており、第３のセクション２５０は、約７．５ｉｎ−ｌｂｓ／ｉｎ^２のモードIの層間破壊靭性を有しており、第２のセクション２４８は、約１３．５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２のモードIIの層間破壊靭性を有しており、第１のセクション２４６は、約２０．５ｉｎ−ｌｂ／ｉｎ^２のモードIIIの層間破壊靭性を有している。層間破壊靭性の他の値が、特定の実施態様次第で実現されうる。

複合再加工パッチ２３０の領域２３２は、図２０に図示及び記載された領域２００と、層間破壊靭性が実質的に類似しうる。加えて、第４の領域２４４の層間破壊靭性は、第３の領域２４２の層間破壊靭性を下回る。他の例示的実施例では、他の値が使用されうる。

更に、領域２３２及びテーパ状接着セクション２３４の各々の設計は、下位構造に加えられる様々な負荷に基づき、修正されてもよい。例えば、複合再加工パッチの設計は、複合再加工パッチが航空機で使用される場所に基づき、異なりうる。例として、複合再加工パッチの構造設計は、翼の構造外板パネル上で使用されるときには、構造尾翼上で使用されるときとは異なりうる。結果として、領域２３２の特性の一又は複数、テーパ状接着セクション２３４、又はその両方は、所望の性能を実現するために変更されうる。

図２０から図２５に示された様々な図面は、例示的実施形態を使用することにより提供できる様々な設計のうちのいくつかを図解するために示されている。また、種々の他の構成が、複合再加工パッチ２３０の所望の構造特性を開発するために使用されてもよい。

更に、パッチの類似構成が、金属構造をパッチするために、金属適用の際に使用されてもよい。そのような場合、パッチは、不整合エリアの応力強度を低下させるように設計されるだろう。特に、テーパ状接着領域は、亀裂先端で応力強度を低下させることで、亀裂の成長を阻止し、パッチの機能的寿命を延長するように設計される。

図１から図１６及び図１９から図２５の複合再加工パッチ３０、複合再加工パッチ１１９、及び複合再加工パッチ２３０の図及び説明は、例示的実施形態が実施されうる方法に対する物理的又は構造的限定を示唆することを意図していない。図示した構成要素に加え又は代えて、他の構成要素が使用されてもよい。いくつかの構成要素は、任意選択であってよい。

図１から図１６及び図２０から図２５に示された異なる構成要素は、図１９のブロック形式で示された構成要素を物理的構造としてどのように実施することができるのかを示す例でありうる。加えて、図１から図１６及び図２０から図２５の構成要素のいくつかは、図１９の構成要素と組み合わせるか、図１９の構成要素と使用するか、又はそれらを組み合わせることができる。

ここで図２６を参照すると、テーパ状接着セクションを有するパッチシステムを使用した複合構造を再加工するためのプロセスのフローチャートが、例示的実施形態にしたがって示される。図２６に示されるプロセスは、図１９の再加工環境１３０で実施されうる。構造１３６上でパッチシステム１３２を形成して、不整合エリア１４４の成長を阻止するために、異なる動作が実施されうる。

ステップ２７０では、複数の接着層が、テーパ状接着セクションを形成するように、複合構造上の不整合エリアに適用される。複数の接着層は、テーパ状接着セクションの各々が、異なる構造特性、異なる厚さ対幅の比率、又は他の適したパラメータを有するように、適用されうる。

複合プライの群は、異なる構造特性を有する複数の領域を含むような複合再加工パッチを形成するために、ステップ２７２でレイアップされる。ステップ２７４では、テーパ状接着セクションが複合構造の中の不整合性の拡大を低減するように、複合プライの群及びテーパ状接着セクションが硬化される。

図示した異なる実施形態でのフローチャート及びブロック図は、例示的実施形態の装置及び方法のいくつかの可能な実施態様の構造、機能、及び動作を示している。これに関し、フローチャートやブロック図の各ブロックは、動作尾やステップの、モジュール、セグメント、機能、又は部分又は組み合わせのうちの少なくとも１つを表しうる。

例示的実施形態のいくつかの代替的な実施態様では、ブロックに記載された一又は複数の機能が、図中に記載の順序を逸脱して起こることがある。例えば、場合によっては、連続して示されている２つのブロックが実質的に同時に実行されること、又は時には含まれる機能によってはブロックが逆順に行われることもある。また、フローチャート又はブロック図に描かれているブロックに加えて、他のブロックが追加されることもある。

本開示の例示的な実施形態は、図２７に示される航空機の製造及び保守方法３００と、図２８に示される航空機３２０に関連して記載されうる。まず図２７を参照すると、航空機の製造及び保守方法が、例示的実施形態にしたがって図示されている。製造前の段階では、航空機の製造及び保守方法３００は、図２８の航空機３０１の仕様及び設計３０２と、材料調達３０４とを含みうる。

製造段階では、図２８の航空機３０１の構成要素及びサブアセンブリの製造３０６、並びにシステムインテグレーション３０８が行われる。その後、図２８の航空機３０１は、運航３１２に供されるために、認可及び納品３１０を経てもよい。顧客による運航３１２中、図２８の航空機３０１は、改造、再構成、改修、及びその他の整備又は保守を含み得る、定期的な整備及び保守３１４がスケジューリングされる。

航空機の製造及び保守方法３００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、オペレータ、又はこれらの組み合わせによって、実施又は実行され得る。これらの例では、オペレータは、顧客であってもよい。本明細書の目的では、システム組立業者は、限定されないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含み、第三者は、限定されないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み、作業員は、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。

ここで図２８を参照すると、例示的な実施形態が実施されうる航空機の図が示されている。この例では、航空機３０１は、図２７の航空機の製造及び保守方法３００によって製造され、複数のシステム３１８及び内装３２０を有する機体３１６を含みうる。システム３１８の例は、推進システム３２２、電気システム３２４、油圧システム３２６、及び環境システム３２８のうち一又は複数を含む。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例が図示されているが、異なる例示的な実施形態は、自動車産業などの他の産業にも適用されうる。

本明細書で具現化される装置及び方法は、図２７の航空機の製造及び保守方法３００のうちの少なくとも１つの段階で用いられうる。特に、図１９のテーパ状接着セクション１５６を含むパッチシステム１３２は、航空機の製造及び保守方法３００の段階の任意の１つの段階で設置されうる。例えば、限定されないが、テーパ状接着セクション１５６を含むパッチシステム１３２は、構成要素及びサブアセンブリの製造３０６、定期的な整備及び保守３１４、又は航空機の製造及び保守方法３００の別の段階で、航空機３０１の構造を再加工するために使用されうる。

例えば、パッチシステム１３２は、航空機３０１の構造の中に不整合エリアを発見すると使用されうる。この不整合エリアは、構成要素及びサブアセンブリの製造３０６中に形成された可能性がある。構造を処分する代わりに、エリアは、パッチシステム１３２を用いてパッチされ、なおも適用可能な基準に応じることができる。

別の例示的実施例として、航空機３０１の構造の中の不整合エリアは、定期的な整備及び保守３１４中に発見されることがある。この場合、構造のすべてを再加工する代わりに、又は構造を取り替える代わりに、パッチシステム１３２が用いられうる。テーパ状接着セクション１５６を使用することにより、航空機３０１の構造だけではなくパッチシステム１３２の寿命も延長されうる。

１つの例示的実施例では、図２７の構成要素及びサブアセンブリの製造３０６中に製造される構成要素又はサブアセンブリは、図２７で航空機３０１の運航３１２中に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様の方法で生産又は製造されうる。更に別の例では、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、図２７の構成要素及びサブアセンブリの製造３０６並びにシステムインテグレーション３０８などの製造段階で利用することができる。一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、航空機３０１が、図２７における運航３１２、整備及び保守３１４の間、又はこれらの組み合わせにおいて利用することができる。いくつかの異なる例示的実施形態の利用により、航空機３０１の組み立てを大幅に効率化すること、コストを削減すること、又はその両方が可能になる。

ゆえに、例示的実施形態は、構造を再加工するための方法及び装置を提供する。構造は、図１９の航空機１３４の複合構造１３８の形態をとりうる。１つの例示的実施例では、装置は、複合再加工パッチ１５０と、複合再加工パッチ１５０の第１の側面１５４に複数の接着層１５２とを含む。複合再加工パッチ１５０の第１の側面１５４は、構造１３８上の不整合エリア１４４に一致する外形１５７を有している。複合再加工パッチ１５０は、異なる構造特性１８２を有する複数の領域１５８を含む。複数の接着層１５２は、テーパ状接着セクション１５６を形成するために、複合再加工パッチ１５０の少なくとも１つの領域内部で厚さ１６０が変化する。

例示的実施形態は、様々なモデルの航空機の多部位の外板亀裂及び複雑な層間剥離を実質的に遅延及び阻止するように設計された構造パッチを形成するために、調整された複合層に統合された複数の構造認識された接着剤の組み合わせを提供する。図１から図１６に記載された、静的強度の外側領域、耐久強度の中間領域、及び損傷耐性のフェイルセーフがある内側の中心部領域を有する、この複雑に組み合わせ統合された複合接着再加工パッチ（Ｔｈｉｓ ｃｏｍｂｉｎｅｄ ｃｏｍｐｌｅｘ ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ−ａｄｈｅｓｉｖｅ ｒｅｗｏｒｋ ｐａｔｃｈ）は、所望の方法でひずみエネルギーを放出する。結果として、パッチは、いくつかの現在使用されているシステムよりも長持ちし、より好ましい構造統合性を提供する。

更に、統合された接着パッチは、接着剤での様々なテーパ角度で設計され、これにより、亀裂が入った外板境界で高損傷の層間せん断及び引張応力が、軽減及び低減される。例示的実施形態には、ボルトは使用されない。結果として、例示的実施形態は、下位の複合外板の構造損傷耐性能力全体を改善する。

テーパ状接着領域の導入により、複合再加工パッチは、数ある中でも、連邦航空局（ＦＡＡ）及び欧州航空安全機関（ＥＡＳＡ）が公表する耐空性基準を満たすことになる。例えば、パッチは、１５０％の制限負荷を運ぶことができる、構造的に統合された機体又は翼が修理された外板として、ＦＡＡ連邦航空規制（ＦＡＲ）２５−５７１ｅの格付けの資格を得ることになる。例示的実施形態はまた、種々の他のＥＡＳＡ及びＦＡＡ耐空性基準も満たす。

上述の様々な例示的実施形態の説明は、例示及び説明を目的として提示されており、網羅的な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図しているのではない。当業者には、多くの修正例及び変形例が明白となろう。更に、種々の例示的な実施形態は、他の好ましい実施形態に照らして別の利点を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明するため、及び他の当業者に対して、様々な実施形態の開示内容と考慮される特定の用途に適した様々な修正の理解を促すために選択及び記述されている。
さらに、本開示は以下の条項による実施形態を含む。
（条項１）
構造の不整合エリアを再加工するためのパッチシステムであって、
異なる構造特性を有する複数の領域を含むパッチと、
前記パッチ上の複数の接着層であって、テーパ状接着セクションを形成するために前記パッチの少なくとも１つの領域内部で厚さが変化する複数の接着層と
を含むパッチシステム。
（条項２）
前記構造が金属構造である、条項１に記載のパッチシステム。
（条項３）
前記テーパ状接着セクションが、前記金属構造の前記不整合エリアの中の応力強度を低下させる、条項２に記載のパッチシステム。
（条項４）
前記テーパ状接着セクションの各々が、異なる層間靭性を有している、条項１に記載のパッチシステム。
（条項５）
前記構造の前記不整合エリアが亀裂を含み、前記テーパ状接着セクションが、前記亀裂の拡大を実質的に防止するために、亀裂先端の力を低下させる、条項１に記載のパッチシステム。

Claims (15)

1. 複合構造上の不整合エリアに一致する外形を有する第１の側面を含む複合再加工パッチであって、異なる構造特性を有する複数の領域を含む複合再加工パッチと、
   前記複合再加工パッチの前記第１の側面の複数の接着層であって、テーパ状接着セクションを形成するために前記複合再加工パッチの前記複数の領域のうち少なくとも１つの領域内で厚さが変化する複数の接着層と
   を含む装置。
2. 前記テーパ状接着セクションの各々が、前記異なる構造特性を有している、請求項１に記載の装置。
3. 前記異なる構造特性が、前記複数の接着層の中の運動学的定数、弾性定数、構造的定数、又は層間破壊靭性の少なくとも１つを含む、請求項２に記載の装置。
4. 前記テーパ状接着セクションの各々が、モードI特性、モードII特性、及びモードIII特性の１つを有する異なる層間破壊設計を有している、請求項１に記載の装置。
5. 前記テーパ状接着セクションの各々が、ひずみエネルギーを前記複合再加工パッチ内に及び前記複合再加工パッチから異なるレートで放出する、請求項１に記載の装置。
6. 前記複数の接着層が、フィルム接着剤を含む、請求項１に記載の装置。
7. 前記複合構造が、制御構造面、構造外板パネル、翼構造、及び構造尾翼の１つから選択される、請求項１に記載の装置。
8. 前記不整合エリアが亀裂を含み、前記テーパ状接着セクションが、前記亀裂の拡大を低減する、請求項１に記載の装置。
9. 前記テーパ状接着セクションが、
   第１のセクションと、
   前記第１のセクションの周囲を取り囲む第２のセクションと、
   前記第２のセクションの周囲を取り囲む第３のセクションと、
   前記第３のセクションの周囲を取り囲む第４のセクションと
   を含む、請求項１に記載の装置。
10. 前記複合再加工パッチが、前記テーパ状接着セクション上に配置された複合プライの群を有する複合層を含む、請求項１に記載の装置。
11. 複合構造を再加工するための方法であって、
    テーパ状接着セクションを形成する複数の接着層を前記複合構造上の不整合エリアに付けることと、
    複合プライの群を前記テーパ状接着セクション上にレイアップすることと、
    異なる構造特性を有する複数の領域を有する複合再加工パッチを形成するために、前記複合プライの群及び前記テーパ状接着セクションを硬化させることと
    を含み、前記テーパ状接着セクションの各々が、前記複数の領域のうち対応する１つの領域内に位置しており、前記複数の接着層は、前記複数の領域のうち少なくとも１つの領域内で厚さが変化する、方法。
12. 亀裂の拡大が低減されるように、前記テーパ状接着セクションを形成することを更に含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記テーパ状接着セクションの各々が前記異なる構造特性を有するように、前記複数の接着層を付けることを更に含む、請求項１１に記載の方法。
14. 前記異なる構造特性が、運動学的定数、弾性定数、構造的定数、又は層間破壊靭性の少なくとも１つを含む、請求項１１に記載の方法。
15. 前記複数の接着層の各々が異なる幅を有するように、前記複数の接着層を付けること
    を更に含む、請求項１１に記載の方法。
    

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