JPH0226581B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0226581B2 JPH0226581B2 JP57001106A JP110682A JPH0226581B2 JP H0226581 B2 JPH0226581 B2 JP H0226581B2 JP 57001106 A JP57001106 A JP 57001106A JP 110682 A JP110682 A JP 110682A JP H0226581 B2 JPH0226581 B2 JP H0226581B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- laminate
- adhesive
- ppdt
- aluminum
- filament
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 39
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims abstract description 29
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims abstract description 28
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 claims abstract description 23
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 12
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 25
- 239000004760 aramid Substances 0.000 claims description 19
- 229920003235 aromatic polyamide Polymers 0.000 claims description 17
- 229910000881 Cu alloy Inorganic materials 0.000 claims description 9
- WPPDFTBPZNZZRP-UHFFFAOYSA-N aluminum copper Chemical compound [Al].[Cu] WPPDFTBPZNZZRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 claims description 6
- 239000002759 woven fabric Substances 0.000 claims description 6
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 4
- -1 polyparaphenylene terephthalamide Polymers 0.000 claims description 3
- 229910001297 Zn alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- FJMNNXLGOUYVHO-UHFFFAOYSA-N aluminum zinc Chemical compound [Al].[Zn] FJMNNXLGOUYVHO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 abstract description 66
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 66
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 abstract description 28
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 26
- MHSKRLJMQQNJNC-UHFFFAOYSA-N terephthalamide Chemical compound NC(=O)C1=CC=C(C(N)=O)C=C1 MHSKRLJMQQNJNC-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 45
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 33
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 13
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 7
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 7
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 7
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 6
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 6
- 239000012207 thread-locking agent Substances 0.000 description 6
- 239000012298 atmosphere Substances 0.000 description 5
- 239000012792 core layer Substances 0.000 description 4
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 4
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 4
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 4
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 4
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 3
- 238000009661 fatigue test Methods 0.000 description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 3
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 3
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 3
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 3
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 description 3
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 description 3
- 238000009864 tensile test Methods 0.000 description 3
- 239000012815 thermoplastic material Substances 0.000 description 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- QAOWNCQODCNURD-UHFFFAOYSA-N Sulfuric acid Chemical compound OS(O)(=O)=O QAOWNCQODCNURD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000002313 adhesive film Substances 0.000 description 2
- 229920006231 aramid fiber Polymers 0.000 description 2
- 229910052728 basic metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 150000003818 basic metals Chemical class 0.000 description 2
- KRVSOGSZCMJSLX-UHFFFAOYSA-L chromic acid Substances O[Cr](O)(=O)=O KRVSOGSZCMJSLX-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 2
- AWJWCTOOIBYHON-UHFFFAOYSA-N furo[3,4-b]pyrazine-5,7-dione Chemical compound C1=CN=C2C(=O)OC(=O)C2=N1 AWJWCTOOIBYHON-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000003607 modifier Substances 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000561 Twaron Polymers 0.000 description 1
- 239000002318 adhesion promoter Substances 0.000 description 1
- 150000001408 amides Chemical class 0.000 description 1
- 238000007743 anodising Methods 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 239000007822 coupling agent Substances 0.000 description 1
- 238000005238 degreasing Methods 0.000 description 1
- 230000032798 delamination Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- NJLLQSBAHIKGKF-UHFFFAOYSA-N dipotassium dioxido(oxo)titanium Chemical compound [K+].[K+].[O-][Ti]([O-])=O NJLLQSBAHIKGKF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000005530 etching Methods 0.000 description 1
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 description 1
- 239000002657 fibrous material Substances 0.000 description 1
- 238000009730 filament winding Methods 0.000 description 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 1
- 239000012467 final product Substances 0.000 description 1
- 239000005357 flat glass Substances 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012210 heat-resistant fiber Substances 0.000 description 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000012766 organic filler Substances 0.000 description 1
- 239000002985 plastic film Substances 0.000 description 1
- 229920000728 polyester Polymers 0.000 description 1
- 229920003002 synthetic resin Polymers 0.000 description 1
- 239000000057 synthetic resin Substances 0.000 description 1
- 239000004753 textile Substances 0.000 description 1
- 229920006345 thermoplastic polyamide Polymers 0.000 description 1
- 239000004634 thermosetting polymer Substances 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/06—Fibrous reinforcements only
- B29C70/08—Fibrous reinforcements only comprising combinations of different forms of fibrous reinforcements incorporated in matrix material, forming one or more layers, and with or without non-reinforced layers
- B29C70/088—Fibrous reinforcements only comprising combinations of different forms of fibrous reinforcements incorporated in matrix material, forming one or more layers, and with or without non-reinforced layers and with one or more layers of non-plastics material or non-specified material, e.g. supports
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/20—Layered products comprising a layer of metal comprising aluminium or copper
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
- B32B15/08—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/14—Layered products comprising a layer of metal next to a fibrous or filamentary layer
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
- B32B5/02—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer
- B32B5/04—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by structural features of a fibrous or filamentary layer characterised by a layer being specifically extensible by reason of its structure or arrangement, e.g. by reason of the chemical nature of the fibres or filaments
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
- B32B7/04—Interconnection of layers
- B32B7/12—Interconnection of layers using interposed adhesives or interposed materials with bonding properties
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2277/00—Use of PA, i.e. polyamides, e.g. polyesteramides or derivatives thereof, as reinforcement
- B29K2277/10—Aromatic polyamides [Polyaramides] or derivatives thereof
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2705/00—Use of metals, their alloys or their compounds, for preformed parts, e.g. for inserts
- B29K2705/02—Aluminium
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
- B32B2262/02—Synthetic macromolecular fibres
- B32B2262/0261—Polyamide fibres
- B32B2262/0269—Aromatic polyamide fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
- B32B2307/50—Properties of the layers or laminate having particular mechanical properties
- B32B2307/51—Elastic
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
- B32B2307/50—Properties of the layers or laminate having particular mechanical properties
- B32B2307/54—Yield strength; Tensile strength
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2311/00—Metals, their alloys or their compounds
- B32B2311/24—Aluminium
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2605/00—Vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2605/00—Vehicles
- B32B2605/18—Aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10S428/902—High modulus filament or fiber
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10S428/91—Product with molecular orientation
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
- Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
- Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]
- Y10T428/24967—Absolute thicknesses specified
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
- Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]
- Y10T428/24967—Absolute thicknesses specified
- Y10T428/24975—No layer or component greater than 5 mils thick
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
- Y10T428/31511—Of epoxy ether
- Y10T428/31515—As intermediate layer
- Y10T428/31522—Next to metal
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
- Y10T428/31511—Of epoxy ether
- Y10T428/31529—Next to metal
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
- Y10T428/31551—Of polyamidoester [polyurethane, polyisocyanate, polycarbamate, etc.]
- Y10T428/31605—Next to free metal
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
- Y10T428/31678—Of metal
- Y10T428/31681—Next to polyester, polyamide or polyimide [e.g., alkyd, glue, or nylon, etc.]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
- Y10T428/31725—Of polyamide
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T442/00—Fabric [woven, knitted, or nonwoven textile or cloth, etc.]
- Y10T442/30—Woven fabric [i.e., woven strand or strip material]
- Y10T442/3382—Including a free metal or alloy constituent
- Y10T442/3415—Preformed metallic film or foil or sheet [film or foil or sheet had structural integrity prior to association with the woven fabric]
- Y10T442/3423—Plural metallic films or foils or sheets
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、少なくとも２枚のアルミニウム含有
金属シートからなり、それらの間に芳香族ポリア
ミドを基材とする高い弾性率の繊維が存在し、該
金属シートおよび該繊維は接着剤で結合されてお
り、そして各金属シートは１mmより薄い厚さであ
るラミネートに関する。
金属シートからなり、それらの間に芳香族ポリア
ミドを基材とする高い弾性率の繊維が存在し、該
金属シートおよび該繊維は接着剤で結合されてお
り、そして各金属シートは１mmより薄い厚さであ
るラミネートに関する。
上記のようなタイプのラミネートは、ヨーロツ
パ特許公開公報0013146により多少は知られてい
る。この公知のラミネートは、金属−プラスチツ
ク−金属型であり、熱可塑性物質からなる比較的
厚いコア層と、この層の両側を覆う比較的薄い金
属の表面板とで構成される。このプラスチツクの
コア層は実質的に各金属表面板より数倍厚い。同
公報は特に、自動車のボデイーに従来用いられて
きた金属板の代替物に関するものである。自動車
のボデイー用金属板の特性として重要な点の１つ
は、容易にかつかなり変形可能であるということ
である。このため上記公知のラミネートは金属の
表面板の間に熱可塑性の層が設けられており、こ
れによつてラミネート全体が非常によく塑性変形
するようになつている。同公報19ページ35行以下
には熱可塑性のコア層に含ませることのできる
様々な改質剤について検討されている。また同公
報にはそのような改質の１つとして、無機及び／
または有機の充填剤や繊維で熱可塑性物質を補強
し、この充填剤や繊維は熱可塑性の母材の分子と
良く接着するよう接着促進剤やカツプリング剤で
処理しておくと良いというものが示されている。
さらに、グラフアイト、ボロン、鋼、チタン酸カ
リウムのホイスカー等と同様芳香族ポリアミド繊
維も改質剤として使用することのできるものであ
ることが示されている。自動車のボデイーを製造
する際に、上記ラミネートが充分に変形しうるよ
うにするためには、プラスチツクのコア層に含ま
れる繊維は短く分断された形になろう。同公報に
示されたラミネートは、自動車のボデイー製造の
ような利用形態における高い変形性に関しての基
準には適合するだろう。しかし上記公知のラミネ
ートは近年航空宇宙産業で構造物の構成要素に求
められている厳しい要求を満たすものではない。
パ特許公開公報0013146により多少は知られてい
る。この公知のラミネートは、金属−プラスチツ
ク−金属型であり、熱可塑性物質からなる比較的
厚いコア層と、この層の両側を覆う比較的薄い金
属の表面板とで構成される。このプラスチツクの
コア層は実質的に各金属表面板より数倍厚い。同
公報は特に、自動車のボデイーに従来用いられて
きた金属板の代替物に関するものである。自動車
のボデイー用金属板の特性として重要な点の１つ
は、容易にかつかなり変形可能であるということ
である。このため上記公知のラミネートは金属の
表面板の間に熱可塑性の層が設けられており、こ
れによつてラミネート全体が非常によく塑性変形
するようになつている。同公報19ページ35行以下
には熱可塑性のコア層に含ませることのできる
様々な改質剤について検討されている。また同公
報にはそのような改質の１つとして、無機及び／
または有機の充填剤や繊維で熱可塑性物質を補強
し、この充填剤や繊維は熱可塑性の母材の分子と
良く接着するよう接着促進剤やカツプリング剤で
処理しておくと良いというものが示されている。
さらに、グラフアイト、ボロン、鋼、チタン酸カ
リウムのホイスカー等と同様芳香族ポリアミド繊
維も改質剤として使用することのできるものであ
ることが示されている。自動車のボデイーを製造
する際に、上記ラミネートが充分に変形しうるよ
うにするためには、プラスチツクのコア層に含ま
れる繊維は短く分断された形になろう。同公報に
示されたラミネートは、自動車のボデイー製造の
ような利用形態における高い変形性に関しての基
準には適合するだろう。しかし上記公知のラミネ
ートは近年航空宇宙産業で構造物の構成要素に求
められている厳しい要求を満たすものではない。
本発明の目的は、現在の要求条件を満足できる
上に示した型のラミネートを提供することであ
る。
上に示した型のラミネートを提供することであ
る。
本発明によれば、このラミネートは、繊維はエ
ンドレスフイラメントとして製造されたポリ−パ
ラ−フエニレンテレフタルアミド糸であり、完成
されたラミネートにおいては前記糸条は熱硬化性
材料から実質的に成る接着剤中に事実上直線で横
たわるように存在し、前記フイラメントは５×
104N／mm2より大きい弾性率をもつ材料であり、
そして接着剤層は、接着剤と糸条の合計重量に基
づいて、20〜80重量％の量のフイラメントを含有
する、ことを特徴とする。このような本発明によ
るラミネートは、特に好都合な機械的性質、さら
に特に改良された耐疲労特性を有する。
ンドレスフイラメントとして製造されたポリ−パ
ラ−フエニレンテレフタルアミド糸であり、完成
されたラミネートにおいては前記糸条は熱硬化性
材料から実質的に成る接着剤中に事実上直線で横
たわるように存在し、前記フイラメントは５×
104N／mm2より大きい弾性率をもつ材料であり、
そして接着剤層は、接着剤と糸条の合計重量に基
づいて、20〜80重量％の量のフイラメントを含有
する、ことを特徴とする。このような本発明によ
るラミネートは、特に好都合な機械的性質、さら
に特に改良された耐疲労特性を有する。
本発明によるラミネートは、各金属シートの厚
さが0.3〜0.7mmの範囲であり、そして金属シート
が350N/mm2より大きい引張強さを有する材料から
形成されていることによつて、有利に特徴づけら
れる。好ましくは、本発明によるラミネート中の
金属シートはアルミニウム合金、例えば、アルミ
ニウム銅合金、特にAA（USA）No.2024−T3型ま
たはアルミニウム亜鉛合金、特にAA（USA）No.
7075−T6型である。
さが0.3〜0.7mmの範囲であり、そして金属シート
が350N/mm2より大きい引張強さを有する材料から
形成されていることによつて、有利に特徴づけら
れる。好ましくは、本発明によるラミネート中の
金属シートはアルミニウム合金、例えば、アルミ
ニウム銅合金、特にAA（USA）No.2024−T3型ま
たはアルミニウム亜鉛合金、特にAA（USA）No.
7075−T6型である。
本発明によるラミネートは、接着剤層中の強化
用糸条が25×104N/mm2以下の弾性率を有する材料
から形成されていることによつて、さらに特徴づ
けられ、10×104〜15×104N/mm2の範囲、特に約
13×104N/mm2の弾性率を有する糸条を有すること
が好ましい。ここにいう弾性率は、ASTM−
D2343に従い測定されたものである。
用糸条が25×104N/mm2以下の弾性率を有する材料
から形成されていることによつて、さらに特徴づ
けられ、10×104〜15×104N/mm2の範囲、特に約
13×104N/mm2の弾性率を有する糸条を有すること
が好ましい。ここにいう弾性率は、ASTM−
D2343に従い測定されたものである。
ポリパラフエニレンテレフタルアミドの糸条お
よびその性質は、Kh.HillermeyerおよびH.
Weylandの“プラスチツク強化用アラミド糸”
「プラステイカ」1977年11月、No.11、第374−380
頁に記載されている。
よびその性質は、Kh.HillermeyerおよびH.
Weylandの“プラスチツク強化用アラミド糸”
「プラステイカ」1977年11月、No.11、第374−380
頁に記載されている。
ラミネートの好ましい実施態様は、本発明によ
れば、糸条が１以上の群で配置されており、そし
て互いに平行に延びていることを特徴とする。本
発明によれば、糸条は７〜11本／cm、好ましくは
約９本／cmのたて糸を有する平織物の形で存在す
ることができ、各たて糸は1200〜2000デシテツク
ス、好ましくは約1610デシテツクスの線密度と、
750〜1250本のフイラメント、好ましくは約1000
本のフイラメントを有する。織物のよこ糸は5.5
本／１cmの糸から構成することができ、各よこ糸
は200デシテツクスの線密度と125本のフイラメン
トを有する。
れば、糸条が１以上の群で配置されており、そし
て互いに平行に延びていることを特徴とする。本
発明によれば、糸条は７〜11本／cm、好ましくは
約９本／cmのたて糸を有する平織物の形で存在す
ることができ、各たて糸は1200〜2000デシテツク
ス、好ましくは約1610デシテツクスの線密度と、
750〜1250本のフイラメント、好ましくは約1000
本のフイラメントを有する。織物のよこ糸は5.5
本／１cmの糸から構成することができ、各よこ糸
は200デシテツクスの線密度と125本のフイラメン
トを有する。
本発明によれば、糸条は有利には１以上の層で
存在することができ、あるいは糸条は２以上の異
なる方向に延びることができる。
存在することができ、あるいは糸条は２以上の異
なる方向に延びることができる。
ラミネートの好適な実施態様は、本発明によれ
ば、ラミネートが３枚、４枚、５枚またはそれよ
り多い枚数の金属シートから構成されており、そ
れらの間に高い弾性率の糸条が存在し、そして金
属シートと糸条は接着剤、例えば、金属接着剤に
より一緒に結合されており、糸条は接着剤層中に
20〜30重量％から80重量％まで、好ましくは45〜
50重量％または55重量％までの量で含有されてい
る。
ば、ラミネートが３枚、４枚、５枚またはそれよ
り多い枚数の金属シートから構成されており、そ
れらの間に高い弾性率の糸条が存在し、そして金
属シートと糸条は接着剤、例えば、金属接着剤に
より一緒に結合されており、糸条は接着剤層中に
20〜30重量％から80重量％まで、好ましくは45〜
50重量％または55重量％までの量で含有されてい
る。
金属シートの最適な数は、意図する用途および
満足すべき要求条件に依存して決定できる。使用
すべき金属シートの数に一般に制限はないが、金
属シートの数は一般に25以下であろう。本発明に
よれば、適切な材料の強化用糸条と組み合わせて
適切な接着剤を選択することにより、各金属シー
トの厚さが個々の糸条含有接着剤層の厚さよりも
大きいラミネートが得られる。薄いシート材料
は、静的性質と動的性質が優れるため、厚いシー
ト材料より好ましい。また、薄いシート材料は、
疲労荷重下の剥離の発生の観点からも好ましい。
少数の比較的厚い層の代わりに、比較的多数の薄
い金属層および糸条−接着剤層を使用すると、接
着剤における剪断応力ピークが減少し、そして剥
離の発生が減少する。本発明に従い、シートの厚
さを最適にすると（最適な金属−糸条の比）、前
記好適な結果が得られるであろう。
満足すべき要求条件に依存して決定できる。使用
すべき金属シートの数に一般に制限はないが、金
属シートの数は一般に25以下であろう。本発明に
よれば、適切な材料の強化用糸条と組み合わせて
適切な接着剤を選択することにより、各金属シー
トの厚さが個々の糸条含有接着剤層の厚さよりも
大きいラミネートが得られる。薄いシート材料
は、静的性質と動的性質が優れるため、厚いシー
ト材料より好ましい。また、薄いシート材料は、
疲労荷重下の剥離の発生の観点からも好ましい。
少数の比較的厚い層の代わりに、比較的多数の薄
い金属層および糸条−接着剤層を使用すると、接
着剤における剪断応力ピークが減少し、そして剥
離の発生が減少する。本発明に従い、シートの厚
さを最適にすると（最適な金属−糸条の比）、前
記好適な結果が得られるであろう。
本発明によるラミネートは、特に有利に、車両
または宇宙船または航空機における構造単位とし
て、例えば翼下部の表面材料として、一つには構
造材料の重量を節約するために、そして一つには
割れ目の形成に関するかぎり安全性の観点から使
用できる。
または宇宙船または航空機における構造単位とし
て、例えば翼下部の表面材料として、一つには構
造材料の重量を節約するために、そして一つには
割れ目の形成に関するかぎり安全性の観点から使
用できる。
接着剤として、優れた金属接着剤、例えば、
BSL312ULまたはFM−123−５またはFM73（チ
バ−ガイギー社製）あるいはAF126−２型および
AF162−３型接着剤（3Mカンパニー製）を使用
できる。しかしながら、他の加熱硬化性または非
加熱硬化性の金属接着剤を使用できる。本発明に
よる完成されたラミネートにおいて、接着剤層
は、例えばエポキシ樹脂に基づく熱硬化性合成材
料から形成する。熱可塑性合成材料とは対照的
に、熱硬化性合成材料は、高温において可塑性と
ならずまた溶融しない。
BSL312ULまたはFM−123−５またはFM73（チ
バ−ガイギー社製）あるいはAF126−２型および
AF162−３型接着剤（3Mカンパニー製）を使用
できる。しかしながら、他の加熱硬化性または非
加熱硬化性の金属接着剤を使用できる。本発明に
よる完成されたラミネートにおいて、接着剤層
は、例えばエポキシ樹脂に基づく熱硬化性合成材
料から形成する。熱可塑性合成材料とは対照的
に、熱硬化性合成材料は、高温において可塑性と
ならずまた溶融しない。
本発明によるラミネートの一例を、第１図に斜
視図で概略的に示す。ラミネートを一般に数字１
で示す。ラミネートは４枚の金属シート２から構
成され、これらのシートは介在する糸条−接着剤
層３により一緒に結合されており、この層３にお
いて糸条はたて糸が高い弾性率の糸条４により形
成されている織物の形で含有されている。第２
図、第３図および第４図は、強化用織物のたて糸
４に対して横方向に見た本発明のラミネートの断
面を概略的に図解する。第１〜４図において、対
応する部分は同じ数字で示されている。図解する
ラミネートは、異なる数の層から構成されてい
る。第２図のラミネートは２枚の外側金属シート
２から成り、これらの金属シート２は介在する糸
条−接着剤層３により一緒に結合されている。第
３図のラミネートは３枚の金属シート２からな
り、これらの金属シートは２層の介在糸条−接着
剤層３により一緒に結合されている。第４図のラ
ミネートは５枚の金属シート２から構成されてお
り、これらの金属シートは４層の糸条−接着剤層
３により一緒に結合されている。第１図、第２
図、第３図および第４図のラミネートは、ラミネ
ートの中央を通りかつ金属シートの平面に対して
平行である平面を基準に、完全に対称である。原
理的には、金属シートに対して平行である平面に
対して対称でないラミネートを構成することもで
きる。
視図で概略的に示す。ラミネートを一般に数字１
で示す。ラミネートは４枚の金属シート２から構
成され、これらのシートは介在する糸条−接着剤
層３により一緒に結合されており、この層３にお
いて糸条はたて糸が高い弾性率の糸条４により形
成されている織物の形で含有されている。第２
図、第３図および第４図は、強化用織物のたて糸
４に対して横方向に見た本発明のラミネートの断
面を概略的に図解する。第１〜４図において、対
応する部分は同じ数字で示されている。図解する
ラミネートは、異なる数の層から構成されてい
る。第２図のラミネートは２枚の外側金属シート
２から成り、これらの金属シート２は介在する糸
条−接着剤層３により一緒に結合されている。第
３図のラミネートは３枚の金属シート２からな
り、これらの金属シートは２層の介在糸条−接着
剤層３により一緒に結合されている。第４図のラ
ミネートは５枚の金属シート２から構成されてお
り、これらの金属シートは４層の糸条−接着剤層
３により一緒に結合されている。第１図、第２
図、第３図および第４図のラミネートは、ラミネ
ートの中央を通りかつ金属シートの平面に対して
平行である平面を基準に、完全に対称である。原
理的には、金属シートに対して平行である平面に
対して対称でないラミネートを構成することもで
きる。
第１１図は、第１図に従う型の４枚の金属シー
トと３層の介在する加工糸−接着剤層とからなる
ラミネートの、たて糸に対して垂直の方向に見た
高度に拡大した断面４０Ｘを示す。第１１図に示
すラミネートは、航空機の建造にしばしば用いら
れるAA（USA）No.2024型のアルミニウム銅合金
の金属シートの４枚から構成されている。金属シ
ートの厚さは0.6mmである。各２枚のシート間の
強化された接着剤の層は優れた金属接着剤の２枚
の接着剤フイルムから構成されており、各フイル
ムは0.08mmの初期厚さと100ｇ/m2の重量を有す
る。これら２枚の接着剤フイルムの間に前述の型
のアラミド糸の織物が存在し、この織物は約0.10
mmの厚さと150〜180ｇ/m2の重量を有している。
使用した接着剤は、120℃まで加熱したときにの
み硬化することができる型のものであつた。
トと３層の介在する加工糸−接着剤層とからなる
ラミネートの、たて糸に対して垂直の方向に見た
高度に拡大した断面４０Ｘを示す。第１１図に示
すラミネートは、航空機の建造にしばしば用いら
れるAA（USA）No.2024型のアルミニウム銅合金
の金属シートの４枚から構成されている。金属シ
ートの厚さは0.6mmである。各２枚のシート間の
強化された接着剤の層は優れた金属接着剤の２枚
の接着剤フイルムから構成されており、各フイル
ムは0.08mmの初期厚さと100ｇ/m2の重量を有す
る。これら２枚の接着剤フイルムの間に前述の型
のアラミド糸の織物が存在し、この織物は約0.10
mmの厚さと150〜180ｇ/m2の重量を有している。
使用した接着剤は、120℃まで加熱したときにの
み硬化することができる型のものであつた。
第１１図に示したラミネートを作る手順は、次
の通りであつた。まず、前記アルミニウム銅合金
の４枚の同一金属シートを可動支持体上に重ね、
アラミドの織物を含有する接着剤の２枚のフイル
ムを各２枚の連続する金属シート間に配置した。
得られたゆるい平行な部分、すなわち、４枚の金
属シートと強化用織物を有する接着剤の３層と
を、支持体上にまだ存在する間に、ある薄いプラ
スチツクシート材料でおおう。引き続いて、包ん
だゆるい部分から成るラミネートを、ラミネート
の包装物内部を減圧することによつて圧縮した。
次に、包んだラミネートとその支持体をオートク
レーブ内に入れた。オートクレーブを閉じた後、
その内部のラミネートを６バールの空気圧に暴露
し、温度を120℃に上昇した。オートクレーブ内
に30分間入れた後、ラミネートを仕上げ、それを
オートクレーブから取り出した。接着剤層で一緒
に結合する前に、金属シートはもちろんある適当
な予備処理、例えばクロム硫酸浴中のアルカリ性
脱脂エツチング、クロム酸または硫酸中の陽極酸
化、使用する接着剤の種類に適する下塗り、例え
ば腐食抑制性質を有するエポキシフエノールに基
づく下塗りの適用に付さなくてはならない。
の通りであつた。まず、前記アルミニウム銅合金
の４枚の同一金属シートを可動支持体上に重ね、
アラミドの織物を含有する接着剤の２枚のフイル
ムを各２枚の連続する金属シート間に配置した。
得られたゆるい平行な部分、すなわち、４枚の金
属シートと強化用織物を有する接着剤の３層と
を、支持体上にまだ存在する間に、ある薄いプラ
スチツクシート材料でおおう。引き続いて、包ん
だゆるい部分から成るラミネートを、ラミネート
の包装物内部を減圧することによつて圧縮した。
次に、包んだラミネートとその支持体をオートク
レーブ内に入れた。オートクレーブを閉じた後、
その内部のラミネートを６バールの空気圧に暴露
し、温度を120℃に上昇した。オートクレーブ内
に30分間入れた後、ラミネートを仕上げ、それを
オートクレーブから取り出した。接着剤層で一緒
に結合する前に、金属シートはもちろんある適当
な予備処理、例えばクロム硫酸浴中のアルカリ性
脱脂エツチング、クロム酸または硫酸中の陽極酸
化、使用する接着剤の種類に適する下塗り、例え
ば腐食抑制性質を有するエポキシフエノールに基
づく下塗りの適用に付さなくてはならない。
同時に出願した本出願人の特許出願には、予備
応力を加えたときに得ることができる本発明の他
の改良が記載されている。
応力を加えたときに得ることができる本発明の他
の改良が記載されている。
第５図は、金属シートを塑性変形する方法によ
り予備応力を加えたラミネートの製造法を図解し
かつ説明する。また、この実施例は前記アルミニ
ウム銅合金Ａ（USA）No.2024型の４枚の金属シー
トのラミネートを取り扱い、シートは0.6mmの厚
さを有する。４枚のアルミニウムシートAlは、
介在する３枚の各々アラミド織物Arを含有する
金属接着剤の糸条−接着剤層により一緒に結合さ
れている。各糸条−接着剤層は0.25mmの厚さを有
する。種々の測定を実施したラミネートの試料
（ARALL）は、20mmの幅を有する。第５図にお
いて、伸び率％が横軸として、縦軸として引張荷
重Ｐに対してプロツトされている。３種類の材料
について、引張力を増加したときの伸び率％を線
ARALL、AlおよびArで示している。ARALL線
はラミネートにその全体において関係する。Al
線は前記アルミニウム合金それ自体の挙動に関係
する。Ar線は糸条−接着剤層、すなわち、ポリ
−パラフエニレンテレフタルアミド糸から構成さ
れた織物を含有する接着剤層の挙動に関係する。
ここでは結合は熱（120℃）の影響下に生ずるの
で、結合後の冷却中の挙動およびアルミニウムと
アラミドとの間の膨張係数の差のため、Alおよ
びArの線はゼロ点から始まらない。第５図が示
すように、その全体に荷重が加えられておらずか
つアルミニウムシートAl中に例えば、88.5N/mm2
程度の圧縮応力と接着剤−アラミド層Ar中に同
じ大きさの引張強さを有する、ラミネート
（ARALL）が得られる。こうして予備応力が加
えられているが荷重が加えられていないラミネー
トは、伸び率が約1.4％であるようなアラミドの
たて糸の方向の外部の引張力をラミネートに加え
ることによつて得ることができる。第５図が示す
ように、アルミニウムシートに荷重が加えられな
いと、アルミニウムシートは約0.75％の比塑性伸
びを示す。ラミネートの意図する用途に依存し
て、完成したラミネートの金属シート中の所望の
圧縮応力をその製造中に予備設定することができ
る。第５図において、Pi、AlおよびPi、Arはそ
れぞれアルミニウムシートおよびアラミド糸含有
接着剤層中の内部力であり、それらの力は等しい
が方向が逆である。この場合において、Pi、Al
は−88.5N/mm2の内部応力に相当し、そしてアル
ミニウムシート中の塑性伸びは0.75％である。
り予備応力を加えたラミネートの製造法を図解し
かつ説明する。また、この実施例は前記アルミニ
ウム銅合金Ａ（USA）No.2024型の４枚の金属シー
トのラミネートを取り扱い、シートは0.6mmの厚
さを有する。４枚のアルミニウムシートAlは、
介在する３枚の各々アラミド織物Arを含有する
金属接着剤の糸条−接着剤層により一緒に結合さ
れている。各糸条−接着剤層は0.25mmの厚さを有
する。種々の測定を実施したラミネートの試料
（ARALL）は、20mmの幅を有する。第５図にお
いて、伸び率％が横軸として、縦軸として引張荷
重Ｐに対してプロツトされている。３種類の材料
について、引張力を増加したときの伸び率％を線
ARALL、AlおよびArで示している。ARALL線
はラミネートにその全体において関係する。Al
線は前記アルミニウム合金それ自体の挙動に関係
する。Ar線は糸条−接着剤層、すなわち、ポリ
−パラフエニレンテレフタルアミド糸から構成さ
れた織物を含有する接着剤層の挙動に関係する。
ここでは結合は熱（120℃）の影響下に生ずるの
で、結合後の冷却中の挙動およびアルミニウムと
アラミドとの間の膨張係数の差のため、Alおよ
びArの線はゼロ点から始まらない。第５図が示
すように、その全体に荷重が加えられておらずか
つアルミニウムシートAl中に例えば、88.5N/mm2
程度の圧縮応力と接着剤−アラミド層Ar中に同
じ大きさの引張強さを有する、ラミネート
（ARALL）が得られる。こうして予備応力が加
えられているが荷重が加えられていないラミネー
トは、伸び率が約1.4％であるようなアラミドの
たて糸の方向の外部の引張力をラミネートに加え
ることによつて得ることができる。第５図が示す
ように、アルミニウムシートに荷重が加えられな
いと、アルミニウムシートは約0.75％の比塑性伸
びを示す。ラミネートの意図する用途に依存し
て、完成したラミネートの金属シート中の所望の
圧縮応力をその製造中に予備設定することができ
る。第５図において、Pi、AlおよびPi、Arはそ
れぞれアルミニウムシートおよびアラミド糸含有
接着剤層中の内部力であり、それらの力は等しい
が方向が逆である。この場合において、Pi、Al
は−88.5N/mm2の内部応力に相当し、そしてアル
ミニウムシート中の塑性伸びは0.75％である。
第６図は、孔をもたない試験試料と、直径6.3
mmの孔をもつ試験試料とについて実施した引張試
験の結果を示す。また、これらの試験は、AA
（USA）No.2024型の前記アルミニウム銅合金の４
金属層と接着剤の３アラミド織物含有層とから構
成した、本発明によるARALL型のラミネートに
ついて実施した。試験は３種類の材料、すなわち
Alで示す前記中実アルミニウム合金の試験試料、
ARALLで示す前記の予備応力を加えていないラ
ミネートの試験試料およびARALL（予備応力を
加えた）で示す予備応力を加えた試験試料につい
て実施した。第６図から明らかなように、まず第
一にARALLおよび予備応力を加えたARALLラ
ミネートは中実アルミニウム（AL）の引張強さ
よりも約10〜15％大きい引張強さを有する。さら
に、中実アルミニウムの場合とは対照的に、予備
応力を加えたRAALLの引張強さは孔を形成した
試験試料によつて減少しないことは特に好適であ
ると考えられる。
mmの孔をもつ試験試料とについて実施した引張試
験の結果を示す。また、これらの試験は、AA
（USA）No.2024型の前記アルミニウム銅合金の４
金属層と接着剤の３アラミド織物含有層とから構
成した、本発明によるARALL型のラミネートに
ついて実施した。試験は３種類の材料、すなわち
Alで示す前記中実アルミニウム合金の試験試料、
ARALLで示す前記の予備応力を加えていないラ
ミネートの試験試料およびARALL（予備応力を
加えた）で示す予備応力を加えた試験試料につい
て実施した。第６図から明らかなように、まず第
一にARALLおよび予備応力を加えたARALLラ
ミネートは中実アルミニウム（AL）の引張強さ
よりも約10〜15％大きい引張強さを有する。さら
に、中実アルミニウムの場合とは対照的に、予備
応力を加えたRAALLの引張強さは孔を形成した
試験試料によつて減少しないことは特に好適であ
ると考えられる。
第７図は、航空機において通常適用されるシミ
ユレート飛行試験の結果を示す。試験は３種類の
ラミネートについて実施した。第１ラミネートは
一緒に結合した５層の金属シート（Alで示す）
から成り、金属はAA（USA）No.2024型のアルミ
ニウム銅合金であり、４層の接着剤中に糸条は存
在しなかつた。第２ラミネートは同じ合金の５層
の相互に結合したアルミニウムシートから構成さ
れ、アラミド織物（ARALLで示す）が接着剤層
中に存在した。第３ラミネートは第２ラミネート
と同じ型であるが、ただし予備応力を加えられて
いた（予備応力を加えたARALLで示す）。試験
試料は、長さが300mm、幅が100mmおよび全厚さが
４mmであつた。実線と破線は、試験前に７mmのの
こぎりカツトを形成した試験試料を用いて得られ
た結果を示す。一点鎖線は、試験前に中央に直径
11mmの円形の孔が形成された試験試料を用いて得
られた結果を示す。第７図は３種のラミネートに
ついて実施した疲労試験の結果を示し、試験試料
に特別の飛行シミユレーシヨンのプログラムに従
い変化する荷重を加えた。第７図において、割れ
長さ２ａ（mm）を横軸にプロツトし、そして割れ
伝ぱん速度da／dn（mm／飛行）を縦軸にプロツト
する。Al線とARALL線とを比較すると、
ARALLラミネートにおける割れ伝ぱん速度はAl
ラミネートにおけるよりもかなり小さいことがわ
かる。予備応力を加えたARALLの結果はかなり
よい。その場合において、割れ伝ぱん速度は殆ど
ゼロに減少する。また、予備応力を加えた
ARALLを用いる試験を多少異なる試験試料、す
なわち中央に大きい孔を有する試料について実施
したとき、結果は破線の傾向から明らかなように
特に好適である。第７図において、SmFはシミユ
レート飛行中の試験試料における平均応力を示
す。
ユレート飛行試験の結果を示す。試験は３種類の
ラミネートについて実施した。第１ラミネートは
一緒に結合した５層の金属シート（Alで示す）
から成り、金属はAA（USA）No.2024型のアルミ
ニウム銅合金であり、４層の接着剤中に糸条は存
在しなかつた。第２ラミネートは同じ合金の５層
の相互に結合したアルミニウムシートから構成さ
れ、アラミド織物（ARALLで示す）が接着剤層
中に存在した。第３ラミネートは第２ラミネート
と同じ型であるが、ただし予備応力を加えられて
いた（予備応力を加えたARALLで示す）。試験
試料は、長さが300mm、幅が100mmおよび全厚さが
４mmであつた。実線と破線は、試験前に７mmのの
こぎりカツトを形成した試験試料を用いて得られ
た結果を示す。一点鎖線は、試験前に中央に直径
11mmの円形の孔が形成された試験試料を用いて得
られた結果を示す。第７図は３種のラミネートに
ついて実施した疲労試験の結果を示し、試験試料
に特別の飛行シミユレーシヨンのプログラムに従
い変化する荷重を加えた。第７図において、割れ
長さ２ａ（mm）を横軸にプロツトし、そして割れ
伝ぱん速度da／dn（mm／飛行）を縦軸にプロツト
する。Al線とARALL線とを比較すると、
ARALLラミネートにおける割れ伝ぱん速度はAl
ラミネートにおけるよりもかなり小さいことがわ
かる。予備応力を加えたARALLの結果はかなり
よい。その場合において、割れ伝ぱん速度は殆ど
ゼロに減少する。また、予備応力を加えた
ARALLを用いる試験を多少異なる試験試料、す
なわち中央に大きい孔を有する試料について実施
したとき、結果は破線の傾向から明らかなように
特に好適である。第７図において、SmFはシミユ
レート飛行中の試験試料における平均応力を示
す。
また、第８図は、航空機工業において用いられ
ているシミユレート飛行試験のプログラムに従つ
て荷重を変化した実験の結果を示す。全ての試験
は300×100mm、厚さ３〜４mmの中央に３mmののこ
ぎりカツトを形成した試料について実施した。試
験は５種類の異なる材料について実施した。第１
の材料は厚さ３mmの中実アルミニウム（１×３mm
Al）、第２の材料は接着剤中に糸条を含有しない
３枚の厚さ１mmの金属シートのアルミニウムラミ
ネート（３×１mmAl）、第３の材料は接着剤層中
に糸条を含有しない５枚の厚さ0.6mmのアルミニ
ウムラミネート（５×0.6mmAl）、第４の材料は５
枚の厚さ0.6mmのアルミニウムシートと接着剤層
中に含有された強化用織物とのラミネート（５×
0.6mmARALL）、そして第５の材料は予備応力を
加えた最後に述べた型のラミネート（５×0.6mm
ARALL予備応力を加えた）であつた。アルミニ
ウムは再びAA（USA）No.2024型のアルミニウム
銅合金により形成する。第８図は、種々の材料に
ついて、試験試料が破壊するまでのシミユレート
飛行の回数を示す。区画Ａ，ＢおよびＣは、試験
試料への平均荷重を徐々に増加したとき、すなわ
ち、それぞれSmF＝70，90および100N/mm2のとき
の試験結果を示す。第８図から明らかなように、
厚さ0.6mm、すなわち厚さが１mmよりかなり小さ
い金属シートからなるARALL材料の挙動は特に
好適である。高い平均荷重を加えた試験の区画Ｂ
に記載する結果は、ARALL材料の好適な挙動を
確認している。最後に、区画Ｃにおいて、予備応
力を加えたARALLの試験試料に高い荷重を加え
た結果が示されている。これから明らかなよう
に、100000回程度もの多くのシミユレート飛行後
であつてさえ、予備応力を加えたラミネートはま
だ破壊しなかつた。
ているシミユレート飛行試験のプログラムに従つ
て荷重を変化した実験の結果を示す。全ての試験
は300×100mm、厚さ３〜４mmの中央に３mmののこ
ぎりカツトを形成した試料について実施した。試
験は５種類の異なる材料について実施した。第１
の材料は厚さ３mmの中実アルミニウム（１×３mm
Al）、第２の材料は接着剤中に糸条を含有しない
３枚の厚さ１mmの金属シートのアルミニウムラミ
ネート（３×１mmAl）、第３の材料は接着剤層中
に糸条を含有しない５枚の厚さ0.6mmのアルミニ
ウムラミネート（５×0.6mmAl）、第４の材料は５
枚の厚さ0.6mmのアルミニウムシートと接着剤層
中に含有された強化用織物とのラミネート（５×
0.6mmARALL）、そして第５の材料は予備応力を
加えた最後に述べた型のラミネート（５×0.6mm
ARALL予備応力を加えた）であつた。アルミニ
ウムは再びAA（USA）No.2024型のアルミニウム
銅合金により形成する。第８図は、種々の材料に
ついて、試験試料が破壊するまでのシミユレート
飛行の回数を示す。区画Ａ，ＢおよびＣは、試験
試料への平均荷重を徐々に増加したとき、すなわ
ち、それぞれSmF＝70，90および100N/mm2のとき
の試験結果を示す。第８図から明らかなように、
厚さ0.6mm、すなわち厚さが１mmよりかなり小さ
い金属シートからなるARALL材料の挙動は特に
好適である。高い平均荷重を加えた試験の区画Ｂ
に記載する結果は、ARALL材料の好適な挙動を
確認している。最後に、区画Ｃにおいて、予備応
力を加えたARALLの試験試料に高い荷重を加え
た結果が示されている。これから明らかなよう
に、100000回程度もの多くのシミユレート飛行後
であつてさえ、予備応力を加えたラミネートはま
だ破壊しなかつた。
第９図は、一定振幅において変化する荷重を第
９図の上方に示す耳型の試料に対し加え実施した
疲労試験の結果を示す。試験は種々の材料につい
て実施した。それらを第８図と同様にして示す。
区画Ａに記載する結果から明らかなように、厚さ
が１mmより小さい金属シートのARALLラミネー
トは特に好適な性質を有し、そして結果は金属シ
ートの層厚さを減少してさえ改良される。第９図
の区画Ｂにおいて高い平均荷重下に得られた試験
結果を示し、その場合にもARALLラミネートは
特に好適な結果を示す。
９図の上方に示す耳型の試料に対し加え実施した
疲労試験の結果を示す。試験は種々の材料につい
て実施した。それらを第８図と同様にして示す。
区画Ａに記載する結果から明らかなように、厚さ
が１mmより小さい金属シートのARALLラミネー
トは特に好適な性質を有し、そして結果は金属シ
ートの層厚さを減少してさえ改良される。第９図
の区画Ｂにおいて高い平均荷重下に得られた試験
結果を示し、その場合にもARALLラミネートは
特に好適な結果を示す。
第１０図は航空機工業において普通に使用され
るボルトジヨイント型の材料について実施した試
験の結果を示す。この型の試験試料は、第１０図
の上部に斜視図で示されており、ボルトを収容す
る直径6.3mmの孔を有する。第１０図の区画Ａに
引張試験の結果を引張強さ（N/mm2）で示す。こ
れから明らかなように、予備応力を加えた
ARALLラミネートは中実アルミニウムシート材
料（AL）の引張強さよりも約22％大きい引張強
さを有する。アルミニウムシートは、第６〜９図
を参照して述べたのと同じ種類の合金である。第
１０図の区画B1およびB2において、一定振幅に
おいて変化する引張荷重を用いた試験結果を示
す。それから明らかなように、予備応力を加えた
ARALLラミネートの試験試料は、実際上無限回
の荷重サイクルに暴露しても破壊しない。区画
B2は、６週間湿つた塩の雰囲気に前もつて暴露
した試験試料の結果を示す。B1は単に通常の大
気に暴露した試験試料を用いて得られた結果を示
す。第１０図の区画C1およびC2において、航空
機工業において使用される飛行シミユレーシヨン
プログラムに従つて、高度に変動する荷重に試験
試料を暴露した試験結果である。それからまた明
らかなように、予備応力を加えたARALLラミネ
ートは、実際上無限回のシミユレート飛行に耐え
る。区画C2において、６週間湿つた塩の雰囲気
に前もつて暴露した試験試料を用いて得られた結
果を示す。区画C1は通常の大気に単に暴露した
試験試料を用いて得られた結果を示す。区画C1
およびC2の結果を比較すると、中実アルミニウ
ムの試験試料と異なり、予備応力を加えた
ARALLラミネートの試験試料は塩の雰囲気によ
り影響を受けなかつたことが明らかである。
るボルトジヨイント型の材料について実施した試
験の結果を示す。この型の試験試料は、第１０図
の上部に斜視図で示されており、ボルトを収容す
る直径6.3mmの孔を有する。第１０図の区画Ａに
引張試験の結果を引張強さ（N/mm2）で示す。こ
れから明らかなように、予備応力を加えた
ARALLラミネートは中実アルミニウムシート材
料（AL）の引張強さよりも約22％大きい引張強
さを有する。アルミニウムシートは、第６〜９図
を参照して述べたのと同じ種類の合金である。第
１０図の区画B1およびB2において、一定振幅に
おいて変化する引張荷重を用いた試験結果を示
す。それから明らかなように、予備応力を加えた
ARALLラミネートの試験試料は、実際上無限回
の荷重サイクルに暴露しても破壊しない。区画
B2は、６週間湿つた塩の雰囲気に前もつて暴露
した試験試料の結果を示す。B1は単に通常の大
気に暴露した試験試料を用いて得られた結果を示
す。第１０図の区画C1およびC2において、航空
機工業において使用される飛行シミユレーシヨン
プログラムに従つて、高度に変動する荷重に試験
試料を暴露した試験結果である。それからまた明
らかなように、予備応力を加えたARALLラミネ
ートは、実際上無限回のシミユレート飛行に耐え
る。区画C2において、６週間湿つた塩の雰囲気
に前もつて暴露した試験試料を用いて得られた結
果を示す。区画C1は通常の大気に単に暴露した
試験試料を用いて得られた結果を示す。区画C1
およびC2の結果を比較すると、中実アルミニウ
ムの試験試料と異なり、予備応力を加えた
ARALLラミネートの試験試料は塩の雰囲気によ
り影響を受けなかつたことが明らかである。
上述の試験結果は主に本発明によるラミネート
に関するものであり、金属シートは航空機二業に
おいて大規模に用いられているアルミニウム銅合
金であり、熱硬化性材料の接着剤層はポリパラフ
エニレンテレフタルアミド糸の織物を含有する。
使用する糸条は、例えばアレンカ（Arenka）930
のように低いクリープを有し、そのクリープ性は
前記文献「プラステイカ」1977年11月、No.11、第
374−380頁に述べられている。
に関するものであり、金属シートは航空機二業に
おいて大規模に用いられているアルミニウム銅合
金であり、熱硬化性材料の接着剤層はポリパラフ
エニレンテレフタルアミド糸の織物を含有する。
使用する糸条は、例えばアレンカ（Arenka）930
のように低いクリープを有し、そのクリープ性は
前記文献「プラステイカ」1977年11月、No.11、第
374−380頁に述べられている。
本発明の範囲内で、種々の変更を行うことがで
きる。本発明によるラミネートにおいて、原理的
には、１つの同一ラミネート中に２種以上の異な
る厚さを有しかつ対称または非対称に配置されて
いる金属シートが存在することができる。
きる。本発明によるラミネートにおいて、原理的
には、１つの同一ラミネート中に２種以上の異な
る厚さを有しかつ対称または非対称に配置されて
いる金属シートが存在することができる。
また、１つの同一ラミネート中に異なるアルミ
ニウム含有金属またはアルミニウム合金のシート
を原理的に含有できる。本発明によるラミネート
は、原理的に、例えば1mの幅および数メートル
の長さを有するシート材料の形に作ることができ
る。航空機および宇宙船工業の分野において使用
される他に、本発明によるラミネートは種々の他
の工業の分野、特に静的および動的疲労性ならび
に損傷許容性が高度に要求される分野において有
利に使用できる。
ニウム含有金属またはアルミニウム合金のシート
を原理的に含有できる。本発明によるラミネート
は、原理的に、例えば1mの幅および数メートル
の長さを有するシート材料の形に作ることができ
る。航空機および宇宙船工業の分野において使用
される他に、本発明によるラミネートは種々の他
の工業の分野、特に静的および動的疲労性ならび
に損傷許容性が高度に要求される分野において有
利に使用できる。
従来の技術に関しては、デイー．ケー．クラツ
プロツト、シー．エル．マホニイ、テイー．エ
フ．マイカ、ピー．エム．ステイフエルおよびテ
イー．ジエー．アポンギによる〓接着剤の高いモ
ジユラスの繊維強化剤により改良された疲労寿
命〓ナシヨナルサンプル20、1975年４月、に関連
記載がある。この論文は適切なラミネートの形態
をとる構造物の構成要素には触れておらず、隣接
した２枚の基本的なチタン板のエツジを接合する
こと、つまり同一平面上にある２枚の平板を接合
することに関する実験について述べているだけで
ある。このような接合部は、ダブルラツプまたは
ダブルストリツプタイプである。つまり２枚の板
はそのエツジ部で、細長い小片によつて両面を覆
われる。クラツプロツトらの論文の第２図には試
験標本が示されているが、それは２枚の基本的な
比較的厚い（0.050＝1.27mm）金属板が２つの細
長い複合体小片（厚さは同じく0.050＝1.27mm）
によつて接合されており、その小片は２つの基本
的な金属板の隣接したエツジの両面を覆つてい
る。２つの小片は複合体であり、すなわちエポキ
シ樹脂の母材を繊維で補強したものである。この
２つの複合体小片はエポキシ樹脂母材の接着作用
により金属板に固定されており、その結果２枚の
金属板のエツジが互いに接合されている。クラツ
プロツトらの論文では、とくに高いモジユラスの
繊維によつて補強された複合体を用いた実験につ
いて示されている。この論文には、高いモジユラ
スの繊維によつて補強された接着剤からなる複合
体を用いることにより、２枚の基本的な金属板の
ダブルラツプタイプの接合の疲労寿命が改善され
たことが示されているのである。
プロツト、シー．エル．マホニイ、テイー．エ
フ．マイカ、ピー．エム．ステイフエルおよびテ
イー．ジエー．アポンギによる〓接着剤の高いモ
ジユラスの繊維強化剤により改良された疲労寿
命〓ナシヨナルサンプル20、1975年４月、に関連
記載がある。この論文は適切なラミネートの形態
をとる構造物の構成要素には触れておらず、隣接
した２枚の基本的なチタン板のエツジを接合する
こと、つまり同一平面上にある２枚の平板を接合
することに関する実験について述べているだけで
ある。このような接合部は、ダブルラツプまたは
ダブルストリツプタイプである。つまり２枚の板
はそのエツジ部で、細長い小片によつて両面を覆
われる。クラツプロツトらの論文の第２図には試
験標本が示されているが、それは２枚の基本的な
比較的厚い（0.050＝1.27mm）金属板が２つの細
長い複合体小片（厚さは同じく0.050＝1.27mm）
によつて接合されており、その小片は２つの基本
的な金属板の隣接したエツジの両面を覆つてい
る。２つの小片は複合体であり、すなわちエポキ
シ樹脂の母材を繊維で補強したものである。この
２つの複合体小片はエポキシ樹脂母材の接着作用
により金属板に固定されており、その結果２枚の
金属板のエツジが互いに接合されている。クラツ
プロツトらの論文では、とくに高いモジユラスの
繊維によつて補強された複合体を用いた実験につ
いて示されている。この論文には、高いモジユラ
スの繊維によつて補強された接着剤からなる複合
体を用いることにより、２枚の基本的な金属板の
ダブルラツプタイプの接合の疲労寿命が改善され
たことが示されているのである。
米国特許3321019号は、アルミニウムシートと
ガラス繊維クロスとのラミネートで部分的に強化
されたヘリコプターの翼を記載している。
ガラス繊維クロスとのラミネートで部分的に強化
されたヘリコプターの翼を記載している。
英国特許635823号は、金属シートと繊維材料、
例えば合成樹脂で含浸したグラスクロスのペーパ
ー織物とのラミネートを記載している。この特許
は、航空機の翼のためのこれらの既知の複合体の
シートの使用を述べている。
例えば合成樹脂で含浸したグラスクロスのペーパ
ー織物とのラミネートを記載している。この特許
は、航空機の翼のためのこれらの既知の複合体の
シートの使用を述べている。
また、米国特許4029838号およびフランス国特
許2322190号は、金属シートと種々の繊維との複
合ラミネート構造を記載している。
許2322190号は、金属シートと種々の繊維との複
合ラミネート構造を記載している。
英国特許1303301号は、繊維で強化されたプラ
スチツク材料の層を間に結合して有する金属シー
トのシートのサンドイツチ構造の形の、複合材料
の物品の製造法を記載している。特に繊維材料は
炭素繊維および／またはガラス繊維からなること
ができる。繊維を完成されたラミネート中に適切
に配置できるようにするために、前記刊行物は第
３図および第４図を参照して装置を記載してお
り、その装置により多少引張力を繊維に加え、繊
維は完成したラミネート中に直線で適切に横たわ
ることができる。しかしながら、この繊維の伸長
および直線化は、予備応力を加えたラミネートと
考えることができる最終製品を全く導びかない。
なぜならこの既知のラミネート全体から荷重を除
去したとき、繊維中の引張応力と組み合わせて金
属シート中に圧縮応力は存在しないであろう。
スチツク材料の層を間に結合して有する金属シー
トのシートのサンドイツチ構造の形の、複合材料
の物品の製造法を記載している。特に繊維材料は
炭素繊維および／またはガラス繊維からなること
ができる。繊維を完成されたラミネート中に適切
に配置できるようにするために、前記刊行物は第
３図および第４図を参照して装置を記載してお
り、その装置により多少引張力を繊維に加え、繊
維は完成したラミネート中に直線で適切に横たわ
ることができる。しかしながら、この繊維の伸長
および直線化は、予備応力を加えたラミネートと
考えることができる最終製品を全く導びかない。
なぜならこの既知のラミネート全体から荷重を除
去したとき、繊維中の引張応力と組み合わせて金
属シート中に圧縮応力は存在しないであろう。
米国特許3189054号は、主として金属特にアル
ミニウムと熱硬化性樹脂を含浸した単一方向のガ
ラス繊維との交互に捲いた層からなる管状ラミネ
ート物品に関する。重なる層を巻いているフイラ
メントにより得られたこの管状構造物において、
各々は巻いたストリツプとテープとから成る。各
金属層は、極めて多数の隣接アルミニウムストリ
ツプから成り、中間に位置する層は極めて多数の
隣接ガラス繊維のテープから形成されている。こ
の刊行物はそれゆえ本発明によるラミネートと異
なる種類のラミネートに関すると考えなくてはな
らないが、米国特許3189054号は金属とガラス繊
維の層に予備応力を加えることを述べている。
ミニウムと熱硬化性樹脂を含浸した単一方向のガ
ラス繊維との交互に捲いた層からなる管状ラミネ
ート物品に関する。重なる層を巻いているフイラ
メントにより得られたこの管状構造物において、
各々は巻いたストリツプとテープとから成る。各
金属層は、極めて多数の隣接アルミニウムストリ
ツプから成り、中間に位置する層は極めて多数の
隣接ガラス繊維のテープから形成されている。こ
の刊行物はそれゆえ本発明によるラミネートと異
なる種類のラミネートに関すると考えなくてはな
らないが、米国特許3189054号は金属とガラス繊
維の層に予備応力を加えることを述べている。
ドイツ国特許2916299号は、繊維で強化された
層を間に配置して有する、低融点金属の幾つかの
層から構成されたラミネートの製造法を記載して
いる。その外側において、このラミネートは低融
点の金属層よりも優れた熱的および機械的性質を
有する材料の層でおおわれている。
層を間に配置して有する、低融点金属の幾つかの
層から構成されたラミネートの製造法を記載して
いる。その外側において、このラミネートは低融
点の金属層よりも優れた熱的および機械的性質を
有する材料の層でおおわれている。
フランス国特許2447272号は、自動車の特別に
積層された布張りパネルを記載している。このパ
ネルは、熱可塑性材料、例えばポリエステルのシ
ートを間に配置した、ある数のアルミニウム合金
のシートによりまず形成されているラミネートか
ら成る。一方の側において、ラミネートはまた衝
撃荷重を吸収するためのアラミド繊維から構成さ
れた織物の数層でおおわれている。これらの既知
のパネルは、種々の層が互いにねじで取り扱われ
ているという事実から実際に明らかであるよう
に、本発明によるラミネートと完全に異なる型の
ラミネートを形成する。
積層された布張りパネルを記載している。このパ
ネルは、熱可塑性材料、例えばポリエステルのシ
ートを間に配置した、ある数のアルミニウム合金
のシートによりまず形成されているラミネートか
ら成る。一方の側において、ラミネートはまた衝
撃荷重を吸収するためのアラミド繊維から構成さ
れた織物の数層でおおわれている。これらの既知
のパネルは、種々の層が互いにねじで取り扱われ
ているという事実から実際に明らかであるよう
に、本発明によるラミネートと完全に異なる型の
ラミネートを形成する。
米国特許4035694号は、重合体のバインダー材
料により一緒に圧縮されかつ保持されている独特
の繊維のブレンドからなる不織ウエブに接着され
た、導電性金属層からなる印刷回路の製造におい
て有用である金属クラツド誘電シート材料を記載
している。繊維のブレンドは、耐熱性繊維、好ま
しくは芳香族ポリアミド繊搬と、少量の湿気を吸
収する高い引張り強さの繊維とを含む。この既知
のラミネートは、本発明のラミネートと完全に異
なる型のラミネートである。明らかにこれらの既
知のラミネートは高い機械的荷重を吸収するよう
に設計されており、繊維は不織ウエブの形で存在
する。
料により一緒に圧縮されかつ保持されている独特
の繊維のブレンドからなる不織ウエブに接着され
た、導電性金属層からなる印刷回路の製造におい
て有用である金属クラツド誘電シート材料を記載
している。繊維のブレンドは、耐熱性繊維、好ま
しくは芳香族ポリアミド繊搬と、少量の湿気を吸
収する高い引張り強さの繊維とを含む。この既知
のラミネートは、本発明のラミネートと完全に異
なる型のラミネートである。明らかにこれらの既
知のラミネートは高い機械的荷重を吸収するよう
に設計されており、繊維は不織ウエブの形で存在
する。
ドイツ国特許2642882号は、ラミネートにより
形成されたある種の防護板を記載している。この
既知のラミネートは、少なくとも１枚の鋼シート
から成り、このシート上にある数の熱可塑性ポリ
アミドのシートが配置されており、それらの間に
アラミド繊維の織物が存在する。これらの既知の
ラミネートは、本発明のラミネートと異なる型で
ある。
形成されたある種の防護板を記載している。この
既知のラミネートは、少なくとも１枚の鋼シート
から成り、このシート上にある数の熱可塑性ポリ
アミドのシートが配置されており、それらの間に
アラミド繊維の織物が存在する。これらの既知の
ラミネートは、本発明のラミネートと異なる型で
ある。
第１図は、本発明によるラミネートの一例の斜
視図である。第２図、第３図および第４図は、本
発明のラミネートの断面図である。第５図は、金
属シートを塑性変形する方法による、予備応力を
加えたラミネートの製造法を図解しかつ説明する
ための図である。第６図は、孔をもたない試験試
料と孔をもつ試験試料とについて実施した引張試
験の結果を示す。第７図は、航空機工業において
普通用いられるシミユレート飛行試験の結果を示
す。第８図は、航空機工業において実施されるシ
ミユレート飛行試験プログラムに従つて荷重を変
化した実験の結果を示す。第９図は、疲労試験の
結果を示す。第１０図は、航空機工業において普
通に使用されているボルトジヨイント型の材料に
ついて実施した試験の結果を示す。第１１図は、
第１図に示すラミネートの断面の拡大４０Ｘ図で
ある。 １：ラミネート、２：金属シート、３：糸条−
接着剤層、４：糸条、Al：アルミニウムシート、
Ar：アラミド織物、ARALL：ラミネートの試
料、Ｐ：引張荷重、Pi，Al：アルミニウムシー
トの内部力、Pi，Al：アラミド糸条含有接着剤
層中の内部力、２ａ：割れ長さ、da／dn：割れ
伝ぱん速度、SmF：平均応力。
視図である。第２図、第３図および第４図は、本
発明のラミネートの断面図である。第５図は、金
属シートを塑性変形する方法による、予備応力を
加えたラミネートの製造法を図解しかつ説明する
ための図である。第６図は、孔をもたない試験試
料と孔をもつ試験試料とについて実施した引張試
験の結果を示す。第７図は、航空機工業において
普通用いられるシミユレート飛行試験の結果を示
す。第８図は、航空機工業において実施されるシ
ミユレート飛行試験プログラムに従つて荷重を変
化した実験の結果を示す。第９図は、疲労試験の
結果を示す。第１０図は、航空機工業において普
通に使用されているボルトジヨイント型の材料に
ついて実施した試験の結果を示す。第１１図は、
第１図に示すラミネートの断面の拡大４０Ｘ図で
ある。 １：ラミネート、２：金属シート、３：糸条−
接着剤層、４：糸条、Al：アルミニウムシート、
Ar：アラミド織物、ARALL：ラミネートの試
料、Ｐ：引張荷重、Pi，Al：アルミニウムシー
トの内部力、Pi，Al：アラミド糸条含有接着剤
層中の内部力、２ａ：割れ長さ、da／dn：割れ
伝ぱん速度、SmF：平均応力。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 少なくとも２枚のアルミニウム合金シートか
らなり、それらの間に芳香族ポリアミドを基材と
する高い弾性率の繊維が存在し、該合金シートは
それぞれ１mmより薄い厚さのものであり、該合金
シートと該繊維とが接着剤で接合されている、特
に航空機の成分用のラミネートにおいて、 (イ) 該芳香族ポリアミド繊維が、ポリーパラフエ
ニレン・テレフタルアミド（PPDT）糸であ
り、 (ロ) 該PPDT糸が、エンドレスフイラメントで構
成され、完成されたラミネートにおいては、接
着剤中に事実上直線で横たわるように存在し、 (ハ) 該PPDTフイラメントが、５×104N／mm2よ
りも高く、25×104N／mm2よりも低い範囲の弾
性率をもつ材料であり、 (ニ) 該接着剤が、実質的に熱硬化性材料から成る
ものであり、 (ホ) 接着剤層中の該PPDTフイラメントの存在量
が、フイラメントと接着剤との合計量に対し
て、20−80重量％の量であり、 (ヘ) 該アルミニウム合金シートが、いずれも、
350N／mm2より大きい引張強さをもつ材料であ
り、 (ト) 該アルミニウム合金シートが、いずれも、
糸・接着剤の層の個別の厚さよりも大きい厚さ
をもつ、 ことを特徴とするラミネート、 ２ 各アルミニウム合金シートの厚さは0.3〜0.7
mmの範囲であることを特徴とする特許請求の範囲
第１項記載のラミネート。 ３ PPDT糸は１以上の群で配置されており、そ
して互いに対して平行に延びていることを特徴と
する特許請求の範囲第１項記載のラミネート。 ４ PPDT糸は織物の形で存在していることを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載のラミネー
ト。 ５ PPDT糸は７〜11、好ましくは約９本／cmの
PPDTのたて糸を有する織物の形で存在し、各た
て糸は1200−2000デシテツクス、好ましくは約
1610デシテツクスの線密度と、750〜1250本、好
ましくは約1000本のフイラメントを有することを
特徴とする特許請求の範囲第４項記載のラミネー
ト。 ６ アルミニウム合金シートは特にAA（USA）
No.2024−T3タイプのアルミニウム銅合金からな
ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の
ラミネート。 ７ アルミニウム合金シートは特にAA（USA）
No.7075−T6タイプのアルミニウム亜鉛合金から
なることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
のラミネート。 ８ 接着剤層中において、PPDTフイラメントの
重量％は、接着剤とフイラメントとの合計重量に
基づいて計算して、45〜55％の範囲であることを
特徴とする特許請求の範囲第１項記載のラミネー
ト。 ９ PPDTフイラメントは弾性率が10×104〜15
×104N／mm2の範囲である材料からつくられてい
ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の
ラミネート。 １０ ラミネートは３枚、４枚、５枚またはそれ
より多い枚数の合金シートから構成されているこ
とを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のラミ
ネート。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| NL8100087A NL8100087A (nl) | 1981-01-09 | 1981-01-09 | Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS57137148A JPS57137148A (en) | 1982-08-24 |
| JPH0226581B2 true JPH0226581B2 (ja) | 1990-06-11 |
Family
ID=19836834
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57001106A Granted JPS57137148A (en) | 1981-01-09 | 1982-01-08 | Laminate of aluminum material and alamide fiber |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4500589A (ja) |
| EP (1) | EP0056289B1 (ja) |
| JP (1) | JPS57137148A (ja) |
| AT (1) | ATE16778T1 (ja) |
| DE (1) | DE3267655D1 (ja) |
| IE (1) | IE53179B1 (ja) |
| NL (1) | NL8100087A (ja) |
Families Citing this family (78)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2164293A (en) * | 1984-08-31 | 1986-03-19 | Motoplat | Import resistant fuel tanks |
| JPS62162022U (ja) * | 1986-04-07 | 1987-10-15 | ||
| US4888247A (en) * | 1986-08-27 | 1989-12-19 | General Electric Company | Low-thermal-expansion, heat conducting laminates having layers of metal and reinforced polymer matrix composite |
| US4803105A (en) * | 1987-02-13 | 1989-02-07 | Essex Specialty Products, Inc. | Reinforcing sheet for the reinforcement of panel and method of reinforcing panel |
| ES2022602B3 (es) * | 1987-10-14 | 1991-12-01 | Akzo Nv | Laminado de hojas metalicas y material sintetico reforzado por filamentos de vidrio continuos. |
| DE3876371T2 (de) * | 1987-10-14 | 1993-05-13 | Structural Laminates Co | Schichtstoff aus metallschichten und aus durchgehendem,faserverstaerkten,synthetischen,thermoplastischen material und verfahren zu seiner herstellung. |
| EP0322947B1 (en) * | 1987-12-31 | 1992-07-15 | Structural Laminates Company | Composite laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced synthetic layers |
| US5030488A (en) * | 1988-11-23 | 1991-07-09 | Chemical And Polymer Technology, Inc. | Laminates, panels and means for joining them |
| CA2057016C (en) * | 1989-05-30 | 2001-02-27 | G. William Ragland | Heat barrier laminate |
| US5082886A (en) * | 1989-08-28 | 1992-01-21 | General Electric Company | Low compression set, oil and fuel resistant, liquid injection moldable, silicone rubber |
| US6604708B1 (en) * | 1989-12-26 | 2003-08-12 | The Boeing Company | Carbon brake wear for aircraft |
| ATE94811T1 (de) | 1990-01-22 | 1993-10-15 | Atd Corp | Kissenartig geformtes gebilde mit waermeleitzonen und thermischen isolierzonen und verformbares laminat. |
| US5185198A (en) * | 1990-09-05 | 1993-02-09 | Fokker Aircraft B.V. | Bent structure comprising outer metal sheets in a soft W condition bonded by an adhesive layer |
| US5227216A (en) * | 1991-03-25 | 1993-07-13 | Mcdonnell Douglas Corporation | Fiber/metal laminate |
| US5429326A (en) * | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
| US5567535A (en) * | 1992-11-18 | 1996-10-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Fiber/metal laminate splice |
| US5578384A (en) * | 1995-12-07 | 1996-11-26 | Ticomp, Inc. | Beta titanium-fiber reinforced composite laminates |
| US6194081B1 (en) | 1993-10-18 | 2001-02-27 | Ticomp. Inc. | Beta titanium-composite laminate |
| US5733390A (en) * | 1993-10-18 | 1998-03-31 | Ticomp, Inc. | Carbon-titanium composites |
| US5906550A (en) * | 1993-10-18 | 1999-05-25 | Ticomp, Inc. | Sports bat having multilayered shell |
| US5744228A (en) * | 1994-03-04 | 1998-04-28 | Tingley; Daniel A. | Use of synthetic fibers in a glueline to increase resistance to sag in wood and wood composite structures |
| US6565959B1 (en) | 1994-03-04 | 2003-05-20 | Daniel A. Tingley | Use of synthetic fibers in a glueline to increase resistance to sag in wood and wood composite structures |
| US5651850A (en) * | 1996-01-11 | 1997-07-29 | The Boeing Company | Method of fabricating hybrid composite structures |
| US5700347A (en) * | 1996-01-11 | 1997-12-23 | The Boeing Company | Thermoplastic multi-tape application head |
| US5866272A (en) * | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| DE69808903T2 (de) | 1997-05-28 | 2003-08-07 | Structural Laminates Co | Verfahren zur herstellung eines mehrschichtwerkstoffes und ein mehrschichtwerkstoff der mit diesem verfahren herzustellen ist |
| US6039832A (en) * | 1998-02-27 | 2000-03-21 | The Boeing Company | Thermoplastic titanium honeycomb panel |
| NL1011516C2 (nl) * | 1999-03-10 | 2000-09-12 | Adprotech B V | Laminaat uit metaallagen die met een vezelversterkte hechtingsmiddellaag zijn verbonden. |
| US6075701A (en) * | 1999-05-14 | 2000-06-13 | Hughes Electronics Corporation | Electronic structure having an embedded pyrolytic graphite heat sink material |
| SE0101129L (sv) * | 2001-03-30 | 2002-08-06 | Saab Ab | Metallkompositlaminat samt sätt att framställa detsamma |
| US6648273B2 (en) | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
| DE10238460B3 (de) * | 2002-08-22 | 2004-03-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbaustruktur aus dünnen Metallblechlagen |
| FR2844742B1 (fr) | 2002-09-25 | 2005-04-29 | Pechiney Rhenalu | Feuilles composites stratifiees aluminium-fibres de verre |
| US7192501B2 (en) * | 2002-10-29 | 2007-03-20 | The Boeing Company | Method for improving crack resistance in fiber-metal-laminate structures |
| ATE406998T1 (de) * | 2003-07-08 | 2008-09-15 | Airbus Gmbh | Leichtbaustruktur |
| EP1495858B1 (de) * | 2003-07-08 | 2019-08-07 | Airbus Operations GmbH | Leichtbaustruktur aus metallischen schichtwerkstoffen |
| US6851649B1 (en) | 2003-08-14 | 2005-02-08 | The Boeing Company | Methods and systems for controlling wheel brakes on aircraft and other vehicles |
| DE10360808B4 (de) * | 2003-12-19 | 2005-10-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Faserverstärkter metallischer Verbundwerkstoff |
| US20050175813A1 (en) * | 2004-02-10 | 2005-08-11 | Wingert A. L. | Aluminum-fiber laminate |
| FR2876655B1 (fr) * | 2004-10-19 | 2008-05-30 | Faurecia Interieur Ind Snc | Traverse pour vehicule automobile, et vehicule automobile correspondant |
| US7281684B2 (en) * | 2005-02-23 | 2007-10-16 | The Boeing Company | Systems and methods for braking aircraft, including braking intermediate main gears and differential braking |
| EP1728623A1 (en) * | 2005-06-03 | 2006-12-06 | Pedro Lloveras Calvo | Multilayer aluminium-fabric laminate |
| NL1030029C2 (nl) * | 2005-09-26 | 2007-03-27 | Gtm Consulting B V | Werkwijze en inrichting voor het verlijmen van componenten tot een samengesteld vormdeel. |
| NL1030066C2 (nl) * | 2005-09-29 | 2007-03-30 | Gtm Consulting B V | Werkwijze voor het vervaardigen van een vormdeel uit een samengesteld materiaal. |
| US7446064B2 (en) * | 2006-03-01 | 2008-11-04 | Alcoa Inc. | Impact resistant building panels |
| EP2021238A2 (en) * | 2006-05-15 | 2009-02-11 | Alcoa Inc. | Reinforced hybrid structures and methods thereof |
| DE102006023210B4 (de) | 2006-05-17 | 2012-12-13 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Herstellen einer Laminatstruktur, Laminatstruktur und deren Verwendung |
| US8011165B2 (en) * | 2006-06-07 | 2011-09-06 | Integritect Consulting, Inc. | Composite assembly with saturated bonding mass and process of reinforced attachment |
| NL2000100C2 (nl) * | 2006-06-13 | 2007-12-14 | Gtm Consulting B V | Laminaat uit metaalplaten en kunststof. |
| NL2000232C2 (nl) * | 2006-09-12 | 2008-03-13 | Gtm Consulting B V | Huidpaneel voor een vliegtuigromp. |
| US7690164B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-04-06 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for structural lug formed from a combination of metal and composite laminate materials |
| CN103882430B (zh) * | 2007-03-12 | 2017-04-19 | 大成普拉斯株式会社 | 铝合金复合体及其接合方法 |
| US20090211697A1 (en) * | 2007-05-15 | 2009-08-27 | Heinimann Markus B | Reinforced hybrid structures and methods thereof |
| EP2085215B1 (en) * | 2008-01-29 | 2013-03-27 | GTM Holding B.V. | High-toughness fiber-metal laminate |
| DE102008062860A1 (de) | 2008-12-23 | 2010-07-01 | Universität Bremen | Schichtverbundwerkstoff, Verfahren zu dessen Herstellung und Verwendung desselben |
| WO2012064335A1 (en) * | 2010-11-12 | 2012-05-18 | Bell Helicopter Textron Inc. | Composite rotor blade having weighted material for mass balancing |
| US20130316148A1 (en) | 2010-11-29 | 2013-11-28 | Gtm-Advanced Products B.V. | Metal sheet-fiber reinforced composite laminate |
| DE102011006032A1 (de) * | 2011-03-24 | 2012-09-27 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils sowie Strukturbauteil |
| DE102011054909A1 (de) * | 2011-10-28 | 2013-05-02 | Benteler Automobiltechnik Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Kraftfahrzeugbauteils sowie nach dem Verfahren hergestelltes Kraftfahrzeugbauteil |
| NL2007683C2 (en) | 2011-10-31 | 2013-05-06 | Gtm Advanced Products B V | Improved fiber-metal laminate. |
| DE102012003734A1 (de) | 2012-02-28 | 2013-08-29 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Hybridlaminat |
| CN103009717A (zh) * | 2012-11-30 | 2013-04-03 | 南京航空航天大学 | 一种轻质耐高温碳纤维金属混杂层板 |
| EP2868469A1 (en) * | 2013-10-31 | 2015-05-06 | Alcoa Architectural Products SAS | Double sheet aluminum panel and method for manufacture thereof |
| KR101429727B1 (ko) * | 2014-02-20 | 2014-08-14 | (주)오토젠 | 하이브리드 복합소재를 이용한 히트 프로텍터의 제조방법 |
| GB2528536A (en) | 2014-05-07 | 2016-01-27 | Bae Systems Plc | Liquid storage system |
| GB2528537A (en) * | 2014-05-07 | 2016-01-27 | Bae Systems Plc | Liquid storage system |
| EP3140197B1 (en) | 2014-05-07 | 2018-07-11 | BAE Systems PLC | Liquid storage system |
| EP2942281A1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-11-11 | BAE Systems PLC | Liquid storage tank |
| GB2528540B (en) | 2014-05-07 | 2016-08-03 | Bae Systems Plc | Fuel storage system comprising outer and inner tanks |
| EP2942280A1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-11-11 | BAE Systems PLC | Liquid storage system |
| GB2528535A (en) | 2014-05-07 | 2016-01-27 | Bae Systems Plc | Liquid storage tank |
| FR3021255B1 (fr) * | 2014-05-21 | 2016-05-13 | Renault Sa | Portiere renforcee de vehicule automobile |
| NL2012889B1 (en) | 2014-05-26 | 2016-05-03 | Gtm Advanced Products B V | Laminate of a metal sheet and an adhesive layer bonded thereto. |
| NL2017062B1 (nl) * | 2016-06-28 | 2018-01-05 | Fokker Aerostructures Bv | Werkwijze voor het vervaardigen van een paneel met verdikking |
| RU2641744C1 (ru) * | 2017-03-02 | 2018-01-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Слоистый гибридный композиционный материал и изделие, выполненное из него |
| GB2582148A (en) * | 2019-03-12 | 2020-09-16 | Airbus Operations Ltd | Impact resistant panels |
| BE1030072B1 (nl) | 2021-12-22 | 2023-07-17 | Roeve Koen De | Een vezel-metaal composiet paneel omvattend een vezelversterkt thermoplastisch paneel en een metalen plaat en werkwijze voor de vervaardiging ervan |
| EP4238758A1 (en) | 2022-03-04 | 2023-09-06 | Inegi - Instituto de Ciência e Inovação em Engenharia Mecânica e Engenharia Industrial | Reinforcement thermoplastic-based fibre-metal laminate composite frame and manufacturing method thereof |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS51149699A (en) * | 1975-06-14 | 1976-12-22 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | Rotar y wing |
| US4029838A (en) * | 1975-09-24 | 1977-06-14 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Hybrid composite laminate structures |
| JPS54123941A (en) * | 1978-03-18 | 1979-09-26 | Nippon Columbia | Electroacoustic converter vibrator |
| JPS55122002A (en) * | 1979-03-13 | 1980-09-19 | Kuramoto Sangyo Kk | Fabric for heat and fire resistant protectzng wear |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB635823A (en) * | 1945-06-01 | 1950-04-19 | Ernest Platton King | Improved method of manufacturing composite metal-fibrous structures |
| US3189054A (en) * | 1961-06-23 | 1965-06-15 | Aerojet General Co | Laminate structure of alternate layers of metal and glass fiber tapes |
| US3321019A (en) * | 1965-10-22 | 1967-05-23 | United Aircraft Corp | Fiberglass blade |
| GB1303301A (ja) * | 1970-02-13 | 1973-01-17 | ||
| JPS5045372U (ja) * | 1973-08-22 | 1975-05-07 | ||
| US4035694A (en) * | 1974-01-07 | 1977-07-12 | Minnesota Mining And Manufacturing Company | Metal-clad dielectric sheeting |
| FR2322190A1 (fr) * | 1975-08-27 | 1977-03-25 | Aerospatiale | Procede de liaison par collage |
| ES487112A1 (es) * | 1978-12-22 | 1980-10-01 | Monsanto Co | Un procedimiento para la preparacion de un estratificado de metal-termoplastico-metal |
| US4369222A (en) * | 1978-12-22 | 1983-01-18 | Monsanto Company | Metal-thermoplastic-metal laminates |
-
1981
- 1981-01-09 NL NL8100087A patent/NL8100087A/nl not_active Application Discontinuation
-
1982
- 1982-01-08 IE IE36/82A patent/IE53179B1/en not_active IP Right Cessation
- 1982-01-08 EP EP82200014A patent/EP0056289B1/en not_active Expired
- 1982-01-08 JP JP57001106A patent/JPS57137148A/ja active Granted
- 1982-01-08 AT AT82200014T patent/ATE16778T1/de active
- 1982-01-08 DE DE8282200014T patent/DE3267655D1/de not_active Expired
-
1983
- 1983-09-20 US US06/533,883 patent/US4500589A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS51149699A (en) * | 1975-06-14 | 1976-12-22 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | Rotar y wing |
| US4029838A (en) * | 1975-09-24 | 1977-06-14 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Hybrid composite laminate structures |
| JPS54123941A (en) * | 1978-03-18 | 1979-09-26 | Nippon Columbia | Electroacoustic converter vibrator |
| JPS55122002A (en) * | 1979-03-13 | 1980-09-19 | Kuramoto Sangyo Kk | Fabric for heat and fire resistant protectzng wear |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS57137148A (en) | 1982-08-24 |
| EP0056289B1 (en) | 1985-12-04 |
| US4500589A (en) | 1985-02-19 |
| EP0056289A1 (en) | 1982-07-21 |
| IE820036L (en) | 1982-07-09 |
| DE3267655D1 (en) | 1986-01-16 |
| NL8100087A (nl) | 1982-08-02 |
| ATE16778T1 (de) | 1985-12-15 |
| IE53179B1 (en) | 1988-08-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0226581B2 (ja) | ||
| EP0056288B1 (en) | Laminate of metal sheet material and threads bonded thereto, as well as processes for the manufacture thereof | |
| JP2660563B2 (ja) | 金属シート及び連続ガラスフィラメントで強化された合成材料のラミネート | |
| US4935291A (en) | Composite laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced synthetic layers | |
| US4992323A (en) | Laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced thermoplastic synthetic material, as well as a process for the manufacture of such a laminate | |
| Rotem et al. | Failure modes of angle ply laminates | |
| US7087296B2 (en) | Energy absorbent laminate | |
| US5227216A (en) | Fiber/metal laminate | |
| EP2646242B1 (en) | Metal sheet - fiber reinforced composite laminate | |
| US9290212B2 (en) | Carbon fiber prepreg-wrapped beam structures | |
| Kubit et al. | The influence of temperature gradient thermal shock cycles on the interlaminar shear strength of fibre metal laminate composite determined by the short beam test | |
| WO2004071761A1 (en) | Laminate of metal plates and intersecting fibre layers | |
| EP0323660A1 (en) | Process for manufacturing a laminate of metal sheets and filaments-reinforced synthetic layers | |
| RU2185964C1 (ru) | Слоистый композиционный материал и изделие, выполненное из него | |
| EP1950034A1 (en) | Multilayered honeycomb panel from compopsite material with continuous three-dimensinal reinforcement | |
| Mashinskaya et al. | Laminated fibrous metal—polymer composites | |
| RU2185963C1 (ru) | Композиционный слоистый материал и изделие, выполненное из него | |
| Gaudenzi et al. | Analysis of a glass-fibre sandwich panel for car body constructions | |
| ABDELWADOUD | Influence of Aluminum wire mesh location through stacking sequence on mechanical properties of GFRE composite laminates | |
| KUMAR et al. | EXPERIMENTAL INVESTIGATIONS ON FLEXURAL BEHAVIOUR OF GLASS FIBER REINFORCED COMPOSITE CONTAINING ARTIFICIAL DELAMINATION | |
| Abd El-Wadoud et al. | The Egyptian International Journal of Engineering Sciences and Technology |