JPH0226582B2 - - Google Patents
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Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、２個以上の金属シートであつて、該
シート間に高弾性率を有する加工糸が存在する該
金属シートよりなり、該金属シートと加工糸とは
金属グルーのような接着剤で接合されているラミ
ネートに関する。
シート間に高弾性率を有する加工糸が存在する該
金属シートよりなり、該金属シートと加工糸とは
金属グルーのような接着剤で接合されているラミ
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、現在における諸要求をよりよ
く満足しうる上記の型（type）のラミネートを提
供することである。本発明のラミネートは、ラミ
ネート全体として無負荷の状態において、各金属
シート中に圧縮応力が存在し、加工糸を有する各
層中に引張応力が存在し、該圧縮応力は０〜
300N／mm2、好ましくは０〜200N／mm2の範囲の値
を有する点に特徴がある。かくして、航空機構造
中始終変動する負荷を極めて有効に吸収しうるプ
レ−ストレスドラミネートが得られる。特に、本
発明のプレ−ストレスドラミネートの耐疲労性は
驚くほどに良好である。その結果、本発明のラミ
ネートの構造によれば、重量を相当に節減するこ
とが可能となる。
く満足しうる上記の型（type）のラミネートを提
供することである。本発明のラミネートは、ラミ
ネート全体として無負荷の状態において、各金属
シート中に圧縮応力が存在し、加工糸を有する各
層中に引張応力が存在し、該圧縮応力は０〜
300N／mm2、好ましくは０〜200N／mm2の範囲の値
を有する点に特徴がある。かくして、航空機構造
中始終変動する負荷を極めて有効に吸収しうるプ
レ−ストレスドラミネートが得られる。特に、本
発明のプレ−ストレスドラミネートの耐疲労性は
驚くほどに良好である。その結果、本発明のラミ
ネートの構造によれば、重量を相当に節減するこ
とが可能となる。
本発明のラミネートは、各金属シートの厚みが
１mm以下、より好ましくは0.1〜0.7mm、例えば0.3
〜0.6mmの範囲にある点に有利な特徴がある。比
較的薄い金属シートのラミネート、好ましくは１
mm以下の厚みを有する金属シートを用いること
は、それ自体コストが高くなり、したがつて容易
に想到しうるものではなかつたけれども、本発明
によれば驚くべきことに、前記極薄金属シートを
用いると前記ラミネートの特性を大巾に改善しう
ることがわかつた。
１mm以下、より好ましくは0.1〜0.7mm、例えば0.3
〜0.6mmの範囲にある点に有利な特徴がある。比
較的薄い金属シートのラミネート、好ましくは１
mm以下の厚みを有する金属シートを用いること
は、それ自体コストが高くなり、したがつて容易
に想到しうるものではなかつたけれども、本発明
によれば驚くべきことに、前記極薄金属シートを
用いると前記ラミネートの特性を大巾に改善しう
ることがわかつた。
本発明のラミネートは、前記金属シートが
350N／mm2以上の引張強さを有する材料で形成さ
れていることに有利な特徴がある。好ましくは、
本発明によるラミネートの金属シートはアルミニ
ウム−銅合金、より好ましくはAA（USA）No.
2024−T3型またはアルミニウム−亜鉛合金、さ
らにAA（USA）No.7075−T6型で出来ている。あ
るいは、本発明のラミネートに用いる金属シート
は、チタニウム合金、鋼、または他の有用な構造
用金属のものでもよい。
350N／mm2以上の引張強さを有する材料で形成さ
れていることに有利な特徴がある。好ましくは、
本発明によるラミネートの金属シートはアルミニ
ウム−銅合金、より好ましくはAA（USA）No.
2024−T3型またはアルミニウム−亜鉛合金、さ
らにAA（USA）No.7075−T6型で出来ている。あ
るいは、本発明のラミネートに用いる金属シート
は、チタニウム合金、鋼、または他の有用な構造
用金属のものでもよい。
本発明のラミネートは、前記接着層の補強加工
糸が５×104N／mm2以上、25×104N／mm2以下であ
る弾性率を有する材料より形成されており、10×
104〜15×104N／mm2の範囲、特に約13×104N／mm2
の弾性率を有する加工糸を用いるのが好ましいこ
とを特徴とする。上記弾性率は、ASTM−
D2343の方法により測定される。本発明によれ
ば、逐次金属シート間の接着剤は熱硬化性物質で
あることが好ましい。
糸が５×104N／mm2以上、25×104N／mm2以下であ
る弾性率を有する材料より形成されており、10×
104〜15×104N／mm2の範囲、特に約13×104N／mm2
の弾性率を有する加工糸を用いるのが好ましいこ
とを特徴とする。上記弾性率は、ASTM−
D2343の方法により測定される。本発明によれ
ば、逐次金属シート間の接着剤は熱硬化性物質で
あることが好ましい。
本発明のラミネートが、前記加工糸がアラミ
ド、特にポリ−パラ−フエニレンテレフタルアミ
ド、あるいは芳香族ポリアミドヒドラジドまたは
全芳香族ポリエステルからなる群から選ばれたホ
モポリマーもしくはコポリマーのものであること
を特徴とする場合に好ましい結果が得られる。前
記接着層の補強加工糸がカーボンである場合にも
本発明により好ましい結果が得られる。これらの
材料およびその性質については、（An aramide
yarn or reinforcing Plastics”、Plastica、1977
年11月、No.11、374〜380頁において、ケイエツ
チ・ヒラメイヤー（Kh.Hillermeyer）およびエ
ツチ・ウエイランド（H.Weyland）による論文
中に記載されているものもある。
ド、特にポリ−パラ−フエニレンテレフタルアミ
ド、あるいは芳香族ポリアミドヒドラジドまたは
全芳香族ポリエステルからなる群から選ばれたホ
モポリマーもしくはコポリマーのものであること
を特徴とする場合に好ましい結果が得られる。前
記接着層の補強加工糸がカーボンである場合にも
本発明により好ましい結果が得られる。これらの
材料およびその性質については、（An aramide
yarn or reinforcing Plastics”、Plastica、1977
年11月、No.11、374〜380頁において、ケイエツ
チ・ヒラメイヤー（Kh.Hillermeyer）およびエ
ツチ・ウエイランド（H.Weyland）による論文
中に記載されているものもある。
本発明のラミネートの好ましい態様は、前記加
工糸がエンドレス繊維よりなる一本以上の糸
（yarn）の形で提供され、相互に平行に長手方向
に配列されていることを特徴とする。本発明によ
れば、前記加工糸は１cm当り７〜11個、好ましく
は約９個のアラミドたて糸を有し、各糸が1200〜
2000デシテツクス（decitex）、好ましくは約1610
デシテツクスの線密度ならびに750〜1250フイラ
メント、好ましくは約1000フイラメントを有する
平織物の形のものでもよい。前記織物のよこ糸は
１cm当り5.5アラミド糸より構成され、各糸が200
デシテツクスの線密度および125フイラメントを
有するものでもよい。
工糸がエンドレス繊維よりなる一本以上の糸
（yarn）の形で提供され、相互に平行に長手方向
に配列されていることを特徴とする。本発明によ
れば、前記加工糸は１cm当り７〜11個、好ましく
は約９個のアラミドたて糸を有し、各糸が1200〜
2000デシテツクス（decitex）、好ましくは約1610
デシテツクスの線密度ならびに750〜1250フイラ
メント、好ましくは約1000フイラメントを有する
平織物の形のものでもよい。前記織物のよこ糸は
１cm当り5.5アラミド糸より構成され、各糸が200
デシテツクスの線密度および125フイラメントを
有するものでもよい。
本発明のラミネートの好ましい態様は、該ラミ
ネートが３個、４個、５個またはそれ以上の金属
シートよりなり、その金属シート間に高弾性率を
有する加工糸が配設されており、該金属シートお
よび加工糸が接着剤、例えば金属グルーで接合さ
れており、該加工糸が該接着剤および加工糸の全
量に対して20〜30さらに80重量％まで、好ましく
は約45〜50あるいはさらに55重量％までの量で該
接着剤中に含有されることを特徴とする。
ネートが３個、４個、５個またはそれ以上の金属
シートよりなり、その金属シート間に高弾性率を
有する加工糸が配設されており、該金属シートお
よび加工糸が接着剤、例えば金属グルーで接合さ
れており、該加工糸が該接着剤および加工糸の全
量に対して20〜30さらに80重量％まで、好ましく
は約45〜50あるいはさらに55重量％までの量で該
接着剤中に含有されることを特徴とする。
前記金属シートの最適数は、その用途および充
足されるべき要求に応じて決定することができ
る。用いる金属シートの数には、通常制限はない
が、前記金属シートの数は25以下が普通である。
適当な材料の補強加工糸と組合せて好ましくは熱
硬化性物質である適当な種類の接着剤を選定する
ことにより、本発明のラミネートが得られ、該ラ
ミネートにおいて該金属シートの各厚みは、個々
の補強接着剤層の厚みよりも大きい。その静的お
よび動的性質がよくなるため、薄いシート材料が
厚いシート材料よりも好ましい。薄いシート材料
は、疲れ負荷中の離層発生に関しても好ましい。
少数の比較的厚い層の代りに比較的多数の薄い金
属および加工糸−接着剤層を用いることにより前
記グルー中の剪断応力ピークを低下させ、離層の
可能性が低下する。本発明によれば、前記シート
の厚みが最適化（金属−加工糸最適比）され、好
ましい結果が得られる。
足されるべき要求に応じて決定することができ
る。用いる金属シートの数には、通常制限はない
が、前記金属シートの数は25以下が普通である。
適当な材料の補強加工糸と組合せて好ましくは熱
硬化性物質である適当な種類の接着剤を選定する
ことにより、本発明のラミネートが得られ、該ラ
ミネートにおいて該金属シートの各厚みは、個々
の補強接着剤層の厚みよりも大きい。その静的お
よび動的性質がよくなるため、薄いシート材料が
厚いシート材料よりも好ましい。薄いシート材料
は、疲れ負荷中の離層発生に関しても好ましい。
少数の比較的厚い層の代りに比較的多数の薄い金
属および加工糸−接着剤層を用いることにより前
記グルー中の剪断応力ピークを低下させ、離層の
可能性が低下する。本発明によれば、前記シート
の厚みが最適化（金属−加工糸最適比）され、好
ましい結果が得られる。
本発明のラミネートは、一部で構造体の重量節
減のため、また一部でクラツク形式に関する限り
安全性に関して、例えば下方（Iower）翼表面材
料のような車両あるいは宇宙船または航空機の構
造材料として有利に用いることができる。接着剤
として、チバ−ガイキ−社製BSL312UL、FM−
123−５またはFM73、あるいは3Mカンパニー製
グルー型AF126−２およびAF−162−３などの良
好な金属グルーを用いることができる。しかしな
がら、他の中温もしくは冷間硬化性金属グルーも
使用することができる。本発明のラミネート製品
では、接着剤層は例えばエポキシ樹脂などの基剤
上に熱硬化性合成材料を配してなるものである。
熱可塑性合成材料と対比して、熱硬化性合成材料
は、昇温下に可塑性となつたり溶融したりするこ
とがない。
減のため、また一部でクラツク形式に関する限り
安全性に関して、例えば下方（Iower）翼表面材
料のような車両あるいは宇宙船または航空機の構
造材料として有利に用いることができる。接着剤
として、チバ−ガイキ−社製BSL312UL、FM−
123−５またはFM73、あるいは3Mカンパニー製
グルー型AF126−２およびAF−162−３などの良
好な金属グルーを用いることができる。しかしな
がら、他の中温もしくは冷間硬化性金属グルーも
使用することができる。本発明のラミネート製品
では、接着剤層は例えばエポキシ樹脂などの基剤
上に熱硬化性合成材料を配してなるものである。
熱可塑性合成材料と対比して、熱硬化性合成材料
は、昇温下に可塑性となつたり溶融したりするこ
とがない。
第１図に本発明のラミネートの１例を斜視図と
して概略的に示す。第１図において前記ラミネー
トは１で示され、介在する加工糸−接着剤層３に
より接合された４層の金属シート２により構成さ
れており、該加工糸−接着剤層中には、前記たて
糸が高弾性率を有する加工糸４により形成されて
いる織物の形で前記加工糸が含有されている。第
２，３および４図は、前記補強織物のたて糸を横
切る方向にみた場合の本発明のラミネートの断面
を概略的に示す。第１〜４図を通して、対応する
部分は、それぞれ同じ数字で示す。各図に示され
るラミネートは、それぞれ異なる数の層より構成
されている。第２図のラミネートは、介在する加
工糸−接着剤層３により接合された２層の外部金
属シート２より構成されている。第３図のラミネ
ートは２層の介在する加工糸−接着剤層３により
接合された３層の金属シート２より構成されてい
る。第４図のラミネートは、４層の加工糸−接着
剤層３により接合された５層の金属シート２より
構成されている。第１，２，３および第４図のラ
ミネートは、該ラミネートの中央を通る平面に対
して完全に対称であり、金属シートの平面に平行
である。原理的には、前記金属シートに平行な平
面に対して対称でないラミネートを構成すること
も可能である。
して概略的に示す。第１図において前記ラミネー
トは１で示され、介在する加工糸−接着剤層３に
より接合された４層の金属シート２により構成さ
れており、該加工糸−接着剤層中には、前記たて
糸が高弾性率を有する加工糸４により形成されて
いる織物の形で前記加工糸が含有されている。第
２，３および４図は、前記補強織物のたて糸を横
切る方向にみた場合の本発明のラミネートの断面
を概略的に示す。第１〜４図を通して、対応する
部分は、それぞれ同じ数字で示す。各図に示され
るラミネートは、それぞれ異なる数の層より構成
されている。第２図のラミネートは、介在する加
工糸−接着剤層３により接合された２層の外部金
属シート２より構成されている。第３図のラミネ
ートは２層の介在する加工糸−接着剤層３により
接合された３層の金属シート２より構成されてい
る。第４図のラミネートは、４層の加工糸−接着
剤層３により接合された５層の金属シート２より
構成されている。第１，２，３および第４図のラ
ミネートは、該ラミネートの中央を通る平面に対
して完全に対称であり、金属シートの平面に平行
である。原理的には、前記金属シートに平行な平
面に対して対称でないラミネートを構成すること
も可能である。
第１１図は、第１図の型の３層の介在する加工
糸−接着剤層を有する４層の金属シートよりなる
ラミネートのたて糸に垂直な方向の高倍率断面図
（40X）である。前記第１１図に示されたラミネ
ートは、航空機建造によく用いられるAA（USA）
No.2024型のアルミニウム−銅合金の４層金属シー
トより構成されている。前記金属シートの厚みは
0.6mmであつたが。各２層シート間の接着剤の補
強層は、各々が0.08mmの初期厚みを100ｇ/m2の重
量を有する良好な金属グルーの２層接着剤フイル
ムより構成されている。上記２層グルーフイルム
間に、前記の型のアラミド糸（yarn）でできた
織物が配設されており、該織物は、約0.10mmの厚
みと150〜180ｇ/m2の重量を有する。用いた前記
グルーは、120℃に加熱されたとき始めて硬化さ
れる型のものであつた。
糸−接着剤層を有する４層の金属シートよりなる
ラミネートのたて糸に垂直な方向の高倍率断面図
（40X）である。前記第１１図に示されたラミネ
ートは、航空機建造によく用いられるAA（USA）
No.2024型のアルミニウム−銅合金の４層金属シー
トより構成されている。前記金属シートの厚みは
0.6mmであつたが。各２層シート間の接着剤の補
強層は、各々が0.08mmの初期厚みを100ｇ/m2の重
量を有する良好な金属グルーの２層接着剤フイル
ムより構成されている。上記２層グルーフイルム
間に、前記の型のアラミド糸（yarn）でできた
織物が配設されており、該織物は、約0.10mmの厚
みと150〜180ｇ/m2の重量を有する。用いた前記
グルーは、120℃に加熱されたとき始めて硬化さ
れる型のものであつた。
前記第１１図に示されたラミネートを製造する
ための操作は、次の通りであつた。第１に、該ア
ルミニウム−銅合金の４層の同一金属シートを可
動支持体上に重ね、アラミド織物を含有する接着
剤の２層フイルムを、各２層の逐次金属シート間
に配設した。弛い平行な部分、すなわち、４層の
金属シートと補強織物を含有する接着剤の３層よ
りなる、かくして得られたラミネートを支持体上
に置いたまま、薄いプラスチツクシート材料で被
覆した。次いで弛い部分（parts）のラツプされ
たラミネートを該ラミネートのラツピング内に真
空にすることにより圧縮した。次に、前記のラツ
プされたラミネートおよびその支持体をオートク
レーブに入れた。該オートクレーブを密閉後、そ
の中のラミネートに６バールの空気圧をかけ、
120℃に昇温した。前記オートクレーブ中に30分
間放置後、該ラミネートを仕上げ、オートクレー
ブより取り出した。前記接着剤層で接合する前
に、金属シートは、勿論、アルカリ脱脂、クロム
酸−硫酸浴中でのエツチング、クロム酸または硫
酸中での陽極酸化、用いられるグルーの型
（type）に適した例えばエポキシフエノールを基
剤として防食性を有するプライマーを施工するこ
となどの前処理をする必要がある。
ための操作は、次の通りであつた。第１に、該ア
ルミニウム−銅合金の４層の同一金属シートを可
動支持体上に重ね、アラミド織物を含有する接着
剤の２層フイルムを、各２層の逐次金属シート間
に配設した。弛い平行な部分、すなわち、４層の
金属シートと補強織物を含有する接着剤の３層よ
りなる、かくして得られたラミネートを支持体上
に置いたまま、薄いプラスチツクシート材料で被
覆した。次いで弛い部分（parts）のラツプされ
たラミネートを該ラミネートのラツピング内に真
空にすることにより圧縮した。次に、前記のラツ
プされたラミネートおよびその支持体をオートク
レーブに入れた。該オートクレーブを密閉後、そ
の中のラミネートに６バールの空気圧をかけ、
120℃に昇温した。前記オートクレーブ中に30分
間放置後、該ラミネートを仕上げ、オートクレー
ブより取り出した。前記接着剤層で接合する前
に、金属シートは、勿論、アルカリ脱脂、クロム
酸−硫酸浴中でのエツチング、クロム酸または硫
酸中での陽極酸化、用いられるグルーの型
（type）に適した例えばエポキシフエノールを基
剤として防食性を有するプライマーを施工するこ
となどの前処理をする必要がある。
本発明のプレ−ストレスド ラミネートの製造
方法は、接合操作後外部引張力を全ラミネートに
作用させて、金属シートの比弾性伸びより大き
く、前記加工糸および金属シートの破断伸びより
小さい弾性伸びが付与されるようにすることを特
徴とする。本発明によれば、前記引張力を作用さ
せることにより金属シートに塑性変形をもたらす
ことができる。前記外部引張力により生ずる弾性
伸びは0.2〜1.8％、特に約0.6％である。
方法は、接合操作後外部引張力を全ラミネートに
作用させて、金属シートの比弾性伸びより大き
く、前記加工糸および金属シートの破断伸びより
小さい弾性伸びが付与されるようにすることを特
徴とする。本発明によれば、前記引張力を作用さ
せることにより金属シートに塑性変形をもたらす
ことができる。前記外部引張力により生ずる弾性
伸びは0.2〜1.8％、特に約0.6％である。
本発明の第２の特に有効なプレ−ストレスドラ
ミネートの製造方法は、前記接着剤層の硬化に先
立つて、外部引張力を前記加工糸のみに施こして
前記加工糸中に破断弾性伸びより小さい比弾性伸
びを生じさせるようにし、次いで前記引張力を保
持しつつ接着剤層を硬化させ、該硬化工程の終了
とともに該引張力を取り去つて出来上つたラミネ
ートの金属シート中に圧縮応力が全面的に存在
し、前記加工糸中に残留引張応力が存在するよう
にすることを特徴とする。プレ−ストレスド ラ
ミネートを製造するための後者の方法において、
前記金属シートを塑性変形させる必要はない。
ミネートの製造方法は、前記接着剤層の硬化に先
立つて、外部引張力を前記加工糸のみに施こして
前記加工糸中に破断弾性伸びより小さい比弾性伸
びを生じさせるようにし、次いで前記引張力を保
持しつつ接着剤層を硬化させ、該硬化工程の終了
とともに該引張力を取り去つて出来上つたラミネ
ートの金属シート中に圧縮応力が全面的に存在
し、前記加工糸中に残留引張応力が存在するよう
にすることを特徴とする。プレ−ストレスド ラ
ミネートを製造するための後者の方法において、
前記金属シートを塑性変形させる必要はない。
第５図は、前記金属シートを塑性変形させる方
法によるプレ−ストレスド ラミネートの製造方
法を説明するものである。この例は、また該アル
ミニウム−銅合金型Ａ（SUA）No.2024の４層金属
シートのラミネートに関し、該シートの厚みは
0.6mmである。４層のアルミニウムシート（Al）
は、それぞれアラミド織物（Ar）を含有する熱
硬化性金属グルーの３層の介在する加工糸−接着
剤層により接合されている。前記加工糸−接着剤
層は、それぞれ0.25mmの厚みを有する。測定に供
したラミネート試料（ARALL）の幅は20mmであ
つた。第５図において、縦座標の引張荷重Ｐ（ニ
ユートンで表示）に対して、比弾性伸び％が横座
標としてブロツトされている。前記３種の材料に
ついて、引張力を増大させた場合の比弾性伸びが
それぞれARALL，ALおよびArの線で示されて
いる。前記ARALL線は、ラミネート全体に関す
る。前記AL線はラミネート中の該アルミニウム
合金の挙動に関する。前記Ar線は前記加工糸−
接着剤層、すなわちアラミド織物含有接着剤層の
挙動に関する。加熱下（120℃）に接合が行なわ
れるので、前記AlおよびAr線は、接合工程後の
冷却中の挙動およびアルミニウムとアラミドとの
間の膨張係数の差異のため零点で始まることはな
い。第５図は、全体として無荷重であり、アルミ
ニウムシート（Al）中、例えば88.5N／mm2程度の
圧縮応力と、前記接着剤−アラミド層（Ar）中
同じ大きさの引張応力とを有するラミネート
（ARALL）が得られることを示している。この
ようにプレ−ストレスドされているが全体として
無負荷であるラミネートは該ラミネートを比弾性
伸びが約1.4％であるような前記アラミド織物の
たて糸方向の外部引張力に作用させることにより
得られる。第５図は、前記アルミニウムシートが
無負荷のとき、約0.75％の比塑性伸びを表示する
ことを示している。前記ラミネートの使用目的に
応じて、前記ラミネート完成品の金属シート中の
所望の圧縮応力をその製造に際し設定することが
できる。他の金属および／またはアラミド以外の
材料の高弾性補強加工糸については、ラミネート
完成品の金属層中の圧縮応力の大きさを同様に設
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
およびアラミド加工糸を含有する接着剤層の内力
であつて、該内力は等しいが正負の記号が逆であ
る。第５図の場合、Pi，Alは−88.5N／mm2の内部
応力に相当し、アルミニウム中の塑性伸びは0.75
％である。
法によるプレ−ストレスド ラミネートの製造方
法を説明するものである。この例は、また該アル
ミニウム−銅合金型Ａ（SUA）No.2024の４層金属
シートのラミネートに関し、該シートの厚みは
0.6mmである。４層のアルミニウムシート（Al）
は、それぞれアラミド織物（Ar）を含有する熱
硬化性金属グルーの３層の介在する加工糸−接着
剤層により接合されている。前記加工糸−接着剤
層は、それぞれ0.25mmの厚みを有する。測定に供
したラミネート試料（ARALL）の幅は20mmであ
つた。第５図において、縦座標の引張荷重Ｐ（ニ
ユートンで表示）に対して、比弾性伸び％が横座
標としてブロツトされている。前記３種の材料に
ついて、引張力を増大させた場合の比弾性伸びが
それぞれARALL，ALおよびArの線で示されて
いる。前記ARALL線は、ラミネート全体に関す
る。前記AL線はラミネート中の該アルミニウム
合金の挙動に関する。前記Ar線は前記加工糸−
接着剤層、すなわちアラミド織物含有接着剤層の
挙動に関する。加熱下（120℃）に接合が行なわ
れるので、前記AlおよびAr線は、接合工程後の
冷却中の挙動およびアルミニウムとアラミドとの
間の膨張係数の差異のため零点で始まることはな
い。第５図は、全体として無荷重であり、アルミ
ニウムシート（Al）中、例えば88.5N／mm2程度の
圧縮応力と、前記接着剤−アラミド層（Ar）中
同じ大きさの引張応力とを有するラミネート
（ARALL）が得られることを示している。この
ようにプレ−ストレスドされているが全体として
無負荷であるラミネートは該ラミネートを比弾性
伸びが約1.4％であるような前記アラミド織物の
たて糸方向の外部引張力に作用させることにより
得られる。第５図は、前記アルミニウムシートが
無負荷のとき、約0.75％の比塑性伸びを表示する
ことを示している。前記ラミネートの使用目的に
応じて、前記ラミネート完成品の金属シート中の
所望の圧縮応力をその製造に際し設定することが
できる。他の金属および／またはアラミド以外の
材料の高弾性補強加工糸については、ラミネート
完成品の金属層中の圧縮応力の大きさを同様に設
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
およびアラミド加工糸を含有する接着剤層の内力
であつて、該内力は等しいが正負の記号が逆であ
る。第５図の場合、Pi，Alは−88.5N／mm2の内部
応力に相当し、アルミニウム中の塑性伸びは0.75
％である。
第６図は、孔を有しない試験片および直径6.3
mmの孔を有する試験片に適用した引張試験の結果
を示す。本発明のARALL型のラミネートについ
ても上記試験を行なつたが、該ラミネートはAA
（USA）No.2024型の該アルミニウム−銅合金の４
層金属層および３層のアラミド織物含有接着剤層
より構成されている。３種の異なる材料、すなわ
ち、Alで表示する該固体アルミニウム−銅合金
の試験片、ARALLで表示される該未−プレ−ス
トレスド ラミネートの試験片、およびARALL
（プレ−ストレスド）で表わされるプレ−ストレ
スド ラミネートの試験片について上記の試験を
行なつた。第６図より先づ前記ARALLおよびプ
レ−ストレスドARALLラミネートは、固体アル
ミニウム（Al）のそれよりも約10〜15％高い引
張り強さを有することが明らかである。さらに、
固体アルミニウムの場合と対照的に、プレ−スト
レスドARALLの引張強さは孔を有する試験片に
ついても低減することが、特に好ましいと考えら
れる。
mmの孔を有する試験片に適用した引張試験の結果
を示す。本発明のARALL型のラミネートについ
ても上記試験を行なつたが、該ラミネートはAA
（USA）No.2024型の該アルミニウム−銅合金の４
層金属層および３層のアラミド織物含有接着剤層
より構成されている。３種の異なる材料、すなわ
ち、Alで表示する該固体アルミニウム−銅合金
の試験片、ARALLで表示される該未−プレ−ス
トレスド ラミネートの試験片、およびARALL
（プレ−ストレスド）で表わされるプレ−ストレ
スド ラミネートの試験片について上記の試験を
行なつた。第６図より先づ前記ARALLおよびプ
レ−ストレスドARALLラミネートは、固体アル
ミニウム（Al）のそれよりも約10〜15％高い引
張り強さを有することが明らかである。さらに、
固体アルミニウムの場合と対照的に、プレ−スト
レスドARALLの引張強さは孔を有する試験片に
ついても低減することが、特に好ましいと考えら
れる。
第７図は、航空学工学において、一般に適用さ
れるシミユレーテツド飛行試験の結果を示す。２
種のラミネートについて前記試験を行なつた。第
１のラミネートは、相互に接合された５層の金属
シート（Alとして表示）よりなり、該金属はAA
（USA）No.2024型のアルミニウム−銅合金であ
り、４層の接着剤層に加工糸を全く含有させなか
つた。第２のラミネートは５層の相互に接合され
た同じ合金のアルミニウムシートより構成され、
アラミド織物（ARALLと表示）を接着剤層に含
有せしめた。第３のラミネートは、プレ−ストレ
スド（プレ−ストレスドARALLとして表示）し
た以外、第２のラミネートと同じ種類のものであ
つた。試験片は、長さ300mm、幅100mmおよび全厚
み４mmのものであつた。該図において、実線およ
びダツシユ（長点）ラインは、試験に先立つて７
mmののこ引きを設けた試験片について得られた結
果を示す。ドツト−ダツシユ（点−長点）ライン
は、試験に先立つて、その中央に直径11mmの円形
孔を設けた試験片につ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行なつた疲れ
試験の結果を示すものであり、特定の飛行シミユ
レーシヨンプログラムに従い、該試験片にかかる
荷重を変えて試験を行なつた。第７図においてmm
単位の亀裂長さ2aを横座標にとり、mm／飛行単
位の亀裂生長速度da／dnを縦座標にとつている。
Al線をARALL線とを比較すると、該ARALLラ
ミネートの亀裂生長速度は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。プレ−スト
レスドARALLについては、さらに好ましい結果
が得られている。その場合亀裂生長速度は低下し
て殆ど零となる。プレ−ストレスドARALLにつ
いての試験他の異なる試験片例えばその中心に大
型の孔を有するものについて行なつた場合にも、
ダツシユラインの傾向から明らかなように特に好
ましい結果が得られる。第７図中、SnFはシミユ
レーテツド飛行中前記試験片内に生ずる平均応力
を示す。
れるシミユレーテツド飛行試験の結果を示す。２
種のラミネートについて前記試験を行なつた。第
１のラミネートは、相互に接合された５層の金属
シート（Alとして表示）よりなり、該金属はAA
（USA）No.2024型のアルミニウム−銅合金であ
り、４層の接着剤層に加工糸を全く含有させなか
つた。第２のラミネートは５層の相互に接合され
た同じ合金のアルミニウムシートより構成され、
アラミド織物（ARALLと表示）を接着剤層に含
有せしめた。第３のラミネートは、プレ−ストレ
スド（プレ−ストレスドARALLとして表示）し
た以外、第２のラミネートと同じ種類のものであ
つた。試験片は、長さ300mm、幅100mmおよび全厚
み４mmのものであつた。該図において、実線およ
びダツシユ（長点）ラインは、試験に先立つて７
mmののこ引きを設けた試験片について得られた結
果を示す。ドツト−ダツシユ（点−長点）ライン
は、試験に先立つて、その中央に直径11mmの円形
孔を設けた試験片につ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行なつた疲れ
試験の結果を示すものであり、特定の飛行シミユ
レーシヨンプログラムに従い、該試験片にかかる
荷重を変えて試験を行なつた。第７図においてmm
単位の亀裂長さ2aを横座標にとり、mm／飛行単
位の亀裂生長速度da／dnを縦座標にとつている。
Al線をARALL線とを比較すると、該ARALLラ
ミネートの亀裂生長速度は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。プレ−スト
レスドARALLについては、さらに好ましい結果
が得られている。その場合亀裂生長速度は低下し
て殆ど零となる。プレ−ストレスドARALLにつ
いての試験他の異なる試験片例えばその中心に大
型の孔を有するものについて行なつた場合にも、
ダツシユラインの傾向から明らかなように特に好
ましい結果が得られる。第７図中、SnFはシミユ
レーテツド飛行中前記試験片内に生ずる平均応力
を示す。
第８図は航空機工学において実施されるシミユ
レーテツド飛行試験プログラムに従い、荷重を変
えて実験を行なつた結果を示す。試験はすべて、
大きさ300×100mm、厚さ３〜４mmで、中央に３mm
ののこ引きを設けた試験片について行なつた。前
記試験は、第１に厚さ３mmのアルミニウム（１×
３mmAl）、第２に接着剤中に加工糸を含有させる
ことなく、厚さ１mmの３層金属シートのアルミニ
ウムラミネート（３×１mmAl）、第３に接着剤層
中に加工糸を含有させることなく、厚さ0.6mmの
５層金属シートのアルミニウムラミネート（５×
0.6mmAl）、第４に厚さ0.6mmの５層アルミニウム
シートのラミネートおよび接着剤層に含有された
アラミド加工糸の補強織物（５×0.6mmARALL）
および第５にプレ−ストレスドされた上記第４の
型のラミネート（５×0.6mmARALLプレ−スト
レスド）の５種の異なる材料について試験を行な
つた。該アルミニウムは、AA（USA）No.2024型
のアルミニウム−銅合金により再び形成される。
第８図は、各種の材料について、試験片が破損す
るまでのシミユレーテツド飛行の数を示してい
る。長方形Ａ、ＢおよびＣには、逐次増大する平
均荷重、すなわちSnF＝70、90および100N／mm2の
荷重をそれぞれ試験片に作用させた場合の試験結
果を示したものである。第８図の長方形Ａから、
厚さ0.6mm、すなわち１mmより充分小さい厚みを
有する金属シートよりなるARALL材料の挙動が
特に好ましいことが明らかである。より高い平均
荷重を作用させた試験についての長方形Ｂに記載
の結果によりARALL材料の好ましい挙動が確認
される。最後に、長方形Ｃには、プレ−ストレス
ドARALLラミネートの試験片にさらに高い荷重
を作用させた場合の結果が示されている。その結
果、100000シミユレーテツド飛行後でさえも、プ
レ−ストレスドARALLラミネートは破損しない
ことがわかる。
レーテツド飛行試験プログラムに従い、荷重を変
えて実験を行なつた結果を示す。試験はすべて、
大きさ300×100mm、厚さ３〜４mmで、中央に３mm
ののこ引きを設けた試験片について行なつた。前
記試験は、第１に厚さ３mmのアルミニウム（１×
３mmAl）、第２に接着剤中に加工糸を含有させる
ことなく、厚さ１mmの３層金属シートのアルミニ
ウムラミネート（３×１mmAl）、第３に接着剤層
中に加工糸を含有させることなく、厚さ0.6mmの
５層金属シートのアルミニウムラミネート（５×
0.6mmAl）、第４に厚さ0.6mmの５層アルミニウム
シートのラミネートおよび接着剤層に含有された
アラミド加工糸の補強織物（５×0.6mmARALL）
および第５にプレ−ストレスドされた上記第４の
型のラミネート（５×0.6mmARALLプレ−スト
レスド）の５種の異なる材料について試験を行な
つた。該アルミニウムは、AA（USA）No.2024型
のアルミニウム−銅合金により再び形成される。
第８図は、各種の材料について、試験片が破損す
るまでのシミユレーテツド飛行の数を示してい
る。長方形Ａ、ＢおよびＣには、逐次増大する平
均荷重、すなわちSnF＝70、90および100N／mm2の
荷重をそれぞれ試験片に作用させた場合の試験結
果を示したものである。第８図の長方形Ａから、
厚さ0.6mm、すなわち１mmより充分小さい厚みを
有する金属シートよりなるARALL材料の挙動が
特に好ましいことが明らかである。より高い平均
荷重を作用させた試験についての長方形Ｂに記載
の結果によりARALL材料の好ましい挙動が確認
される。最後に、長方形Ｃには、プレ−ストレス
ドARALLラミネートの試験片にさらに高い荷重
を作用させた場合の結果が示されている。その結
果、100000シミユレーテツド飛行後でさえも、プ
レ−ストレスドARALLラミネートは破損しない
ことがわかる。
第９図は、第９図の上部に記載されており、一
定の振幅で変動荷重を作用させたラグ型試験片に
ついての疲れ試験の結果を示す。第８図と同じ方
法で表示した各種の材料について前記試験を行な
つた。長方形Ａに記載された結果から、厚さ１mm
以下の金属シートのARALLラミネートが特に好
ましい性質を有し、該金属シートの厚みを減少さ
せるにつれて改善された結果が得られることがわ
かる。第９図の長方形Ｂには、より高い平均荷重
下に得られた試験結果が示されているが、その場
合にもARALLラミネートは特に好ましい挙動を
示している。
定の振幅で変動荷重を作用させたラグ型試験片に
ついての疲れ試験の結果を示す。第８図と同じ方
法で表示した各種の材料について前記試験を行な
つた。長方形Ａに記載された結果から、厚さ１mm
以下の金属シートのARALLラミネートが特に好
ましい性質を有し、該金属シートの厚みを減少さ
せるにつれて改善された結果が得られることがわ
かる。第９図の長方形Ｂには、より高い平均荷重
下に得られた試験結果が示されているが、その場
合にもARALLラミネートは特に好ましい挙動を
示している。
第１０図は、航空機工学において通常用いられ
るボルト接合型の材料について行なつた試験結果
を示す。この種の試験片は第１０図の上部に斜視
図として示されており、ボルトを挿入するため直
径6.3mmの内腔を有している。第１０図の長方形
Ａには、引張試験結果が示されており、引張強さ
はＮ／mm2単位で示されている。プレ−ストレスド
ARALLラミネートは固体アルミニウムシート材
料Alのそれより約22％高い引張強さを有するこ
とがわかる。該アルミニウムシートは、第６〜９
図において説明したものと同じ合金のものであ
る。第１０図の長方形B1およびB2には、一定振
幅で引張荷重を変動させた場合の試験結果が示さ
れている。その結果プレ−ストレスドARALLラ
ミネートの試験片は実質上無数の荷重サイクルに
かけても破損することがないことがわかる。長方
形B2は前もつて６週間湿り塩雰囲気中に暴露し
た試験片についての結果を示す。B1は通常の大
気に暴露した試験片について得られた結果を示
す。第１０図の長方形C1およびC2には、航空機
工学において用いられているように、飛行シユミ
レーシヨンプログラムに従い激しく変動する荷重
に前記試験片をかけた場合の試験結果を示す。そ
の結果、またプレ−ストレスドARALLラミネー
トは実質上無数のシミユレーテツド飛行に耐える
ことができることがわかる。長方形C2には前も
つて６週間湿り塩雰囲気に暴露した試験片につい
て得られた結果が示されている。長方形C1には
単に通常の大気中に暴露した試験片について得ら
れた結果が示されている。C1およびC2の結果を
比較すると、固体アルミニウムの試験片と異な
り、プレ−ストレスドARALLラミネートの試験
片は前記塩雰囲気により影響をうけることがない
ことがわかる。
るボルト接合型の材料について行なつた試験結果
を示す。この種の試験片は第１０図の上部に斜視
図として示されており、ボルトを挿入するため直
径6.3mmの内腔を有している。第１０図の長方形
Ａには、引張試験結果が示されており、引張強さ
はＮ／mm2単位で示されている。プレ−ストレスド
ARALLラミネートは固体アルミニウムシート材
料Alのそれより約22％高い引張強さを有するこ
とがわかる。該アルミニウムシートは、第６〜９
図において説明したものと同じ合金のものであ
る。第１０図の長方形B1およびB2には、一定振
幅で引張荷重を変動させた場合の試験結果が示さ
れている。その結果プレ−ストレスドARALLラ
ミネートの試験片は実質上無数の荷重サイクルに
かけても破損することがないことがわかる。長方
形B2は前もつて６週間湿り塩雰囲気中に暴露し
た試験片についての結果を示す。B1は通常の大
気に暴露した試験片について得られた結果を示
す。第１０図の長方形C1およびC2には、航空機
工学において用いられているように、飛行シユミ
レーシヨンプログラムに従い激しく変動する荷重
に前記試験片をかけた場合の試験結果を示す。そ
の結果、またプレ−ストレスドARALLラミネー
トは実質上無数のシミユレーテツド飛行に耐える
ことができることがわかる。長方形C2には前も
つて６週間湿り塩雰囲気に暴露した試験片につい
て得られた結果が示されている。長方形C1には
単に通常の大気中に暴露した試験片について得ら
れた結果が示されている。C1およびC2の結果を
比較すると、固体アルミニウムの試験片と異な
り、プレ−ストレスドARALLラミネートの試験
片は前記塩雰囲気により影響をうけることがない
ことがわかる。
上記試験結果は主として本発明のラミネートに
関するものであり、前記金属シートは航空工学に
おいて広く用いられているアルミニウム−銅合金
からなるものであり、前記接着剤層はアラミド加
工糸の織物を含有する。しかしながら、前記した
ように、他の構造用金属のシートも本発明により
有利に用いることができる。また、使用目的に応
じて、前記接着層は高弾性率を有する他の材料の
加工糸を含有してもよい。しかしながら、使用さ
れる加工糸は、例えばアレンカ（Arenka）930の
ように低クリープを有しなければならない点に注
目すべきであり、該アレンカ930の耐クリープ性
については、プラスチカ（Plastica）、1977年11
月、No.11、374〜380頁の当該報文中に記載されて
いる。
関するものであり、前記金属シートは航空工学に
おいて広く用いられているアルミニウム−銅合金
からなるものであり、前記接着剤層はアラミド加
工糸の織物を含有する。しかしながら、前記した
ように、他の構造用金属のシートも本発明により
有利に用いることができる。また、使用目的に応
じて、前記接着層は高弾性率を有する他の材料の
加工糸を含有してもよい。しかしながら、使用さ
れる加工糸は、例えばアレンカ（Arenka）930の
ように低クリープを有しなければならない点に注
目すべきであり、該アレンカ930の耐クリープ性
については、プラスチカ（Plastica）、1977年11
月、No.11、374〜380頁の当該報文中に記載されて
いる。
本発明の特許請求の範囲内において各種の変更
が可能である。本発明のラミネートにおいては、
同じ厚みの金属シートを用いるのが好ましいけれ
ども、原理的には１つの同じラミネートにおい
て、２種以上の異なる厚みを有し、対称的にまた
は非対称的に配設された金属シートを含有させる
ことも可能である。
が可能である。本発明のラミネートにおいては、
同じ厚みの金属シートを用いるのが好ましいけれ
ども、原理的には１つの同じラミネートにおい
て、２種以上の異なる厚みを有し、対称的にまた
は非対称的に配設された金属シートを含有させる
ことも可能である。
また原理上は１つの同じラミネートに、異なる
金属または合金のシートを含有させることも可能
である。本発明のラミネートは、原理上例えば幅
１ｍ、長さ数ｍのシート材料の形とすることも可
能である。航空機および宇宙船工学の分野で用い
られることの他に、本発明のラミネートは、他の
各種の工学分野、特に静的および動的耐疲労性な
らびに耐損傷性が強く要求される分野にも有利に
使用することができる。
金属または合金のシートを含有させることも可能
である。本発明のラミネートは、原理上例えば幅
１ｍ、長さ数ｍのシート材料の形とすることも可
能である。航空機および宇宙船工学の分野で用い
られることの他に、本発明のラミネートは、他の
各種の工学分野、特に静的および動的耐疲労性な
らびに耐損傷性が強く要求される分野にも有利に
使用することができる。
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インチ＝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イン
チ＝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インチ＝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イン
チ＝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。
DE（西独公開特許）2642882には、ラミネート
により形成された１種の外装プレートが記載され
ている。この公知のラミネートは、少くとも１層
のスチールシートよりなり、そのスチールシート
上に熱可塑性ポリアミドの多層シートが配設され
ており、該多層シート間にはアラミド繊維よりな
る織物が配設されている。これらの公知のラミネ
ートは、本願のそれとは異なる種類のものであ
る。
により形成された１種の外装プレートが記載され
ている。この公知のラミネートは、少くとも１層
のスチールシートよりなり、そのスチールシート
上に熱可塑性ポリアミドの多層シートが配設され
ており、該多層シート間にはアラミド繊維よりな
る織物が配設されている。これらの公知のラミネ
ートは、本願のそれとは異なる種類のものであ
る。
米国特許第4035694号には、重合体バインダー
材料により圧縮されかつ接合された独特の繊維ブ
レンドよりなる不織ウエブに粘着された導電性金
属層よりなる印刷回路綱の製造に有用な金属被着
誘電シート材料について記載されている。該繊維
ブレンドは、耐熱性繊維、好ましくは芳香族ポリ
アミド繊維ならびに殆んど吸湿性のない高引張強
度を有する繊維を含有する。この公知のラミネー
トは、本願のそれとは全く異なる種類のものであ
る。注目すべきことに、前記の公知ラミネートは
高い機械的荷重を吸収するためのものではなく、
該繊維は不織ウエブの形で存在する。
材料により圧縮されかつ接合された独特の繊維ブ
レンドよりなる不織ウエブに粘着された導電性金
属層よりなる印刷回路綱の製造に有用な金属被着
誘電シート材料について記載されている。該繊維
ブレンドは、耐熱性繊維、好ましくは芳香族ポリ
アミド繊維ならびに殆んど吸湿性のない高引張強
度を有する繊維を含有する。この公知のラミネー
トは、本願のそれとは全く異なる種類のものであ
る。注目すべきことに、前記の公知ラミネートは
高い機械的荷重を吸収するためのものではなく、
該繊維は不織ウエブの形で存在する。
FR（フランス特許）第2447272号には、自動車
用の特別にラミネートした椅子張りパネルが記載
されている。前記パネルは、先づ第一にアルミニ
ウミ合金の多層シートにより形成されたラミネー
トよりなり、該多層シート間には熱可塑性材料、
例えばポリエステルのシートが配設されている。
該ラミネートは、一面において衝撃荷重を吸収す
るためアラミド繊維で構成される織物の数層で被
覆されている。これら公知のパネルは本願のそれ
とは全く異なる種類のラミネートを吸収してお
り、このことはこれら各種の層がねじによつてお
互いに接合されている事実から解ることである。
用の特別にラミネートした椅子張りパネルが記載
されている。前記パネルは、先づ第一にアルミニ
ウミ合金の多層シートにより形成されたラミネー
トよりなり、該多層シート間には熱可塑性材料、
例えばポリエステルのシートが配設されている。
該ラミネートは、一面において衝撃荷重を吸収す
るためアラミド繊維で構成される織物の数層で被
覆されている。これら公知のパネルは本願のそれ
とは全く異なる種類のラミネートを吸収してお
り、このことはこれら各種の層がねじによつてお
互いに接合されている事実から解ることである。
DE（西独公開特許）には、介在する繊維補強層
を有する低融点金属の数層よりなるラミネートの
製造方法が記載されている。
を有する低融点金属の数層よりなるラミネートの
製造方法が記載されている。
前記ラミネートは、その外面に低融点金属層よ
りもすぐれた熱的および機械的性質を有する材料
の層で被覆される。前記方法は、低融点金属が繊
維織物中へ浸透する昇温下における処理よりな
る。
りもすぐれた熱的および機械的性質を有する材料
の層で被覆される。前記方法は、低融点金属が繊
維織物中へ浸透する昇温下における処理よりな
る。
米国特許第3189054号は、主として金属、特に
アルミニウムと熱硬化拙樹脂含浸−方向ガラス繊
維とを交互に巻いた層よりなるチユーブ状ラミネ
ート製品に関する。フイラメント巻線により得ら
れた、このチユーブ状構造において、上層
（overlying layers）は、それぞれ巻かれたスト
リツプおよびテープよりなる。各金属層は、多数
の隣接するアルミニウムストリツプよりなり、介
在する層は多数の隣接するガラス繊維テープで形
成されている。この特許は、したがつて本願のそ
れとは異なる種類のラミネートに関するものと考
えられるが、米国特許第3189054号には金属およ
びガラス繊維の層がプレ−ストレスドされること
が記載されている。
アルミニウムと熱硬化拙樹脂含浸−方向ガラス繊
維とを交互に巻いた層よりなるチユーブ状ラミネ
ート製品に関する。フイラメント巻線により得ら
れた、このチユーブ状構造において、上層
（overlying layers）は、それぞれ巻かれたスト
リツプおよびテープよりなる。各金属層は、多数
の隣接するアルミニウムストリツプよりなり、介
在する層は多数の隣接するガラス繊維テープで形
成されている。この特許は、したがつて本願のそ
れとは異なる種類のラミネートに関するものと考
えられるが、米国特許第3189054号には金属およ
びガラス繊維の層がプレ−ストレスドされること
が記載されている。
GB（英国特許）第1303301号には、その間に繊
維補強プラスチツク材料の層を接合した金属シー
トのシートサンドイツチ構造の複合材料製品を製
造する方法が記載されている。特に、繊維材料
は、カーボン繊維および／またはガラス繊維より
構成することができる。前記繊維がラミネート完
成品中で適当に配置されるように、該特許は、第
３および４図により装置について記載しており、
該繊維が、ラミネート完成品中で直線状に配列す
るように該装置により該繊維が引張られる。しか
しながら、前記繊維を引張り、そして直線化する
ことによりプレ−ストレスド ラミネートと考え
られる最終製品が得られることは全くない。
維補強プラスチツク材料の層を接合した金属シー
トのシートサンドイツチ構造の複合材料製品を製
造する方法が記載されている。特に、繊維材料
は、カーボン繊維および／またはガラス繊維より
構成することができる。前記繊維がラミネート完
成品中で適当に配置されるように、該特許は、第
３および４図により装置について記載しており、
該繊維が、ラミネート完成品中で直線状に配列す
るように該装置により該繊維が引張られる。しか
しながら、前記繊維を引張り、そして直線化する
ことによりプレ−ストレスド ラミネートと考え
られる最終製品が得られることは全くない。
この公知のラミネートが全体として無荷重であ
るときには、繊維中の引張応力との組合せにより
金属シート中に圧縮応力が存在することはない。
るときには、繊維中の引張応力との組合せにより
金属シート中に圧縮応力が存在することはない。
米国特許第4029838号およびフランス特許第
2322190号にも金属シートと各種の繊維との複合
ラミネート構造について記載されている。
2322190号にも金属シートと各種の繊維との複合
ラミネート構造について記載されている。
GB（英国特許）第635823号には、金属シート
と合成樹脂含浸ガラス布の紙繊物（paper
fabric）のような繊維材料とのラミネートについ
て記載されている。この特許には、これら公知の
複合シートの航空機翼用としての用途について記
載されている。
と合成樹脂含浸ガラス布の紙繊物（paper
fabric）のような繊維材料とのラミネートについ
て記載されている。この特許には、これら公知の
複合シートの航空機翼用としての用途について記
載されている。
米国特許第3321019号には、アルミニウムシー
トとガラス繊維布とのラミネートで部分的に補強
されたヘリコプター翼について記載されている。
トとガラス繊維布とのラミネートで部分的に補強
されたヘリコプター翼について記載されている。
第１図は本発明のラミネートの一例を概略的に
示す斜視図、第２図、第３図および第４図は補強
織物のたて糸を横切る方向にみた、本発明のラミ
ネート断面図、第５図は金属シートを塑性変形さ
せる方法によるプレ−ストレスド ラミネートを
製造する方法を説明するための図面、第６図は本
発明のラミネートを含む各種試料片の引張試験の
結果を示す図面、第７図および第８図はシユミレ
ーテツド飛行試験の結果を示す図面、第９図は一
定の振幅で変動荷重を作用させたラグ型試験片に
ついての疲れ試験の結果を示す図面、第１０図は
ボルト接合型の材料について行なつた各種試験の
結果を示す図面であり、第１１図は本発明のラミ
ネートのたて糸に垂直な方向の高倍率（40×）断
面図である。 １……ラミネート、２……金属シート、３……
接着剤層、４……加工糸。
示す斜視図、第２図、第３図および第４図は補強
織物のたて糸を横切る方向にみた、本発明のラミ
ネート断面図、第５図は金属シートを塑性変形さ
せる方法によるプレ−ストレスド ラミネートを
製造する方法を説明するための図面、第６図は本
発明のラミネートを含む各種試料片の引張試験の
結果を示す図面、第７図および第８図はシユミレ
ーテツド飛行試験の結果を示す図面、第９図は一
定の振幅で変動荷重を作用させたラグ型試験片に
ついての疲れ試験の結果を示す図面、第１０図は
ボルト接合型の材料について行なつた各種試験の
結果を示す図面であり、第１１図は本発明のラミ
ネートのたて糸に垂直な方向の高倍率（40×）断
面図である。 １……ラミネート、２……金属シート、３……
接着剤層、４……加工糸。
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−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) 接着剤層中の該PPDTフイラメントが、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、 (ホ) 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、 (ヘ) 合金シートが、それぞれ0.1〜0.7mmの範囲の
厚さを有し、 (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
をもち、 (チ) ラミネートが全体として無荷重の状態にある
とき、それぞれの合金シート内に圧縮応力が、
また、糸を含有する各層内には引張り応力が存
在し、該合金シート内の圧縮応力は300N／mm2
以下であり、 (リ) 該接着剤が、実質的に熱硬化性材料から成る
ものである、 ことを特徴とするラミネート。 ２ 該合金シート内の圧縮応力は、200N／mm2以
下の範囲にある、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好ましくは特に
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好ましくは特に
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、40〜50％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。 １１ 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−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) 接着剤層中の該PPDTフイラメントが、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、 (ホ) 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、 (ヘ) 合金シートが、それぞれ0.1〜0.7mmの範囲の
厚さを有し、 (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
をもち、 (チ) ラミネートが全体として無荷重の状態にある
とき、それぞれの合金シート内に圧縮応力が、
また、糸を含有する各層内には引張り応力が存
在し、該合金シート内の圧縮応力は300N／mm2
以下であり、 (リ) 該接着剤が、実質的に熱硬化性材料から成る
ものである、 ことを特徴とするラミネートの製造方法であつ
て、糸を含有する接着剤層によつて該合金シート
を接合させた後、合金シートの比弾性伸びよりも
大きく、かつ糸および合金シートの破断伸びより
も小さい伸びが全体のラミネートに与えられる程
度の引張り外力を加えることを特徴とするラミネ
ートの製法。 １２ 引張り外力が加えられたとき、合金シート
が塑性変形を受けることを特徴とする、特許請求
の範囲第１１項記載の製法。 １３ 引張り外力により生ずる比弾性伸びが0.2
−1.8％の範囲にあることを特徴とする、特許請
求の範囲第１１項記載の製法。 １４ 引張り外力により生ずる比弾性伸びが、約
0.6％であることを特徴とする特許請求の範囲第
１３項記載の製法。 １５ 接着剤層の硬化に先だつて、糸のみに引張
り外力を加えて、糸内に破断伸びよりも小さい比
弾性伸びを生ぜしめ、ついで引張り外力を保持し
つつ接着剤層を硬化せしめ、硬化完了とともに該
引張り外力を除去して、完成したラミネート中の
合金シート内に圧縮応力が存在し、糸内には残留
引張り応力が存在するようにすることを特徴とす
る、特許請求の範囲第１１項記載の製法。 １６ 合金シートには塑性変形が加えられないこ
とを特徴とする、特許請求の範囲第１５項記載の
製法。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| NL8100088A NL8100088A (nl) | 1981-01-09 | 1981-01-09 | Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden, alsmede werkwijzen ter vervaardiging daarvan. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS57137149A JPS57137149A (en) | 1982-08-24 |
| JPH0226582B2 true JPH0226582B2 (ja) | 1990-06-11 |
Family
ID=19836835
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57001107A Granted JPS57137149A (en) | 1981-01-09 | 1982-01-08 | Laminate of metallic sheet material and working thread joined to said material and its manufacture |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4489123A (ja) |
| EP (1) | EP0056288B1 (ja) |
| JP (1) | JPS57137149A (ja) |
| AT (1) | ATE18371T1 (ja) |
| DE (1) | DE3269541D1 (ja) |
| IE (1) | IE53137B1 (ja) |
| NL (1) | NL8100088A (ja) |
Families Citing this family (95)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2164293A (en) * | 1984-08-31 | 1986-03-19 | Motoplat | Import resistant fuel tanks |
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| DE3943292A1 (de) * | 1989-12-29 | 1991-07-11 | Lechler Elring Dichtungswerke | Platte fuer abdichtungs- und/oder daemm- bzw. abschirmzwecke |
| US5178706A (en) * | 1987-01-23 | 1993-01-12 | Sumitomo Chemical Co., Ltd. | Method of producing thin fiber-reinforced resin sheet |
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