JPH08502217A - 航空機の胴体用の重ね接ぎ積層体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 第１及び第２の金属層及び接着剤層からなる航空機用積層ボディパネル。各金属層の第１及び第２の区分は全体に共面であり、重ね接ぎ線で分けられている。第１金属層の第１重ね接ぎ線は、第２金属層の第２重ね接ぎ線とほぼ平行であり、第２重ね接ぎ線から横方向に間隔を隔てられている。金属層間の接着剤層は、好ましくは、重ね接ぎ線を橋渡しする強化繊維を含む。本発明の重ね接ぎボディパネルでつくられた航空機の胴体又は主翼、又は尾翼は、重ね接ぎされていない金属層を含む狭幅のボディパネルでつくられたものよりも接続部の数が少なく、軽量である。

Description

【発明の詳細な説明】 航空機の胴体用の重ね接ぎ積層体 発明の分野 本発明は、航空機の用途に適した金属−ポリマー−金属積層パネルに関する。 更に詳細には、本発明は、航空機の胴体又は主翼又は尾翼の隣接したパネル間の 接続部の数を減らすため、このような積層パネルの重ね接ぎに関する。 発明の背景 航空機用金属−ポリマー積層体は当該技術分野で周知である。例えば、シジブ 等の米国特許第４，４８９，１２３号及び米国特許第４，５００，５８９号には 、芳香族ポリアミド繊維で強化した積層体が開示されており、ボーゲルサン等の 米国特許第５，０３９，５７１号には、Ｓ２−ガラス繊維で強化した積層体が開 示されている。これらの積層体は、全体として機械的性質が優れており、比重が アルミニウム合金よりも小さいため、幾つかの航空機の用途で受入れられている 。更に、これらの積層体は、繊維強化ポリマー母材複合材料よりも低い価格で入 手できる。 航空機用金属−ポリマー積層体は、現在は、約１５２cm（６０インチ）の最大 幅に限定されている。この最大幅は、航空機用積層体に必要とされる特定の合金 、テン パー、及び厚さにおいて、薄板金材料が現在の製造技術によって約１５２cm乃至 １６５cm（６０インチ乃至６５インチ）の最大幅に制限されるため、定められて いる。 航空機の胴体の重量は、胴体の隣接したボディパネル間の接続部の数と正比例 して増大する。接続部の数は、ボディパネルの幅と反比例する。従って、重ね接 ぎ又は他の方法で航空機のボディパネルの幅を大きくすると、胴体の重量がこれ と正比例して減少する。 積層パネルの幅を大きくするために隣接したパネルを重ね接ぎすることがどれ 程望ましいかは容易に理解されようが、本発明以前には、パネルの機械的性質に 悪影響を及ぼすことなくこのようなパネルの幅を大きくする上で満足のいく技術 は開発されていなかった。 本発明の主な目的は、重ね接ぎされた金属層でつくられた、十分な機械的性質 を備えた航空機用金属−ポリマー積層ボディパネルを提供することである。驚く べきことに、本発明の重ね接ぎ積層体の残留強度は、重ね接ぎされていない積層 体よりも大きい。 本発明のこれと関連した目的は、金属−ポリマー積層ボディパネルででつくら れており、重量が軽量化された、胴体又は主翼又は尾翼のような航空機構造を提 供することである。 本発明の別の目的は、金属−ポリマー積層ボディパネルでつくられた、十分な 機械的性質を持つ航空機構造を 提供することである。 本発明の別の目的及び利点は、当業者には、以下の詳細な説明から明らかにな るであろう。 発明の概要 本発明によれば、ほぼ長手方向に延びる複数の縦桁を支持する複数のフレーム 部材を有する航空機の胴体が提供される。長手方向及び周方向に延びる複数のボ ディパネルがフレームに好ましくはファスナで取り付けられている。ファスナは 、好ましい実施例では、リベットである。本発明のボディパネルは、同様の技術 によって、主翼又は尾翼にも取り付けることができる。 ボディパネルは、二つ又はそれ以上の金属層及びこれらの金属層の各々の間の 接着剤層からなる金属−ポリマー積層体である。積層体の隣接した金属層は、全 体に横方向に同延である。換言すると、これらの金属層は、パネルを航空機のフ レームに取り付けたとき、長手方向及び周方向の両方向で同延である。積層体は 、好ましくは、全体に矩形であり、約２層乃至２０層の金属層及び約１層乃至１ ９層の接着層を含む。金属層の厚さは、約１．５mmであり、好ましくは１mm以下 であり、更に好ましくは約０．１mm乃至０．９mmであり、最も好ましくは約０． ２mm乃至０．５mmである。好ましい実施例では、金属層の厚さは、約０．３mm（ ０．０１２インチ）である。 金属層は、引張り強さが０．２０ＧＰａ以上の金属からつくられているのがよ い。適当な金属には、アルミニウム合金、鋼合金、チタニウム合金、銅合金、マ グネシウム合金、及びアルミニウムを母材とした複合材料が含まれる。ＡＡ２０ ００シリーズのアルミニウム−銅合金、ＡＡ７０００シリーズのアルミニウム− 亜鉛合金、及びＡＡ６０００シリーズのアルミニウム−マグネシウム−シリコン 合金が好ましい。幾つかの特に好ましい合金は、ＡＡ２０２４アルミニウム−銅 合金、ＡＡ７０７５アルミニウム−亜鉛合金、ＡＡ６０１３アルミニウム−マグ ネシウム−シリコン合金である。 接着剤層は、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル、ビニルエステル、フェノー ル樹脂、及び熱可塑性樹脂のような合成ポリマーからつくられている。エポキシ 樹脂が特に好ましい。 接着剤層の厚さは金属層と同じである。接着剤の厚さは、約１．５mmであり、 好ましくは１mm以下であり、更に好ましくは約０．１mm乃至０．９mmであり、最 も好ましくは約０．２mm乃至０．５mmである。好ましい実施例では、厚さが約０ ．３mm（０．０１２インチ）の接着剤層が使用される。 接着剤層は、好ましくは、ガラス、芳香族ポリアミド（「アラミド」）、及び カーボンのような材料でできた連続繊維で強化されている。好ましいガラス繊維 は、 SiO2を約５８重量％乃至６９重量％、Al2O3 を約１８重量％乃至２９重量％、Mg O を７重量％乃至１９重量％含むＳ−２ガラス繊維又はＲ−ガラス繊維である。 更に適当なガラス繊維は、Si02を約５５重量％、Al2O3 を約１５重量％、Ca0 を 約１９重量％、B2O3を約７重量％、MgO を約３重量％含む、Ｓ−２ガラス繊維や Ｒ−ガラス繊維よりも安価なＥ−ガラス繊維である。一つの適当なアラミド繊維 は、ポリパラフェニレンテレフタラミドである。これらの繊維は、弾性率が約６ ０ＧＰａ乃至６５０ＧＰａであり、破断点伸びが約０．２％乃至８％である。こ れらの繊維は、好ましくは連続フィラメントであり、各繊維の直径は約３μｍ乃 至３０μｍである。 好ましい積層体は、接着剤層内のＳ−２ガラス繊維で強化されている。Ｓ−２ ガラス繊維は、直径が約８μｍ乃至１２μｍであり、接着剤層の接着剤及び繊維 の全容積の約３５％乃至７５％を占める。 本発明で使用されたのと同様の材料を含む重ね接ぎされていない金属−ポリマ ー積層体は、シジブ等の米国特許第４，４８９，１２３号及び米国特許第４，５ ００，５８９号、及びボーゲルサン等の米国特許第４，９９２，３２３号及び米 国特許第５，０３９，５７１号に開示されている。シジブ等の特許は、アルミニ ウム合金シート、熱硬化性接着剤、及び芳香族ポリアミド繊維からなる積層体に 関する。ボーゲルサン等の米国特許第４，９９２， ３２３号は、ポリアリーレート、ポリスルホン、ポリエーテルスルホン、ポリエ ーテルイミド、ポリフェニレンエーテル、ポリフェニレンスルフィド、ポリエー テル−エーテルケトン、ポリエーテルケトン、ポリエーテルケトン−ケトン、又 は液晶ポリマーを含む合成熱可塑性樹脂層を持つ積層体に関する。ボーゲルサン 等の米国特許第５，０３９，５７１号は、Ｓ−２ガラス繊維で強化された金属− ポリマー積層体に関する。これらのシジブ等の特許及びボーゲルサン等の特許に ついて触れたことにより、これらの特許に開示されている内容は、本発明と矛盾 しない程度に本明細書中に組み入れたものとする。 胴体のボディパネルのうちの少なくとも一つの幅は、約１６５cm（６５インチ ）以上である。更に好ましくは、パネルの幅は少なくとも約３００cm（１１８イ ンチ）である。特に好ましい実施例では、パネルの幅は約３０５cm（１２０イン チ）である。本明細書中で使用されているように、「幅」という用語は、パネル を航空機の胴体に取り付けたときのパネルの長手方向寸法又は周方向寸法のいず れかに関する。 積層体のアルミニウム合金製金属層の最大幅は、通常は、約１５２．４cm（６ ０インチ）である。ボディパネルの幅をこれよりも大きくするため、金属層を区 分をなして製作する。金属層のうちの少なくとも一つは、第１区分、この第１区 分とほぼ共面の第２区分、及びこれら の区分間の重ね接ぎ線を含む。 本発明のボディパネルは、好ましくは、第１重ね接ぎ線を間に有する第１及び 第２の区分からなる第１金属層、及び第２重ね接ぎ線を間に有する第１及び第２ の区分からなる第２金属層を含む。第１及び第２の重ね接ぎ線は、好ましくは、 ほぼ平行であり少なくとも数cmの所定の距離だけ間隔を隔てられている。更に好 ましくは、これらの平行な重ね接ぎ線は、少なくとも１０cm又は２０cm間隔を隔 てられている。 第３重ね接ぎ線で分けられた第１及び第２の区分を有する第３金属層が第１金 属層と第２金属層との間に設けられているのがよい。第３重ね接ぎ線は、第１及 び第２の重ね接ぎ線とほぼ平行である場合には、第１及び第２の重ね接ぎ線の両 方から少なくとも数cm間隔を隔てられており、好ましくは、少なくとも１０cm又 は２０cm間隔を隔てられている。 接着剤層は、好ましくは、重ね接ぎ線を橋渡しするガラス繊維を含む。これら の繊維は、構造の荷重状態に応じて一つの方向に差し向けられているか或いは幾 つかの異なる方向に対応して群をなしている。好ましくは、繊維の少なくとも約 半分が、隣接した金属層の重ね接ぎ線と垂直に延びる。特に好ましい実施例では 、繊維の約半分が０゜方向（長手方向）に配向されており、約半分が９０゜方向 （周方向）に配向されている。変形例では、 繊維の約三分の一が０゜方向に配向されており、約三分の二が９０゜方向に配向 されているか、或いは約三分の二が０゜方向に配向されており、約三分の一が９ ０゜方向に配向されているのがよい。 変形例では、第３金属層の第３重ね接ぎ線が胴体の長手方向軸線とほぼ平行に 延び、他の重ね接ぎ線に対して横方向即ち垂直に延びているのがよい。第３重ね 接ぎ線が長手方向に延びている場合には、ボディパネルを第３重ね接ぎ線の両側 に設けられたファスナでフレームの縦桁に結合しなければならない。例えば、第 ３重ね接ぎ線を跨ぐベースを持つ縦桁は、第３層の第１区分をベースに結合する 第１通しファスナ及び第３層の第２区分をベースに結合する第２通しファスナで 、パネルに結合される。これらの通しファスナは、好ましくはリベットである。 図面の簡単な説明 第１図は、本発明に従ってつくられた航空機の胴体の概略分解斜視図である。 第２Ａ図、第２Ｂ図、及び第２Ｃ図は、本発明の重ね接ぎ積層体をつくるため の金属層の平面図である。 第３Ａ図、第４Ａ図、及び第５Ａ図は、本発明の変形例の重ね接ぎ積層体の分 解斜視図である。 第３Ｂ図、第４Ｂ図、及び第５Ｂ図は、第３Ａ図、第４Ａ図、及び第５Ａ図の 夫々の積層体の組み立てた状態 での斜視図である。 第６図は、本発明の重ね接ぎ積層体の斜視図である。 第７図は、航空機の胴体の概略断面図である。 第８図及び第９図は、金属−ポリマー積層体の試験片の斜視図である。 第１０図は、第８図の積層体の疲労挙動を示すグラフである。 第１１図は、第９図の積層体の疲労挙動を示すグラフである。 第１２図は、図重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない積層体の残留強度の グラフである。 好ましい実施例の詳細な説明 第１図には、数枚の本発明のボディパネル即ちスキンパネル２０でできた胴体 １６を持つ航空機１５が示してある。航空機１５は、周方向に延びるフレーム部 材２２及びこれらのフレーム部材によって支持された長手方向に延びる縦桁２４ を含むフレームを有する。ボディパネル２０は、胴体１６の主軸線即ち長手方向 軸線２６から外方に間隔を隔てられている。 第１図に示す第１ボディパネル２０ａは、第１横方向継目３０に沿って第２ボ ディパネル２０ｂと隣接する。同様に、第２横方向継目３１は、第１ボディパネ ル２０ａを第３ボディパネル２０ｃに結合する。更に、第４ボディパネル２０ｄ は、第１長手方向継目３２に沿って 第１ボディパネル２０ａと結合し、第５ボディパネル２０ｅは、第２長手方向継 目３３に沿って第１ボディパネル２０ａと結合する。 本発明の重ね接ぎ積層体は、金属と繊維強化接着剤との交互の層でできている 。第２Ａ図、第２Ｂ図、及び第２Ｃ図は、幾つかの金属層４０、４１、４２の形 体を示す。第２Ａ図の上金属層４０は、第１重ね接ぎ線４５で分かれた第１区分 ４０ａ及び第２区分４０ｂからなる。第２Ｃ図の下金属層４１は、第２重ね接ぎ 線４６で分かれた第１区分４１ａ及び第２区分４１ｂからなる。第２Ｂ図の中間 金属層４２は、第３重ね接ぎ線４７で分かれた第１区分４２ａ及び第２区分４２ ｂからなる。 本発明による重ね接ぎ積層体２０の幾つかの変形例を第３Ａ図、第３Ｂ図、第 ４Ａ図、第４Ｂ図、第５Ａ図、及び第５Ｂ図に示す。これらの図に示す積層体は 、全て、交互の金属層５０及び接着剤層５１からなる。金属層５０は、重ね接ぎ 線５５、５６、５７、５８で分かれた区分からなる。金属層は、厚さが０．３mm （０．０１２インチ）の２０２４−Ｔ３アルミニウム−銅合金シートである。接 着剤層は、Ｓ２ガラス繊維で強化したＡＦ−１６３エポキシ樹脂を含む。繊維の 約半分は０゜方向（長手方向）に延びており、約半分は９０゜方向（周方向）に 延びている。第６図は、交互の重ね接ぎ金属層５０及び接着剤層５１からなる別 の積層体２０を示す。 第７図には、本発明の重ね接ぎボディパネル２０に取り付けられた縦桁２４が 示してある。パネル２０は、第１金属層６１、第２金属層６２、及びこれらの層 間の第３金属層６３を有する。パネル２０は、繊維強化接着剤層６４、６５を更 に含む。 第３金属層６３は、重ね接ぎ線７０で分けられた区分６３ａ及び６３ｂを含む 。 縦桁２４は、第３重ね接ぎ線７０の両側に位置決めされたベースの両横側５４ ａ、５４ｂを貫通したリベット即ち通しファスナ７１、７２でパネル２０に取り 付けられている。 第８図は、疲労挙動について試験した重ね接ぎ積層体８０の試験片を示す。積 層体８０は、重ね接ぎ前金属層８１、重ね接ぎ後金属層８２、及び重ね接ぎされ ていない中間金属層８３を含む。金属層８１、８２、８３の各々は、厚さが０． ３mmの２０２４−Ｔ３アルミニウム−銅合金シートからなる。金属層８１、８２ 、８３は、長手方向寸法Ｌが３００mmで横方向寸法Ｔが１００mmである。 金属層８１、８２、８３間の接着剤層９１、９２は、Ｓ２ガラス繊維で強化し たエポキシ樹脂からなる。繊維の約半分は長手方向（３００mm方向）に延び、繊 維の約半分は１００mm方向（横方向）に延びている。接着剤層９１、９２の厚さ もまた０．３mmである。 第９図は、五層の金属層８１、８２、８３、８４、８５及び四層の接着剤層９ １、９２、９３、９４を持つことを除けば第８図に示すのと同様の試験用積層体 ９０を示す。 重ね接ぎ積層体８０、９０の各々の前側即ち前壁８１は、中央区分８１ａ及び 横区分８１ｂ及び８１ｃに分かれている。同様に、後壁即ち後側８２は、横区分 ８２ｂ、８２ｃによって側方を取り囲まれた中央区分８２ａに分かれている。重 ね接ぎ中央区分８１ａ、８２ａの各々の幅は２０mmである。横区分８１ｂ、８１ ｃ、８２ｂ、８２ｃの各々の幅は４０mmである。 これらの積層体８０、９０の疲労挙動は、亀裂に似せた横方向に延びる鋸目を 中央区分８１ａ、８２ａに入れることによって計測される。次いで、試験片に６ MPa 乃至１２０MPa の疲労荷重を加え、亀裂の長さを疲労サイクルの数の関数と して計測する。計測は、重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない積層体の両方 について行われる。 第８図の積層体８０についての疲労試験の結果を第１０図に示す。第９図の積 層体９０の疲労挙動を第１１図にプロットする。 幾つかの異なる試験片の疲労挙動を第１０図及び第１１図にプロットする。プ ロットＡは、重ね接ぎされていない積層体の平均値を表す。試験片Ｂ、Ｃ、Ｄ、 及び Ｅは全て重ね接ぎされている。重ね接ぎ積層体の中央区分の亀裂の位置は以下の 通りである。即ち、Ｂ−前側左、Ｃ−前側右、Ｄ−後側左、及びＥ−後側右であ る。 第１０図及び第１１図に示す疲労挙動は、約２００００疲労サイクルまでは重 ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない積層体の両方についてほぼ同じである。 しかしながら、驚くべきことに、２００００サイクルを越えた後、重ね接ぎ積層 体は、全て、重ね接ぎされていない試験片と比べての亀裂の成長が小さいという ことを示している。 更に、第８図及び第９図の重ね接ぎ積層体８０、９０の残留強度は、重ね接ぎ 積層体及び重ね接ぎされていない積層体の両方について長手方向（３００mm方向 ）での破損に至る総応力を計測することによって試験される。試験結果を第１２ 図に示す。驚くべきことに、３／２積層体８０の残留強度は３９５．７MPa であ り、重ね接ぎされていない積層体については３２９．３MPa である。同様に、５ ／４積層体９０の残留強度は３７８．４MPaであり、重ね接ぎされていない５／ ４積層体については３４５．６MPa である。 本発明は、原理的に、広幅（約１６５cm以上）のパネルの製造に関するけれど も、残留強度が高いという利点を得るため、狭幅の重ね接ぎパネルを製造するの が望ましい。本発明の重ね接ぎパネルの幅は、一般的には、少なくとも約１００ cm（３９インチ）であり、好ましくは、 約２５０cm乃至４００cm（９８インチ乃至１５７インチ）である。現在考えられ る最大幅は約８００cm（３１５インチ）である。 本発明の特に好ましい実施例の以上の詳細な説明は、単に例示の目的で記載し たものである。当業者は、以下の請求の範囲の精神及び範囲から逸脱することな く多くの変形及び変更を行うことができるということを理解するであろう。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁶ 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ Ｂ６４Ｆ 5/00 Ｄ 8816−3Ｄ (72)発明者 ローブロックス，ジェラーダス，エイチ. ジェー．ジェー. オランダ国エイチエス、デルフト、クルイ フェルベグ、１、ストラクチュラル、ラミ ネイツ、ビーブィ内 (72)発明者 グレイダヌス，フーベ，ブィ、ウィメルズ マ オランダ国エイチエス、デルフト、クルイ フェルベグ、１、ストラクチュラル、ラミ ネイツ、ビーブィ内 (72)発明者 オースト，ロブ，シー．ブイ. オランダ国エイチエス、デルフト、クルイ フェルベグ、１、ストラクチュラル、ラミ ネイツ、ビーブィ内 (72)発明者 グニンク，ヤン，ダブリユ. オランダ国エイチエス、デルフト、クルイ フェルベグ、１、ストラクチュラル、ラミ ネイツ、ビーブィ内

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 積層パネルにおいて、少なくとも、 （ａ）第１区分と、該第１区分との間でほぼ共面を有する第２区分と、第１区分 と第２区分との間の重ね接ぎ線とを有する、厚さが約１mm以下の第１金属層と、 （ｂ）第１区分と、該第１区分との間でほぼ共面を有する第２区分と、第１区分 と第２区分との間の重ね接ぎ線とを有し、該第２重ね接ぎ線が第１重ね接ぎ線か ら横方向に少なくとも数cm間隔を隔てられている、厚さが約１mm以下の第２金属 層と、 （ｄ）第１金属層と第２金属層との間の接着剤層とからなる積層パネル。 ２． 約２層乃至２０層の金属層及び約１層乃至１９層の接着剤層からなる、 請求項１に記載のパネル。 ３． 前記第１及び第２の重ね接ぎ線はほぼ平行である、請求項１に記載のパ ネル。 ４． 前記金属層は、前記重ね接ぎ線の横方向両側に第１及び第２の横縁部を 有し、前記第１及び第２の横縁部は少なくとも約１６５cmの所定の幅だけ間隔を 隔てられている、請求項１に記載のパネル。 ５． 前記幅は、少なくとも約２００cmである、請求項４に記載のパネル。 ６． 前記幅は、最大８００cmである、請求項４に記 載のパネル。 ７． 前記幅は、２５０cm乃至４００cmである、請求項４に記載のパネル。 ８． 所定の長さ及び所定の幅を持つ矩形形状を有し、重ね接ぎ線が長さ及び 幅のうちの長い方とほぼ平行である、請求項１に記載のパネル。 ９． 前記接着剤層は、繊維で強化されている、請求項１に記載のパネル。 １０． 前記繊維の少なくとも大部分が前記第１及び第２の重ね接ぎ線に対し てほぼ垂直に延びている、請求項９に記載のパネル。 １１． 繊維の前記部分は、前記第１及び第２の重ね接ぎ線を橋渡ししている 、請求項１０に記載のパネル。 １２． 前記繊維の少なくとも大部分が前記第１及び第２の重ね接ぎ線とほぼ 平行に延びている、請求項９に記載のパネル。 １３． 前記繊維の第１の群が前記第１及び第２の重ね接ぎ線とほぼ平行に延 び、前記繊維の第２の群が前記第１及び第２の重ね接ぎ線に対してほぼ垂直に延 びている、請求項９に記載のパネル。 １４． 前記繊維は、全体に連続している、請求項９に記載のパネル。 １５． 前記第１重ね接ぎ線は、前記第２重ね接ぎ線に対してほぼ垂直に延び ている、請求項１に記載のパネ ル。 １６． 各金属層の厚さが約０．１mm乃至０．９mmである、請求項１に記載の パネル。 １７． 各金属層の厚さが約０．２mm乃至０．５mmである、請求項１に記載の パネル。 １８． 各繊維強化接着剤層の厚さが、個々の金属層の厚さとほぼ同じ位の大 きさである、請求項９に記載のパネル。 １９． 前記繊維は、接着剤−繊維複合材の全容積の約３５vol.％乃至７５vo l.％を構成する、請求項９に記載のパネル。 ２０． 前記金属層は、アルミニウム合金、鋼合金、銅合金、亜鉛合金、チタ ニウム合金、マグネシウム合金、アルミニウム合金を母材としたコンパウンドか らなる群から選択された１つ又はそれ以上の金属からつくられている、請求項１ に記載のパネル。 ２１． 前記金属層は、０．２０ＧＰａ以上の引張り強さを持つ金属からつく られている、請求項１に記載のパネル。 ２２． 前記繊維は、ガラス、Ｅ−ガラス、Ｒ−ガラス、Ｓ２−ガラス、アラ ミド、ポリパラフェニレンテレフタラミド、及びカーボンからなる群から選択さ れた１つ又はそれ以上の材料からつくられている、請求項９に記載のパネル。 ２３． 前記繊維は、弾性率が６０ＧＰａ乃至６５０ＧＰａで破断点伸びが０ ．２％乃至８％の材料からつくられている、請求項９に記載のパネル。 ２４． 前記繊維は、ほぼ連続したフィラメントであり、各フィラメントの直 径は約３μｍ乃至３０μｍである、請求項１４に記載のパネル。 ２５． 一つ又はそれ以上の金属層の各々は３乃至１５の共面区分からなり、 各区分間には平行な重ね接ぎ線がある、請求項１に記載のパネル。 ２６． 少なくとも一部が請求項１による積層パネルでできた航空機の胴体又 は尾翼。 ２７． 少なくとも一部が請求項１による積層パネルでできた航空機の主翼。 ２８． 長手方向軸線を有し、該長手方向軸線の外側で支持された複数の積層 ボディパネルからなる航空機の胴体において、これらのボディパネルのうちの少 なくとも一つが、２つ又はそれ以上の金属層及び該金属層の各々の間の接着剤層 からなり、前記金属層は、第１区分と、該第１区分との間でほぼ共面を有する第 ２区分と、前記第１区分と前記第２区分との間の重ね接ぎ線とを有し、前記第１ 金属層の第１重ね接ぎ線は、前記第２金属層の第２重ね接ぎ線とほぼ平行であり 且つ第２重ね接ぎ線から横方向に少なくとも数cmだけ間隔を隔てられている、航 空機の胴体。 ２９． 前記第１及び第２の重ね接ぎ線は、全体に前記胴体の周囲に亘って延 びている、請求項２８に記載の胴体。 ３０． 前記第１及び第２の重ね接ぎ線は、全体に長手方向に延びている、請 求項２８に記載の胴体。 ３１． 前記ボディパネルのうちの少なくとも一つの幅は、約１６５cm以上で ある、請求項２８に記載の胴体。 ３２． 前記ボディパネルのうちの少なくとも一つの幅は、少なくとも約３０ ０cmである、請求項２８に記載の胴体。 ３３． 前記積層体の金属層は、ほぼ横方向に同延である、請求項２８に記載 の胴体。 ３４． 前記ボディパネルは、全体に矩形である、請求項２８に記載の胴体。 ３５． 前記金属層は、アルミニウム合金、鋼合金、チタニウム合金、銅合金 、マグネシウム合金、アルミニウム合金を母材とした複合材料からなる群から選 択された１つ又はそれ以上の金属からつくられている、請求項２９に記載の胴体 。 ３６． 前記接着剤層は、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル、ビニルエステ ル、フェノール樹脂、及び熱可塑性樹脂からなる群から選択された合成ポリマー からなる、請求項２８に記載の胴体。 ３７． 前記パネルの各々は、アルミニウム−銅合金 又はアルミニウム−亜鉛合金又はアルミニウム−マグネシウム−シリコン合金で できた金属層、エポキシ樹脂からなる接着剤層、及び該接着剤層内の連続したガ ラス強化繊維を含む、請求項２８に記載の胴体。 ３８． 前記ボディパネルは、第１金属層と第２金属層との間に第３金属層を 更に有し、該第３金属層は、第３重ね接ぎ線を間に持つ第１及び第２の区分から なり、前記第３重ね接ぎ線は、前記第１及び第２の重ね接ぎ線に対してほぼ垂直 に延びている、請求項２８に記載の胴体。 ３９． 前記胴体は、前記第３重ね接ぎ線を跨ぐ全体に長手方向に延びる少な くとも一つの縦桁を含むフレームを有し、前記ボディパネルのうちの少なくとも 一つが前記縦桁に第１及び第２のファスナで前記第３重ね接ぎ線の両側に結合さ れており、第１ファスナは、第３金属層の前記第１区分を前記ベースに結合し、 第２ファスナは第３金属層の前記第２区分を前記ベースに結合する、請求項３８ に記載の胴体。 ４０． 航空機の胴体を製造するための方法において、（ａ）全体に長手方向 に延びる複数の縦桁を支持する複数のフレーム部材からなるフレームを構成する 工程と、（ｂ）前記フレームに複数の金属−ポリマー積層ボディパネルを取り付 ける工程とを有し、前記複数のボディパネルのうちの少なくとも一つは、約１６ ５cm以上の幅を有 し、厚さが約１mm以下の第１及び第２の金属層及び前記金属層の各々の間の接着 剤層からなり、前記金属層の各々は、第１区分と該第１区分から重ね接ぎ線で分 けられた第２区分とからなり、前記第１金属層の第１重ね接ぎ線は、前記第２金 属層の第２重ね接ぎ線とほぼ平行であり、前記第１重ね接ぎ線は、前記第２重ね 接ぎ線から横方向に少なくとも数cmだけ間隔を隔てられている、方法。