JPH09193296A - ハイブリッド積層、航空機の外板パネル、および胴体部分 - Google Patents

ハイブリッド積層、航空機の外板パネル、および胴体部分

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JPH09193296A
JPH09193296A JP9003241A JP324197A JPH09193296A JP H09193296 A JPH09193296 A JP H09193296A JP 9003241 A JP9003241 A JP 9003241A JP 324197 A JP324197 A JP 324197A JP H09193296 A JPH09193296 A JP H09193296A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 超音速民間機に適したハイブリッド積層構造
のハイブリッド積層および外板パネルを提供する。 【解決手段】 ハイブリッド積層は、使用中に遭遇され
る力を打消すように最適に配向され、かつチタン合金ハ
ニカムのような中心コア構造に接合されたチタン合金箔
（１０）および複合材プライ（１２）の層のレイアップ
を含む。複合材プライ（１２）の強化ファイバはカーボ
ンおよびボロンから選択され、ファイバは連続的であ
り、各プライ内で平行に配向される。しかしながら、い
くつかのプライは他のプライに対して角度を持って配向
され得る。それにもかかわらず、この発明の好ましい実
施例では、ハイブリッド積層のファイバの実質的に多数
かまたはそのすべてが共通の方向に配向される。積層の
外部表面はチタン箔の層を含んで、内にある複合材を含
む構造を環境と、溶媒による攻撃とから守る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の分野】この発明はハイブリッド積層構造の超音
速航空機外板パネルに関する。特に、ハイブリッド積層
は、箔層間にファイバ充填有機樹脂の複合材の層を有す
るチタン合金箔の層を含んだレイアップを側部の各々に
接合された中心強化コア層を含む。
【０００２】
【発明の背景】国際的かつ長距離の空の旅に対する要求
がますます高まり、超音速民間機の必要性が認識され
る。しかしながら、このような航空機を製造するにはコ
ストが嵩み、したがって、この高いコストが高速という
利便性以外の要因によって埋め合わされることができな
ければ、航空会社およびその顧客はこの航空機を進んで
使用しようとはしないであろうことが予期される。これ
らの要因のいくつかには、航空機の消費燃料を減らし、
座席マイル当りの航空機のコストを減少させ、かつ航空
機の航続距離および有料荷重を増加させるように、航空
機の質量を最小にすることが含まれる。さらに、航空機
は長い寿命を有し、それによって航空会社がその投資を
長い期間にわたって取り戻すことができるようにするべ
きである。
【０００３】超音速民間機の高い燃料効率、長い航続距
離、高い程度の有料荷重およびより長い寿命に対する必
要性は構成材料に厳しくかつ新しい要求を与える。たと
えば、航空機の外殻の胴体、ウィング、および他の構成
要素は軽いだけではなく高い強度対重量比の特性を有
し、低密度かつ高強度の材料を要求するべきである。さ
らに、材料は高い引張り応力、長い寿命に対する疲労抵
抗、および、高い熱機械耐久性を有して、超音速飛行中
に遭遇される高温の下での圧力に耐えるべきである。安
全性の観点からは、材料は損傷抵抗性かつ損傷許容性で
あるべきであり、予備メンテナンスの観点からは、材料
は実際に故障するかなり前に目に見える損傷の兆候を与
えるべきである。
【０００４】航空機の胴体と、ウィングおよび操縦面の
ような外部パネルとをチタン合金のような金属から作製
することは、進歩した超音速民間機に対する性能基準の
すべてを満たさないかもしれない。チタン合金は進歩し
た超音速民間機の目標密度と比較して高い密度を有し、
相対的に高価である。さらに、チタンパネルの大きさは
物理特性上の制約のために制限され、したがって、大き
な航空機は多くの接合されたパネルを必要とするであろ
う。接合部の数が増えると、望ましくない要因である重
量の増加につながる。チタン合金はまた相対的に低い疲
労強度と相対的に高い亀裂成長率とを有するので、航空
機の寿命は超音速民間機における連続的なサービスのた
めに設定された基準を満たすまでには延ばされ得ない。
結果として、チタン合金は最適な材料ではないかもしれ
ない。
【０００５】代替例として、航空機の胴体および外部パ
ネルはポリマ複合材から作製できる。このような複合材
は、カーボンファイバのような強化ファイバが埋込まれ
た熱硬化性または熱可塑性ポリマ（「樹脂」）のマトリ
ックスを含む。しかしながら、これらのポリマ複合材の
性能は、超音速飛行中に遭遇される高温に繰返し晒され
ると時間とともに変化し得る。このような温度は飛行速
度に依存して変化し、たとえば、約３５０°Ｆ（約１７
５℃）までの温度がマッハ２．４で予期される。ポリマ
複合材はまた、構造上の完全性を低下させ得、未知のリ
スクを補うためのさらなる材料を必要として航空機の質
量を増す、検出不可能な機械的損傷を受けやすい。さら
に、ポリマ複合材はまた落雷から損傷を受けやすく、し
たがって保護のためのさらなる導電構造を必要とする。
このためにも航空機の大きさが増す。
【０００６】ポリマ複合材の層と金属の層とを含むハイ
ブリッド積層を開発しようとする先行技術の試みは、超
音速民間機の胴体または外部外板パネルにおいて用いる
のに必要な低密度および物理特性の必須の組合せを備え
た複合材を生んでいない。積層は、上述の強度、引張り
応力、疲労抵抗、および熱機械耐久性の特性を満たさな
くてはならない。これはまた向上した損傷許容性を有す
るべきであり、金属と同様の態様で所望に凹んで、それ
によって大きな物理特性の劣化が生じる前に損傷の検出
をもたらすべきである。積層におけるポリマ複合材層
は、熱によって引き起こされる酸化と、水の進入と、燃
料および他の溶媒に晒されることによって起こり得る潜
在的な損傷とから保護されるべきである。さらに、積層
は、固定具を受けるように孔をあけられた点からでさ
え、高強度と亀裂の抵抗伝搬とを示すべきである。ハイ
ブリッド積層はまた、航空機パネルのような、積層構造
の一部を形成し得るコア構造への融解と両立すべきであ
る。
【０００７】
【発明の概要】この発明は、強化ファイバが埋込まれた
ポリママトリックスの層と交互するチタン合金箔の層を
含み、超音速民間機の外板（たとえば、胴体、ウィン
グ、垂直尾翼および水平尾翼、ならびにストレーク）を
形成するハイブリッド積層を提供する。積層は高い強度
対重量比、引張り応力、疲労抵抗を有し、際立った熱機
械耐久性特性を有する。さらに、亀裂伝搬がモノリシッ
クチタン合金と比較して非常に遅いので航空機の寿命が
高められる。積層は、物理的特性の著しい劣化が起こる
前に損傷の検出をもたらす、金属と同様の態様で凹む。
さらに、ハイブリッド積層の外部表面がチタン合金箔で
あるので、積層は、他の方法ではポリマ複合材に悪影響
をもたらし得る燃料および他の溶媒に抵抗する。加え
て、ハイブリッド積層のポリマ複合材層は、チタン合金
箔の外部被覆によって、酸化、水の進入、および紫外光
の有害な影響から保護される。
【０００８】この発明のハイブリッド積層は好ましく
は、レイアップで両側を覆われたコア構造の中心層を含
み、レイアップは、ポリママトリックス複合材の少なく
とも１プライの層が各箔層の間に挟まれたチタン合金箔
の層を含み、対称的な積層が作られる。金属箔の層は好
ましくは約０．０１インチから約０．００３インチの厚
さであり、約１％よりも大きい降伏歪みに熱処理された
ベータチタンから作られる。ポリマ複合材の層は１つ以
上のプライから作られ、各層は約０．００５インチから
約０．０３インチの厚さである。
【０００９】好ましい有機ポリマ複合材は、樹脂でコー
ティングされた連続的かつ平行な強化ファイバのテープ
の形状のプレプレッグから形成されて連続的なストリッ
プを形成する。このように、プレプレッグが複合材プラ
イを形成するように置かれると、各複合材プライは平行
なファイバで強化された（超音速飛行中に遭遇される高
温に耐える）樹脂のマトリックスを含む。これらのファ
イバは、ファイバがカーボンである場合に樹脂およびフ
ァイバの約５０重量％から約７０重量％を構成し、ファ
イバがボロンである場合に約４０重量％から約６０重量
％を構成する。カーボンファイバおよびボロンファイバ
の混合物が用いられる場合、全ファイバ重量は７５重量
％から８０重量％の範囲である。この発明に従って、複
合材プライは、積層の特定の用途に最も適した、複合材
の各層における特定的なファイバ配向を与えるように配
向され得る。
【００１０】有機ポリマ層を作るために用いられる樹脂
は、物理特性を低下させることにつながる過度の軟化ま
たは弱化なしで、超音速飛行中に遭遇される温度に繰返
し耐えることができる樹脂から選択される。同様に、強
化ファイバは、樹脂と両立可能であり、高まった強度の
複合材を与え、かつ、物理特性を著しく低下させずに、
超音速飛行中に遭遇される温度に繰返し耐えることがで
きるファイバから選択される。
【００１１】樹脂はまた、チタン合金箔と両立可能であ
り、好ましくはそれに粘り強く接合するように選択され
る。このような粘り強い接合を達成するために、チタン
合金の表面は好ましくは、樹脂と化学的かつ機械的によ
り接合可能である表面を生じるように予め処理される。
樹脂が接着剤の助けを借りずにチタン合金箔に接合する
ことが好ましいが、シランのような接合剤を含むかまた
は含まない接着剤が接合を容易にし、かつ高めるために
用いられ得る。
【００１２】この発明の独特なハイブリッド積層構造の
結果として、亀裂成長率はチタン合金構造に対してより
劇的に低くなる。確かに、亀裂成長は、同じ熱処理を受
けた、箔層と同じ合金のモノリシックチタンに対する率
の０．２％にすぎない。
【００１３】この発明のハイブリッド積層はまた、固定
具がそこを通って延び、かつ力が集中する通しボアの周
囲からの故障のリスクを最小にしながら、積層の機械接
合を容易にする高いオープンホールの引張り強度および
圧縮強度を示す。
【００１４】この発明はまた、胴体部分、ウィング部
分、ストレーク、垂直尾翼、水平尾翼等のような航空機
の外部外板パネルの形状のハイブリッド積層構造を提供
する。積層は好ましくは対称的であり、上述されたよう
に、複合材プライおよび金属箔のレイアップの外部層間
に挟まれた中心層としてコア構造を含む。コア構造はた
とえばチタン合金ハニカムを含み得る。箔または複合材
の隣接層はこの層とハニカム材料との間の中間面でハニ
カム層に密に接合される。この構造は、低密度（軽量）
と、高強度と、高い引張り応力と、並外れた疲労抵抗お
よび優れた熱機械耐久性特性を有する調整可能な構造と
を与える。ハイブリッド積層は外部チタン箔によるゾー
ン１の落雷に耐え、したがって、たとえばウィング内に
蓄積された燃料を保護することができる。この構造は超
音速民間機の外板部分を形成するのに特に適している。
【００１５】この発明の上述の局面と多くの付随する利
点とはこの発明の実施例を示す添付の図面と関連して以
下の詳細な説明を参照することによってより容易に認識
され、より良く理解される。
【００１６】
【好ましい実施例の詳細な説明】この発明のハイブリッ
ド積層は金属箔の間隔をあけられた層を含み、平行に配
向された強化ファイバが埋込まれた熱硬化性または熱可
塑性の樹脂マトリックスを含む有機ポリママトリックス
複合材の単一または複数の層が金属箔層間に挟まれる。
この発明はまた、金属箔の層と複合材層とを各々含んだ
２つの外部レイアップを含み、コア材料の層が外部レイ
アップ層の間に挟まれ、かつそれに密に接合されてハイ
ブリッド積層構造を形成する挟み込み構造から作られ
る、胴体、ウィング、ストレーク、垂直尾翼、水平尾翼
などのような航空機外板パネルを提供する。好ましく
は、ハイブリッド積層の最外部層は金属箔であって、内
にある有機複合材料を環境と化学溶媒の接触とから守
る。ある実施例では、コア材料は用いられず、ハイブリ
ッド積層外板は別の態様で強化される。
【００１７】好ましい金属箔は約０．０１インチから約
０．００３インチの厚さ（約２５０×１０-6ｍから約７
０×１０-6ｍ）である。さらに、アルミニウム箔および
アルミニウム合金箔が用いられ得るが、チタンおよびそ
の合金の箔が好ましい。特に、ベータチタン合金の箔が
最も好まれ、それはとりわけこの合金が１％よりも大き
い降伏歪みに熱処理されるときである。このために現行
のファイバ特性を十分に利用できる。このような熱処理
は、積層の荷重限度および極限荷重能力を向上させると
いう利点を与える。したがって、この発明は金属合金箔
をその弾性降伏歪みまで使用することを可能にし、それ
によって、チタン合金だけを用いる場合と比較して動作
荷重を高める。
【００１８】中間面有機複合材層への金属箔の接合を容
易にするために、金属箔は表面処理プロセスを受け得
る。特に、多孔性接着促進層を表面上に形成させるプロ
セスを好ましいチタン合金箔が受けることが好ましく、
これは、このような表面が以下に説明されるある高温有
機樹脂に、より粘り強く接合するためである。有益な表
面処理プロセスは、たとえば引用により援用される米国
特許第３，９５９，０９１号、第４，４７３，４４６
号、および第３，９８９，８７６号に説明される。
【００１９】好ましい予処理方法では、チタン合金はま
ず、約１９０°Ｆに保たれた水１ガロン当り４ｌｂの濃
度の（カリフォルニア州ウエストミンスター（Westmins
ter,California ）のアトキム社（Atochem, Inc. ）に
よって与えられる）ＴＵＲＣＯ５５７８を有する溶液に
約５分間浸される。その後、箔は取除かれ、湯で濯が
れ、次に冷水で濯がれる。完全に濯いだ後、箔は硝酸フ
ッ化水素酸エッチングを受ける。このエッチングは、２
２重量％の硝酸と３重量％のフッ化水素酸とを含んで１
２０°Ｆに保たれた溶液において行なわれる。約４分か
ら約６分の間エッチングされた後、箔は取除かれ、約５
分間冷水で濯がれる。次に、箔はクロム酸陽極酸化プロ
セスを受ける。このプロセスでは、箔は約４±１ボルト
で約２０分間クロム酸において陽極酸化される。クロム
酸溶液は水１ガロン当り約６ｏｚ．から約７．５ｏｚ．
のクロム酸と、約９ボルトから約１０ボルトの電位差で
２ａｍｐｓ／ｆｔ2 の電流密度を保つのに十分な量のフ
ッ化水素酸とを含む。陽極酸化の後、好ましくは陽極酸
化の２分後、箔は約１０分から約１５分間冷水において
濯がれる。その後、濯がれた箔は最大１６０°Ｆでオー
ブンで乾燥される。好ましい箔は次に、この発明のハイ
ブリッド積層のレイアップの金属箔層を形成するために
用いられる。
【００２０】この発明に従って、任意の接着剤およびシ
ラン接合剤が、金属−複合材接合、コア−金属接合、お
よびコア−複合材接合を容易にし、かつ高めるために用
いられ得る。
【００２１】この発明のハイブリッド積層における有機
複合材の各層は少なくとも１つのプライから作られる。
プライの各層は好ましくは約０．００５インチから約
０．０３インチの厚さ（１２５×１０-6ｍから７６０×
１０-6ｍ）である。各プライは、平行な強化ファイバが
埋込まれた、熱硬化性または熱可塑性の有機ポリマ樹脂
を含む。有機複合材の各プライ内のファイバが平行であ
るが、これらのファイバは直角であってもよく、また
は、ハイブリッド積層における有機複合材の別のプライ
のファイバに対して実際に他のどのような角であっても
よい。後に説明されるように、ファイバの配向は、航空
機の外殻の構成要素が受ける予期される力に基づいて選
択される。
【００２２】超音速飛行中に航空機の外殻が受ける高温
に耐えるために、樹脂は「高温に抵抗」しなくてはなら
ない。すなわち、超音速飛行中に遭遇される温度、たと
えば飛行速度に依存しておおよそマッハ２．４で少なく
とも約３５０°Ｆ（約１７５℃）の温度に繰返して晒さ
れるときに、樹脂は過度に軟化されるべきではなく、さ
もなければ、物理特性および機械特性が結果として実質
的かつ容認不可能に低下して層間剥離が引き起こされ
る。これらの要件にかなう樹脂の例は、ポリアリールエ
ーテルケトン、ポリエーテルエーテルケトン、ポリイミ
ド、ポリアリールエーテルスルホン、オキシジフタリッ
ク、ジアンハイドライド３，４′オキシジアニリンおよ
び後者の機能派生物、たとえば、１０％のＰ−フェニレ
ンジアミドおよびフタリックアンハイドライドエンドキ
ャップモノマでか、または４−（３−アミノフェノキ
シ）−４−フェニルエチニルベンゾフェノンエンドキャ
ップモノマでの派生物である。好ましいポリマは、日
本、東京のMitsu ToatsuによってＰＩＸＡとして販売さ
れるポリイミド樹脂と、テキサス州グリーンビル（Gree
nville, Texas ）のFiberite, Inc.によってＰＥＴＩ−
５として販売される、フェニルエチニルを含むポリイミ
ドとである。明らかに、超音速飛行中に遭遇される温度
で必須の強度を維持する条件を満たす他の樹脂もまた有
益である。
【００２３】好ましい実施例では、有機ポリママトリッ
クス層において強化物として用いられる伸長平行ファイ
バはカーボンファイバおよびボロンファイバから選択さ
れる。ある実施例では、以下に説明されるように、単一
のプライにおいてカーボンファイバおよびボロンファイ
バの混合物を強化物として用いることが好ましい。好ま
しいカーボンファイバは、引張り応力が３５−５０Ｍｓ
ｉであり、引張り伸び損傷が１．５％以上である「中程
度または高度の強さ」のカーボンとして販売されるもの
である。典型的に、これらのファイバはＰＡＮ（ポリア
クリロニトリル）前駆物質の族のファイバから生成され
る。好ましいボロンファイバは、引張り伸びが最も高い
最小のボロンファイバ（少なくとも約４−７ｍｉｌ）で
ある。好ましいボロン／カーボンファイバ混合物のプレ
プレッグは、（マサチューセッツ州ローウェル（Lowel,
Massachusetts）のテクストロン・スペシャルティ・マ
テリアルズ（Textron Specialty Materials ）による）
商標ＨＹＢＯＲの下で販売される。このファイバの組合
せはプライにおいてより高いファイバ重量パーセントを
許し、カーボンの高い引張り特性でボロンの高い圧縮特
性を利用する。各型のファイバは以下に検討される特定
の応用に最も適している。
【００２４】この発明に従って作製される構造の主要な
構成要素の各々、すなわち、チタン合金箔、ポリマ複合
材料、およびコア構造は一般に予め作製され、この発明
と関連して用いるために配列される。複合材料は一般
に、配向された連続的なカーボンかまたは他の強化ファ
イバを含む高温ポリマ樹脂を含む。複合材料は通常スプ
ールに巻かれる伸長リボンまたはテープの形状で与えら
れる。次に、材料はスプールからほどかれ、受取面に与
えられる。同様に、コアがあるならば、それは予め製造
され、この発明と関連して用いるために与えられる。
【００２５】ハイブリッド積層はどのような数の方法に
よって作られてもよい。しかしながら、熱可塑性複合材
の場合、熱可塑性樹脂に予め含浸された繊維製テープ
（「プレプレッグ」）の長い連続的なストリップを、熱
可塑性応用ヘッドによって、箔の処理された外部表面へ
と直接継続的に置くことによって積層が準備されること
が好ましい。熱および圧力を応用することによってテー
プのストリップを固めながら並んで置くことによって、
平行に配向されたファイバを有する複合材の連続的なプ
ライが生成される。その後、積層に必要とされる特性に
依存して、複合材の別の単一または複数のプライが第１
のプライの頂部上に置かれ得る。この単一または複数の
プライは複合材の層を形成する。次に、箔の層が固めら
れた複合材層上で回転され、たとえば熱定着で複合材に
接合される。その後、有機複合材の次の層が上述のよう
に単一または複数のプライを置くことによって金属箔の
頂部上に形成される。最後に、金属箔および有機ポリマ
マトリックスの層の予め定められた数を降ろした後、金
属箔の外部層が与えられる。これはこの発明の重要な局
面であり、なぜなら、箔の外部層がハイブリッド積層
の、内にある有機複合材を環境と液体による攻撃とから
守るためである。
【００２６】いくつかが以下により詳細に説明される代
替的な作製方法も有益である。たとえば、ハイブリッド
積層のあらゆる層が層の予めの融解なしで圧力釜におい
て積み重ねられるかまたは圧力を与えられ得、次に、加
えられた熱および圧力の下で単一の積層に融解される。
【００２７】この発明のハイブリッド積層は、積層の例
示的実施例を示す概略図である図１を参照するとより良
く理解される。明らかに、層にされた他の配列も企図さ
れ、いくつかが下に示される。レイアップＨＬはチタン
合金箔１０の交互の層を有し、複合材の少なくとも１つ
のプライが継続的な箔層の各々の間に挟まれる。有機複
合材１４の９０°の交差プライが第１の２つのチタン合
金層の間に挟まれる。０°のプライ１２が第２のチタン
箔層１０と第３のチタン箔層１０との間に挟まれる。最
後に、別の交差プライが第３のチタン箔層と第４のチタ
ン箔層との間に挟まれる。この特定的なレイアップで
は、ファイバの３分の２が９０°の交差プライの方向に
配列され、ファイバの３分の１がゼロ度方向に配列され
る。以下に説明されるある好ましい実施例では、実質的
にすべてのファイバがゼロ度方向に配列され、これもま
た以下に説明される他の好ましい実施例では、いくつか
のファイバが、９０°の交差プライ方向と、＋４５°ま
たは−４５°方向とに配列される。この発明に従って、
積層の、実質的に大多数（約３分の２よりも上）または
すべてのプライのファイバが共通の方向に配向される。
箔１０は同一の広がりを持つ箔間の間隔を最小にして突
き合わせ接合される。さらに、突き合わせ接合部は概略
的に示されるようにずらされ、したがって積層強度は低
下されない。
【００２８】好ましくは、この発明のハイブリッド積層
は、図２に示されるチタン合金ハニカム材料のような軽
量コア構造４０である中心層で対称的である。したがっ
て、コア層４０は、外部被覆を形成する同一の金属箔−
ポリマ複合材レイアップＨＬによって両側を取囲まれる
かまたは覆われる。
【００２９】以下に続く説明は時には金属箔−ポリマ複
合材レイアップＨＬだけを示すが、ハイブリッド積層構
造の各々は、接着された同一の金属箔−ポリマ複合材レ
イアップによって両側を覆われてこの発明の対称的なハ
イブリッド構造を形成する中心コア構造を含むことが理
解されるべきである。
【００３０】図３は、超音速航空機のハイブリッド積層
胴体および外部パネルを示す簡略化された概略部分展開
図である。この例示される説明では、４つの実質的に円
筒形の胴体部分が、端と端とを接して互いに接続して実
質的に円筒形の胴体を形成するようにされる。他の設計
では、より多くの部分が必要とされ得る。これらの部分
は、先細になった前端がノーズコーンを受けるように設
計された実質的に円筒形を有する胴体の前端部２０と、
直径が胴体前端部２０の後部の直径と同じである第２の
円筒胴体部分２２と、実質的に円筒形であり、第２の胴
体部分と同じ直径である第３の胴体部分２４と、第３の
胴体部分の直径と実質的に同じ最大直径を有する僅かに
先細になった円筒形の後端部胴体部分２６とを含む。図
３に示される実施例のウィングはデルタ型であり、円筒
胴体部分２２および２４のいずれかの側から外側に延び
る、１対の水平に延びる三角形のストレーク２８を含
む。１対の実質的に長方形のウィングボックス３０がト
スレーク２８の後端部に当接し、胴体部分２４の付着点
からストレークの外部先端の近傍に延びる。実質的に三
角形の外部ウィング３２はウィングボックス３０の各々
の外部端部から延びる。このように、航空機の両側のス
トレークおよびウィングは、ストレーク２８の上部表面
からその隣接するウィングボックス３０の上部表面へ
と、そこから外部ウィング３２の上部表面へと延びる同
一平面上の上部表面を形成する。同一平面上の下部表面
も同様に形成される。台形の垂直尾翼３４および台形の
水平尾翼３６もまた、この発明に従ってハイブリッド積
層から作製される。
【００３１】図４は、外部ウィング３２を有する隣接す
るウィングボックス３０を備えた１対のストレーク２８
の簡略図である。飛行中、これらの構造への荷重は異な
っており、速度および他の要因で変化する。この発明に
従って、ストレークのための好ましい金属箔−ポリマ複
合材レイアップの実施例が簡略化された図５に示され
る。このように、示される実施例では、金属箔１０はス
トレーク２８の後端縁２９と平行なその最長の側に配向
される。ただし、後端縁に対して９０°の配向もまた役
立つ。箔のすぐ下には、プライが箔の長手側に対して９
０°に配向された９０°の交差プライ１４がある。この
プライ１４の下にはファイバがゼロ度に配向された第２
のプライ１６がある。プライ１６の下には第２の交差プ
ライ１４があり、箔層１０が続く。この発明に従って、
９０°の交差プライと０°の複合材プライとを含む複合
材を用いることは超音速デルタウィング航空機のストレ
ークのために好ましい。説明されたレイアップは中心コ
ア層の両側に接合されて対称的なハイブリッド積層構造
を形成する。
【００３２】一方、ウィングボックスはストレークとは
かなり異なった力を受ける。図６を参照して、２つのウ
ィングボックスのレイアップの各々は中心コア構造に接
合されており、形成されるハイブリッド積層が対称的で
あるように同一である。図６の実施例に示されるレイア
ップは、第１の外部金属箔層１０、４つの継続的な翼幅
方向に配向されたプライ１６、第２の箔層１０、第２の
一連の４つの翼幅方向に配向されたプライ１６、第３の
箔層１０、４つの翼幅方向に配向されたプライ１６の第
３の複合材層、および外部箔層１０を順次有する。この
外部箔層１０はコア構造の一方の側に接合され、同一の
レイアップがコア構造層の他方の側に接合されてウィン
グボックスの対称的なハイブリッド積層を形成する。
【００３３】ウィングボックスレイアップの代替的な実
施例では、プライ１６のすべてが翼幅方向に配向され
ず、４つのプライのうちで内部の２つが翼幅方向のプラ
イに対してある角度、たとえば＋４５°および−４５°
にそれぞれ配向される。このように、４つのプライの３
つの層の各々において、第１のプライが翼幅方向であ
り、第２が＋４５°で配向され、第３が−４５°で配向
され、第４のプライが翼幅方向である。結果として、釣
合いのとれた複合材層が形成される。
【００３４】超音速航空機の胴体はその長さに沿う異な
った場所で異なった力を受ける。結果として、この発明
に従って、ハイブリッド積層構造におけるプライ配向お
よびプライ「ビルディングアップ」（または「パダップ
（padup ）」）および「ドロップオフ」は、ハイブリッ
ド積層が胴体上の特定の場所で経験する航空機の加圧に
よって生じる軸方向の荷重と円周方向の荷重とに基づい
て決定される。これは図７に概略的に示され、図７は、
４つの部分で例示される全体の胴体と、荷重に依存して
胴体部分上の異なった場所で見られ得る６つの金属箔−
複合材プライレイアップＨＬ1 −ＨＬ6 とを示す。ノー
ズ部分２０および第１の部分２２は同様の荷重を経験
し、この発明に従って同じレイアップＨＬ1 を有する。
各場合において、レイアップの外部表面、したがってハ
イブリッド積層は金属であり、好ましくはチタン合金の
箔層１０である。金属層１０の内側表面に粘り強く接着
された次の層は、ファイバが円筒形の胴体の円周のまわ
りを連続して螺旋状に延びる円筒複合材プライ１３
（「フーププライ」）である。フープファイバプライの
内側にあり、それに密に接着されるのは、ファイバが胴
体部分の長さに沿って長手方向に配向されるプライ１５
である。この長手ファイバプライ１５は対称的なレイア
ップの中心層を形成する。したがって、長手ファイバプ
ライ層の内側には第２のフープファイバプライ１３があ
り、それに第２のチタン箔層１０が従う。第２のチタン
箔層はコア構造（図示せず）の一方の側に接合され、同
じレイアップがコアの他方の側に繰返されて対称的なハ
イブリッド積層を生じる。
【００３５】中央機尾部分２４は４つの異なったプライ
配向を有し得る。第１のレイアップＨＬ2 は胴体の頂上
の前方端部で通常遭遇される張力を打消すように設計さ
れ、第２のレイアップＨＬ3 は頂上の機尾部分における
引張力を打消すように設計され、第３のレイアップＨＬ
4 はシヤーの下に通常ある側部のためのものであり、圧
縮力を打消すための第４のレイアップＨＬ5 は胴体のキ
ールに通常見られる。もちろん、４つのすべてのプライ
レイアップが中心コア構造（図示せず）とともに単一の
ハイブリッド積層構造を形成するが、プライの数とその
配向とは積層が耐えることを期待される力に依存して変
化する。このように、頂上の前方部分では、レイアップ
ＨＬ2 が、胴体の全外部表面を覆って内にある複合材構
造を保護するチタン箔層１０を有する。箔１０の内側に
密に接合されるのは第１のフープファイバプライ１３で
あり、このフーププライの内側には３つの長手ファイバ
プライ１５がある。第３の長手ファイバプライの内側に
は第２のチタン合金箔層１０があり、これはレイアップ
の対称の中心を形成する。したがって、この箔１０の内
側には順に３つの長手ファイバプライ１５、フープファ
イバプライ１３、および最後の内側チタン箔層１０があ
る。最後のチタン層はコアの一方の側に接合され、レイ
アップはコアの他方の側に対称的に繰返される。プライ
およびコアのこの配列は、航空機の中央機尾胴体部分の
頂上の前方で通常遭遇される引張力、シヤー力、フープ
力および圧縮力を打消すハイブリッド積層構造を与え
る。胴体のあらゆる部分において、フーププライは円周
荷重を打消す。
【００３６】胴体部分２４の頂上の機尾区分と胴体部分
２６の前方部分とにおける高まった引張応力を打消すた
めに、さらなる長手プライがＨＬ3 において示されるよ
うにレイアップに加えられる。このように、頂上部分は
外部チタン箔１０、単一のフーププライ、４つの継続的
な長手複合材プライ、中心チタン箔１０、４つの継続的
な長手複合材プライ１５、フープ複合材プライ１３、お
よび内部チタン箔層１０を順に含む。これまでどおり、
このレイアップの内部チタン箔は中心コアに接合され、
レイアップはコアの他の側で繰返されて対称的なハイブ
リッド積層を生じる。胴体部分２６の頂上の機尾部分は
幾分簡略化されたレイアップ構造ＨＬ6 を有し、これは
引張力が航空機の胴体部分のこの部分ではそんなに高く
はないためである。結果として、所望の強度特性を有す
るがＨＬ3 またはＨＬ2 よりも軽い積層を生じるために
より少ないプライが用いられ得る。したがって、部分２
６のレイアップＨＬ6 の機尾頂上区分も外部および内部
のチタン箔層１０を有し、その間に挟まれて、３つの長
手プライ１５を含む中心を有した複合材層を有し、フー
プファイバプライが最も外側の長手プライの各々と外部
チタン箔層１０との間に挟まれる。コア構造は箔層をコ
アに接合することによって２つのこのようなレイアップ
の間に挟まれて、対称的なハイブリッド積層構造を生じ
る。
【００３７】航空機の側部はシヤーを受けるので、部分
２４および２６の側部におけるハイブリッド積層構造は
シヤー力を打消すように調整される。示されるように、
図７では、部分２４および２６の両方の側部レイアップ
構造ＨＬ4 は順に外部チタン箔層１０と、その内側の密
に接着されたフープ複合材プライ１３と、その内側の第
２のチタン箔層１０と、その内側の中心長手複合材ファ
イバプライ１５とを含む。レイアップは対称的であるの
で、このパターンは長手ファイバプライ１５の他方の側
で繰返される。こうして、他のプライは順に中心長手フ
ァイバプライ、第３のチタン箔１０、フーププライ１
３、チタン箔層１０である。１つのこのようなレイアッ
プが中心コア構造の各側に接合されて対称的なハイブリ
ッド積層構造を生じる。
【００３８】部分２４および２６の両方のキールは好ま
しくは、４つの長手複合材プライ１５、好ましくはキー
ルにおいて高まった圧縮応力を打消すための平行に配向
されたボロンファイバを含むプライによって両側を取囲
まれた中心チタン箔層１０を含むレイアップＨＬ5 から
構成される。ボロンプライの四重の層は少なくとも単一
の複合材フープファイバプライ１３で各々が覆われる。
したがって、この発明に従って好ましいように、複合材
フープカーボンファイバプライはチタン箔１０で覆われ
る。この箔は中心コア構造の一方の側に接合され、レイ
アップはコアの他方の側で繰返されて対照的なハイブリ
ッド積層を生じる。
【００３９】金属ハニカム、たとえばチタン合金ハニカ
ムのようなコア構造を含んだハイブリッド積層胴体部分
が、好ましいハイブリッド積層胴体の区分の部分的な断
面の展開された概略図を示す図８に示される。積層構造
は、それが受けるであろう機械力を最適に打消すように
構成されることが好ましい。示される実施例では、胴体
部分は長手方向に延びるチタン箔１０で作られた外部被
覆を有し、箔の各々は互いに当接して封止を作り、それ
によって内にある複合材構造を覆い、保護する。チタン
箔の内部には、第１のフープファイバ複合材プライ１３
と、次の長手方向に配列されたチタン箔１０の第２の層
と、次の第２の複合材フープファイバプライ１３と、長
手チタン箔１０の第３の層とがある。示される実施例で
は、チタン箔は、樹脂接着剤、またはシラン接合剤を用
いて、ハニカムコア４０に直接接着される。第４の長手
チタン箔１０も同様にハニカム構造の内側表面に接着さ
れる。第４のチタン箔１０の内側には、第４の複合材フ
ーププライ１３、第５の長手チタン箔層１０、第４の複
合材フーププライ１３、および最後のチタン箔層１０が
順次接着される。こうして、積層は中心ハニカム層４０
について対称的である。重要なことに、積層構造は胴体
に強度を加える少なくとも４つのフーププライを有し、
同じことが以下に検討される図９の実施例にも当てはま
る。６８インチ×１２０インチの大きさであり、単位面
積当りの質量１．３ｌｂ／ｆｔ2 である同様のハイブリ
ッド積層胴体部分は、１４ｋｓｉフープ荷重と、０．１
の「Ｒ」係数の０．２０Ｈｚ周波数荷重サイクルでの１
２ｋｓｉ軸方向荷重との９９，０００疲労サイクルに耐
えることのできる安全圧力殻をもたらした。
【００４０】図９は、この発明に従った、概略的な展開
断面に示される航空機の胴体レイアップのさらに別の実
施例を示す。この実施例では、胴体の張力臨界頂上区域
４２が長手方向に延びる多数のカーボンプライを含み、
シヤー臨界側部分４４が長手方向に延びる単一のカーボ
ンプライを含み、圧縮臨界キール部分４６が単一の方向
で長手方向に延びる多数のボロンカーボンプライを含
む。しかしながら、重要なことに、この実施例は、ハイ
ブリッド積層の各レイアップ中に延びて４つのこのよう
なプライの全体を作る少なくとも２つのカーボンファイ
バフーププライ１３を有する。これらのプライは強度を
胴体に加えて使用中に遭遇される力を打消す。レイアッ
プの層を検討すると、外部から内側に継続的に、胴体の
第１の層がチタン箔１０の外部層である。これに、胴体
の全円周に延びる第１のカーボン複合材フーププライ１
３が続く。頂上部分４２では、これに、カーボンファイ
バの長手方向に延びる多数のプライの第１の層１７と、
長手方向に延びる第２のチタン箔１０と、多数のカーボ
ンプライの第２の長手方向に延びる層１７とが続く。側
部４４では、第１のカーボンフーププライ１３に、長手
方向に延びる第２のチタン箔１０と、長手方向に延びる
カーボンプライ１５と、長手方向に配向された第３のチ
タン箔１０とが従う。キール４６では、第１のカーボン
フーププライ１３に、長手方向に延びる多数のプライを
含んだボロン−カーボンファイバの第１の層１９と、長
手方向に延びる第２のチタン箔１０と、多数のボロン−
カーボンプライの長手方向に延びる別の層１９と、長手
方向に延びる第３のチタン箔１０と、多数のプライの長
手方向に延びる第３のボロン−カーボン層１９とが続
く。上述された層の各々には、胴体の全円周を円周方向
に延びる第２のカーボンフーププライ１３が続く。この
第２のカーボンフーププライ１３の内側面は、長手方向
に延びるチタン箔１０を含んだ別の層によって覆われ
る。後者のチタン箔層はコア構造の一方の側に接合さ
れ、上述されたレイアップはコアの他方の側で繰返され
て対称的なハイブリッド積層構造を生じる。
【００４１】図１０は、図９に示されるように、この発
明の箔で覆われた円筒形胴体部分を生じるためにどのよ
うに箔が外部表面上で順次配列されるかをさらに示す。
示される実施例では、箔１０は、端縁と端縁とを接して
当接する交互の長手方向に延びるプライまたは「ゴアパ
ネル」に適用されてギャップをなくす。箔はまた、必要
とされるならばフープの態様で円周方向に適用され得
る。
【００４２】説明され、かつ例示された外板パネルを準
備するための方法はいくつかある。予備的な事柄とし
て、チタン箔は大抵大きなロールの箔の形状で与えら
れ、従来の切断機械によって予め定められた長さのゴア
パネルに分割される。胴体部分に関連して、ゴアパネル
は、胴体部分の一方の端部から他方の端部に延びる長手
パネルである。胴体部分が可変の円周を有し得るので、
継続的なゴアパネルが好ましくは重複せずに端縁と端縁
とを接する関係にもたらされ得るように、ゴアパネルは
可変の幅で切断されなければならない。ゴアパネルは従
来の陽極酸化プロセスかまたは上述されたプロセスによ
って陽極酸化され、これは、予め含浸されたカーボンテ
ープのような複合材料に接合するのにより適したゴアパ
ネルの各々の上に外部コーティングを形成する。この発
明に従って、ゴアパネルはスプールまたはカセットに巻
上げられる。これらのカセットは製造施設の近くの保管
場所にもたらされ、それらが積層プロセスにおいて利用
されるまで保管される。胴体の内周に従う適合した外周
を有したレイアップマンドレルがハイブリッド積層を形
成するために用いられてもよく、手動で持上げられても
よい。本出願人により同時に出願され、引用により十分
に援用される明細書代理人書類番号第ＢＯＣＯ−１−８
４３４はマンドレルについてのさらなる詳細を示す。ハ
イブリッド複合材構造は以下に説明される積層手順によ
ってマンドレルに適用される。その後、ハイブリッド積
層はマンドレルから取除かれ、切り揃えられ、ウィンド
ウオープニングがその構造において切断され、他の固定
装置および構成要素が加えられて完成した構造を形成す
る。
【００４３】胴体部分がマンドレル上で作られるとき、
マンドレルは好ましくは回転可能に装着され、円筒形に
成形され、その長手軸は垂直方向に配向される。複数個
のチタンゴアパネルが適切かつ解離可能な接着剤でマン
ドレルの外部表面に長手方向に適用されてチタン箔の第
１の層を形成する。各ゴアパネルがレイアップマンドレ
ル上に位置決めされ、ゴアパネルの長手軸は実質的にレ
イアップマンドレルの長手軸と平行である。いくつかの
箔層では、ゴアパネルは、上述のようにマンドレルの円
周に延びるフープの形状であってもよい。ゴアパネルは
端縁と端縁とを接する関係（突合せ接合）でレイアップ
マンドレルの円周に継続的に適用されて、レイアップマ
ンドレルを覆う平滑かつ連続的なチタン箔層を形成す
る。次に、カーボンプレプレッグテープ（または、必要
とされるような別のプレプレッグ）が、複合材料の第１
のフーププライが箔層の上に形成されるまで、マンドレ
ルを横断する方向に、好ましくはマンドレルに対して螺
旋方向に配向されて、回転するマンドレルのまわりに巻
かれる。明らかに、他のプライ配向も適宜適用され得
る。次に、チタン箔の第２の層が複合材層に適用され、
次に複合材料の別の単一または複数のプライが適用さ
れ、その次にチタン箔の最後の層が適用され得る。ハイ
ブリッド積層がコア構造を含む場合、マンドレル上に既
に置かれた円筒形の積層部分の上に適合するように接着
剤で適用される、適切に湾曲し、適切な大きさにされた
パネル部分にコアが生成される。コアはこのように下に
ある積層構造に接合される。その後、複合材料およびチ
タン合金のさらなる層が上述されたようにコアの上に形
成される。
【００４４】他のジオメトリを有するレイアップマンド
レルで用いるために、ゴアパネルは好ましくは他の形状
を有する。たとえば、円錐形のマンドレルでは、ゴアパ
ネルは好ましくは台形の形状を有するであろう。すなわ
ち、ゴアパネルの一方の端部が他方の端部よりも広いで
あろう。こうして、ゴアパネルが端縁と端縁とを接する
関係で円錐形のマンドレル上に置かれるとき、広い方の
端部が円錐形のベースに近いであろう。したがって、必
然的ではないが慣習的に、各ゴアパネルは滑らかなチタ
ン箔層を形成するためのマンドレルのほぼ等しい面積に
わたるであろう。したがって、箔をゴアパネルに分割す
ることには、各ゴアパネルがマンドレルのほぼ等しい面
積に及ぶようにゴアパネルの形状を予め計算することが
含まれる。したがって、ゴアパネルがマンドレル上に端
縁と端縁とを接する関係に配置されるとき、ゴアパネル
は滑らかなチタン箔層を形成する。
【００４５】代替例として、ハイブリッド積層が手で重
ねられてもよく、または機械で重ねられてもよい。これ
らの条件下において、胴体のような平坦または湾曲した
積層を準備するために、箔およびプレプレッグの層は手
で一方を他方の上に中心コア構造か他の強化で積み重ね
られる。その後、層が互いに接着していない積み重ねら
れた構造が真空バッグの中に閉じ込められ、真空化さ
れ、気圧が層を互いに圧縮させるようにする。このため
に層は適所に保持され、したがって、これらは樹脂を硬
化させるための圧力釜、プレス、またはオーブンに運ば
れ得る。樹脂を適切に加熱すると、積み重ねられた層お
よびコアは互いに接着され、この発明のハイブリッド積
層へ固められる。
【００４６】図１１は、固定具を受けるためにハイブリ
ッド積層を強化するように接合部で用いられる、この発
明に従った典型的な外板パダップを概略的な断面および
簡略化された形状で示す。先行技術の接合レイアップと
は異なり、この発明に従ったレイアップは上述のような
基本的な外板レイアップをもたらさない。示される実施
例では、ハイブリッド積層の中心コアのいずれかの側で
大抵繰返されるレイアップは、複合材の３つの層が挟ま
れ、２つの中間チタン箔層１０によって分離される外部
チタン箔１０を含む。各複合材層は３つのプライからな
る。ハイブリッド積層を接合部で強化するために、付加
的なチタン箔が複合材プライの各々の間で挟まれる。こ
うして、示されるように、接合部を取囲むレイアップの
構造は交互する複合材のプライとチタン箔の層とで作ら
れる。これは、航空機の接合された構成要素間で荷重を
移動させるための固定具を受けるための高強度構造をも
たらす。
【００４７】接合するためにレイアップが穴をあけられ
るとき、レイアップのオープンホール圧縮強度は少なく
とも約５０ｋｓｉである。レイアップのある実施例で
は、強度は少なくとも約８０ｋｓｉまでに及ぶことがで
き、他の実施例では、少なくとも約２００ｋｓｉであ
る。また、オープンホール引張強度はレイアップの切込
みが入れられていない極限引張強度の約５５％よりも大
きい。
【００４８】この発明のハイブリッド積層のレイアップ
は高いオープンホール引張強度および圧縮強度を有し、
それによって、力が集中される、積層の通しボアから広
まる亀裂の成長の可能性を最小にしながら、ハイブリッ
ド積層の機械接合を容易にする。レイアップの複合材容
量部分が５０％未満であるとき、レイアップのオープン
ホール引張強度は約１５０ｋｓｉから約２２０ｋｓｉの
範囲にある。しかしながら、レイアップの複合材容量部
分が約５０％から約８０％の範囲にあるとき、オープン
ホール引張強度は約２００ｋｓｉから約３５０ｋｓｉの
範囲内に増加する。
【００４９】レイアップのオープンホール圧縮強度は複
合材において用いられる強化ファイバの型に依存する。
したがって、たとえばカーボンファイバで強化されたこ
の発明のレイアップが約８０ｋｓｉから約１２５ｋｓｉ
の範囲のオープンホール圧縮強度を有する。しかしなが
ら、ボロン、ＨＩＢＯＲ、またはシリコン炭化物ファイ
バが用いられるとき、レイアップのオープンホール圧縮
強度は１８０ｋｓｉよりも高くなる。
【００５０】この発明のハイブリッド積層は高められた
極限引張強度および極限圧縮強度を有する。確かに、こ
の発明のレイアップが基本的なファイバ配向方向に装填
されると、レイアップの極限引張強度は２×１０6 ｐｓ
ｉ／ｌｂ／ｉｎ3 を超え、極限圧縮強度は１．５×１０
6 ｐｓｉ／ｌｂ／ｉｎ3 を超える。したがって、この発
明のハイブリッド積層構造は超音速民間機の構造におい
て用いるのに極めて適している。
【００５１】上の説明がこの発明のハイブリッド積層を
航空機、具体的には超音速航空機において用いることに
焦点を当ててきたが、上述された何らかの他の向上され
た特性を有し得る、軽量、かつ、高い強度対重量比の材
料を必要とする他の多様な応用において積層が有益であ
ることが明らかである。
【００５２】この発明の好ましい実施例が例示され、か
つ説明されたが、当業者は、さまざまな変化がこの発明
の趣旨および範疇から逸脱せずに行なわれることがで
き、これらの変化もまた上述の特許請求の範囲に含まれ
ることを認識するであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明に従ったハイブリッド積層の一部を形
成する、金属箔および複合材のレイアップの実施例の層
を示す概略断面図である。
【図２】ハニカムコア構造を有する、この発明のハイブ
リッド複合材積層構造の実施例の概略断面図である。
【図３】この発明に従ったハイブリッド複合材積層から
作製された航空機外殻の部分の実施例を示す概略図であ
る。
【図４】この発明のハイブリッド積層の実施例から作製
された航空機のストレークおよびウイングボックス部分
の実施例の概略展開図である。
【図５】図４のストレーク部分のためのハイブリッド積
層のレイアップの箔およびファイバの配向を断面で概略
的に示す図である。
【図６】図４のウイングボックスにおける箔およびファ
イバのレイアップを概略的に示す断面図である。
【図７】ハイブリッド積層航空機胴体の実施例と、この
発明に従った、航空機の胴体のさまざまな位置でのファ
イバプライおよび金属箔のレイアップの断面とを示す概
略図である。
【図８】この発明の実施例に従って作られたハイブリッ
ド積層航空機胴体の一部を示す概略展開断面図である。
【図９】この発明に従った航空機のハイブリッド積層胴
体の一部を形成するレイアップの代替的な実施例の概略
展開断面図である。
【図１０】この発明のハイブリッド積層胴体構造の実施
例の外部表面および内部表面における金属箔の配向を示
す概略図である。
【図１１】接合部で役立つ、この発明のハイブリッド積
層のレイアップのパダップの実施例を概略的に示す断面
図である。
【符号の説明】
１０ チタン合金箔 １２ プライ １４ 複合材
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ヘザー・シィ・アレン−リリィ アメリカ合衆国、98056 ワシントン州、 レントン、ノース・サーティース・ストリ ート、1212 (72)発明者 ドナルド・ジェイ・エアズ アメリカ合衆国、98290 ワシントン州、 スノホミシュ、アベニュ・シィ、221 (72)発明者 サミュエル・イー・クレッガー アメリカ合衆国、98031 ワシントン州、 ケント、エス・イー、ワンハンドレッドア ンドナインティーンス・アベニュ、22632 (72)発明者 デイビッド・ダブリュ・エバンス アメリカ合衆国、98042 ワシントン州、 ケント、エス・イー、ワンハンドレッドア ンドナインティフィフス・アベニュ、 27700 (72)発明者 ドナルド・エル・グランド アメリカ合衆国、98198 ワシントン州、 デモイン、マリン・ビュー・ドライブ、 23127 (72)発明者 ダニエル・ジェイ・ホフマン アメリカ合衆国、98023 ワシントン州、 フェデラル・ウェイ、エス・ダブリュ、ス リーハンドレッドアンドトゥエンティフィ フス・ストリート、4129 (72)発明者 マーク・イー・ロガルスキー アメリカ合衆国、98029 ワシントン州、 イサク、エス・イー、イー・ルーク・サマ ミシュ・パークウェイ、2801 (72)発明者 ロバート・ジェイ・ロスチャイルズ アメリカ合衆国、98042 ワシントン州、 ケント、エス・イー、ツーハンドレッドア ンドサーティセカンド・アベニュ、29425

Claims (41)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 対称的なハイブリッド積層であって、 （ａ） １対のレイアップを含み、前記レイアップの各
    々は、（ｉ） 約０．００３インチから約０．０１イン
    チの範囲の厚さのチタン合金箔と、（ｉｉ） 前記箔の
    一方の側に接合されたポリマ複合材の層とを含み、前記
    層はポリママトリックスを含んだ少なくとも１つのプラ
    イを含み、前記マトリックスは少なくとも約３５０°Ｆ
    の温度に繰返し晒されることに耐え、前記複合材は前記
    マトリックスに埋込まれた共通に整列されたファイバを
    有し、ハイブリッド積層はさらに、 （ｂ） 中心コア構造層を含み、前記１対のレイアップ
    の各々が前記コア構造層の１つの側に接合されて前記対
    称的なハイブリッド積層を形成する、ハイブリッド積
    層。
  2. 【請求項２】 前記ポリマは、ポリアリールエーテルケ
    トン、ポリエーテルエーテルケトン、ポリイミド、ポリ
    アリールエーテルスルホン、オキシジフタリックジアン
    ハイドライド３，４′オキシジアニリン、およびその機
    能派生物からなる群から選択される、請求項１に記載の
    ハイブリッド積層。
  3. 【請求項３】 前記少なくとも１つのプライは約０．０
    ０５インチから約０．０３インチの厚さである、請求項
    １に記載のハイブリッド積層。
  4. 【請求項４】 前記箔はベータチタン合金を含む、請求
    項１に記載のハイブリッド積層。
  5. 【請求項５】 前記箔は１％よりも大きい降伏歪みに熱
    処理される、請求項４に記載のハイブリッド積層。
  6. 【請求項６】 前記箔はポリママトリックスにより粘り
    強く接合するための表面を生じるように予め処理され
    る、請求項１に記載のハイブリッド積層。
  7. 【請求項７】 前記ファイバはカーボンファイバおよび
    ボロンファイバを含む群から選択される、請求項１に記
    載のハイブリッド積層。
  8. 【請求項８】 前記ファイバは連続的なファイバであ
    る、請求項１に記載のハイブリッド積層。
  9. 【請求項９】 オープンホール張力は前記複合材の切込
    みが入れられていない極限強度の約５５％よりも大き
    い、請求項１に記載のハイブリッド積層。
  10. 【請求項１０】 前記複合材のオープンホール圧縮強度
    は少なくとも約５０ｋｓｉである、請求項１に記載のハ
    イブリッド積層。
  11. 【請求項１１】 前記金属箔はチタン合金を含み、前記
    ハイブリッド積層で亀裂が始まった後の亀裂成長率はモ
    ノリシック形状のチタン合金の亀裂成長率の約０．２％
    未満である、請求項１に記載のハイブリッド積層。
  12. 【請求項１２】 前記ハイブリッド積層の大多数のファ
    イバが共通の方向に整列される、請求項１に記載のハイ
    ブリッド積層。
  13. 【請求項１３】 航空機の外板パネルであって、前記パ
    ネルは対称的なハイブリッド積層を含み、前記積層は、 （ａ） ２つの側を有するコア構造と、 （ｂ） １対のレイアップとを含み、前記対の１つが前
    記コア構造の各側に接合され、前記レイアップの各々は
    積層化された層を含み、前記積層化された層は、（ｉ）
    連続的な箔層を形成するように突き合わせ接合された
    チタン合金ゴアパネルと、（ｉｉ） 隣接した箔層間の
    有機ポリマ複合材層とを含み、前記複合材層は少なくと
    も１つのプライを含み、前記少なくとも１つのプライ
    は、超音速飛行において遭遇される高温に繰返し晒され
    ることに耐えるポリママトリックスを含み、前記ポリマ
    マトリックスはそこに埋込まれた共通に整列された強化
    ファイバを有する、航空機の外板パネル。
  14. 【請求項１４】 前記レイアップの各々はさらにチタン
    合金箔の外部層を含み、前記外部層は隣接した複合材プ
    ライに接合される、請求項１３に記載の航空機の外板パ
    ネル。
  15. 【請求項１５】 前記金属箔はベータチタン合金を含
    む、請求項１３に記載の航空機の外板パネル。
  16. 【請求項１６】 高温に耐える前記マトリックスは、ポ
    リアリールエーテルケトン、ポリエーテルエーテルケト
    ン、ポリイミド、ポリアリールエーテルスルホン、オキ
    シジフタリックジアンハイドライド３，４′オキシジア
    ニリン、およびその機能派生物からなる群から選択され
    る、請求項１３に記載の航空機の外板パネル。
  17. 【請求項１７】 前記箔層は約０．００３インチから約
    ０．０１インチの厚さを有する、請求項１３に記載の航
    空機の外板パネル。
  18. 【請求項１８】 前記レイアップの各々のオープンホー
    ル引張り強度は前記レイアップの切込みが入れられてい
    ない極限強度の約５５％よりも大きい、請求項１３に記
    載の航空機の外板パネル。
  19. 【請求項１９】 前記レイアップの各々のオープンホー
    ル圧縮強度は少なくとも約５０ｋｓｉである、請求項１
    ３に記載の航空機の外板パネル。
  20. 【請求項２０】 亀裂が始まった後の亀裂成長率はモノ
    リシック形状の前記チタン合金の亀裂成長率の約０．２
    ％未満である、請求項１３に記載の航空機の外板パネ
    ル。
  21. 【請求項２１】 前記強化ファイバはグラファイトファ
    イバおよびボロンファイバを含む群から選択される、請
    求項１３に記載の航空機の外板パネル。
  22. 【請求項２２】 極限引張り強度は約２×１０6 ｐｓｉ
    ／ｌｂ／ｉｎ3 を超える、請求項１３に記載の航空機の
    外板パネル。
  23. 【請求項２３】 極限圧縮強度は約１．５×１０6 ｐｓ
    ｉ／ｌｂ／ｉｎ3 を超える、請求項１３に記載の航空機
    の外板パネル。
  24. 【請求項２４】 前記レイアップの対の各々は金属箔の
    第１および第２の層を含み、前記金属箔の層は、前記箔
    の層の各々の側部に接合されたポリマ複合材の介在層に
    よって分離され、前記箔の層の各々は、第１の層の突き
    合わせ接合が第２の層の突き合わせ接合からずらされる
    ように突き合わせ接合されたゴアパネルを含む、請求項
    １に記載のハイブリッド積層。
  25. 【請求項２５】 前記レイアップの各々の金属箔の前記
    第１の層は前記ハイブリッド積層の外部層である、請求
    項２４に記載のハイブリッド積層。
  26. 【請求項２６】 各レイアップは金属箔の第１および第
    ２の層を含み、前記金属箔の層は、前記箔の層の各々の
    側部に接合されたポリマ複合材の介在層によって分離さ
    れ、前記箔の層の各々は、前記第１の層の突き合わせ接
    合が前記第２の層の突き合わせ接合からずらされるよう
    に突き合わせ接合されたゴアパネルを含む、請求項１３
    に記載の航空機の外板パネル。
  27. 【請求項２７】 前記レイアップの各々の金属箔の前記
    第１の層は前記ハイブリッド積層の外部層である、請求
    項２６に記載の航空機の外板パネル。
  28. 【請求項２８】 ポリマ複合材の別の層をさらに含み、
    前記別の層は共通に整列された強化ファイバを含み、前
    記ファイバは（ａ）（ｉｉ）のポリマ複合材の層のファ
    イバに対して９０°で整列される、請求項１に記載のハ
    イブリッド積層。
  29. 【請求項２９】 対称的なハイブリッド積層レイアップ
    を含む複合材航空機胴体部分であって、前記レイアップ
    は、 （ａ） 前記胴体部分の外部表面を含む金属箔の第１の
    層と、 （ｂ） 前記積層レイアップの別の層を含む金属箔の第
    ２の層と、 （ｃ） 前記第１の層と前記第２の層との間に挟まれ、
    前記第１および第２の層の少なくとも１つに接合される
    少なくとも１つのフーププライと、がともに積層化され
    たものを含み、前記フーププライは、ポリママトリック
    スに埋込まれた共通に整列されたファイバを含む、胴体
    部分。
  30. 【請求項３０】 ２つのフーププライを含み、前記２つ
    のプライの第１のものは箔の前記第１の層の内側表面に
    接合され、前記２つのフーププライの第２のものは箔の
    前記第２の層の外側表面に接合される、請求項２９に記
    載の胴体部分。
  31. 【請求項３１】 長手方向に配向されたファイバを有す
    る少なくとも１つの複合材層をさらに含み、前記少なく
    とも１つの複合材層は前記第１のフーププライと前記第
    ２のフーププライとの間に挟まれる、請求項３０に記載
    の胴体部分。
  32. 【請求項３２】 前記少なくとも１つの複合材層は３つ
    のプライを含む、請求項３１に記載の胴体部分。
  33. 【請求項３３】 内部金属箔層と外部金属箔層との間に
    挟まれた金属箔の中心層をさらに含む、請求項３０に記
    載の胴体部分。
  34. 【請求項３４】 金属箔の前記中心層と前記２つのフー
    ププライの各々との間に挟まれた少なくとも３つの長手
    プライをさらに含む、請求項３３に記載の胴体部分。
  35. 【請求項３５】 前記第１のフーププライの内側表面に
    接合された金属箔の第３の層と、前記第２のフーププラ
    イの外側表面に接合された金属箔の第４の層と、前記第
    ３の金属箔層と前記第４の金属箔層との間に挟まれ、そ
    の両方に接合された長手ファイバプライの層とをさらに
    含む、請求項３０に記載の胴体部分。
  36. 【請求項３６】 頂上部分は請求項３５のレイアップを
    含み、キール部分は請求項３５のレイアップを含む、航
    空機の胴体部分。
  37. 【請求項３７】 一連の層を含むハイブリッド積層であ
    って、前記一連の層は、 （ａ） 金属箔の第１の層を含み、前記第１の層は突き
    合わせ接合されたゴアパネルを含み、さらに、 （ｂ） 金属箔の第２の層を含み、前記第２の層は、前
    記第２の層の突き合わせ接合が前記第１の層の突き合わ
    せ接合からずらされるように突き合わせ接合されたゴア
    パネルを含み、さらに、 （ｃ） 前記第１の層と前記第２の層との間に挟まれた
    複合材の層を含み、前記複合材はポリママトリックスに
    埋込まれたファイバを含む、積層。
  38. 【請求項３８】 前記金属箔はチタン合金箔を含む、請
    求項３７に記載の積層。
  39. 【請求項３９】 前記第１および第２の層の箔は各々約
    ０．００３インチから約０．０１インチの範囲の厚さを
    有する、請求項３７に記載の積層。
  40. 【請求項４０】 前記複合材の層は共通に整列されたフ
    ァイバのプライを含む、請求項３７に記載の積層。
  41. 【請求項４１】 前記ファイバはカーボンファイバであ
    る、請求項４０に記載の積層。
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