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課題・解決手段

ハイブリッド複合パネルステム(120)及び方法が開示されている。一実施形態では、アセンブリは第1部分(126)、第1部分(132)に係合している母材(136)、及び第1部分の反対側で母材に係合している第2部分を備えている。第1部分は第1補強材料補強された複数の第1複合層を含み、第2部分は、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含む。第1及び第2部分は、第1及び第2複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第1部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

概要

背景

複合材料の好適な強度及び重量特性により、複合材料の様々な産業分野における使用は広がるばかりである。航空機製造においては、複合材料及び複合構造アセンブリの使用の増加は、航空機の重量の大幅な削減につながっている。これらの重量の削減により燃料経済性が大幅に向上し、操業コスト及び大気への排出が実質的に削減される。例えば大部分は複合材料の大量使用により、航空機の燃料消費量を類似の現代の航空機の燃料消費量よりも20%少なくすることができると予測されている。

複合材料を使用して構造を形成することの実現可能性は多くの要素に依存しており、この要素には構造の大きさ及び複雑性と構造にかかる荷重が含まれる。航空機製造においては、翼外板に複合材料を使用することは厄介な問題である。翼外板は非常に大きな荷重に耐えることが可能でなければならない。現在の方法では、外板パネルに取り付けられたストリンガーを使用して外板剛性を付与するが、の奥行きが広がることで航空力学的抵抗が増加する可能性があるため、ストリンガーの大きさは、特に翼の最外部においては、最小限に維持されるべきである。加えて、大規模ハンドレイアップ作業を伴う複合構造の製造プロセスは、結果的に望ましくない高費用及び低い生産率につながる可能性がある。したがって、航空機の翼外板によって課せられた強度及びサイズの条件を満たし、経済的に製造可能な複合パネルステムは非常に役立つものである。

概要

ハイブリッド複合パネルシステム(120)及び方法が開示されている。一実施形態では、アセンブリは第1部分(126)、第1部分(132)に係合している母材(136)、及び第1部分の反対側で母材に係合している第2部分を備えている。第1部分は第1補強材料補強された複数の第1複合層を含み、第2部分は、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含む。第1及び第2部分は、第1及び第2複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第1部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

目的

航空機100はまた、従来技術で概して周知の、航空機100の適切な稼働のための所望の能力協働的に提供する

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請求項1

第1補強材料補強された複数の第1複合層を含む第1部分と、第1部分に係合する母材と、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含み、第1部分とは反対側で母材に係合している第2部分とを備え、第1及び第2部分が、第1及び第2複合層に対して少なくとも部分的に横方向に常時荷重担持するように構成されており、第1部分が、印加される常時荷重の大部分を担持するように、第1及び第2部分がさらに非対称的に構成されているアセンブリ

請求項2

第1補強材料が複数の強化用繊維を含み、第2補強材料が強化用織物を含む、請求項1に記載のアセンブリ。

請求項3

複数の強化用繊維が複数の単向性繊維を含む、請求項2に記載のアセンブリ。

請求項4

第1部分の複数の第1複合層が自動形成プロセスを用いて形成され、第2部分の複数の第2複合層が手動形成プロセスを用いて形成される、請求項1に記載のアセンブリ。

請求項5

自動形成プロセスが、自動複合テープ形成プロセスを含む、請求項4に記載のアセンブリ。

請求項6

母材が、複数の第1複合層に対してほぼ横方向に配向している複数の交差壁を含み、当該交差壁がほぼ堅い材料でできており且つ複数の空間セル画定している、請求項1に記載のアセンブリ。

請求項7

複数の空間セルが複数の多角形セルを含む、請求項6に記載のアセンブリ。

請求項8

少なくとも一つの推進装置と、少なくとも一つの推進装置に係合し、ペイロードを支持し、少なくとも一つの複合パネルを含む構造アセンブリであって、当該少なくとも一つの複合パネルが:第1補強材料で補強された複数の第1複合層を含む第1部分と、第1部分に係合する母材と、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含み、第1部分とは反対側で母材に係合している第2部分とを有する、構造アセンブリを備え、 第1及び第2部分が、第1及び第2複合層に対して少なくとも部分的に横方向に印加される常時荷重を担持するように構成されており、第1部分が、印加される常時荷重の大部分を担持するように、第1及び第2部分がさらに非対称的に構成されている乗り物

請求項9

第1補強材料が複数の強化用繊維を含み、第2補強材料が強化用織物を含む、請求項8に記載の乗り物。

請求項10

第1部分の複数の第1複合層が自動形成プロセスを用いて形成され、第2部分の複数の第2複合層が手動形成プロセスを用いて形成される、請求項8に記載の乗り物。

請求項11

少なくとも一つの推進装置が航空機エンジンを備える、請求項8に記載の乗り物。

請求項12

構造アセンブリが、ペイロードを受ける内部領域を有する細長機体と、機体から外側に突出して空気力学的揚力をもたらす一対の翼アセンブリと、機体の端部に係合する尾部アセンブリを備え、少なくとも一つの複合パネルが機体、翼アセンブリ、及び尾部アセンブリ内部のうちの少なくとも一つに配置されている、請求項11に記載の乗り物。

請求項13

第1補強材料で補強された複数の第1複合層を含む第1部分を形成し、母材を第1部分に係合し、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含み、第1部分とは反対側で母材に係合している第2部分を形成するステップを含み、第1及び第2部分が、第1及び第2複合層に対して少なくとも部分的に横方向に常時荷重を担持するように構成されており、第1部分が、印加される常時荷重の大部分を担持するように、第1及び第2部分がさらに非対称的に構成されている、複合構造を形成する方法。

請求項14

第1部分を形成するステップが、最初に複数の強化用繊維で補強された複数の第1複合層を含む第1部分を形成するステップを含み、第2部分を形成するステップが、強化用織物で補強された複数の第2複合層を含む第2部分を形成するステップを含む、請求項13に記載の方法。

請求項15

第1部分を形成するステップが、最初に自動形成プロセスを用いて第1部分を形成するステップを含み、第2部分を形成するステップが、手動形成プロセスを用いて第2部分を形成するステップを含む、請求項13に記載の方法。

請求項16

自動形成プロセスが、自動複合テープ形成プロセスを含む、請求項15に記載の方法。

請求項17

母材を第1部分に係合するステップが、複数の第1複合層に対してほぼ横方向に向いており、且つほぼ堅い材料でできており、複数の空間セルを画定する複数の交差壁を有する母材を係合するステップを含む、請求項13に記載の方法。

請求項18

第1部分を形成するステップが、母材を第1部分に係合する前に、第1部分を硬化させるステップを含む、請求項13に記載の方法。

請求項19

第1部分を硬化させるステップが、第1高温及び高圧で第1部分を硬化させるステップを含み、当該方法が、母材を第1部分に係合した後、及び第2部分を形成した後に、第2高温及び高圧で第2部分を硬化させるステップを更に含み、第2高温及び/又は高圧は第1高温及び/又は高圧よりも低い、請求項18に記載の方法。

請求項20

第1部分を形成するステップと第2部分を形成するステップのうちの少なくとも一つが、第1及び第2部分のうちの対応する部分を硬化させるステップを含む、請求項13に記載の方法。

技術分野

0001

本発明の分野は、複合パネルステム及び方法に関し、さらに具体的には、自動化された及び自動化されていない製造作業ハイブリッドプロセスを使用して形成される非対称的複合パネルに関するものである。

背景技術

0002

複合材料の好適な強度及び重量特性により、複合材料の様々な産業分野における使用は広がるばかりである。航空機製造においては、複合材料及び複合構造アセンブリの使用の増加は、航空機の重量の大幅な削減につながっている。これらの重量の削減により燃料経済性が大幅に向上し、操業コスト及び大気への排出が実質的に削減される。例えば大部分は複合材料の大量使用により、航空機の燃料消費量を類似の現代の航空機の燃料消費量よりも20%少なくすることができると予測されている。

0003

複合材料を使用して構造を形成することの実現可能性は多くの要素に依存しており、この要素には構造の大きさ及び複雑性と構造にかかる荷重が含まれる。航空機製造においては、翼外板に複合材料を使用することは厄介な問題である。翼外板は非常に大きな荷重に耐えることが可能でなければならない。現在の方法では、外板パネルに取り付けられたストリンガーを使用して外板剛性を付与するが、の奥行きが広がることで航空力学的抵抗が増加する可能性があるため、ストリンガーの大きさは、特に翼の最外部においては、最小限に維持されるべきである。加えて、大規模ハンドレイアップ作業を伴う複合構造の製造プロセスは、結果的に望ましくない高費用及び低い生産率につながる可能性がある。したがって、航空機の翼外板によって課せられた強度及びサイズの条件を満たし、経済的に製造可能な複合パネルシステムは非常に役立つものである。

0004

本発明の教示によるハイブリッド複合パネルシステム及び方法は、航空機の翼外板によって課せられる強度及びサイズの条件を有利に満たすことができ、結果的に航空機の重量の削減、操業コストの削減、燃料経済性の向上、及び排ガス削減が可能である。

0005

一実施形態においては、アセンブリは第1部分、第1部分に係合している母材、及び第1部分の反対側で母材に係合している第2部分を備えている。第1部分は第1補強材料補強された複数の第1複合層を含み、第2部分は、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含む。第1及び第2部分は、第1及び第2複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第1部分が、印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

0006

別の実施形態においては、乗り物は少なくとも一つの推進装置、及び少なくとも一つの推進装置に係合され、ペイロードを支持する構造アセンブリを含む。構造アセンブリは、第1部分、第1部分に係合している母材、及び第1部分の反対側で母材に係合している第2部分を備える少なくとも一つの複合パネルを備えている。上に注記したように、第1部分は第1補強材料で補強された複数の第1複合層を含み、第2部分は、第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含む。第1及び第2部分は、第1及び第2複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第1部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

0007

更に別の実施形態においては、複合構造を形成する方法は、第1補強材料で補強された複数の第1複合層を含む第1部分を形成し;母材を第1部分に係合し;第2補強材料で補強された複数の第2複合層を含む第2部分を形成するステップを含む。第2部分は第1部分の反対側で母材に係合しており、第1及び第2部分は、第1及び第2複合層に対して常時荷重を少なくとも部分的に横方向に担持し、第1部分が印加された常時荷重の大部分を担持するように非対称的に構成されている。

0008

上述した、又は下に説明される特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において個別に達成する、又は更に別の実施形態と組み合わせることが可能であり、更に別の実施形態の更なる詳細は、下記の説明及び図面を参照して理解することができる。
本発明の教示によるシステム及び方法の実施形態を、下記の図面を参照しながらさらに詳細に下に説明する。

図面の簡単な説明

0009

図1は本発明の一実施形態によるハイブリッド複合パネルを含む航空機の等角投影図である。
図2図1のアセンブリの翼端を拡大した断面平面図である。
図3図1翼アセンブリのハイブリッド複合パネルの部分組立断面端面図である。
図4は本発明の別の実施形態によるハイブリッド複合パネルを製造するための例示のプロセスのフロー図である。

実施例

0010

本発明の開示では、ハイブリッド複合パネルシステム及び方法が教示される。本発明のある実施形態の多数の特定の詳細を、これらの実施形態の完全な理解のために、下記の説明及び図1〜4に示す。しかしながら当業者は、本発明が追加の実施形態を有することができること、又は本発明が下記の説明に記載された詳細の幾つかを省いて実行することが可能であることを理解するであろう。

0011

概して、本発明の教示によるハイブリッド複合パネルシステム及び方法の実施形態は、比較的厚い、荷重を担持する外側層ハニカムコア、及び一以上の内側織物層を含む。外側層は、一以上の自動装置を使用して形成される、高強度、高係数硬質エポキシ樹脂製単向複合テープを含むことができる。これら外側のテープ層には、大量の荷重担持材料が含まれている。ハニカムコアは、外側の荷重担持層の上に配置してから、手で積層することができる限定された数の内側織物層で覆うことができる。したがって、本発明によるハイブリッド複合パネルシステムおよび方法では、自動プロセスを使用して形成されるより剛性でより強度が高く、より耐久性のある単向性の複合テープ層を、より安価な、強度の低い、手で積層可能な内側織物層と組み合わせて、所望の剛性、強度、重量、耐久性及び製造可能性を有するカーボン複合材料システムが提供される。

0012

図1は本発明の一実施形態による航空機100の等角投影図である。この実施形態においては、航空機100は乗客貨物運ぶ内部領域を有する機体102を備えている。一対の翼アセンブリ110は機体102の中央部分から外側に横方向に突出している。各翼アセンブリ110は、下にさらに詳細に説明されるような、本発明の教示によるハイブリッド複合パネル120を備えている。尾部アセンブリ104は機体102の後部に連結し、推進装置106は各翼アセンブリ110に連結している。航空機100はまた、従来技術で概して周知の、航空機100の適切な稼働のための所望の能力協働的に提供する様々な構成要素及びシステムも含むが、簡潔にするために本明細書では詳細を説明しない。

0013

図2は、図1の航空機100の翼アセンブリ110のうちの一つ(すなわち、翼アセンブリ110の左側)を拡大した断面平面図である。更に具体的には、図2においては、翼アセンブリ110の上部分が取り去られ、ハイブリッド複合パネル120を含む翼アセンブリ110の下部分がむき出しになっている。参考のために、翼アセンブリ110は、翼端部112、前縁114、及び後縁116を有している。当然ながら、翼アセンブリ110は複数のハイブリッド複合パネル120を含むことができ、図2では図示目的のために除去されている上部分にも、一以上のハイブリッド複合パネル120を含むことができる。

0014

図3図2の線3−3に沿って見た翼アセンブリ110のハイブリッド複合パネル120の部分組立、断面端面図である。この実施形態においては、ハイブリッド複合パネル120は非対照的に構成されており、高強度、耐衝撃部分122と低強度部124を備えている。高強度、耐衝撃部分122は、ハイブリッド複合パネル120に加わる荷重の大部分に耐えるように構成されており、低強度部124は、実質的により少ない印加荷重に耐えるように構成されている。例えば、ある実施形態においては、高強度部122は通常の稼動条件においてハイブリッド複合パネル120への印加荷重の少なくとも70%を担持するように構成されている。他の実施形態においては、高強度部122は印加荷重の90%以上を担持するように構成されている。

0015

図3に更に示すように、高強度、耐衝撃部分122は、複数の繊維強化複合層から形成された第1部分126を含む。第1部分126は、高強度部122の主要の荷重担持部分である。ある実施形態においては、第1部分126は自動化された複合層形成装置を使用して形成される。外側層128は第1部分126の外側に向いた面に形成され、第1部分126を要素が原因の可能性のある物理的ダメージ及び劣化から保護する役割を果たす比較的滑らかで比較的耐久性のある保護面となる。接着層130(例:接着剤)は、第1部分126の内側に向いた面に形成される。

0016

低強度部124は、複数の織物補強された複合層から形成される第2部分132を備えている。ある実施形態においては、第2部分132の層は手動の又は「ハンドレイアップ」プロセスを使用して形成される。第2接着層134は、より剛性の部分136と第2部分132との間に連結される。より剛性の部分136により、ハイブリッド複合パネル120に硬さが加わる。ある実施形態においては、より剛性の部分136は、比較的堅い材料でできた薄壁を交差することによって規定される複数の空間セルを有する軽量の母材からできている。さらに具体的には、特定の実施形態においては、より剛性の部分136は、(例えば、アルミニウムチタン非金属樹脂含浸材料、Al及びTi合金、他の金属又は非金属等)の多角形の又は「ハニカム」形状のセルを有する母材でできている。低強度部124は、高強度部122の接着層130に連結されている。

0017

当然ながら、(例えば寸法、材料、熱機械特性等の)ハイブリッド複合パネル120の特定の設計詳細を可変的に調節して、広い範囲の必要条件及び稼動条件を満たすことが可能である。例えば、ある実施形態では、第1部分126は、繊維強化された複合テープ材料連続層からできており、この複合テープ材料は、一つの軸線(主要な応力方向)に沿ってほぼ配置されている単向性繊維を有している。しかしながら、代替実施形態においては、第1部分126の強化用繊維は複数の方向に配向していてよい。

0018

特定の実施形態では、第1部分126の、厚く耐久性のある荷重担持外側層は、自動装置によってツール表面上に置かれた補強されたエポキシ樹脂製単向性テープである。荷重担持材料の大半はこれらの外側テープ層内に含まれていてよい。繊維強化された複合テープの連続層を使用して複合構造を形成するための自動システムは、例えばHolmes氏らに発行された米国特許第6799619B2号明細書およびEngelbart氏らに発行された米国特許第6871684B2号明細書に開示されているシステムが挙げられる。ハニカムコアをこれらの層の上に置き、手で積層できる限定数の織物補強された内側層で覆うことができる。この構成では、自動装置を用いて作られたより高い強度及び剛性を有する単向性テープと手で積層された費用の安い、より低い強度及び剛性を有する内側織物層とを組み合わせる。

0019

強化繊維は、金属、合金ポリマーセラミック天然素材合成物質、又は任意の他の好適な材料を含有する繊維を含む様々な材料を使用して形成することができる。熱硬化性及び熱可塑性の繊維強化複合テープ材料の範囲はおおまかに知られている。例えば、高強度部122で使用することができる好適な繊維強化複合テープ材料は、マサチューセッツ州ローエルスペシャルティマテリアル社から販売されている材料と、バージニア州ラングリーのNASAラングリーリサーチセンター、及びメリーランド州グリーンベルトのNASAゴッダード宇宙飛行センターによって(又はここが代理として)開発された材料、又は任意の他の好適な繊維強化複合材料が挙げられる。同様に、低強度部124で使用される繊維強化複合材料は、ニューヨーク州ニューヨークのアーゴシーインターナシナル社から販売されている材料、又はオハイオ州クリーブランドのNASAグレンリサーチセンターによって(又はここが代理として)開発された材料、又は任意の他の好適な繊維強化複合材料を挙げることができる。

0020

本発明の教示によるハイブリッド複合パネルは様々な方法で製作することができる。例えば、図4は本発明の別の実施形態によるハイブリッド複合パネルを製造する例示のプロセス200のフロー図である。説明目的のために、例示のプロセス200を図1〜3を参照しながら上述した例示の構成要素を参照して下に説明する。

0021

この実施形態では、プロセス200は、好適な成形ツール(又はマンドレル)を準備することを含み、この好適な成形ツール(又はマンドレル)においてハイブリッド複合パネルがステップ202において部分的に又は完全に形成される。例えば、ある実施形態においては、成形ツールを成形して航空機の構成要素(例えば、翼外板)を形成することができる。ステップ204では、高強度部122の第1部分126が自動プロセスを使用して成形ツール上で形成される。ステップ204における第1部分126の形成には、連続的な繊維強化複合層の形成及び硬化の両方を含むことができる。あるいは、ステップ204における形成には、繊維強化複合層の形成を含むことができ、繊維強化複合層の硬化をプロセス200の別の部分で行うことができる。

0022

加えて、ある実施形態においては、第1部分126はステップ204において繊維強化複合テープ材料を形成し、強化(例えば、位置づけ圧縮、硬化等)するための自動システムを使用して形成することができる。第1部分126の複合層内部の強化繊維は、(翼アセンブリ110の長手軸に沿って延びている等)単向性であってよく、あるいは、複数の方向に配向していてもよい。前に注記したように、第1部分126は通常の稼動条件においてハイブリッド複合パネルに印加される荷重の大部分を担持するように構成されている。任意のステップ205においては、第1部分126がステップ204における形成中に硬化されたことを前提に、第1部分126の任意の所望の特性(例えば、強度、孔隙率欠陥等)についての非破壊試験を行うことができる。

0023

図4に更に示すように、補強部分136はステップ206において第1部分126に係合される。ある実施形態においては、補強部分136は接着層130(図3)を介して第1部分126に係合されており、接着層130は好適な接着剤でできていてよい。あるいは、一以上の中間層の使用を含む、任意の他の好適な技術を使用して、補強部分136を第1部分126に係合することができる。

0024

低強度部124の第2部分132は、ステップ208における手動形成プロセスを使用して補強部分136上に形成される。さらに具体的には、ある実施形態においては、第2部分132は、手動又は「ハンドレイアップ」プロセスを用いて織物強化された複合材料の連続層を設けることにより形成することができる。(ステップ208における)第2部分132の形成には、連続的な織物強化複合層の形成及び硬化の両方を含むことができる、あるいは、織物強化複合層の硬化はプロセス200の別の箇所において行うことができる。

0025

任意のステップ210においては、ハイブリッド複合パネルアセンブリの一以上の部分を硬化し仕上げることができる。例えば、ステップ210における硬化には、第1部分126の、第2部分132の、またはこれら両方の(例えば高温高圧、又は両方を使用する等の)硬化を含むことができる。特定の実施形態においては、第1部分126はステップ204における形成中に硬化され、その一方でステップ210においては、ハイブリッド複合パネルアセンブリをオートクレーブの中に置き、高温及び/又は高圧を制御下で加えることを含む硬化プロセスを使用して、第2部分132が硬化される。ステップ210における仕上げは、第1部分126上の外側保護層128の形成、又は任意の他の所望の成形、加工、又は調整操作を含むこともできる。

0026

当然ながら、例示プロセス200は可能な一実施形態であって、本発明による様々なプロセスを考え出すことが可能である。例えば、ある代替実施形態では、複合パネルアセンブリを形成するプロセスは高強度複合層の形成、第1高温及び高圧における高強度複合層の硬化、及び高強度複合層の孔隙率又は他の特性についての非破壊試験の実施を含むことができる。試験実施後に、本プロセスは、高強度複合層に補強母材を貼り付けて、補強母材の上に低強度複合層を形成し、その後でこのアセンブリを第1高温及び/又は高圧よりも低い第2温度及び/又は圧力で硬化させる。この代替プロセスの利点は、高強度複合層が補強及び低強度複合層に係合された後では実際的ではないまたは不可能である、高強度複合層の(例えば孔隙率についての)十分な検査が可能になることである。

0027

本発明による(例えばプロセス200等の)製造プロセスの実施形態を、様々な構成要素の製造に使用することが可能である。たとえば、代替実施形態においては、本発明によるハイブリッド複合パネルを航空機の様々な部分に使用することができる。さらに具体的には、図1に示すように、ハイブリッド複合パネルの実施形態を(例えばパネル120b等の)尾部アセンブリ104、(例えばパネル120c等の)機体102、(例えばパネル120d等の)推進装置106、又は航空機100の任意の他の好適な部分に使用することができる。

0028

図1に示す航空機100はおおむね民間旅客機イリノイを示すものであるが、当然ながら代替実施形態においては、任意の他のタイプの航空機に本発明によるハイブリッド複合パネルシステムの実施形態を装備することができる。例えば、代替実施形態においては、本発明によるシステム及び方法を、英国サリー州クルズドンのジェインインフォーメーショングループ社から市販されている「Jane’s All The World’s Aircraft」等の様々な参考書にさらに詳細に図示されているような、軍用機回転翼航空機無人機ミサイルロケット、及び任意の他の好適なタイプの車両及びプラットフォームを含むほかのタイプの航空宇宙機に組み込むことが可能である。さらに別の実施形態においては、本発明によるハイブリッド複合パネルを、ウォータークラフト自動車建築構成材コンテナ、及び任意の他の構造及びアセンブリに使用することができる。

0029

本発明の教示によるハイブリッド複合パネルシステム及び方法の実施形態は、重要な利点を提供できる。例えば、上記ハイブリッド複合パネルシステム及び方法は、例えば航空機の翼外板及び他の負荷が大きく、制約が高い環境等の要求が厳しい稼動環境によって課せられる強度、重量、及び大きさの条件を有利に満たすことができる。さらに具体的には、ハイブリッド複合パネルの実施形態により、高荷重担持の要件を満たしながら薄い翼の開発が可能になる。薄い翼の開発により翼の性能が上がり、結果的に航空機の稼動費用が削減され、燃料経済性が上がり、排気ガスが減ることになる。

0030

さらに、本発明によるハイブリッド複合パネルにより、(例えば高強度部122等の)外側層が翼にかかる荷重の大部分を担持することが可能になる。外側層の製造によって、製造工程のほとんどを自動装置が担うことが可能になり、労働時間及び全体的な製造費用が削減される。さらに、単向性テープは通常同程度の強度を持つこれと似た織物素材よりもかなり安価であるため、さらにコストが削減される。上に注記したように、ある実施形態においては、第2部分の補強部分と織物強化された内側層を追加する前に硬化させることによって、外側層をより高い強度規格にまで硬化させ加工することができる。外側テープ層が形成された後に、補強部分及び内側織物層(例えば低強度部124)を加えることによって、ハイブリッド複合パネルアセンブリをより低い製造規格に加工することができ、より安価の内側織物素材の使用が可能になり、必要な層の数が制限される。これにより、手動による製造時間と労働コストが有利に削減される。

0031

当然ながら、積層された又は仕上がった製品中の複合層を形成した方法は、検査を通して判定することができる。通常、自動積層プロセスを使用して作製された構成部品は、手動の積層プロセスを使用して形成された構成部品よりもより優れた均一性を呈する。ある実施形態では、自動プロセスにより、検査によって検知可能な、積層体内部の容易に認識できる特性及び特徴(例えば周期的又は反復的な特徴)を残すことが可能であり、この特性及び特徴は積層体が形成された手法を確定するのに使用できる。

0032

上に注記したように、本発明の特定の実施形態を本明細書に図示し説明してきたが、本発明の精神及び範囲から逸脱せずに多数の変更を行うことが可能である。したがって、上に説明した特定の実施形態の開示によって本発明の範囲が限定されるべきではない。むしろ、本発明は下記の請求項を参照することにより完全に確定されるべきである。

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