JP6337090B2 - 多要素複合構造体 - Google Patents

Description

本発明は、一般的に、成形可能要素内に埋め込まれた構造的要素から成る未硬化の複合アセンブリを成形することにより作製される、多要素又はハイブリッドの複合構造体に関する。構造的要素と成形可能要素の組合せは、比較的複雑な形状を有する複合構造体を形成することが可能であるままで、構造的要素により提供される更なる強度を利用することを可能にする。より詳細には、本発明は、未硬化の複合アセンブリの成形の間、構造的要素と成形可能要素との間の界面に沿って形成されやすい微小クラックを除去することを対象とする。

複合材料は、通常、２つの主な要素としてファイバと樹脂マトリックスとを含む。複合材料は、通常、比較的高い強度重量比を有する。その結果、複合材料は、例えば複合部品の高い強度及び比較的軽い重量が特に重要である航空宇宙の分野等の要求の多い環境で使用される。

様々な比較的複雑な構造体を形成するために正確に成形及び機械加工され得る非連続ファイバ複合（ＤＦＣ：ｄｉｓｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ ｆｉｂｅｒ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ）材料が開発されてきた。この複合材料は、熱硬化性樹脂に含浸させた一方向テープの、ランダムに配向したセグメントから成る。この種類の準等方性のファイバ材料は、型及び様々な航空宇宙要素を作製するために使用されてきた。この材料は、ＨｅｘＭＣ（登録商標）の商標名でＨｅｘｃｅｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（カリフォルニア州ダブリン）から入手可能である。ＨｅｘＭＣ（登録商標）を使用して作製された部品の種類の例は、米国特許第７５１０３９０号、第７９６０６７４号に記載され、及び米国特許出願第２０１２／００４０１６９Ａ１号に公開され、その内容は参照により本明細書に援用される。

多くの耐荷重複合構造体又は部材において使用されるファイバは、一方向であり連続している。そのような一方向（ＵＤ：ｕｎｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ）ファイバは、耐荷重構造体が構造体の幅及び厚さに対して比較的長い場合に特に有用である。翼桁、支柱、リンク、フレーム、肋間部、梁、外板、パネル、ジェット・エンジン翼、及び翼が、比較的長くかなり重い荷重を支えるように設計された様々な航空機構造体の例である。

ＵＤファイバは、一般的に熱硬化性樹脂に含浸させた又は含浸させないテープ又は平行な連続したファイバ層として提供される。ＵＤファイバのテープ又は層は、長さ方向に一方向に延在するファイバの幅及び厚さを有する。ＵＤファイバ層は、一般的に、テープが厚さ方向に曲がる場合、湾曲した構造に形作られ得る。ＵＤファイバ層がＵＤ層の幅の方向に曲がる湾曲構造を形成するのは、それよりずっと困難である。ＵＤファイバ層を幅方向に曲げられるようにする手順が開発されてきた。そのような手順は、ＵＤ層を幅方向に曲げる前にＵＤファイバをツイストすることを含む。そのような手順は、米国特許出願第２０１０／０１７３１４３Ａ１号及び第２０１０／０１７３１５２Ａ１号に記載されており、その内容は参照により本明細書に援用されている。これらの曲げる手順は、ＵＤファイバ層を厚さ及び／又は幅方向にいくらかの湾曲を有する強い構造的部品に形成することを可能にする。しかし、ＵＤファイバ層のみを使用して複雑で機械加工可能な構造を形成することは困難なままである。

ＤＦＣ材料は、所望の複合構造体が比較的複雑な形状を有する及び／又は硬化後の機械加工を要求する状況で使用されるのに完全に適する。しかし、連続したＵＤファイバを有するＤＦＣ構造体の１つ又は複数の部分を補強するのが望ましい状況が多く存在する。そのような多要素又はハイブリッドの複合構造体は、成形可能要素としてのＤＦＣ材料と、構造的要素としての連続したＵＤファイバとから成る。ＵＤファイバは、ＤＦＣ材料に埋め込まれ、連続したＵＤファイバにより提供される追加の強度を要求する構造の領域に構造的補強を提供する。

ＤＦＣ／ＵＤのハイブリッド複合構造体は、一般的に、アセンブリの構造的要素としての連続したＵＤファイバと成形可能要素としてのＤＦＣ材料とを含む、未硬化の複合アセンブリを最初に形成することにより作製される。このアセンブリは、多要素複合構造体を生成するため、上昇した温度で高圧の下で型の中で硬化される。構造的要素は、１つ又は複数のＵＤ構造的部材から構成され得り、１つ又は複数のＵＤ構造的部材は、成形可能要素の所望の程度の補強を提供するために、構造体内で戦略的に配置される。

ＤＦＣ材料及び連続したＵＤファイバ層は、成形プロセスの間に材料が加熱されて硬化される時に異なる速度で膨張する傾向がある。成形の間これらの材料が膨張する速度は、熱膨張係数（ＣＴＥ：ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｏｆ ｔｈｅｒｍａｌ ｅｘｐａｎｓｉｏｎ）として表される。様々な要素間の界面又は境界に沿って発生し得る微小クラックは、ハイブリッド複合アセンブリを成形して多要素複合構造体を形成する時に、大きな懸案事項となる。微小クラックは、様々な要素間のＣＴＥの差が増加する際、より大きな課題となる。ＤＦＣ材料とＵＤファイバ層との間のＣＴＥの差は、これらの２つの要素が組み合わされて多要素複合構造体に成形される時に微小クラックが問題となるほど十分に大きい。

ＤＦＣ材料とＵＤファイバから多要素構造体を作製するための方法であって、高温成形の間に、２つの材料の間の界面に沿った微小クラックが回避される、方法を提供することが望ましい。複数のＵＤ構造的部材が、ＤＦＣ材料と組み合わされ成形されて、ハイブリッド構造体を形成する状況において、微小クラックを除去することは特に課題となる。

米国特許第７５１０３９０号 米国特許第７９６０６７４号 米国特許出願第２０１２／００４０１６９Ａ１号 米国特許出願第２０１０／０１７３１４３Ａ１号 米国特許出願第２０１０／０１７３１５２Ａ１号 米国特許第７７５４３２２号 米国特許第７９６８１７９号 米国特許出願第１２／７６４６３６号

本発明によると、２つの要素間の界面に沿って微小クラックを有しない多要素構造体を形成するように、構造的要素で補強された成形可能要素を含む未硬化の複合アセンブリを成形することが可能であることが発見された。本発明は、構造的要素のサイズ、形状及びＣＴＥが、成形プロセスの間の微小クラック形成が要素間の界面に沿って発生しないように制御され得るという発見に部分的に基づく。

本発明は、多要素複合構造体を形成するために硬化され得る複合アセンブリを対象とする。複合アセンブリは、１つ又は複数の構造的部材から成る構造的要素を含む。各構造的部材は、未硬化の熱硬化性樹脂と一方向連続ファイバを含む。複合アセンブリは、また、未硬化の熱硬化性樹脂及び非連続のファイバを含む成形可能本体から成る成形可能要素を含む。本発明の特徴として、２つの要素間の界面における構造的要素と成形可能要素の熱膨張係数は、前記複合アセンブリが硬化して多要素複合構造体を形成する時、界面に沿って微小クラックが形成されないようになっている。

本発明の他の特徴として、構造的要素のＣＴＥは、構造的要素の多方向連続ファイバを含むことにより、成形可能要素のＣＴＥとより厳密にマッチさせられる。多方向連続ファイバは、成形可能要素のＣＴＥとより厳密にマッチするＣＴＥを有する傾向にある。多方向連続ファイバは、比較的均一なＣＴＥを有する構造的要素を提供するために構造的要素全体に分配され得る。多方向連続ファイバは、また、成形可能要素との界面の近くに集中させられ、ＵＤファイバとＤＦＣ成形材料との間のＣＴＥ「バッファ」として作用することが可能である。

本発明は、構造的要素が成形可能要素内に埋め込まれた複数の構造的部材から成る多要素構造体を作製するのに特に有用である。複数の構造的部材の使用は、構造的要素と成形可能要素との間の界面の複雑さ及び数を増加させる。本発明は、そのような複雑で、複数の界面を有するハイブリッド構造体で通常形成される、微小クラックの形成を避けるために設計された。

上述の及び多くの他の、本発明の特徴及び付随する利点は、添付の図面と併せて以下の詳細な説明を参照することにより、より良く理解されるであろう。

本発明による多要素複合構造体である航空機の窓枠を形成するために上昇した温度及び高圧下で硬化される前に型（図示せず）に配置され最終形状に形成された後の例示的な未硬化の複合アセンブリの斜視図である。 本発明による多要素複合構造体である航空機の点検用窓のカバーを形成するために上昇した温度及び高圧下で硬化される前に型（図示せず）に配置され最終形状に形成された後の例示的な複合アセンブリの斜視図である。未硬化の点検用窓のカバーは、未硬化の複合アセンブリに通常存在しない取り付け穴を有して示される。取り付け穴は、通常、成形が完成した後、点検用窓に機械加工される。 図１に示された例示的な複合アセンブリの断面図である。 本発明による例示的な構造的部材の断面図であり、連続したＵＤファイバ層が多方向の連続したファイバ層と交互に配置され、ＵＤファイバを含む構造的要素を提供するが、ＵＤファイバは、成形可能要素を構成するＤＦＣ材料とより厳密にマッチするＣＴＥも有する。 代替の航空機の窓枠を形成するために硬化される前に型（図示せず）に配置される代替例示的な複合アセンブリの断面図である。 図２に示された例示的な複合アセンブリの断面図である。 図１及び図３に示された例示的な複合アセンブリを形成するために、プリフォームが型に配置され成形のため最終形状に形成される前のプリフォームの断面図である。 図５に示された例示的な複合アセンブリを形成するために、プリフォームが型に配置され成形のため最終形状に形成される前のプリフォームの断面図である。

本発明は、多要素又はハイブリッドの複合構造体を形成するために、一方向ファイバを成形可能な複合材料と組み合わせることが望ましい様々な状況で使用され得る。そのようなハイブリッド複合構造体は、一方向ファイバにより提供される強度と複合成形複合物により提供される成形性／機械加工性との組合せが必要とされる状況で有用である。本発明は、複雑な形状を有する比較的強い構造が必要とされる状況で適用可能である。

本発明は、ハイブリッド航空機構造体に特に適用可能であり、ハイブリッド航空機構造体は、強度と寸法公差の両方を満たすために、一方向のファイバ補強と組み合せて成形複合物を使用することを要求する。例示的な航空機構造体は、窓枠、点検用窓のカバー、ジェット・エンジンの出口案内翼、逆推力装置カスケード、様々なエンジン翼、点検口、ブラケット、接続金具、ガセット、クリップ／クリート、肋間部、受け皿、航空宇宙構造体のフランジ及び補強材を含む。

例示的な未硬化の複合アセンブリは、図１及び図３において１０として示される。複合アセンブリは、多要素複合構造体を形成するために、比較的高圧の下で、上昇した温度で成形される前に、一旦適切な型（図示せず）に配置され、最終形状に形成されたように見えるものとして示されている。図３に示すように、複合アセンブリ１０は、構造的要素１１を含み、構造的要素１１は、ＵＤファイバ本体１２と多方向連続ファイバ本体１４とから成る構造的部材から構成される。複合アセンブリ１０は、更に、成形可能要素１６を含む。成形可能要素１６は、面１８を有する。構造的要素１１は、ＵＤファイバ本体１２の面２０と、多方向ファイバ本体１４の面２２とから構成される面を有する。成形可能要素の面１８と構造的要素の２つの面２０及び２２とが出会うことは、成形可能要素と構造的要素との間の界面２４を形成する。

未硬化の複合アセンブリ１０は、プリフォームから形成され、プリフォームでは、成形複合物が構造的要素の上部に位置する。例示的なプリフォームは、図７に１０ａとして示される。プリフォーム１０ａにおいて、構造的要素１１ａ上に配置された成形複合物１６ａの量は、プリフォーム１０ａが図１及び図３に示されるように最終形状に形成される時に型穴１６Ｐ（仮想線で示す）を充填するために、矢印１５で表されるように、成形複合物１６ａが型内を流れることを確実にするのに十分である。プリフォームが型内に配置される時、成形複合物がかなり移動し得る。しかし、構造的部材１２ａ及び１４ａは、プリフォームの中に配置されており、プリフォーム１０ａが硬化の前に型に配置されて最終形状に形成される時に、それらが有意な程度までは移動しないようになっている。これは、成形複合物を含みながら、同時に、構造的部材を正確に部品内に配置することを可能にし、成形複合物は、必要に応じて型内を移動し、所望の最終形状を形成できる。

成形複合物１６は、型の中に配置される前にプリフォームされることができ、その結果、成形複合物は、最終の複合構造体の形状に厳密にマッチするようになっている。しかし、楕円形の壁がベース・プレートから垂直に延在する図１から図３に示された形状にマッチするプリフォームを正確に形成することは難しい。従って、図７に示すように、成形複合物１６ａは、単に構造的部材１２ａ及び１４ａに配置されており、成形複合物１６ａ並びに構造的部材１２ａ及び１４ａを複合アセンブリ１０の所望の最終形状に形成させるために、型が使用されることが好ましい。型の中に入れられると、複合アセンブリ１０と、得られる航空機の窓枠との間の主要な差は、未硬化のアセンブリ１０の中に存在する熱硬化性樹脂が完全に硬化させられなければならないということである。

本発明によると、界面２４での成形可能要素の熱膨張係数（ＣＴＥ）、及び、界面２４での構造的要素のＣＴＥは、複合アセンブリ１０が硬化／成形される時に微小クラックが界面に沿って形成されないようになっている。界面２４における２つの要素のＣＴＥは、微小クラックが形成されないように十分に近くなければならない。微小クラックは、通常、２つの隣接する材料のＣＴＥが少なくとも一方向で異なる場合に形成され、クラックに抵抗する材料の能力を超える膨張又は収縮から局所歪みを生成する。ＵＤファイバ本体１２及び多方向ファイバ本体１４のＣＴＥ、並びに、２つの本体のサイズ、形状、及び相対的方向は、微小クラック無しで成形され得る複合アセンブリを設計する際に考慮されなければならない。

一般的に、より大きな構造的要素は、成形可能要素のＣＴＥとより厳密にマッチするＣＴＥを有する必要がある。同様に、より大きい及び／又はより複雑な界面は、構造的要素が、界面において、成形可能要素のＣＴＥとより厳密にマッチするＣＴＥを有することを要求する。構造的要素及び成形可能要素の所与の組合せに関して、成形により誘発される微小クラックを生じずに許容され得るＣＴＥの差は、ルーチン実験により決定され得る。

本発明により使用される成形複合物及び構造的部材は、ファイバ及び樹脂から成る。例えば炭素繊維等のファイバは、ゼロに近いＣＴＥ（１００万分の１／℃）を有する。従って、複合材料のＣＴＥの大部分は、樹脂マトリックスの膨張及び収縮に起因する。ファイバが非連続でありランダムに配向した大量の成形複合物において、ＣＴＥは全ての方向で均一になる傾向がある。ファイバが準等方性に配向されている成形複合物のシートにとって、ＣＴＥは全ての平面方向において均一である。準等方性の炭素繊維／エポキシの成形複合物の典型的なシートの平面のＣＴＥは、約２〜４ｐｐｍ／℃である。成形複合物のシートの平面に垂直な方向のＣＴＥは、より多く樹脂マトリックスにより制御され、平面のＣＴＥより高くなりやすい。準等方性の成形複合物のシートの垂直方向のＣＴＥは、通常、約２０から４０ｐｐｍ／℃である。

構造的部材のＣＴＥは、ファイバの方向に大いに依存する。例えば、ファイバに平行な方向（Ｘ方向）のＵＤプリプレグのＣＴＥは、主にファイバに起因する。マトリックス樹脂は、ＣＴＥにほとんど貢献しない。その結果、Ｘ方向のＵＤプリプレグのＣＴＥは、ゼロに近い。例示的な炭素繊維／エポキシ樹脂のＵＤプリプレグのＸ方向のＣＴＥは、０．０１ｐｐｍ／℃である。同じＵＤプリプレグのＵＤファイバに垂直な方向（Ｙ及びＺ方向）のＣＴＥは、３０〜４０ｐｐｍ／℃であり、これは主に樹脂マトリックスのＣＴＥに起因する。

織り繊維から作製される構造的要素は、また、ファイバの方向により変化するＣＴＥを示す。しかし、Ｘ、Ｙ、Ｚ方向のＣＴＥの差は、ＵＤプリプレグにおけるものほど大きくない。その理由は、全てのファイバが互いに平行なわけではないからである。織り繊維のプリプレグのＸ及びＹ方向のＣＴＥは、Ｘ方向のＵＤプリプレグと比較すると、よりマトリックス樹脂により制御されやすい。その結果、織りプリプレグのＸ及びＹ方向のＣＴＥは、一般的に、Ｘ方向の同様のＵＤプリプレグのＣＴＥとＹ／Ｚ方向のＵＤプリプレグのＣＴＥとの間のどこかに位置する。Ｚ方向の織り繊維のプリプレグのＣＴＥは、Ｚ方向の同様のＵＤプリプレグのＣＴＥと同様である。なぜなら、両方の種類のプリプレグのマトリックス樹脂は、同様にＺ方向のＣＴＥに貢献するためである。

成形可能要素又は構造的要素のＣＴＥは、個々の要素の完全な硬化の後、従来の手順を使用して計測される。要素は冷却するにつれ収縮し、加熱されるにつれ膨張する。微小クラックは、要素の収縮又は膨張の間に形成され得る。要素の完全な硬化の後に計測される要素のＣＴＥは、成形／硬化温度からの要素の冷却中に発生する熱収縮の評価基準とも考えられる。実際には、要素の硬化温度は、要素の耐用期間の間に要素が露出される最高温度である可能性が最も高い。成形部分の最初の冷却の間に発生する収縮は、様々な要素間の多量の歪みの原因となり得り、多量の歪みは、歪みがクラックに耐える要素の能力を超えた時、微小クラックを実際に発生することになる。

連続した多方向のファイバのＣＴＥは、樹脂マトリックスが同一又は類似している場合、ＵＤファイバ層よりＤＦＣ材料のＣＴＥとより厳密にマッチする傾向がある。多方向のファイバ本体１４は主に織り繊維から構成され、その結果、ファイバ本体１４のＣＴＥは界面２４における成形可能要素１６のＣＴＥに比較的近い。従って、多方向のファイバ本体１４と成形可能要素１６との間の界面に沿った微小クラックの危険性は最少である。しかし、ＵＤファイバ本体１２がＵＤファイバ層のみから構成されていれば、微小クラックの危険性は、成形可能要素のＤＦＣ材料と完全にＵＤファイバで構成される本体との間のＣＴＥの差が大きくなるため増加する。これは、特に、ＵＤファイバ本体に関するＺ方向の課題であり、それは、樹脂マトリックスのＣＴＥにより駆動されるＵＤファイバ本体の当該方向において、ＣＴＥが比較的高いことに起因する。ＵＤファイバ本体１２をアセンブリの表面に沿って配置することは、微小クラックを生じずに、Ｚ方向にこの追加の歪みを発生させる。ＵＤファイバ本体１２は、Ｘ−Ｙ平面の楕円の形態である。この方向のＣＴＥは、主にＵＤファイバに起因し、その結果、ＣＴＥはＺ方向のものより低い。Ｘ−Ｙ平面の膨張又は収縮（例えば硬化サイクル冷却段階の間）は、また、周りの成形複合物により制限される。

本発明によると、ＵＤファイバ本体１２が、アセンブリの中に配置され、ＵＤファイバ本体１２の方向性ＣＴＥが成形可能要素のＣＴＥに十分近くなるように方向付けられ、要素の界面に沿った微小クラックを回避することを確実にすることによって、微小クラックの危険性がほぼ排除される。図４は、例示的なＵＤファイバ本体１２の詳細な表示を示しており、連続したＵＤファイバの層２６が、多方向の連続したファイバの層２８と交互に配置されている。多方向の連続したファイバをＵＤファイバ本体１２に追加することは、本体１２の全体のＣＴＥを変化させ、それが、成形可能要素１６のＣＴＥとより厳密にマッチするようになっている。これは、微小クラックの可能性を減らし、またファイバ本体の一方向の性質も減らす。ＵＤファイバ及び多方向ファイバの層の数は、界面２４における微小クラックを回避するのに十分なＣＴＥ特性を維持しながら、所望の構造的特性を提供するために変化させることが可能である。界面２４に沿って多方向のファイバを使用することが好ましいということが分かった。その理由は、多方向のファイバのＣＴＥが、成形複合物のランダムな非連続のファイバのＣＴＥとより厳密にマッチし、よって、樹脂界面における局所歪みを減らすためである。

図４において、多方向連続ファイバ層２８は、織り繊維層を図式的に表すことを意図しており、ＵＤファイバに対するファイバの方向は、０／９０と＋４５／−４５との間で交互に変化している。これは、例示の目的のみである。織り繊維は、ＵＤファイバに対して様々な方向になっていることが可能であり、様々な層は、同一の又は異なる方向を有し得る。層がＵＤファイバ層と織り繊維層との間で交互に入れ替わることは必要ではない。図４に示すように、１つ又は複数の織り繊維の層が、界面２４の隣に配置されることが好ましい。織り繊維の層が、比較的低いＣＴＥ成形可能要素と比較的高いＣＥＴ ＵＤファイバ層との間のＣＴＥバッファ・ゾーンとしての役割を果たす。

多方向ファイバ本体１４は、複合アセンブリ１０の硬化の間、ＣＴＥ誘発性の応力の散逸を提供するために、ＵＤファイバ本体１２に隣接して配置される。２つの本体の間の接合部２３は、アセンブリ１０の比較的厚い部分に配置されており、２つの本体は、アセンブリ１０の比較的薄い部分へ互いから横方向に延在している。代替の配向では、多方向ファイバ本体１４は、ＵＤファイバ本体１２と成形可能要素１６との間に配置され、ＣＴＥバッファとしての役割を果たすことが可能である。どちらの場合でも、多方向のファイバ本体は、低ＣＴＥ方向のＵＤファイバ本体の端部に当接するのとは対照的に、高ＣＴＥ方向のＵＤファイバ本体の側に配置される。

例示的な窓枠を形成するのに使用される複合アセンブリの代替実施例が、図５の３０で示される。この実施例において、構造的要素３２は、図３に示す構造的要素１１に比べて相対的に薄い。また、窓枠の成形可能要素は、ＤＦＣ材料から成る。成形可能要素は、３４で示される。この実施例において、連続ＵＤファイバ層の数層までが、構造的要素を形成するのに使用される。この相対的に薄い構造的要素は、ＤＦＣ材料で成形され、ＵＤファイバ／ＤＦＣ材料の界面に沿って微小クラックが生じない窓枠を製造することが可能である。

構造的要素３２の高ＣＴＥ方向は、Ｚ方向である。成形可能要素は、構造的要素３２の一方の側のみに配置される。ＤＦＣ材料とＵＤファイバ層との間のＺ方向におけるＣＴＥの差は、成形部品の冷却の間に微小クラックが生じないように選択される。微小クラック無しで熱収縮／膨張が生じ得る部品の表面にＵＤファイバ層が配置されるため、ＣＴＥの差は、比較的大きくなり得る。ＤＦＣ材料との界面を形成する露出した端部を有さない連続したループをＵＤファイバが形成するという事実に起因して、Ｘ−Ｙ平面のＣＴＥはずっと小さい。各セグメントの端部において複数の界面を形成するＵＤファイバ層の複数のセグメントを使用することに比べて、この種類の閉ループ構成は好ましい。

構造的要素の厚さとＣＴＥの差の組合せが、窓枠３０の成形の間の微小クラックを形成することになる場合、図４に示す実施例にしたがって多方向のファイバがＵＤファイバ層に組み込まれることが好ましい。代替として、１つ又は複数の織り繊維の層が、ＵＤファイバ層３２と成形可能要素３４との間に配置され、２つの要素の間にＣＴＥバッファを提供することが可能である。

図８に示すように、成形複合物３４ａがＵＤファイバ層３２ａに隣接して配置されるプリフォーム３０ａが準備されることが好ましい。ＵＤファイバ層３２ａに配置される成形複合物３４ａの量は、プリフォーム３０ａが図５に示されているような最終形状に形成される時に、矢印３５により表されるように成形複合物３４ａが型内で流れ、型穴３４Ｐ（仮想線で示す）を充填することを確実にするのに十分な量である。プリフォームが型の中に配置される時に、成形複合物３４ａがかなり移動し得る。しかし、ＵＤファイバ層３２ａは、押圧閉鎖及び圧力の方向に垂直な型の底面に接触するプリフォームの表面の上に配置されており、成形の前にプリフォーム３０ａが型に配置され最終形状に形成される時に、ＵＤファイバ層が有意な程度までは移動しないようになっている。これは、成形複合物を含むと同時に、ＵＤファイバ層を正確に部品内に配置することを可能にし、成形複合物は、必要に応じて型内で移動し、所望の最終形状を形成することが可能である。

図１及び図３に示される実施例に関連して前に述べたように、成形複合物３４は、型内に配置される前にプリフォームされ、最終的な複合構造体の形状に厳密にマッチするようになっている。しかし、図５に示す形状にマッチするプリフォームを正確に形成するのも難しく、図５では、楕円形の壁も、ベース・プレートから垂直に延在している。従って、図８に示すように、成形複合物３４ａが単に構造的部材１２ａ及び１４ａの上に配置されることが好ましく、型が、成形複合物３４ａ及びＵＤファイバ層３２ａを、複合アセンブリ３０の所望の最終形状に形成するために使用される。一旦型に入ると、複合アセンブリ３０と得られる航空機窓枠との主要な差は、未硬化のアセンブリ３０の中に存在する熱硬化性樹脂が、完全に硬化されなければならないということである。

尚、図３及び図５に示されるＵＤファイバ層は、成形される窓枠内で平面の補強フープを形成するために、幅方向に曲げられるということが留意されるべきである。言い換えると、ＵＤファイバは、Ｘ−Ｙ平面と同一平面上にある層を形成し、ＵＤファイバ層は、補強フープを形成するために曲げられるときに、Ｘ−Ｙ平面内に留まる。この種類のＵＤファイバ・フープ構成は、背景技術の説明で言及されたＵＤのプレツイスト手順を使用して作製されるのが好ましい。

航空機の点検用窓のカバーを形成するために成形される例示的な複合アセンブリが、４０として図２及び図６に示される。アセンブリ４０は、ＤＦＣ材料から成る成形可能要素４２と、構造的部材４４及び４６から構成される構造的要素とを含む。取り付け穴４８が、複合アセンブリの中に示されている。これらの穴は、未硬化の複合アセンブリ内（図示のように）で形成され得るか、又は、これらの穴は、成形が完了した後に、穿設されるか若しくは多要素構造体へと機械加工され得る。

２つの構造的部材４４及び４６は、成形可能要素４２により完全に囲まれる。構造的部材４４は、成形可能要素４２との管状の界面を形成する、面４４ａ、４４ｂ、４４ｃ及び４４ｄを含むフープの形態である。この管状の界面は、長方形の断面を有する。構造的部材４６は、また、面４６ａ、４６ｂ、４６ｃ及び４６ｄを含むフープの形態である。構造的部材４６は、成形可能要素４２との第２の管状界面を形成する。この第２の管状の界面もまた、長方形の断面を有する。

構造的部材４４は、５６で表されるＵＤファイバ層と、５０、５２及び５４で表される織り繊維層との組合せを含む。構造的部材４６は、織り繊維層５８と６０との間に挟まれる単一のＵＤファイバ層６２を有して示される。構造的部材４４及び４６のＵＤファイバ層及び織り繊維層の数及び方向は、例示のためのみである。異なる数の層を有する他の方向も可能である。例えば、図４に示される種類の構造的部材が使用されても良い。前に言及したように、ＵＤファイバ層と成形可能要素との間のＣＴＥバッファとしての役割を果たすために、織り繊維の１つ又は複数の層が、ＵＤファイバ層と成形可能要素との間に配置されることが好ましい。

構造的部材４４を構成するＵＤファイバ層は、図３及び図５に示されるＵＤ構造的部材と同じように幅方向に曲げられる。ＵＤファイバは、Ｘ−Ｙ平面と同一平面の層を形成し、ＵＤファイバは、フープが形成される時に、Ｘ−Ｙ平面に留まる。前に述べたように、この種類のＵＤファイバ・フープ構成は、好ましくは従来技術の説明で言及されたプレツイスト手順を使用して作製される。対照的に、構造的部材４６のＵＤファイバ層は、厚さ方向に曲げられる。ＵＤファイバは、Ｚ方向に延在する層を形成する（部材４４のＵＤファイバ層にほぼ垂直である）。ＵＤファイバ補強フープは、ＵＤ層をＸ−Ｙ方向に曲げることにより形成される。この種類のＵＤファイバ・フープ構成は、構造的部材４４に必要なプレツイスト無しで形成される。ＵＤファイバ層の両方の種類のＣＴＥは、ＵＤファイバに垂直な方向及びＵＤファイバに平行な方向において同様である。

図６に示すように、成形可能要素内で複数の構造的部材を使用することは、微小クラック形成の機会を増加させる比較的複雑な界面の組を提示する。本発明は、構造的部材と成形可能要素との間のＣＴＥの差を減らすことにより、及び／又は要素間の完全なＣＴＥバッファを提供することにより、複数の複雑な界面構成と関連付けられる微小クラックの問題を解決する。隣接する要素のＵＤファイバ層の方向性ＣＴＥをマッチさせるために、図６に示すように、隣接する構造的部材４４及び４６内のＵＤファイバは、同じ方向に向けられるのが好ましい。隣接する部材のＵＤファイバが互いに垂直であるように構造的部材を方向付けることは、２つの部材間の界面又は領域に存在する方向性ＣＴＥの著しい差のため、避けるべきである。

ＤＦＣ、ＵＤファイバ層、及び／又は多方向ファイバ層で使用される未硬化の樹脂は、通常、構造的用途で使用される熱硬化性又は熱可塑性樹脂の何れかから成り得る。３つの異なるファイバ材料における樹脂は異なり得る。しかし、構造的要素及び成形可能要素において使用される樹脂は、要素間のＣＴＥの差を最小にするために同一又はほぼ類似することが好ましい。更に、微小クラックの形成又は破損すること無しに、隣接する要素が受ける熱歪みに耐えるだけ樹脂の歪み破損特性が十分に高くなるように、樹脂が選択されるべきである。上記のように、要素間の所与の界面において樹脂が受ける歪みを最小にするために、ファイバ方向と種類が選択される。

好ましくは、成形可能要素と構造的要素の未硬化の樹脂の量は、要素全体の重量の２５から４５重量パーセントである。未硬化の樹脂は、構造的複合材料で使用されるエポキシ樹脂、ビスマレイミド樹脂、ポリイミド樹脂、ポリエステル樹脂、ビニルエステル系樹脂、シアン酸エステル樹脂、フェノール樹脂又は熱可塑性樹脂の何れかであり得る。例示的な熱可塑性樹脂は硫化ポリフェニレン（ＰＰＳ）、ポリスルホン（ＰＳ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリエーテルサルホン（ＰＥＳ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリアミドイミド（ＰＡＩ）を含む。例えばＰＥＳ、ＰＥＩ及び／又はＰＡＩ等の熱可塑性物質で強化されたエポキシ樹脂は、好ましい樹脂マトリックスである。航空宇宙産業で通常使用される種類のＵＤテープに存在する樹脂が好ましい。樹脂マトリックスとして使用するのに適した例示的な熱可塑性物質で強化された樹脂は、米国特許第７７５４３２２号及び７９６８１７９号、及び米国特許出願第１２／７６４６３６号に記載され、その内容は参照により本明細書に援用される。

成形可能要素は、好ましくは樹脂に含浸された一方向テープのランダムに配向したセグメントから成る。この種類の材料は、通常、準等方性の細断プリプレグと呼ばれる。準等方性の細断プリプレグは、ＨｅｘＭＣ（登録商標）の商標名でＨｅｘｃｅｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（カリフォルニア州ダブリン）から商業的に入手可能であるランダム非連続ファイバ要素（ＤＦＣ）の形態である。前に述べた通り、ＨｅｘＭＣ（登録商標）は航空宇宙製品及び高い強度の型を含む様々な目的で使用されてきた。

準等方性（Ｑ−Ｉ）プリプレグは、一方向ファイバ・テープ及び樹脂マトリックスのセグメント又は「チップ」から構成される。Ｑ−Ｉプリプレグは、通常、細断された一方向のテープ・プリプレグのランダムに配向したチップから構成されるマットとして供給される。チッププリフォームのサイズ及び形状に応じて、また、もし存在する場合には、寸法の許容差を満たすために、どのようにプリフォームが正確に機械加工されるべきかということに応じて、チップのサイズおよびファイバの種類は変化可能である。チップは、０．８５ｃｍ（１／３インチ）の幅であり、５．０８ｃｍ（２インチ）の長さ及び０．０１５ｃｍ（０．００６インチ）の厚さが好ましい。チップは、炭素、ガラス、アラミド、ポリエチレン、又は、航空宇宙産業で通常使用されるファイバの種類の何れかであり得る一方向ファイバを含む。炭素繊維が好ましい。チップは、マットの中でランダムに配向され、比較的平らに置かれる。これは、マットに横方向の等方性を提供する。

チップ又はセグメントを形成するために細断されたＵＤテープのプリプレグは、航空宇宙プリプレグで通常使用される前述の樹脂の何れかであり得る樹脂マトリックスを含む。熱可塑性物質で強化された熱硬化性エポキシ樹脂が好ましい。その理由は、最終複合部品の機械加工が必要な場合、熱硬化性エポキシ樹脂は、破砕又は層間剥離に対してより耐性を有する傾向にあるからである。チップの樹脂含有量も、全体のプリプレグ重量の２５から４５重量パーセントの間で変化し得る。樹脂含有量が、３５から４０重量パーセントの間のチップが好ましい。準等方性の細断プリプレグを形成する際、プリプレグのチップに追加の樹脂は通常追加されない。最初のＵＤテープ・プリプレグに存在する樹脂は、マットを形成するためチップを共に接着するのに十分である。

準等方性（Ｑ−Ｉ）の細断プリプレグは、一方向プリプレグ・テープ又は所望の幅のトウを購買又は作製することにより作られ得る。テープ又はトウは所望の長さのチップに細断され、チップはランダムに層状に置かれ、成形可能要素を形成する。ランダムに置かれたＵＤプリプレグチップは、構造的要素と組み合わされて共に押圧され、未硬化の複合アセンブリ（プリフォーム）を形成する。共に押圧されると、個々のランダムに配向したＵＤプリプレグチップは、プリプレグ樹脂の存在に起因して、本質的に共に接着される。しかし、好ましい方法は、ＨｅｘＭＣ（登録商標）又は同等の商業的に入手可能な準等方性の細断プリプレグを購買することであり、それらは、材料のシートとして供給され、次いで、複合アセンブリの成形可能要素を形成するために使用される。

例示的な好ましい準等方性の細断プリプレグ材料は、ＨｅｘＭＣ（登録商標）ＡＳ４／８５５２である。この準等方性の細断プリプレグ材料は、４６ｃｍの幅及び０．２０ｃｍの厚さのマットの連続したロールとして供給される。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）ＡＳ４／８５５２一方向のファイバ・プリプレグが、準等方性マットでランダムに配向したチップを作製するのに使用される。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）ＡＳ４／８５５２プリプレグは、厚さ０．０１６ｃｍの炭素繊維（ＡＳ４）／エポキシ樹脂（８５５２）一方向テープであり、約１４５グラム／平方メートルのファイバ面積重量を有する。テープの樹脂含有量は、樹脂（８５５２）が熱可塑性強化エポキシ樹脂の場合、３８重量パーセントである。テープは細長く裂かれ０．８５ｃｍの一片となり、細断され５ｃｍの長さのチップとなる。チップの密度は、約１．５２グラム／立方センチメートルである。他の例示的な準等方性の細断プリプレグは、例えばＥＭＣ ＡＳ４／ＩＭ７（エポキシ樹脂／炭素繊維）、ＩＭ７／８５５２（熱可塑性強化エポキシ樹脂／炭素繊維）、３５０１−６／Ｔ６５０（エポキシ樹脂／炭素繊維）及びＩＭ７／Ｍ２１（熱可塑性強化エポキシ樹脂／炭素繊維）等の他のＨｅｘＰｌｙ（登録商標）一方向プリプレグ・テープを使用して作製され得る。ＨｅｘＭＣ（登録商標）ＡＳ４／８５５２及びＭ２１／ＩＭ７は、本発明による成形可能要素を形成するのに使用する好ましい準等方性細断プリプレグである。

他の種類のＤＦＣ成形材料が、それらが目的とする構造の必要な強度及び機械加工性の要件を満たすならば、成形可能要素を形成するのに使用され得る。そのような成形材料は、通常、樹脂に含浸されたランダムに配向した細断ファイバを含む。しかし、成形材料が十分に強度を有し、成形可能且つ機械加工可能であることを確実にするために、細断された一方向ファイバ又はテープは、成形可能要素の少なくとも９０重量パーセントを形成することが好ましい。

構造的要素を構成する構造的部材は１つ又は、複数のＵＤファイバの層を含む。ＤＦＣ成形材料を作製するのに使用される同じＵＤファイバ・プリプレグ・テープもまた、構造的部材を形成するのに使用され得る。相違点は、構造的部材が連続したＵＤファイバの１つ又は複数の層により形成され、一方、成形可能要素の中のＵＤファイバが非連続であり、準等方性に方向付けられているということである。

構造的部材に使用されるＵＤファイバは、数百のフィラメントから１２０００以上のフィラメントを含み得る。ＵＤファイバは、通常、一方向配向の連続したファイバから構成されるテープとして供給される。ＵＤテープは、繊維構造体を形成するのに使用される好ましい種類のプリプレグである。一方向のテープが、商業的ソースから入手可能であり、又は知られたプリプレグ形成プロセスを使用して作製されても良い。ＵＤテープの寸法は、作製される特定の複合部品に応じて様々に変化し得る。例えば、ＵＤテープの幅は、１．２７ｃｍ（０．５インチ）から３０．４８ｃｍ（１フィート）以上の範囲にあることが可能である。テープは、通常、０．０１から０．０３ｃｍ（０．００４から０．０１２インチ）の厚さであり、ＵＤテープの長さ（連続したＵＤファイバに平行な寸法）は、構造的部材のサイズ及び形状に応じて１．３ｃｍ（０．５インチ）から１メートル（数フィート）以上に変化し得る。

構造的部材を作製するのに使用され得る好ましい例示的な商業的に入手可能な一方向プリプレグは、Ｈｅｘｃｅｌ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（カリフォルニア州ダブリン）から入手可能なＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２である。ＨｅｘＰｌｙ（登録商標）８５５２は、３４から３８重量パーセントの範囲にある量のアミン硬化強化エポキシ樹脂マトリックスと、３０００から１２０００フィラメントを有する炭素又はガラスＵＤファイバとを含む、様々な一方向テープ構成において入手可能である。ファイバは、通常、ＵＤテープの６０容量パーセントを占める。好ましいＵＤファイバは、炭素繊維である。他のＨｅｘＰｌｙ（登録商標）一方向プリプレグ・テープも、構造的部材において使用され得る。これらのＵＤプリプレグ・テープは、ＥＭＣ１１６／ＡＳ４（エポキシ樹脂／炭素繊維）、８５５２／ＩＭ７（熱可塑性強化エポキシ樹脂／炭素繊維）、３５０１−６／Ｔ６５０（エポキシ樹脂／炭素繊維）及びＭ２１／ＩＭ７（熱可塑性強化エポキシ樹脂／炭素繊維）を含む。この種類のＵＤテープのＣＴＥは、ファイバに平行な方向でゼロに近く（０．０１ｐｐｍ／℃）、ＵＤファイバの方向に垂直な方向では３０から４０ｐｐｍ／℃の間である。

構造的部材を形成するためにＵＤファイバ層と組み合わされる多方向のファイバ層は、不織の又は織り繊維織物、又は、ベールの形態のランダムに配向した連続したファイバであり得る。他の種類の多方向連続ファイバ配向が使用されても良いが、多方向ファイバ層（マトリックス樹脂を含む）のＣＴＥは、ＤＦＣ成形材料のＣＴＥとＵＤファイバ層プリプレグのＣＴＥとの間であることが好ましい。多方向ファイバ層のＣＴＥは、成形可能要素におけるＤＦＣ材料のＣＴＥと構造的要素におけるＵＤファイバ層のＣＴＥとの間の中間に近いことが好ましい。「近い」は、多方向の層のＣＴＥがＤＦＣ材料のＣＴＥとＵＤファイバ層のＣＴＥの間の中間点の２０パーセント以内であることを意味する。

いくつかの状況において、所与の構造的部材内の織り多方向ファイバ層に代えて、ＤＦＣ成形材料の１つ又は複数の層を使用することも可能である。しかし、そのようなＤＦＣ成形材料層の使用は、構造的部材の中央部分に制限され、構造的部材の内部におけるＤＦＣ成形材料の使用は、構造的部材の内部の可能性のある微小クラックを避けるのに十分なほど低く保持されることが好ましい。ＤＦＣ成形材料の層は、望ましい場合、織り多方向ファイバ層と同様にＵＤファイバ層と交代され得る。

多方向ファイバ層の樹脂マトリックスとして使用される樹脂は、ＤＦＣ成形材料及びＵＤファイバ層において使用されるのと同様でなければならない。ファイバも同様でなければならない。３つの異なる種類の材料のＣＴＥは、樹脂マトリックス、ファイバ配向、ファイバ種類、及びファイバの樹脂荷重に依存するため、これらの４つのパラメータを変えることにより材料のＣＴＥを微調整することができる。好ましくは、ＤＦＣ成形材料、ＵＤファイバ層及び多方向ファイバ層の樹脂の種類、ファイバの種類及び樹脂荷重は、同一又は類似する。更に、隣接する要素のファイバは、要素間の界面における方向性ＣＴＥの差を最小にするため、もしあれば、隣接する要素の高ＣＴＥ方向と低ＣＴＥ方向がマッチするように向けられる必要がある。

複合要素アセンブリの成形は、知られたＤＦＣの成形手順に従い実行される。未硬化の複合アセンブリは、通常、２つの半分の型から成り、所望の形状に形成される型に配置される。型の中で形成されると、未硬化の複合アセンブリは、樹脂の硬化温度まで加熱され、高圧で成形され、多要素複合構造体を形成する。エポキシ樹脂の典型的な高圧の硬化温度は、１７０℃から２２５℃の範囲にある。好ましい硬化温度は、１７０℃から２０５℃の範囲にある。型の内部圧力は、硬化温度で約３．４５ＭＰａ（５００ｐｓｉ）より高く、１３．７９ＭＰａ（２０００ｐｓｉ）より低いことが好ましい。未硬化の複合アセンブリが完全に硬化される（通常硬化温度で５分から１時間）と、部品が型から除去されて冷却され、最終の多要素複合構造体を形成する。微小クラックが最も発生しやすいのは、この最初の成形後の冷却プロセスの間である。必要な場合、多要素複合構造体は、機械加工されて最終の表面形状を形成し、必要とされる正確な寸法を提供し得る。

必要であれば、未硬化の複合アセンブリは、樹脂の粘度を増加させるために、型に配置される前に「Ｂステージ」になり得る。Ｂステージにするとは、公知の部分的に硬化する手順であり、それは、実質的に樹脂の粘性を増加させるために、未硬化の複合アセンブリを周囲圧力で１６５℃から１８０℃の温度まで十分な時間だけ加熱することを含む。Ｂステージにする時間は、Ｂステージの温度で約５から１５分が好ましい。Ｂステージの複合アセンブリは、好ましくは、型に配置される前に室温に冷却され、最終成形及び硬化される。更に、未硬化の複合アセンブリの樹脂の粘度は、アセンブリが硬化温度まで加熱されるにつれて低下しやすく、樹脂が硬化するにつれて急激に増加する。樹脂が最小の粘度に達した後まで、型が押圧されないのが好ましい。実際には、Ｂステージの複合アセンブリが型の中に配置され、型は、既に硬化温度まで加熱されている。型の押圧は、樹脂が最小の粘度段階を経由して移動できるように、数秒から１分以上遅延される。

微小クラックは、２つの要素間の界面における局所引っ張り歪みが樹脂マトリックスの最大歪み可能性を超えた時に起こる。典型的なエポキシ樹脂にとって、最大歪み可能性は、微小クラックが形成される前で２．４％である。従って、樹脂マトリックス、ファイバ配向、ファイバの組合せのファイバ種類及び樹脂荷重、及び様々な要素のサイズ、形状及び相対的な配向が、硬化された複合部品が硬化温度から室温に冷却されるときに所与の界面の歪みが２．０％を超えないように選択されることが好ましい。

実行の実例は以下の通りである。

「実例１」
図１及び図３に示される形状及び構造を有する航空機の窓枠を作製する未硬化の複合アセンブリが作製された。成形可能要素１６は、ＨｅｘＭＣ（登録商標）ＡＳ４／８５５２から形成され、ＨｅｘＭＣ（登録商標）ＡＳ４／８５５２は、エポキシ樹脂８５５２の樹脂マトリックスを有する非連続のＵＤ ＡＳ４炭素繊維から成るＤＦＣ成形材料である。ＨｅｘＭＣ（登録商標）ＡＳ４／８５５２は、樹脂含有量が成形材料の合計重量の約３８％である約１９２５ｇｓｍの面積重量を有していた。多方向のファイバ本体１４は、エポキシ樹脂８５５２の樹脂マトリックス（ＡＳ４／８５５２）の８層の平織りＡＳ４炭素繊維から構成されていた。各織り繊維層の面積重量は、樹脂含有量が多方向ファイバ本体１４の合計重量の約４０％である時、約２００ｇｓｍであった。ＵＤ本体１２は、ＨｅｘＣｕｒｖｅ（登録商標）ＩＭＡ／８５５２の層とＡＳ４／８５５２平織り繊維織物の交互の層から構成される１６層の積層体として形成された。ＨｅｘＣｕｒｖｅ（登録商標）ＩＭＡ／８５５２は、上述のように幅方向の屈曲を可能にするためにプレツイストされた炭素繊維のＵＤテープである。ＨｅｘＣｕｒｖｅ（登録商標）ＩＭＡ／８５５２は、樹脂含有量がＨｅｘＣｕｒｖｅ（登録商標）ＵＤテープの合計重量の約３４％である時、約２６８ｇｓｍの面積重量を有していた。

成形可能要素１６、ＵＤ本体１２、及び多方向ファイバ本体１４は、航空機の窓枠に成形されるため、図１及び図３に示す複合アセンブリに形成された。複合アセンブリは適切な型に配置され、内部の型圧力１０．３４ＭＰａ（１５００ｐｓｉ）で、１８０℃で３０分間硬化された。硬化された複合アセンブリは、硬化温度から室温に冷却され、型から除去された。得られた多要素窓枠は、成形可能要素１６、ＵＤ本体１２、及び多方向本体１４の間の境界において微小クラックを発生しなかった。

比較例の窓枠は、ＵＤ本体１２が１６層のＨｅｘＣｕｒｖｅ（登録商標）ＵＤファイバのみから構成されることを除いて、例示的な窓枠と同様に作製された。微小クラックが、１６層のＵＤ積層体と成形可能要素１６との間の境界において観察された。

本発明の例示的な実施例をこのように記載したが、様々な他の代替、適合及び修正が、本発明の範囲内で行われても良い。従って、本発明は、上記の実施例により制限されないが、以下の特許請求の範囲のみにより制限される。

Claims (14)

1. 多要素複合構造体を形成するために硬化され得る複合アセンブリであって、前記複合アセンブリは、
   未硬化の熱硬化性樹脂、一方向の連続ファイバの層、及び、多方向連続ファイバの層を備える構造的部材を備える構造的要素であって、構造的要素面を含む構造的要素と、
   未硬化の熱硬化性樹脂及び非連続のファイバを備える成形可能本体を備える成形可能要素であって、成形可能要素面を備える成形可能要素と
   を備え、
   前記構造的要素面及び前記成形可能要素面は、前記複合アセンブリの内部に位置する共通の界面を共有し、
   前記多方向連続ファイバの層は、前記一方向ファイバの層と前記界面との間に配置される、複合アセンブリ。
2. 前記多方向連続ファイバの層は、織り繊維を備える、請求項１に記載の複合アセンブリ。
3. 前記構造的要素は、一方向の連続ファイバと多方向の連続ファイバとの交互の層を備える、請求項１に記載の複合アセンブリ。
4. 前記構造的要素は、前記成形可能要素に完全に囲まれる、請求項１に記載の複合アセンブリ。
5. 少なくとも２つの構造的要素が、前記成形可能要素内に配置される、請求項４に記載の複合アセンブリ。
6. 第１の構造的要素は、第１の平面配置に向けられた連続した一方向ファイバを備え、第２の構造的要素は、第２の平面配置に向けられた一方向ファイバを備え、前記第１の平面配置と前記第２の平面配置は、同一平面上にない、請求項５に記載の複合アセンブリ。
7. 請求項１に記載の複合アセンブリを硬化することにより形成される多要素複合構造体。
8. 前記構造的要素は、一方向連続ファイバと多方向連続ファイバとの交互の層を含む、請求項７に記載の多要素複合構造体。
9. 前記構造的要素は、前記成形可能要素に完全に囲まれる、請求項７に記載の多要素複合構造体。
10. 少なくとも２つの構造的要素が、前記成形可能要素内に配置される、請求項９に記載の多要素複合構造体。
11. 第１の構造的要素は、第１の平面配置に向けられた連続した一方向ファイバを備え、第２の構造的要素は、第２の平面配置に向けられた一方向ファイバを備え、前記第１の平面配置と前記第２の平面配置は、同一平面上にない、請求項１０に記載の多要素複合構造体。
12. 航空機の部品を形成する、請求項７に記載の多要素複合構造体。
13. 多要素複合構造体を形成するために硬化され得る複合アセンブリを作製する方法であって、
    未硬化の熱硬化性樹脂、一方向連続ファイバの層、及び、多方向連続ファイバの層を備える構造的部材を備える構造的要素を提供するステップであって、前記構造的要素は構造的要素面を備える、前記提供するステップと、
    未硬化の熱硬化性樹脂と非連続ファイバを備える成形可能本体を備える成形可能要素を提供するステップであって、前記成形可能要素は成形可能要素面を備える、前記提供するステップと、
    前記構造的要素面と前記成形可能要素面が前記複合アセンブリの内部に位置する共通の界面を共有するように前記複合アセンブリを形成するために、前記構造的要素と前記成形可能要素を共に組み合わせるステップであって、前記多方向連続ファイバの層は、前記一方向ファイバの層と前記界面との間に配置される、組み合わせるステップと、
    を含む、複合アセンブリを作製する方法。
14. 請求項１に記載の複合アセンブリを硬化させるステップを含む、多要素複合構造体を作製する方法。

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