JP2001526601A - ラミネートの製造方法およびその方法によって得られるラミネート - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、少なくとも下記段階：第一金属シートを成形型または基材上に配置し；接着層を第一金属シート上に配置し；少なくとも１つの金属シートが、他の金属シートの少なくとも１つの縁においてオーバーラップするように、第二金属シートを接着層上に配置し；そのようにして得られる積層物に、熱および圧力を適用する；を含んで成るラミネートの製造方法であって、該方法において、圧力を適用する間に少なくとも１つの金属シートが他の金属シートの平面に向かって曲げられるラミネートの製造方法に関する。従って、複雑な構造を、特定の用途のために最適化することができ、さらに、比較的安価な成形型を使用して一回で製造することができる。

Description

【発明の詳細な説明】ラミネートの製造方法およびその方法によって得られるラミネート 本発明は、少なくとも下記段階： 第一金属シートを成形型（ｆｏｒｍ ｔｏｏｌ）または基材上に配置し； 接着層を第一金属シート上に配置し； 少なくとも１つの金属シートが、他の金属シートの少なくとも１つの縁におい てオーバーラップするように、第二金属シートを接着層上に配置し； そのようにして得られる積層物に（即ち、主にまたは専ら、成形型または基材 に向き合っていない積層物の面に）、熱および圧力を適用する； ことを含んで成る、ラミネートまたは積層板の製造方法に関する。 そのような方法は、例えば、航空機用途における積層胴体パネルを開示してい る米国特許第５４２９３２６号から既知である。該パネルは、それらの間に接着 層を有する少なくとも２つの金属層を有して成る。該金属層は、ほぼ同一平面で あり、い わゆるスプライスまたはスプライスラインによって分離された２つまたはそれ以 上のシートまたは部分（ｓｅｃｔｉｏｎｓ）から成る。該特許には、第一金属層 におけるスプライスが、第二隣接金属層におけるスプライスに対して、平行にさ れ、側面においてそれから距離をあける方法が記載されている。この食い違い交 差積層を使用することによって、ラミネートの最大幅が、現在の製造技術におい て約１６５ｃｍに制限されている金属シートまたは部分の幅にもはや制限されな い。 他の利点は、米国特許第５４２９３２６号の添え継ぎされたラミネートが、意 外なことに、添え継ぎされていないラミネートと比較した場合に、スプライスに 平行の負荷に対して、増加した残留強度（即ち、例えば衝撃によってラミネート が損傷された後の強度）を有することである。 しかし、環境条件へのスプライスの暴露を防止し、金属層中のスプライスにお いておよびその近くにおいてラミネートの引張強度（スプライスラインに横方向 の負荷に対する）を増加させるために、いわゆるダブラーによってスプライス（ スプライスの一部）を被覆するのが望ましい（多くの場合、安全規則によって規 定されている）。 図１は、３つのアルミニウム層（１２）、およびアルミニウム層（１２）の間 の２つの繊維強化接着層（１３；これらの層の各々は、２つの一方向プレプレグ 、即ち他方に対して９０°回転した垂直および平行フィラメントを含有するプレ プレグ、から成る）から成る、添え継ぎされた金属ポリマーラミネート(図１に おける１１)の断面模式図である。アルミニウム層(１２)はそれぞれ、スプライ ス（１５）によって分離された２つまたはそれ以上のアルミニウムシート（１４ ）から成る。金属ポリマーラミネートであるダブラー（１６）が、添え継ぎされ たラミネート（１１）の上部アルミニウム層（１２）中のスプライス（１５）に 架橋し、硬化性接着剤（１７）によってそれに付着される。 図１の構造の製造は、いくつかの工程段階（スプライスされたラミネート（１ １）、およびダブラー（１６）の製造、次に、それら２つの結合）を含み、およ び、例えば、スプライスされたラミネート（１１）の両面にダブラー（１６）を 結合しなければならない場合に、成形型と接触するダブラーに適合するように機 械加工された非常に高価な型または結合成形型を必要とする。さらに、ラミネー トが航空機のスキン（ｓｋｉｎ）に使 用される場合に、ダブラー（１６）は、外観および空気力学的特性を損なう突起 を形成する。 本発明の目的は、特に、ダブラーおよび他の不規則物（ｉｒｒｅｇｕｌａｒｉ ｔｉｅｓ）をラミネートに使用することによって生じる問題を解決することによ って、米国特許第５４２９３２６号に開示されている添え継ぎの概念をさらに拡 大し向上させることである。この目的および下記の目的が、本明細書の最初のパ ラグラフに記載されている方法を適用することによって達成される。圧力を適用 する間に、金属シートの少なくとも１つが他の金属シートの平面に向かって曲が り（即ち、それ自体の平面から出る）、金属シートの形態が固定される。 この方法は、熱および圧力の適用、ならびに、例えば、硬化、接着剤に含有さ れる溶剤の蒸発、または接着剤のＴｇ未満の温度への冷却による、ラミネートに おける歪みの固定または凍結の前の、未硬化ラミネート、即ち金属および接着層 の積層物の、低い曲げ剛性を有効に利用する。本発明によって、各金属層が、そ れの直ぐ下において、積層物の形態をとるようにされる。 好ましくは、金属シートは、接着層の厚み、または接着層および金属シートの 厚みと少なくともほぼ同じ程度の距離におい て、変位される（ｄｉｓｐｌａｃｅｄ）。 図２は、通常の圧力および熱レベル、即ち、５バールおよび１２０℃において 、単一オートクレーブサイクル（時間：約１時間）を用いて、本発明の方法によ って得られる構造を示す。第一アルミニウムダブラー（２１；０．３ｍｍの厚み を有し、アルカリ脱脂処理、次に、エッチングまたは陽極酸化、およびプライマ ーの適用、にかけた２０２４−Ｔ３）を、平板な平滑面を有する成形型（図示せ ず）に配置する。３つのアルミニウム層（２２；０．３ｍｍの厚みを有し、ダブ ラー（２１）と同様に処理された２０２４−Ｔ３）、およびアルミニウム層（２ ２）の間の２つの接着層（２３；各層は、Ｆ１８５ ｅｘ Ｈｅｘｃｅｌ中の一 方向Ｓ２−ガラス繊維の３つの層（Ｏ゜ー９°−０°）から成る）を、ダブラー （２１）上に重ね、ダブラー（２１）に最も近いアルミニウム層（２２）のスプ ライス（２４）を、ダブラー（２１）の幅に沿って中間に配置する。第二ダブラ ー（２５）を、第一ダブラー（２１）から最も遠いアルミニウム層のスプライス 上に配置する。接着剤（２６；ＡＦ１６３−２Ｋ ｅｘ ３Ｍ）がダブラー（２ １、２５）とアルミニウム層（２２）の間に存在する。次に、熱および圧力を適 用する（「胴体構造の内面」として示されている面に）。この間に、添え継ぎさ れたラミネートがダブラー（２１）の周囲に曲がり、接着層（２３）および接着 剤（２６）が硬化する。ダブラー（２１）の位置において、スプライスされたラ ミネートの層が湾曲して、ダブラー（２１）を有する充分に（空気力学的に）平 らな面を形成する。 当然のことであるが、本発明は、ダブラーなどに限定されるものではない。図 ３は、本発明の方法によって得られるいわゆるプライ−ドロップ−オフ（ｐｌｙ −ｄｒｏｐ−ｏｆｆ）示す。下部金属層（３１）および接着層（３２）が基材と しての役目をし、これがラミネートと一体部分になり、その基材の上に、第一金 属層（３３）、接着層（３４）、および、この場合においては上部層である第二 金属層（３５）が、後に積層される。圧力の適用時に、緩やかに第二金属層がプ レプレグの末端の形態をとる。接着層（３４）の末端近くに、追加接着剤（３６ ）を使用するのが好ましい。接着層（３４）が２つまたはそれ以上のプレプレグ を有する場合、第二金属シート（３５）の末端から段階的にプレプレグの数を増 加させるのが好ましい。従って、厚みの変化がよりいっそう漸進的になる。 本発明の方法によって得られるプライ−ドロップ−オフはより強く、離層を受 けにくく、厚みの変化が従来のものよりかなり漸進的である。 前記説明から明らかなように、本発明はラミネートの設計者に大きい自由を与 える。図４および図５は、本発明の有利な実施態様の他の例を示す。 図４は、前記の分離ダブラーの使用に対する代替物を示す。オーバーラップと して形成されたスプライス（４１）を使用することによって、金属層（４２）の 一部がダブラーとして有効に機能する。 ある航空会社または他の飛行機所有者は、いわゆる「光沢スキン航空機」（ｂ ｒｉｇｈｔ−ｓｋｉｎ ａｉｒｃｒａｆｔ）と称されるものを望んでいる。この 目的のために、スキンに使用されるアルミニウムシートの外面に、クラッド（一 般にアルミニウムの、薄い金属層）が与えられる。ポリマー金属ラミネートに関 しては、これは、外層アルミニウムシート（４２、４４）が一方の面（「胴体構 造の外面」と示される）においてクラッド層を有することを意味し、および、ク ラッド層が、オーバーラップ（４１）として形成されたスプライスにも存在す ることを意味する。航空機産業において、クラッドゾーンにおいて金属を結合し ないのが好ましく、その理由は、これらの結合が飛行機の主構造の保全性にとっ て重大であり、腐蝕環境におけるクラッドと接着剤との相互作用が好ましくない 挙動を生じる場合があるからである。さらに、一般に６〜１０ｍｍの幅を有する 接着フィレット（図２および図４においてそれぞれ２６および４３）が、未塗装 胴体スキンの外面において肉眼で見えるものとして残る。 前記の理由から、図２および図４に示す形状は、前記「光沢スキン航空機」に おいてあまり望ましくない。しかし、両方の問題（結合ゾーンにおけるクラッド 、および広い可視フィレット）が、図５に示す本発明の他のより好ましい実施態 様によって解決される。成形型に直接的にダブラー（５１）を配置する代わりに 、それを基材（成形型に載せられている）上に重ね、この場合に金属層（５３） は、スプライス（５２）によって分離された少なくとも２つの金属シートまたは 部分から成る。金属層（５３）を構成する金属シートは、成形型と接触する面に おいてだけクラッディングされ、ラミネートの一体部分になる。圧力および熱の 適用の間に、ダブラー（５１）および金属層（５３） が変形せず、一方、添え継ぎされたラミネートの他の部分（金属層およびプレプ レグ）が、ダブラー（５１）の周囲において曲がる。 事実上の結合ゾーンがラミネートに埋め込まれ、クラッドを有さない。さらに 、非常に薄い（０．１〜０．６ｍｍ）のスプライス（５２）が、胴体構造のスキ ンの外面において見えるに過ぎない。 この形状の他の利点は、艷出胴体スキンが必要とされる場合の（接着剤と接触 する金属シートの部分を、陽極酸化し、下塗りしなければならない）、アルミニ ウム金属シートの外面の小縁（即ち、図４におけるオーバーラップ）のみの陽極 酸化および下塗りの必要性の排除、ならびに、塗装航空機においては、（定期的 ）塗料除去の間の結合ゾーンへの損傷の回避である。 それの上に金属層および接着層が積層される成形型および基材は、平板である 必要はない。例えば、航空機に関してはシングルまたはダブル湾曲胴体パネルま たは他の所望の形状の、ネガティブ（ｎｅｇａｔｉｖｅ）として付形することが できる。このような方法により、初めに積層および硬化によって平板ラミネート を作り、次にそのラミネートを付形するのではなく、 パネルまたは他の所望の形状が１回で製造される。胴体に使用されるシングル湾 曲胴体パネルの半径は、１〜７ｍの範囲であるのが好ましい。ちなみに、最終製 品の要求（少なくとも要求のいくらかを）を満たすように付形された成形型を使 用して、工程段階を減少させること、即ち、本発明の目的である多くの局部歪み を存在させないことは、それ自体非常に有用である。 本発明のラミネートは２〜約２０の金属層、および約１〜約１９の接着層を有 するのが好ましい。金属層は、好ましくは約１．５ｍｍ未満、より好ましくは約 ０．１〜０．９ｍｍ、最も好ましくは約０．２〜０．５ｍｍの厚さである。好ま しい実施態様においては、金属層が約０．３ｍｍ（０．０１２インチ）の厚さで ある。 金属シートは、０．２０ＧＰａより以上の引張強度を有する金属から製造する のが好ましい。好適な金属の例は、アルミニウム合金、鋼合金、チタン合金、銅 合金、マグネシウム合金、およびアルミニウムマトリックス複合材料である。Ａ Ａ２０００シリーズのアルミニウム−銅合金、ＡＡ３０００シリーズのアルミニ ウム−マンガン合金、ＡＡ５０００シリーズのアルミニウム−マグネシウム合金 、ＡＡ７０００シリーズのアルミニウ ム−亜鉛合金、および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。いくつかの特に好ましい合金は、ＡＡ２０２４アルミニ ウム−銅、ＡＡ７０７５アルミニウム−亜鉛、およびＡＡ６０１３アルミニウム −マグネシウム−シリコンである。２つの好ましい合金は、ＡＡ２Ｘ２４−Ｔ３ およびＡＡ７Ｘ７５−Ｔ６である。優れた耐蝕性が望まれている場合は、ＡＡ５ ０５２合金のシートがラミネートに含まれる。さらに、それぞれが異なる合金の シートである少なくとも２つの金属シートを含んで成る米国特許第５５４７７３ ５号に開示されているラミネートも、本発明に使用するのに非常に適している。 金属シートにおける曲がりは、弾性および塑性歪み成分の両方を含むと理解さ れる。どちらの成分が優勢であるかは、主として、材料の種類、寸法、および製 造条件に依存する。 接着層は、（ガラス）繊維で強化するのが好ましい。スプライスがラミネート 中に存在する場合は、（ガラス）繊維の一部がスプライスに架橋するのが好まし く、一般にスプライスラインに近接に連続にされる。構造の負荷条件に依存して 、繊維は、個々にまたはグループにおいて、一方向にまたはいくつかの異 なる方向に、配向される。繊維の少なくとも約半分が、近接する金属層のスプラ イスに垂直に伸長するのが好ましい。特に好ましい実施態様においては、繊維の 約半分が０°方向（縦方向）に配向され、一方、他の半分が９０°方向（横方向 ）に配向される。あるいは、繊維の約３分の１が０°に配向され、および約３分 の２が９０°に配向されるか、または約３分の２が０°に配向され、および約３ 分の１が９０°に配向される。 接着層は、合成ポリマーを含んで成るのが好ましい。好適な非熱可塑性ポリマ ーの例は、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、および熱可塑性樹脂である。好適な熱可塑性ポリマーは、例えば、ポリアリ レート（ＰＡＲ）、ポリスルホン（ＰＳＯ）、ポリエーテルスルホン（ＰＥＳ） 、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、またはポリフェニレンエーテル（ＰＥＥ）、 ポリフェニレンスルフイド（ＰＰＳ）、ポリアミド−４，６、ポリケトンスルフ ィド（ＰＫＳ）、ポリエーテルケトン（ＰＥＫ）、ポリエーテルエーテルケトン （ＰＥＥＫ）、およびポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）である。前記のよ うに、接着層の一部である接着剤の他に、接着剤（例えば、番号１７、２６、３ ６、４３、５４で示されて いる接着剤）が、ラミネートの他の部分に局部的に使用される。原則として、接 着層に使用するのに好適な全ての接着剤が、「局部」接着剤としての使用にも適 している。 接着層は、金属層と同様の厚みを有する。接着層は、好ましくは約１．５ｍｍ 未満、より好ましくは約０．１〜０．９ｍｍ、最も好ましくは約０．２〜０．５ ｍｍの厚さである。約０．３ｍｍ（０．０１２インチ）の厚みの接着層が、好ま しい実施態様に使用される。 接着層を強化するのに好ましい繊維は、ガラス、芳香族ポリアミド（アラミド ）、および炭素のような材料の、連続繊維またはフィラメントである。好ましい ガラス繊維は、Ｓ−２ガラス繊維またはＲ−ガラス繊維であり、それぞれ、約５ ８〜６９重量％ＳｉＯ₂、１８〜２９重量％Ａｌ₂Ｏ₃、および７〜１９重量％ｍ Ｇｏを含有する。約５５重量％ＳｉＯ₂、１５重量％Ａｌ₂Ｏ₃、１９重量％Ｃａ Ｏ、７重量％Ｂ₂Ｏ₃、および３重量％ＭｇＯを含有する低価格のＥ−ガラス繊維 も適している。１つの好適なアラミド繊維は、ポリ−パラ−フェニレンテレフタ ルアミドから製造される。繊維は、約６０〜６５０ＧＰａの弾性率、および約０ ．２〜８％の破断点伸びを有する。繊維は、 それぞれが約３〜３０ミクロンの直径を有する連続フィラメントであるのが好ま しい。 好ましいラミネートは、接着層においてＳ−２ガラス繊維で強化される。Ｓ− ２ガラス繊維は、約８〜１２ミクロンの直径を有するのが好ましく、それらは、 強化接着層の接着剤および繊維の合計容量の約３５〜７５％、好ましくは約５７ 〜６３％を構成する。 前記の材料および形状の他に、特に、ＥＰ ０５６２８８、ＥＰ ０５６２８ ９、ＥＰ ３１２１５０、およびＥＰ ３１２１５１を参考にすることができ、 それらは全て、本発明に使用するのに好適な金属を含有する非添継金属ポリマー ラミネートに関する。 本発明はさらに、少なくとも第一金属シートおよび第二金属シート、ならびに 金属シートの間に付与され、金属シートに結合される少なくとも１つの接着層を 有して成るラミネート（前記方法によって得られる）であって、金属シートの少 なくとも１つが（上面図）他の金属シートの少なくとも１つの縁においてオーバ ーラップし、および少なくとも１つの金属シートが他の金属シートの平面に向か って曲がり、好ましくはさらに該平 面に実質的に伸長しているラミネートに関する。追加の接着剤を、金属シートが 重なる領域に適用するのが好ましい。 これらのラミネートは、ダブラーのような「不規則物」の存在にもかかわらす 、平らな表面を有することができ、比較的安価な成形型を使用して１つの製造サ イクルにおいて製造することができる故に比較的安価であり、重量が減少した添 え継ぎパネルの製造を可能にし、および高強度のプライ−ドロップ−オフ形状を 有することができる。さらに、これらのラミネートに関する試験は、それらが従 来の金属−ポリマーラミネートと実質的に同様の機械的性質（即ち、優れた耐疲 労性、高残留強度、耐火性、耐蝕性など）を有することを示した。 他の利点は、航空機設計の構造部品（例えば、ストリンガーの位置、シェアク リード（ｓｈｅａｒ ｃｌｅａｄｓ）、窓枠、ドア）に関するスプライス部品（ 例えば、スプライスライン、ダブラー）の干渉を、最少限に維持できることであ り、その理由は、新たな概念における最少厚みステップが、従来の製造方法にお けるより小さく（図１と図３を比較）、実際にはストリンガーによってさらに架 槁される最大厚みステップである０．５〜０．６ｍｍより小さいからである。 本発明はさらに、本発明のラミネートを有して成る、乗物、宇宙航空機または 航空機の構造部材、および該ラミネートを有して成る航空機に関する。 ＥＰ ５０２６２０は、追加強度が必要とされる領域、または成形の間に過度 の伸びが生じ、そうしなければその領域が局部的に薄くなるかまたは弱くなる領 域において、超可塑的に成形可能な材料の追加シートまたはダブラーを、材料の 主シート上に重ねる（超可塑成形の前）ことを開示している（例えば、該特許出 願の要約および図７を参照）。金属−ポリマーラミネートは開示されておらず、 実際上、開示されている超可塑成形法が、そのようなラミネートの製造に充分に 適しているわけではない。 本発明の範囲において、「頂面図」という用語は、金属シートの表面の法線に 平行として理解されるものとする。「金属シートの平面」は、変位または変形し ていない金属シートの部分における平面である。当然のことであるが、この平面 は湾曲している場合もある。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ， ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，Ｉ Ｔ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ， ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，ＫＥ，Ｌ Ｓ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＬ ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ， ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，Ｅ Ｅ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＧＨ，ＧＭ，ＧＷ，ＨＵ ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ， ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，Ｍ Ｄ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ， ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，Ｕ Ｚ，ＶＮ，ＹＵ，ＺＷ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 少なくとも 第一金属シートを成形型または基材上に配置し； 接着層を第一金属シート上に配置し； 少なくとも１つの金属シートが、他の金属シートの少なくとも１つの縁におい てオーバーラップするように、第二金属シートを接着層上に配置し； そのようにして得られる積層物に、熱および圧力を適用する段階を含むラミネ ートの製造方法であって、 圧力を適用する間に少なくとも１つの金属シートが他の金属シートの平面に向 かって曲げられ、その後、金属シートの形態が固定されることを特徴とする、ラ ミネートの製造方法。 ２． 第二金属シートが、第一金属シートの平面に向かって曲げられることを特 徴とする、請求項１に記載の方法。 ３． 積層物に面する成形型または基材の表面が、実質的に平滑であり、および ／または、湾曲していることを特徴とする請求項１または２に記載の方法。 ４． 接着層が少なくとも１つのプレプレグを有して成ること を特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の方法。 ５． 第一金属層がダブラーであり、第二金属層が、第一金属層の中央または中 央近くに配置されるスプライスを有して成ることを特徴とする請求項１〜４のい ずれか一項に記載の方法。 ６． 基材が、少なくとも１つの金属層および少なくとも１つの接着層を有して 成ることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。 ７． 第一金属シートおよび第二金属シートの間の接着層が、少なくとも２つの プレプレグを有して成り、およびプレプレグの数が、オーバーラップされた縁の 末端から段階的に増加することを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載 の方法。 ８． 基材が金属層であることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載 の方法。 ９． 少なくとも第一金属シートおよび第二金属シート、ならびに金属シートの 間に付与され、金属シートに結合される少なくとも１つの接着層を有して成り、 少なくとも１つの金属シートが他の金属シートの少なくとも１つの縁においてオ ーバーラップするラミネートであって、少なくとも１つの金属シートが、他の金 属シートの平面に向かって曲がり、および／または、該 平面に実質的に伸長することを特徴とするラミネート。 １０． ダブラーを有することを特徴とする請求項９に記載のラミネート。 １１． 接着層が強化繊維を含有することを特徴とする請求項９または１０に記 載のラミネート。 １２． 第一金属シートおよび第二金属シートの間の接着層が、少なくとも２つ のプレプレグを有して成り、プレプレグの数が、オーバーラップされた縁の末端 から段階的に増加することを特徴とする請求項９〜１１のいずれか一項に記載の ラミネート。 １３． 請求項９〜１２のいずれか一項に記載のラミネートを有して成る、乗物 、宇宙航空機または航空機の構造部材。 １４． 請求項９〜１２のいずれか一項に記載のラミネートを有して成る航空機 。