JP2015507114A - 航空機エンジン用の耐荷重構造およびそのプロセス - Google Patents

Abstract

高分子マトリックス複合（ＰＭＣ）材から構成される耐荷重構造およびその製造のためのプロセス。この構造は、熱可塑性樹脂母材中の連続繊維強化材から形成される少なくとも１つの成形板から製造される。この成形板は、略一定の断面厚さを有し、かつ１つ以上の湾曲部によって相互接続される、異なる平面上にある部分を有するように熱成形される。この成形板は、その形状を変えために、および、随意に、該成形板から複数の別々の副部品を製造するために機械加工される。機械加工された成形板は、完全な構造体を構成してもよいし、または、このような構造体は、機械加工された成形板と他の成形板とを接合することによって、もしくは、２つ以上の副部品を接合することによって形成されてもよい。構造体は、航空機エンジンに組み込まれ、構成部品を該エンジンに固定してもよい。【選択図】図３

Description

本発明は、一般に、耐荷重構造およびその製造のためのプロセスに関する。より具体的には、本発明は、耐荷重構造（例えば、航空機エンジンで使用されるブラケット）の製作における複合材の使用に関する。

複合技術の成熟により、ゼネラル・エレクトリック・カンパニーによって製造されているＧＥ９０（登録商標）およびＧＥｎｘ（登録商標）の民間用エンジンなどの航空機エンジンを、これに限定されないが、含む幅広い種類の用途で複合材が使用される機会が増えている。歴史的には、複合材からの構成部品の製作は、重量の低減に対する要望によって後押しされてきたが、金属のコストの増加もまた、一部の用途に関して後押しする要因となってきた。

複合材は、一般に、母材に組み込まれる繊維強化材を備える（高分子材料またはセラミック材料など）。強化材は、複合材の耐荷重要素として機能し、一方、母材は、強化材を保護し、その繊維の向きを維持し、荷重を強化材へ分散する。高分子マトリックス複合（ＰＭＣ：ｐｏｌｙｍｅｒ ｍａｔｒｉｘ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ）材は、一般的には、ファブリックに樹脂を含浸させ、その後、樹脂を硬化または固化させることによって製作される。ＰＭＣの母材用の樹脂は、一般に、熱硬化性物質（ｔｈｅｒｍｏｓｅｔｓ）または熱可塑性物質（ｔｈｅｒｍｏｐｌａｓｔｉｃｓ）として分類することができる。熱可塑性樹脂は、一般に、物理的というよりは化学的な変化に起因して加熱されると繰り返し軟化して流動し、十分に冷却されると硬化することのできる高分子として分類される。熱可塑性樹脂の注目に値する例示的な種類は、ナイロン、熱可塑性ポリエステル、ポリアリールエーテルケトン、およびポリカーボネート樹脂を含む。航空宇宙用途での使用に関して考えられてきた高性能の熱可塑性樹脂の具体例は、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）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、およびポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）を含む。対照的に、一旦完全に硬化して硬く硬直した固体になると、熱硬化性樹脂は、加熱されても著しく軟化しないが、その代わり、十分に加熱されると熱分解する。熱硬化性樹脂の注目に値する例は、エポキシ樹脂およびポリエステル樹脂を含む。様々な繊維強化材が、ＰＭＣにおいて使用されている（例えば、炭素繊維（例えば、ＡＳ４）、ガラス繊維（例えば、Ｓ２）、高分子繊維（例えば、ケブラー（Ｋｅｖｌａｒ）（登録商標））、セラミック繊維（例えば、ネクステル（Ｎｅｘｔｅｌ）（登録商標））、および金属繊維）。繊維強化材は、相対的に短いチョップド繊維または長い連続繊維の形態で使用されてもよく、後者は、「乾燥した」ファブリックまたはマットを製造するためにしばしば使用される。ＰＭＣ材料は、母材中に短繊維を分散させることによって、または、乾燥したファブリックの１つ以上の繊維の層（ｌａｙｅｒ）（層（ｐｌｙ））に母材を含浸させることによって製造されてもよい。

ＰＭＣ材料が特定の用途に適しているか否かは、その母材および強化材、特定の用途の要件、ならびに所望の幾何学的形状を有するＰＭＣ物品の製作の実現可能性に依存する。軽量化に関するその大きな可能性に起因して、様々な用途が、ＰＭＣに関して航空機用ガスタービンエンジンにおいて模索されてきた。しかしながら、許容可能な特性を有するが、それでいて、費用効率の高いＰＭＣ構成部品を得る製造方法によって製造することができる材料系の同定が、課題になってきた。具体的には、航空機エンジン用途には、高性能の機械的要件（例えば、強度および疲労特性 （エンジン環境における振動によって必要とされる）ならびに高温特性、化学／流体抵抗など）があることは周知である。かなりの軽量化を、ＰＭＣ材料から航空機エンジン用ブラケットを製作することによって実現することができるが、このようなブラケットの性能要件ならびにサイズ、変動性、および複雑性が、これらの材料からブラケットを費用効率よく製造する能力を複雑にしてきた。例えば、ＰＭＣブラケットを製造するために従来の熱硬化性樹脂を使用することは、一般に、熱硬化性物質に関連して大きな労働力を要するプロセスおよび長い製造サイクル時間ならびに多くの異なる部品構成を有する多数の比較的小さなブラケットに起因して、非常に費用がかかると見なされてきた。一方、熱可塑性母材を用いて形成されるＰＭＣは、高温で軟化し、強度を失うというその傾向性によって制限されている。

別の厄介な問題は、航空機エンジン用途のＰＭＣ材料によって必要とされる強化系の種類である。一般に、熱硬化性または熱可塑性のＰＭＣ材料の使用によって意味のある水準の軽量化を実現するために、ブラケットは、その断面の最小化と同時に航空機エンジン用途に要求される高性能の機械的要件（特に、強度および疲労特性）の達成を可能にする、連続繊維によって強化されたＰＭＣ材料の使用を必要とする。しかしながら、連続繊維強化材の使用に関連するハンドレイアッププロセスは、複雑な形状を有する幅広い種類の比較的小さなブラケットを製造する能力をさらに複雑にする。一方、チョップド繊維強化系は、熱可塑性または熱硬化性の樹脂マトリックスのどちらにおいてであれ、そのより低い機械的性能に起因して理想的な解決策ではない。具体的には、チョップド繊維によって強化されたＰＭＣ構成部品のより低い強度は、相対的に厚くて重いブラケットの製作を必要とする。さらに、チョップド繊維系は、複雑な形状の形成を可能にするネット形状成形法（ｎｅｔ ｓｈａｐｅ ｍｏｌｄｉｎｇ ｍｅｔｈｏｄ）を使用してしばしば処理される。しかしながら、航空機エンジンには様々な形状を有する多数のブラケットが存在するため、それぞれの独自のブラケットに必要とされる個々の型に関連する金型費（ｔｏｏｌｉｎｇ ｃｏｓｔ）が、一般に、この製造手法を禁じている。

米国特許出願公開第２０１０／０１４８０２７号公報

本発明は、ＰＭＣ材料から構成される耐荷重構造およびその製造のためのプロセスを提供する。このような構造の非限定的な注目に値する例は、比較的複雑な形状を有する場合がある航空機エンジンで使用される様々な種類のブラケットを含む。

本発明の第１の態様によれば、耐荷重構造を製作するプロセスは、第１の成形板であって、略一定の断面厚さを有し、少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、第１の部分および第２の部分が、異なる平面上にあり、第１の部分と第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続される第１の成形板を少なくとも製造するステップを含む。第１の成形板は、連続繊維強化材によって強化された熱可塑性樹脂を含む高分子マトリックス複合材を熱成形することによって形成される。次に、第１の成形板は、その形状を変えるために機械加工される。機械加工ステップは、第１の成形板から耐荷重ブラケットを直接製造してもよい。あるいは、機械加工ステップは、第１の成形板から少なくとも第１の副部品（ｓｕｂｃｏｍｐｏｎｅｎｔ）を製造してもよく、この場合、本プロセスは、第１の副部品が耐荷重ブラケットの一部を形成するという結果を伴う接合工程をさらに必要とする。さらに別の代替形態は、機械加工ステップが、第１の成形板から複数の別々の副部品を製造し、次に、該複数の別々の副部品のうちの少なくとも一部が、耐荷重ブラケットを形成する接合工程を経るというものである。次に、結果として得られたブラケットは、航空機エンジンに組み込まれ、構成部品を該航空機エンジンに固定してもよい。

本発明の第２の態様は、連続繊維強化材によって強化された熱可塑性樹脂を含む高分子マトリックス複合材の少なくとも第１の平板および第２の平板を製造するステップであって、平板のそれぞれが、略一定の断面厚さを有し、１つの平面上にあるように平坦であるステップを含むプロセスである。次に、平板の少なくとも１つが、第１の成形板であって、略一定の断面厚さを有し、少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、第１の部分および第２の部分が、異なる平面上にあり、第１の部分と第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続される第１の成形板を少なくとも形成するために熱成形される。次に、第１の成形板は、その形状を変えるために、かつ第１の成形板から少なくとも第１の副部品を製造するために機械加工される。次に、耐荷重ブラケットが、第２の平板または第２の平板を熱成形することによって製造された第２の成形板によって形作られた第２の副部品と、第１の副部品とを接合することによって製造され、その後、耐荷重ブラケットは、航空機エンジンに組み込まれ、構成部品を航空機エンジンに固定してもよい。

本発明のさらなる態様は、上述したプロセスのうちの１つのプロセスのステップによって製造される耐荷重ブラケットを含む。しかしながら、より一般的には、本発明は、熱可塑性樹脂母材中に連続繊維強化材を含む高分子マトリックス複合材から形成される航空機エンジン用ブラケットを幅広く含む。より詳細な例として、このような航空機エンジン用ブラケットは、該ブラケットを形成するために互いに接合された第１の副部品および第２の副部品を少なくとも含む。各副部品は、熱可塑性樹脂母材中に連続繊維強化材を含む高分子マトリックス複合材から形成され、各副部品は、略一定の断面厚さを有する。副部品のうちの少なくとも１つは、成形板であって、少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、第１の部分および第２の部分が、異なる平面上にあり、第１の部分と第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続されるように熱成形された少なくとも１つの成形板から機械加工される。

本発明の重要な利点は、軽量化の観点から大きな恩恵を得る一方で、機械的および環境的な条件を要求する航空機エンジンなどの用途に関して耐荷重構造を製造し、利用することができることである。本発明は、構造の耐荷重機能について妥協せずに製造および材料の費用ならびに／または重量を最小化することができる方法で、熱可塑性ＰＭＣ材料の加工および使用を可能にする。

本発明の他の態様および利点は、以下の詳細な説明からより良く理解される。

本発明の特定の実施形態に係るＰＭＣの平板から熱成形された３つのＰＭＣの成形板を示すスキャン画像を含んでいる。 図１に示した成形板と同様に熱成形された成形板から機械加工された２つの副部品を示すスキャン画像を含んでいる。 図２に示した副部品に相当する種類の副部品の斜視図を概略的に示している。 図３の副部品を互いに機械的に締結することによって形成されたブラケットアセンブリの斜視図を概略的に示している。 図１の成形板ならびに図２、図３、および図４に示した副部品を製造するために使用することのできる種類の平板の斜視図を概略的に示している。 図３および図４に示した３つのより小さな副部品を製造するために使用することのできる種類の成形板の斜視図を概略的に示している。 図３の副部品を互いに熱可塑的に溶接することによって形成されたブラケットアセンブリの斜視図を概略的に示している。

本発明は、複合的な耐荷重構造に関して説明される。この複合的な耐荷重構造は、幅広い用途での使用に適し得るが、ブラケットであって、その主な目的が、航空機エンジンの様々な構成部品（例えば、高バイパスガスタービンエンジンのファン部内の構成部品）の支持または固定であるブラケットに特に良く適している。特に注目に値する例は、ファンケースの外部に取り付けられ、チューブ、ワイヤハーネス、オイルタンクなどの構成部品を支持するブラケットである。しかしながら、本発明を適用することのできる様々な他の耐荷重構造および様々な他の用途もまた、本発明の範囲内である。

本発明は、プロセスであって、航空機エンジンの用途に適した機械的、化学的、および熱的な特性（強度、疲労抵抗、最大温度性能、化学／流体抵抗などを含む）を示すブラケットを、それでいて費用効率の高い方法で製造することのできるプロセスを提供する。本発明は、ＰＭＣ材料から製作され、かつ単純な形状と呼ばれるものを有する成形板を製造するために熱成形される構成部品および／または副部品を製造することを含む。本明細書で使用される場合、「単純な形状」は、１つ以上の湾曲部を有し、該１つ以上の湾曲部が成形板の部分の間に存在するように１枚の平板から形成することができる形状を意味する。なお、成形板の部分および湾曲部の全体にわたって、断面厚さは略一定である。本発明によって製造することのできる成形板の３つの非限定的な代表例が、図１に示されている。成形板の単純な形状によって、ＰＭＣ材料からの複雑な単体形状の製造における困難および損失が回避される。本発明の成形板の断面厚さは、典型的には約０．５〜約２０ミリメートルの範囲内であり、好ましくは板の厚さの３０％を超えて変動せず、より好ましくは板の厚さの１０％を超えて変動しない（板の周囲に沿って意図的または非意図的に形作られ得る任意の特徴を除外して）。成形板が形成される平板（これの非限定的な例が図５に示されている）もまた、成形板に関して述べたのと同じ範囲内で略一定の断面厚さを有することが好ましい。

本発明と共に使用するのに好ましいＰＭＣ材料は、連続繊維によって強化された熱可塑性母材を有する。連続繊維は、母材中に平行に（一方向に）配置された個々の繊維もしくは繊維トウ、または、母材中で複数の異なる向きを有するように配置された個々の繊維もしくは繊維トウ（例えば、二軸または三軸の構造を形成する、一方向の繊維または繊維トウの複数の層）、または、母材中でメッシュもしくはファブリックを形成するように織られた個々の繊維または繊維トウであってもよい。繊維、トウ、メッシュ、またはファブリックは、ＰＭＣ中で１つの層を形作るように、または、任意の適切な数の層を形作るように配置されてもよい。特に適した熱可塑性母材は、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）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、およびポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）を含み、特に適した連続繊維材は、炭素繊維（例えば、ＡＳ４）、ガラス繊維（例えば、Ｓ２）、高分子繊維（例えば、ケブラー（登録商標）などのアラミド繊維）、セラミック繊維、および金属繊維を含む。好ましい熱可塑性母材は、ＰＥＥＫであると考えられており、好ましい強化材は、連続炭素繊維であると考えられている。しかしながら、他の適切な母材および強化材が、使用され得ること、または、本発明と共に使用するために後に開発され得ることは予測可能である。本発明のＰＭＣ材料に適した繊維含有量は、様々であってもよいが、少なくとも３５体積パーセントであって、７５体積パーセントを超えるべきではないと考えられている。なお、好ましい範囲は、約５０〜約６５体積パーセントであると考えられている。

先に指摘したように、本発明のプロセスは、一般に、所望のＰＭＣ材料の平板（例えば、図５に示した平板２２）から開始される。様々な方法が、周知であり、また、様々な方法が、平板２２を作製するために使用または開発されてもよい。原材料の１つの一般的な形態は、プリプレグとして知られている。プリプレグでは、強化材が、母材（この事例では、母材には熱可塑性樹が望ましい）に含浸される。熱可塑性プリプレグを製造するためのプロセスの非限定的な例は、繊維強化材を引っ張って樹脂の溶湯に通すホットメルトプリプレグ（ｈｏｔ ｍｅｌｔ ｐｒｅｐｒｅｇｇｉｎｇ）、および、樹脂が、繊維強化材上に付着され（例えば、静電的に）、次に、繊維に接着される（例えば、オーブン内で、または、加熱ローラを用いて）粉末プリプレグ（ｐｏｗｄｅｒ ｐｒｅｐｒｅｇｇｉｎｇ）を含む。プリプレグは、一方向のテープまたは織られたファブリックの形態であってもよい。次に、これらは、板にとって望ましい数の積み重ねられた層を作製するために、それぞれの上部に積み重ねられる。次に、積み重ねられた層は、圧密工程を経ることが好ましく、ここでは、熱および圧力が、樹脂を行き渡らせ、積み重ねられた層を平板２２へ圧密するために、積み重ねられた層に加えられる。プリプレグを使用して平板を作製することの他に、代替的な手法では、乾燥したファブリックを適切な形状の型穴に配置し、次に、乾燥したファブリックに溶融樹脂を染み込ませる。平板２２が、どのように製造されるかに関係なく、平板２２は、その断面の全体が、互いに平行な平面上にある２つの対置された面の間に形作られている場合は平坦であると見なされる。この種類の平板は、１つの平面上にあると言われる。平板２２の厚さは、その目的とする使用によって様々である。しかしながら、先に指摘したように、平板２２の断面厚さは、板の厚さの３０％を超えて変動しないことが好ましい。

次に、平板２２は、単純な形状を有する成形板（例えば、図１に示したような）を形作るために熱成形される。一般に熱成形は、平板２２の熱可塑性母材が、融解はしないが、それでていて、平板２２の材料を損なわずに平板２２を成形することができるほど十分に柔軟になる温度まで平板２２を加熱することを必要とする。非限定的な例として、母材としてＰＥＥＫを含み、かつ強化材として炭素繊維を含むＰＭＣの平板を熱成形するのに適した温度は、一般に、約３５０〜約４５０℃の範囲内である。製造コストを低減するために、成形板の単純な形状が、ガスタービンエンジンに存在する複数の異なるブラケットアセンブリに共通することが好ましい。例として、このような形状は、（Ｃ字形状またはＬ字形状の断面を有する）Ｃ字またはＬ字の溝形材（ｃｈａｎｎｅｌ）またはその変形形態（例えば、Ｕ字形状またはＶ字形状の断面を有する形状）であってもよい。図１の成形板は、本発明に従って製造されたＣ字形状の溝形材の代表である。しかしながら、より複雑な断面形状もまた可能であることにも留意すべきである。先に指摘したように、本明細書において、成形板は、平板から形成され得る場合、１つ以上の湾曲部を有し、かつその部分および湾曲部の全体にわたって略一定の断面厚さを有する単純な形状を有するように形作られる。非限定的な例として、図１の各成形板は、２つの湾曲部によって接続されている３つの部分を有し、元の平板の中央領域によって形作られた中央部分ならびに中央領域の平面に対して傾斜した平面上にある第２の部分および第３の部分を形作っている。図１の各成形板の第２の部分および第３の部分は、中央部分の平面に対して垂直な平面上にくるように熱成形によって形作られているが、第２の部分および第３の部分は、中央部分の平面から９０度超および９０度未満の角度になるように配置されてもよい。平板は、２つより多くの湾曲部および３つより多くの部分を有するが、それでいて、単純な形状を有すると見なすことのできる成形板を得るために熱成形されてもよいことを理解すべきである。

成形板を製造するプロセスが、上述したような積み重ねられた層の作製を含む場合、成形板を製造するために積み重ねられた層の圧密および成形を同時に行うこともまた、本発明の範囲内である。例えば、積み重ねられた層は、熱成形プレス機に供給され、そこで、積み重ねられた層の圧密および熱成形が、所望の形状の成形板（例えば、図１の成形板）を得るために同時に行われてもよい。

図２は、２つの異なる成形板を機械加工することによって製造された２つの副部品（または場合によっては２つの完全な構成部品）を示している。各副部品（および、したがって、各副部品が機械加工された成形板）は、２つの部分が互いに約９０度に配置されたＬ字形状の断面を有する。図２から明らかなように、各副部品の断面厚さは、その２つの部分およびこれらの間の湾曲部の全体にわたって略一定である。図２から分かるように、機械加工プロセスは、その断面形状を変えることなく板の形状を変えることが好ましい。一方、副部品（または完全な構成部品）は、その元の成形板の元の断面形状の断片として製造されてもよい。例えば、図１の成形板の１つは、２つ以上の副部品を製造するために長手方向に切断されてもよく、この場合、これらのそれぞれは、成形板の元の断面形状の断片を形作る。このように、１つの副部品または複数の個々の副部品が、１枚の成形板から製造されてもよい。様々な方法が、本発明の成形板を機械加工するために使用されてもよい（従来の機械加工技術、ウォータージェット切断技術、およびレーザ切断技術など）。これらに関して、当分野で周知の種類のウォータージェット切断技術が好ましいと考えられている。

図２から当然明らかなように、図示されている副部品のどちらも、付加的な構成部品とのさらなる組み立てを必要とすることなく、完全なブラケットとして使用されてもよい。例えば、図２の各副部品は、孔、スロット、または他の特徴を含むように機械加工されてもよい。これにより、構成部品、アセンブリ、構造などは、従来の機械的な締結具および／または取付け機構（例えば、ブラケットに取り付けることのできるナットプレートおよびバネクリップ）の使用によってガスタービンエンジンに取り付けることができるようになる。一方、図２に示した種類の副部品は、より大きくてより複雑なブラケットアセンブリを得るためにさらに組み立てられてもよい。例えば、副部品は、機械的な締結具（ネジ、ボルト、リベットなど）、接着剤、または熱可塑性溶接技術（例えば、赤外線（ＩＲ）溶接、抵抗インプラント溶接（ｒｅｓｉｓｔｉｖｅ ｉｍｐｌａｎｔ ｗｅｌｄｉｎｇ）、超音波溶接、振動溶接など）などを使用する接合工程を経てもよい。ブラケットアセンブリは、異なる成形板から製造された副部品から構成されてもよいが、１枚の成形板が、複数の副部品を製造するために機械加工され、次に、該複数の副部品が、ブラケットアセンブリを製造するために組み立てられてもよいこともまた、本発明の範囲内である。

図３および図４は、非限定的な例を示しており、ここでは、それぞれが単純な形状を有する４つの別々の副部品１０、１２、１４、および１６（図３）は、より大きくてより複雑なブラケットアセンブリ１８（図４）を得るために、機械的な締結具（例えば、ボルト）を用いて組み立てられてもよい。この例では、副部品１０、１２、および１４のそれぞれは、１つの９０度の湾曲部２０によって区切られた２つの部分を有し、一方、より大きな副部品１６は、それぞれの隣接する対をなす部分が鈍角を形作っている湾曲部２０によって区切られている５つの概ね平行な部分を有する。副部品１０、１２、１４、および１６のそれぞれは、その単純な断面形状および一定の断面厚さの結果として、連続繊維強化材を含むＰＭＣとして容易に製造することができる。さらに、図３の副部品１０、１２、１４、および１６のそれぞれは、例えば図５に示したＰＭＣの平板２２と外観が似ている平板から熱成形され、機械加工されてもよい。図３および図４のより大きな副部品１６は、図３に示されている４つの湾曲部を有するように平板２２を熱成形し、次に、より小さな副部品１０、１２、および１４をより大きな副部品１６に機械的に締結するために必要とされる孔を機械加工することによって、直接製造されてもよい。より小さな副部品１０、１２、および１４は、図６に示されているような１つの湾曲部２０を有する成形板２４を得るために別の平板（これは、場合により図５の平板２２と同じであってもよい）を熱成形し、次に、図３に示されている個々の副部品１０、１２、および１４を形成するために成形板２４を機械加工することによって、製作されてもよい。副部品１０、１２、および１４は、孔および／またはフランジなどの特徴２６を有するように形成されている。これにより、ブラケットアセンブリ１８を、航空機エンジンに取り付けることもできるし、または、１つ以上の構成部品、アセンブリ、もしくは他の構造体を、航空機エンジンに固定することもできる。材料利用を最大化するために、特定の副部品１０、１２、または１４のための元の部品として機能する成形板２４から複数の個々の副部品１０、１２、および１４を機械加工することが、しばしば好適であることを理解すべきである。

図７は、図３および図４に示されているのとまったく同じ副部品１０、１２、１４、および１６から作られたブラケットアセンブリ２８を示している。しかしながら、ブラケットアセンブリ２８は、副部品１０、１２、１４、および１６が熱可塑性溶接技術によって互いに接合された結果として一体化されている結果として異なっている。なお、これによって、図４の機械的な締結具の必要性が除去されている。

本発明は、特定の実施形態に関して説明されたが、他の形態が当業者によって採用され得ることは明らかである。したがって、本発明の範囲は、以下の特許請求の範囲によってのみ限定されるべきである。

１０ 副部品
１２ 副部品
１４ 副部品
１６ 副部品
１８ ブラケットアセンブリ
２０ 湾曲部
２２ 平板
２４ 成形板
２６ 特徴
２８ ブラケットアセンブリ

Claims (35)

1. 第１の成形板であって、略一定の断面厚さを有し、少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、前記第１の部分および前記第２の部分が、異なる平面上にあり、前記第１の部分と前記第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続される第１の成形板を少なくとも製造するステップであって、前記第１の成形板が、連続繊維強化材によって強化された熱可塑性樹脂を含む高分子マトリックス複合材を熱成形することによって形成される、製造ステップと、
   前記第１の成形板の形状を変えるために前記第１の成形板を機械加工するステップであって、前記第１の成形板から耐荷重ブラケットを直接製造するか、または、前記第１の成形板から少なくとも第１の副部品を製造し、次に、前記第１の副部品が、耐荷重ブラケットを形成する接合工程を経るか、または、前記第１の成形板から複数の別々の副部品（１０、１２、１４、１６）を製造し、次に、前記複数の別々の副部品（１０、１２、１４、１６）のうちの少なくとも一部が、耐荷重構造を形成する接合工程を経る、機械加工ステップと、
   前記耐荷重構造を航空機エンジンに組み込むステップと
   を含むプロセス。
2. 前記熱可塑性樹脂が、ポリエーテルエーテルケトン、ポリエーテルケトンケトン、ポリエーテルイミド、およびポリフェニレンサルファイドからなる群から選択され、前記連続繊維強化材が、炭素繊維、ガラス繊維、高分子繊維、セラミック繊維、および金属繊維からなる群から選択される、請求項１に記載のプロセス。
3. 前記機械加工ステップが、前記第１の成形板から前記耐荷重構造を直接製造する、請求項１に記載のプロセス。
4. 前記機械加工ステップが、前記第１の成形板から少なくとも前記第１の副部品を製造し、前記第１の副部品が、前記耐荷重構造を形成する、第２の副部品との接合工程であって、前記第２の副部品が、略一定の断面厚さを有し、かつ連続繊維強化材によって強化された熱可塑性樹脂を含む高分子マトリックス複合材から形成されている接合工程を経る、請求項１に記載のプロセス。
5. 前記機械加工ステップが、前記第１の成形板から前記複数の別々の副部品（１０、１２、１４、１６）を製造し、次に、前記複数の別々の副部品（１０、１２、１４、１６）のうちの少なくとも２つが、前記少なくとも２つの複数の別々の副部品（１０、１２、１４、１６）を互いに固定して、前記耐荷重構造を形成する接合工程を経る、請求項１に記載のプロセス。
6. 前記耐荷重構造を形成する前記接合工程を含み、前記接合工程が、前記耐荷重構造を一体に固定する熱可塑性溶接プロセスおよび／または１つ以上の機械的な締結具の使用を含む、請求項１に記載のプロセス。
7. 前記第１の成形板が、Ｃ字形状、Ｕ字形状、Ｌ字形状、およびＶ字形状の断面からなる群から選択される断面形状を有する、請求項１に記載のプロセス。
8. 前記第１の成形板が、少なくとも第３の部分をさらに備え、前記第３の部分が、前記第１の成形板の前記第１の部分および前記第２の部分とは異なる平面上にあり、少なくとも第２の湾曲部によって前記第１の部分および前記第２の部分のうちの少なくとも１つと相互接続される、請求項１に記載のプロセス。
9. 前記製造ステップが、略一定の断面厚さを有し、かつ１つの平面上にあるように前記高分子マトリックス複合材の複数の層から第１の平板を製造すること、および、次に、前記第１の成形板を製造するために前記第１の平板を熱成形することを含む、請求項１に記載のプロセス。
10. 前記製造ステップが、前記第１の成形板を製造するために、前記高分子マトリックス複合材の複数の層の圧密および熱成形を同時に行うことを含む、請求項１に記載のプロセス。
11. 請求項１に記載のプロセスによって製造された耐荷重構造。
12. 連続繊維強化材によって強化された熱可塑性樹脂を含む高分子マトリックス複合材の少なくとも第１の平板および第２の平板を製造するステップであって、前記第１の平板および前記第２の平板のそれぞれが、略一定の断面厚さを有し、１つの平面上にあるように平坦である、製造ステップと、
    少なくとも第１の成形板を形成するために前記第１の平板および前記第２の平板の少なくとも１つを熱成形するステップであって、前記第１の成形板が、略一定の断面厚さを有し、少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、前記第１の部分および前記第２の部分が、異なる平面上にあり、前記第１の部分と前記第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続される、熱成形ステップと、
    前記第１の成形板の形状を変え、前記第１の成形板から少なくとも第１の副部品を製造するために前記第１の成形板を機械加工するステップと、
    前記第２の平板によって形作られているか、または、前記第２の平板を熱成形することによって形成された少なくとも第２の副部品と、前記第１の副部品とを接合するステップであって、耐荷重ブラケットを製造する、接合ステップと、
    次に、構成部品を航空機エンジンに固定するために前記耐荷重ブラケットを前記航空機エンジンに組み込むステップと
    を含むプロセス。
13. 前記熱可塑性樹脂が、ポリエーテルエーテルケトン、ポリエーテルケトンケトン、ポリエーテルイミド、およびポリフェニレンサルファイドからなる群から選択され、前記連続繊維強化材が、炭素繊維、ガラス繊維、高分子繊維、セラミック繊維、および金属繊維からなる群から選択される、請求項１２に記載のプロセス。
14. 前記接合ステップが、前記第１の副部品および前記第２の副部品を互いに固定する熱可塑性溶接プロセスおよび／または少なくとも１つの機械的な締結具の使用を含む、請求項１２に記載のプロセス。
15. 前記第１の成形板および前記第２の成形板の形状が、Ｃ字形状、Ｕ字形状、Ｌ字形状、およびＶ字形状の断面からなる群から選択される、請求項１２に記載のプロセス。
16. 前記第１の成形板の形状が、少なくとも第３の部分をさらに備え、前記第３の部分が、前記第１の成形板の前記第１の部分および前記第２の部分とは異なる平面上にあり、少なくとも第２の湾曲部によって前記第１の部分および前記第２の部分のうちの少なくとも１つと相互接続される、請求項１２に記載のプロセス。
17. 前記第１の平板および前記第２の平板が、前記第１の成形板および前記第２の成形板を熱成形する前記ステップの前は同じである、請求項１２に記載のプロセス。
18. 前記機械加工ステップが、前記第１の成形板から複数の前記第１の副部品を製造する、請求項１２に記載のプロセス。
19. 請求項１２に記載のプロセスによって製造された耐荷重ブラケット。
20. 高分子樹脂母材中に連続繊維強化材を含む高分子マトリックス複合材から形成された航空機エンジン用ブラケット。
21. 前記高分子樹脂母材が、熱可塑性樹脂母材である、請求項２０に記載の航空機エンジン用ブラケット。
22. 前記高分子マトリックス複合材から形成された少なくとも１つの機械加工された成形板と、前記ブラケットを前記航空機エンジンに固定するための手段と、少なくとも１つの構成部品を前記航空機エンジンに取り付けるための手段とからなる、請求項２０に記載の航空機エンジン用ブラケット。
23. 前記少なくとも１つの機械加工された成形板が、１つの機械加工された成形板からなる、請求項２２に記載の航空機エンジン用ブラケット。
24. 前記少なくとも１つの機械加工された成形板が、互いに接合された少なくとも２つの機械加工された成形板を備える、請求項２２に記載の航空機エンジン用ブラケット。
25. 前記少なくとも１つの機械加工された成形板が、略一定の断面厚さを有し、少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、前記第１の部分および前記第２の部分が、異なる平面上にあり、前記第１の部分と前記第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続されている、請求項２２に記載の航空機エンジン用ブラケット。
26. 前記少なくとも１つの機械加工された成形板が、Ｃ字形状、Ｕ字形状、Ｌ字形状、およびＶ字形状の断面からなる群から選択される断面形状を有する、請求項２５に記載の航空機エンジン用ブラケット。
27. 前記少なくとも１つの機械加工された成形板が、少なくとも第３の部分をさらに備え、前記第３の部分が、前記成形板の前記第１の部分および前記第２の部分とは異なる平面上にあり、少なくとも第２の湾曲部によって前記第１の部分および前記第２の部分のうちの少なくとも１つと相互接続されている、請求項２５に記載の航空機エンジン用ブラケット。
28. 前記少なくとも１つの機械加工された成形板が、前記高分子マトリックス複合材の複数の層の圧密および熱成形によって製造されている、請求項２２に記載の航空機エンジン用ブラケット。
29. 前記ブラケットが、前記航空機エンジンのファンケーシングの外部に取り付けられ、構成部品を前記ファンケーシングに固定する、請求項２２に記載の航空機エンジン用ブラケット。
30. 航空機エンジン用ブラケットであって、前記ブラケットを形成するために互いに接合された第１の副部品および第２の副部品を少なくとも備え、前記第１の副部品および前記第２の副部品のそれぞれが、熱可塑性樹脂母材中に連続繊維強化材を含む高分子マトリックス複合材から形成されており、前記副部品のそれぞれが、略一定の断面厚さを有し、前記副部品の少なくとも１つが、成形板であって、略一定の断面厚さならびに少なくとも第１の部分および第２の部分を有し、前記第１の部分および前記第２の部分が、異なる平面上にあり、前記第１の部分と前記第２の部分との間の少なくとも第１の湾曲部によって相互接続されるように熱成形された少なくとも１つの成形板から機械加工されている、航空機エンジン用ブラケット。
31. 前記熱可塑性樹脂母材が、ポリエーテルエーテルケトン、ポリエーテルケトンケトン、ポリエーテルイミド、およびポリフェニレンサルファイドからなる群から選択され、前記連続繊維強化材が、炭素繊維、ガラス繊維、高分子繊維、セラミック繊維、および金属繊維からなる群から選択される、請求項３０に記載の航空機エンジン用ブラケット。
32. 前記第１の副部品および前記第２の副部品のそれぞれが、Ｃ字形状、Ｕ字形状、Ｌ字形状、およびＶ字形状の断面からなる群から選択される断面形状を有する、請求項３０に記載の航空機エンジン用ブラケット。
33. 前記第１の副部品および前記第２の副部品のうちの少なくとも１つが、少なくとも第３の部分をさらに備え、前記第３の部分が、前記副部品の前記第１の部分および前記第２の部分とは異なる平面上にあり、少なくとも第２の湾曲部によって前記第１の部分および前記第２の部分のうちの少なくとも１つと相互接続されている、請求項３０に記載の航空機エンジン用ブラケット。
34. 前記第１の副部品および前記第２の副部品のうちの少なくとも１つが、前記高分子マトリックス複合材の複数の層の圧密および熱成形によって製造されている、請求項３０に記載の航空機エンジン用ブラケット。
35. 前記航空機エンジンのファンケーシングの外部に取り付けられ、構成部品を前記ファンケーシングに固定する、請求項３０に記載の航空機エンジン用ブラケット。