# Fileset [19-ch15-437-498-DeepL-naito-MDR.docx](https://mdr.nims.go.jp/filesets/a99055d1-72d1-40e3-bef3-bdff64443f1a/download) ## Creator [内藤 公喜](https://orcid.org/0000-0002-3334-4876) ## Rights [In Copyright](http://rightsstatements.org/vocab/InC/1.0/) ## Other metadata [第15章　高負荷構造物の接着修理](https://mdr.nims.go.jp/datasets/38f3f68b-24ad-4d1e-a226-13d294b9a5ca) ## Fulltext 15 高負荷構造物の接着修理Alan A. Bakera and Hamed Y. Nezhad ba 航空宇宙部門、防衛・技術グループ、メルボルン、VIC、オーストラリアb ロンドン市立大学機械工学・航空工学科航空宇宙研究センター（英国・ロンドンアブストラクト本章では、高負荷構造物の補修や補強に接着接合された繊維複合材料を使用する方法について説明する。主に、疲労き裂や機械的損傷を受けた金属製または複合材料製の一次構造のパッチ修理に焦点を当てているが、要求の厳しい非航空機の修理や他のタイプの損傷にも同様に適用できる。接着修理パッチの取り付けは、機械締結と比較して非常に有利であるが、いくつかの理由で困難である。一次構造の修理では、パッチが剥離する危険が極めて低いことを確認しなければならないが、実用的な状況で弱接着を検出する非破壊検査手法は現段階では認められておらず、最大の懸念は耐空証明を得ることである。この要件を満たすため、接着剤の初期および継続的な構造健全性を評価するための、プルーフ試験や構造健全性モニタリングに基づく代替手法を概説する。局所的なひずみが集中する領域でひずみを軽減することにより、一次金属部品の疲労寿命を延ばす複合材料補強材の使用は、一般的な補修よりも重要度が低いため、認証を取得しやすい可能性がある。接着補強材は、例えば、疲労しやすい設計上の特徴（「ホットスポット」）の修正、溶接補修の応力低減、腐食損傷によって失われた強度および剛性を回復するために適用することができる。キーワード修理機体金属複合材料疲労度剥離熱膨張係数認証取得15.1 はじめに構造修理とは，比較的低負荷で，破壊の危険性が低いものから，高負荷が要求され，かつ、破壊の危険性を極めて低くすることが必須となるものまで，幅広い修理用途を指すことがある．本章では、接着技術に基づき、要求の厳しい高負荷構造修理に焦点を当てる。一般的に一次構造と呼ばれる高負荷機体構造は、運用上または環境上の損傷により残存強度が許容レベル以下に低下した場合、修理または交換をする必要がある。その目的は、一般的に残存強度、耐疲労性、耐損傷性などを当初の設計仕様に満足するレベルまで構造健全性を回復させ、許容範囲内に収めることにある。例えば、民間航空機の修理では、構造健全性を回復させるために適時で費用対効果の高い修理ができるかどうかが、経済的に大きな問題となることがよくある。構造修理は通常、元の剛性やひずみ分布を大きく変えたり、外部や内部の構造に損傷を与えることなく、失われたものを回復したり、弱くなった荷重経路を補うために、主構造体にパッチや補強材を取り付けることを指す。従来の修理では、一般的に損傷部を除去した後、ボルトやリベットを用いて損傷部の上に金属パッチや補強材を主構造体に取り付ける方法がとられている。これとは別に、構造用接着剤で補修用パッチや補強材を取り付ける方法がある。接着修理は、主構造物からパッチや補強材に荷重を伝達する手段として、はるかに効率的である。重要なことは、締結穴を必要としないため、接着修理は、主構造物を傷つけたり、余分な応力集中を引き起こしたりすることがない点である。パッチや補強材を取り付けるためのこれら2つの手順の詳細な比較は後述するが、接着修理の主な欠点は、従来の非破壊検査（NDI）では、弱接着を検出し修理構造の健全性を検証することができないことであると認識することは重要である。本章では、アルミ、チタン、鋼などの構造用金属または炭素繊維／エポキシ、ビスマレイミド（BMI）などの熱硬化性樹脂からなる複合材料部品の接着剤による複合材料パッチ修理について説明する。ポリエーテルエーテルケトン（PEEK）のような熱可塑性樹脂からなる複合材料は重要性を増しているが、これらの複合材料は、従来の接着剤や手順では修理が困難である。参考文献[1]は、複合材料航空機部品の修理に関する現在の研究についての広範なレビューを提供しており、参考文献[2、3]は、米国、英国、カナダ、オーストラリアでの金属航空機部品の接着剤による複合材料修理の研究および応用に関する幅広い情報を提供している。本章の目的は、簡単な設計・解析手順を紹介することであり、より高度な有限要素（FE）ベースの設計手法については、ほんの少し触れるに過ぎない。ただし、結合力モデリングを含むこれらの手法は、かなり広範囲な研究の焦点となっている。風力発電のブレード[4]やレーシングカーのボディ[5]など、他の高負荷複合材料構造修理技術も同様であるため、別途説明する必要はないと考えている。本章の最終章では、設計上の欠陥の修理、寿命の延長、より過酷な使用への対応など、損傷の修復ではなく、部品の補強について説明する。金属と複合材料の部品や構造物の接着修理は、静的強度と疲労強度の回復および損傷許容度について同じ要件がある。損傷の種類や修理方法が異なるため、この章では別々に取り上げている。しかし、材料工学的な側面では広く類似しているため、両者を合わせて考察する。以下の節では、修理に関する一般的な問題や要求事項を取り上げている。15.1.1 航空機構造物の分類耐空性評価において、航空機の構造物は以下のように大別される：· 一次構造：飛行、地上または与圧荷重を受け、その故障により航空機の構造健全性が損なわれる構造。· 二次構造：万一故障した場合、航空機の運航に影響を与えるが、航空機の損失には至らない構造。· 三次構造：故障しても航空機の運航に大きな影響を与えない構造。検査、損傷評価、修理の要件は、これらの分類間で大きく異なる。また、1つの部品においても許容される損傷の種類や大きさおよび許容される修理方法は、航空機の安全性に対する損傷領域の重要度によって異なる。一般的に、部品はOEM（Original Equipment Manufacturer）により、これらの領域を示すためにSRM（Structural Repair Manual）でゾーン分けされている。SRMは通常、非一次構造の修理に対応している。SRMの範囲外の修理、特に一次構造の重要な部分の修理は、OEMまたはその代理人によるエンジニアリング設計と承認が必要である。15.1.2 構造修理の一般要求事項欠陥のある構造物の残存強度を評価する方法は、特に設計要件を満たす性能や長期的な構造健全性が損なわれる場合に、必要な修理のみを確実に実施するために必要である。接着修理は、特に複合材料部品など、飛行安全上の重大な危険がなく、したがって認証上の問題もない二次、三次構造で日常的に適用されている。しかし、飛行安全上重要な構造（一般的に一次構造）にも、いくつかの接着修理が適用されている。その例 は、15.5.4 節に示されている。一般的に、構造修理のために適用される修理計画は、要求されるレベルまで構造性能を回復できる、最も単純で構造物への侵入や損傷が少ないものでなければならない。理想的には、可動部のクリアランス、空力的な滑らかさ、バランス（制御面）など、部品や構造の他の機能を損なうことなく、非工場（あるいは航空機内）の環境で修理を実施できることが必要である。以下は、構造上重要な修理を行う場合の要件の「チェックリスト」の一部である：· 設計限界荷重を超える残留強度の回復· 残留（除去しきれなかった）損傷の進展を防ぐ、または遅らせる· 局所的な剛性や応力分布の変化を最小限に抑える· 機体に加わる応力、化学および熱的環境において、許容できる低い故障確率を有する· 機械的または運用上の損傷に対して高い耐性を持つ· 信頼性の高い品質管理追跡手順で、成功した実装のバリデーション（証明）を許可する· 悪影響がないこと：例えば、空力フラッターの問題や可動部のクリアランスの問題を引き起こさないようにする· 音素材の除去を最小限に抑える· 雷対策やステルスコーティングなど、表面の状態を回復させる· 周辺領域の劣化や被害を最小限に抑える修理実施時に満たさなければならない重要な追加要件には、以下のものがある：· 航空機のダウンタイム（航空機が飛行に使用できない間の時間）を最小にする· 入手しやすい材料、保存しやすい材料を使用する· 複雑な実装プロセスやツール要件を避ける修理の選択は、利用できる設備や技術に依存するため、修理を実施できるレベルであることが大きな考慮事項となる。軍用機の修理は、以下のいずれかのレベルで実施される：フィールドレベル：熟練した人材や十分な設備がない場合、航空機上や簡単に取り外せる部品に対して直接行われる修理のこと。このような行為は、軽微な構造修理に限定される。状況によっては、このような修理は、航空機を基地に戻したり、短期間、制限された条件下で使用できるようにするための一時的な措置として適用されることがある。軍用機では、戦闘損傷の修理がその例である。デポレベル：熟練した人材と設備があれば、場合によっては工場で可能な修理まで実施される。ただし、部品が大きすぎたり、航空機から取り外すことが困難な場合は、可能な限りデポ（航空機の整備を行うための施設）の設備を使用して、航空機上で直接修理を実施する。15.1.3 接着構造物に対するFAA認証要件民間航空機の場合、接着構造物の認証要件は連邦航空規則 FAR23.573 および 25.571 に概説されており、FAA Advisory Circular AC20-107B (2011) で広く議論されている。主な要求事項は以下のようにまとめられる：· 使用環境下での接着強度と耐久性を確保する必要がある。· 修理は、検出可能な閾値損傷で終極荷重を維持する必要がある。· 検出可能な損傷（衝撃による損傷や疲労による閾値損傷の拡大など）を伴う限界荷重を維持する修理である。上記の要求事項については、認められた手段、すなわち試験または試験によって裏付けられた分析によって、適合性を立証されなければならない。同要件は、一般的に一度しか行われない修理にも関連する。一般的で代表的な修理で検証された解析方法によって設計を実証することが非常に望ましく、問題の修理材料と主材料の代表的なクーポン試験と要素試験によって実証された材料特性を使用する。しかし、現在、弱接着（weak bond）、あるいは接着欠陥（kissing bond）を検出する認められた非破壊検査手法がないため、損傷した部品の強度は、修理がない場合の設計限界荷重における部品の応力を上回ることが要求されることになる。設計限界荷重とは、一般的に航空機の寿命において予想される最大荷重と定義される。基本的に、この制限は、損傷した部品の構造健全性を回復するために、一次構造の接着剤による補修に信頼を与えることができないことを意味し、そのような修理の範囲を重要ではない用途に制限している。15.5節では、接着修理の構造健全性を検証するための代替手法について説明する。15.2 金属製部品の修理15.2.1 損傷と修理の選択肢金属製の機体部品、アルミ合金、チタン、鋼は、引張荷重、特に使用荷重による疲労き裂や内部応力による応力腐食に最も敏感である。また、疲労き裂の原因となる孔食や、断面強度や剛性を低下させる剥離腐食が発生しやすい。疲労き裂は、負荷方向に対して垂直に進展し、負荷経路に深刻な影響を与えるため、構造健全性に対して最大の脅威となる。その結果、単一負荷経路構造では特に懸念される。しかし、マルチロードパス構造[6]では、小さなき裂で広範囲に及ぶ損傷が、老朽化した航空機の重大な懸念事項となっている。これは、荷重経路の1つが破損した場合、構造体に必要なレベルの残留強度を維持する性能が失われているためである。疲労き裂が発生した金属部品については、修理の必要性を評価する機能が十分に確立されており、検証された破壊力学的手法に基づいている。残存強度や、環境の影響を含む使用荷重下でのき裂進展速度などの構造健全性パラメータに基づき、ある程度の信頼性を持って判断することができる。これとは対照的に、後述する複合材料に関する評価は、主に損傷の拡散性、および一次構造に複合材料が使用されるようになったのが比較的最近であることから、あまり発達していない。冒頭で述べたように、従来の修理では、機械的に固定された（リベットやボルトで固定された）補強用金属パッチの取り付けが頻繁に行われる。しかし、接着剤により接合された金属製または繊維複合材料製の補修材料を使用する手法は、非常に効果的な代替手段であることが証明されている。2つの手法の利点と欠点[7]を図15.1に要約する。しかし、締結のために主骨格に新たな穴を開ける必要があることは、大きな欠点である。締結穴は応力集中の原因となり、新たな疲労き裂を発生させる可能性がある。接着剤による補修は、穴を開ける必要がないため、侵入が少なく、例えば、隠れた配線や油圧機器に損傷を与える可能性が低い。重要なことは、接着剤により補修することでより効果的な補強ができるため、き裂を除去する必要がないことである。繊維複合材料パッチは、15.2.2節でさらに論じるように、金属パッチと比較していくつかの利点がある。接着複合材料をき裂補修に使用する利点のいくつかを示すために、図15.2の挿入図に示すパッチ付き端面切欠きパネルで疲労試験を実施した。アルミ合金パッチの両面での合計厚さは，金属パッチ場合はパネルと同じ厚さとなり，より剛性が高く強度の高い複合材料であるボロン繊維／エポキシの場合はこの厚さの3分の1となった。図15.2より、機械的に取り付けられた金属パッチは、き裂進展速度の減少がごくわずかであるため、補強効率が悪いことがわかる。また、き裂がパッチから出ると、非常に急速に進展することもわかる。き裂が締結穴でしばらく止まっている場合、金属パッチが効果的であるように見えることがある。一方、接着剤で接合されたボロン繊維／エポキシパッチは、き裂がパッチから出ても、その進展速度を著しく低下させていることが示されている。複合材料パッチのある発生き裂の進展速度は、発生時のき裂長さで予想される進展速度とほぼ同じであり、パッチがき裂の開口を強く抑制していることを示している。15.2.2 パッチ素材の選択肢いくつかの可能性のあるパッチ材料とその特性を表 15.1 に示す。金属合金と比較した場合のパッチ用の高性能な炭素繊維／エポキシおよびボロン繊維／エポキシ材料の利点は以下の通りである：· 方向性のある高い剛性により、薄いパッチの使用（外部補修に重要）が可能で、必要な方向にのみ補強を施すことができる。· 繰り返し荷重に対する高い破壊ひずみと耐久性により、主構造のかなり高いひずみレベルでもパッチ破壊の危険性を最小限に抑えることができる。· 軽量、コントロールサーフェスのバランスの変化を最小限に抑える必要がある重要な利点である。· 優れた成形性により、複雑な輪郭のパッチも低コストで製造可能である。熱硬化性樹脂を用いた樹脂複合材料パッチのもう一つの重要な利点は，接着剤による接合のための表面での接着前処理を，金属の場合よりも要求されていないことである。15.4節で述べるように、これは高エネルギー表面を生成するために必要なのは機械的粗面化だけだからである。あるいは、複合材料パッチを接着剤とともに金属部品上に一緒に硬化させる（co-cure）ことも可能であり、これによりパッチの表面処理の必要性もなくなり、パッチ作製手順が簡略化される。ほとんどの補修用途では、一方向パッチ（すべて0°層）の使用が最適である。これは、負荷方向に対して最も高い補強効率が得られ、他方向での望ましくない剛性を最小限に抑えることができるからである。しかし、二軸応力成分が大きい用途や、き裂の方向が変わることが懸念される用途では、横方向やせん断方向の補強を行うことが望ましい場合がある（例えば、加圧された機体の補修など）［8］。これは、±20°の層を含む積層板や、より少ない数の高角度、例えば±45°の層を使用することにより達成することができる。カーボン繊維／エポキシやボロン繊維／エポキシを使用する主な欠点は，複合材料と金属との熱膨張係数の不一致である [9, 10]。残留応力は、母材である金属構造では引張応力、複合材料では圧縮応力となる。これらの応力は、パッチの接着に高温硬化型接着剤を使用した場合や、低温（一般的に航空機では-10℃～-50℃）で使用した場合に特に大きくなる。引張残留応力は、例えば、最小／最大応力で示す応力比Rの増加でパッチでのき裂進展速度を増加させるように、パッチの効率を低下させることが予想される。厳しい状況では、パッチ領域の熱サイクルにより、外部応力とは無関係なき裂進展やパッチシステムの損傷を引き起こす可能性のある繰り返し応力を発生する。しかし、厳しい熱サイクル試験[11]からパッチシステムの損傷は検出されていません。残留応力の問題を回避できるという利点が、[12] GLAREパッチが薄皮の胴体構造の修理に使用された主な理由である。GLAREはガラス繊維／エポキシ強化アルミ合金積層板である。GLAREはアルミ合金と同様の膨張係数を持ち、通常のアルミ合金材料と比較して疲労き裂の進展に対して優れた耐性を備えている。ガラス繊維は金属層で発生しうる疲労き裂をブリッジング（bridge）する。GLARE は、アルミ合金よりも弾性率が低く、アルミ合金板材のように成形性が限られているため、厚い構造や輪郭の大きな構造の修復にはあまり適していない。残留応力の懸念はあるものの、ボロン繊維／エポキシや炭素繊維／エポキシ複合材料は、パッチや補強材として優れた特性を発揮する。ボロン繊維／エポキシが優れているとされるのは、次のような理由からである：· 強度と剛性に優れ、最高効率の補強を実現する。· 熱膨張係数が高く、残留応力の重さが軽減される。· 電気伝導度が低いため、炭素繊維／エポキシに見られる金属部品のガルバニック腐食の危険性がなく、渦電流NDIを適切に用いてパッチ下のき裂を検出・監視できる（パッチ下のき裂進展を示す図15.2参照）。しかし、曲率半径が小さいパッチ（30mm以下）を必要とする場合、ボロン繊維／エポキシのコスト（炭素繊維／エポキシよりも非常に高い）および入手のしにくさに対する懸念がある場合は、炭素繊維／エポキシが選ばれる。15.2.3 パッチ設計パッチ設計の最初のステップは、ここでは疲労き裂と仮定した欠陥を評価することである。評価には、き裂の長さと深さ、き裂領域の厚さと形状、および荷重条件などが含まれている[13]。接着剤修理において非常に重要なのは、き裂の両側で利用可能な重ね合わせ長さであり、これによって荷重をパッチに伝達できる長さが決定されるからである。その結果、構造体が厚く、荷重が高くなればなるほど、荷重をパッチに伝達するために必要な重ね合わせ長さは長くなる。(a)十分な補強のため、(b)パッチの破損を防ぐため、(c)接着剤の破損を防ぐため、高負荷領域では適切な厚さのパッチが必要となる。重要なことは、厚いパッチの端部は、接着剤と主構造における応力集中を最小化するために、適切にテーパーをつける必要があるということである。補修が構造物の片側にしか適用できない通常のケースでは、二次曲げに対する構造物の支持の程度も考慮する必要がある。二次曲げは、補修材によって主構造物の中立軸が変化することによって生じ、補修材と構造物が受ける荷重を著しく変化させる可能性がある[9]。荷重、温度および環境を含む十分な使用条件と接着修理が可能であると判断された場合、修理設計を行うことができる。設計目標は、補修されたき裂の応力拡大係数を低減することに加えて、パッチシステムの強度および耐久性を超えないようにすることで、パッチシステムの故障を回避することである。そのためには、特定の補修に類似した形状や環境条件（吸湿や温度）の範囲で有効なパッチシステムの疲労許容設計を開発することが必要である。15.2.4 パッチ付きき裂の応力拡大係数の低減の見積もりき裂を除去しない用途の場合、パッチは、パッチ付きき裂の応力拡大係数が、静的強度の回復とその後のき裂進展を許容範囲まで減少するように設計されている（明らかにゼロに近いことが望ましいですが、修理内容によっては、実現不可能な場合もある）。パッチは，(a)き裂領域の応力を低減し，(b)き裂開口部を制限してき裂をブリッジングすることによって応力拡大係数を低減する[14]。ブリッジングは、接着剤の荷重伝達長さに比べてき裂開口部が大きくなるような長いき裂に対してのみ有効である。一般的に、応力低減は剛性比（パッチの剛性／母材の剛性）から予測される値よりも小さくなるが、これはパッチが剛性比から予測される値よりも応力を増加させる硬い挿入物として機能するためである（次節で説明する）。パッチと主構造との間の膨張差から生じる残留応力も重要な考慮事項であり、これは適用される静的応力に追加されるため、解析で考慮する必要がある。これは、特に繊維複合材料パッチで問題となる。実験的研究[15]によると、残留応力σt に起因する応力拡大係数の増加Kt は、およそ次の関係で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.1)________________________________________________________________________________ここで、2a はき裂長さである。これらの初期の実験的研究以来、σt が Kt に与える影響に関する詳細な FE 研究が行われ [16]、ほぼ同じ結果が得られている。応力拡大係数を推定するための解析的手法は、FE法と比較して、重要なパッチパラメータに関する洞察を提供し、幾何学的に単純な修理設計のための合理的な基礎を提供するという利点がある。パッチ付きき裂の応力拡大係数を推定する多くの解析的手法は、Rose [14] によって開発され、その後に Rose と Wang [9] によってさらに発展した洗練されたモデルになっている。この解析は、米国空軍の「金属構造物の複合材料補修」（CRMS）プログラムで資金提供を受けているボーイング社など、多くの企業で使用され、拡張されている [17, 18]。この理論を疲労き裂進展に適用し、剥離、残留応力、およびその他の複雑な問題の影響については、文献[19]で議論されている [19] 。以下のステップは、パッチ設計に使用される2つのステップの手法を簡略化して説明したものである。ステップ 1 では、パッチは大きなパネルに含まれるものとしてモデ ル化され、き裂の存在（比較的小さいと仮定）は無視されている。そして、き裂の見込み領域における金属成分の応力は、φσ∞ で与えられる。ここでφは補強係数であり、パッチの剛性と形状を考慮する。パッチは荷重を引き寄せるので、応力軽減は、パッチの剛性とプレートの剛性の比から単純に予測されるよりも、かなり小さくなる可能性がある。φの計算は、等方性パッチの場合、文献[14, 20]に記載されている。全幅の補強の場合、φは、（1 + ER tR / Ep tp ）− 1 で与えられ、Eとtは、弾性率と厚さを示し、添字RとPは、それぞれ補強材とパネル を示している。等しい剛性のパッチとパネルで全幅の補強の場合、φは0.5であり、同じ公称剛性の等方性円形パッチの場合は、0.69です。しかし、φは高度な直交性を持つパッチでは異なる[20]。ステップ 2 では、き裂は半無限であり、パッチによって完全に覆われているとモデル化される。き裂を含むパネルの領域における無限遠応力は、φσ∞ 。パッチ下でき裂が進展する際のポテンシャルエネルギーの変化を考慮し、対応するエネルギー解放率、ひいては応力拡大係数の推定値を導出する。この解析から、応力拡大係数の上限推定値 K∞ は次式で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.2)________________________________________________________________________________πλ、特徴き裂長さは、次式で与えられる。________________________________________________________________________________ (15.3)________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________ (15.4)________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________ (15.5)________________________________________________________________________________ここで，再びEとtはそれぞれの弾性率と厚さを表し，添え字のPはパネル，Rは補強材，添え字のAは接着剤，GA は接着剤のせん断弾性率をそれぞれ表す。βは弾性せん断ひずみ分布を表す値である。β− 1 は、特徴荷重伝達長である。式(15.2)に見られるように，K∞ はき裂長さ a に依存しないため，K∞ を用いてき裂部分の応力拡大係数を評価することで，き裂進展解析を大幅に簡略化できる。式(15.2)は、比較的長いき裂と線形挙動（接着剤の降伏がない）に対してのみ適用できるが、重要なことは、接着剤の降伏が限定的で、き裂周辺のパッチが剥離しない場合、K∞ の妥当な推定値を提供する。パッチのない中央切欠きパネルと同等の場合：________________________________________________________________________________ (15.6)________________________________________________________________________________ここで、2aはき裂さなので、この場合の最大パッチ効率は次式で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.7)________________________________________________________________________________次節で説明する実験で使用した7層（0.9mm厚さ）の一方向ボロン繊維／エポキシパッチを持つ厚さ3.14mmの2024 T3アルミ合金パネル（端面切欠き）の場合、λ = 3.5mm, φ = 0.68, a = 35mmを入れると、比率は〜0.2となる。解析的な手法は単純な構成に適しており、有用な推定値を得ることができるが、複雑な修理の設計は一般的にFE法に基づいて行われる（例えば、文献[21, 22]を参照）。しかし、どのような設計手法を採用するにしても、入力パラメータに適切なパッチおよび接着剤の設計許容値を使用することが不可欠である。15.2.5 Rosesモデルの実験的相関性簡単のため、パッチなしのき裂と同様、Paris則型の関係が成り立つと仮定している：________________________________________________________________________________ (15.8)________________________________________________________________________________ΔK ≅ ΔK∞ とすると、き裂長さaと繰り返し数Nの関係は、以下のように求めることができる：________________________________________________________________________________ (15.9)________________________________________________________________________________ここで、Nは一定振幅での繰り返し数、AR と nR は与えられたR（最小応力／最大応力）に対して定数であると仮定する。ΔK∞ は定数であるため、剥離が発生しなければ、積分記号の外側に移動させることができる。したがって、aはNに線形な関係になることが期待される。図15.3に構成と詳細が示されている試験片を使用してパッチ挙動を調ベるために、いくつかの実験的研究が実施され [23]、ΔK∞を推定するための代替的ではあるが同等な関係が用いられました。ここでは、応力範囲の影響を調べたこれらの研究の1つだけについて簡単に紹介する。図15.4は，R = 0.1，σmaxが80から244MPaの場合のa―Nの結果をプロットしたものである。最も高い応力レベルは、この合金の典型的な設計限界応力に相当する。図 15.4A の低応力レベルにおけるき裂長さとサイクル N の関係は極めて直線的であり，実験で得られた K が，多少の非線形性が予想される 10 mm から 25 mm の間の a においても実質的に一定であることが示されている。ほぼ直線的な関係からより放物線的な関係への変化はσmax = 138 MPa以上で起こり、図15.4Aのb（mm）で示される剥離損傷の発生に起因している。138MPaの応力レベルでは、接着システムの剥離損傷は無視できるほど小さく、図ではb=0であることがわかる。これらの結果を用いて、図15.4Bはlog da/dN―log Δ K∞ をプロットしたもので、以下のようなグラフが得られる。 m/cycleとなり、この手法で応力の影響をほぼ説明できることがわかる。15.2.8節で議論する補修接合部に基づく疲労研究は、主構造上での疲労き裂に予想される剥離進展率を定量化するために使用された [24]。剥離が進展すると、パッチによる効果的なブリッジングが減少し、その結果、き裂開口度が増加する。したがって、繰り返しによる剥離進展率は、パッチ効率の低下で評価することができる。より高度な解析[25]では、主構造でのき裂進展とパッチシステムでの剥離進展との間の結合力を定量化している。15.2.6 伝達長接着剤による補修を成功させるための重要な要件は、必要な荷重を主構造からパッチや補強材に伝達できるように十分な重ね合わせ長さを確保できることである。パッチと補強材は、主構造物からの荷重をスムーズに伝達するように設計しなければならない。き裂がある場合、パッチはき裂をブリッジングして、失われた荷重経路を補う必要がある。せん断応力と剥離応力を最小化するために、パッチの端部は適切にテーパーをつけるか、複合パッチの場合は段差をつける必要がある。図15.5にボンドダブラー（外部補強材）のFE応力解析結果[26]を示す。FM73などのフィルム接着剤でアルミ合金基板に接着した段差3mmのボロン繊維／エポキシパッチ（層厚さ＝0.12mm）の端部におけるピークせん断応力と剥離応力が、1層のそれに近づいていることがわかる。このことから、段差のあるパッチの端部におけるピーク応力の推定を大幅に簡略化することができる。また、この場合、せん断応力と剥離応力はほぼ同じ大きさであることがわかる。したがって、構造用フィルム接着剤を使用した常温でのボロン繊維／エポキシを用いた補修の単純な経験則では、欠陥の両側の最小長さL/2を確保することになる。ここで、L/2 = ntotal × 3 mm + lmin mm、ntotal は層数を表す。lmin を推定する方法は、15.3.5 節に記載される。き裂上にある非テーパー部の重ね合わせ長さが長いと、疲労耐久性が向上する（次節参照）。また，ボイドや微小な剥離など，接着剤層の微小な欠陥に対する感度を低下させることができる。さらに，長い重ね合わせは，せん断応力と剥離応力がゼロの谷を形成することにより，クリープに対して接合部を安定させることができる。完全な接合部での谷の形成を図15.6に示す。この図は、接着剤層における剥離進展を研究するために開発されたアルミ合金を用いたモデル継手[27]のFE解析の結果である。このモデル継手の目的は、残留応力による複雑さを含め、複合材料被着体で起こりうる代替的な剥離モードの複雑さを排除することにある。この図では、中央の隙間の領域で高いせん断応力と高い負の剥離応力を示し、き裂を模擬している。負の剥離応力は、この高いせん断応力の領域での剥離の進展を抑制するはずである。せん断応力と同程度の大きさの正の剥離応力のピークがテーパ領域の端部で発生し、この領域での高いせん断応力とともに剥離の進展が促進することになる。この応力は、次節に示すように、テーパーの両端から剥離が進展するにつれて大幅に高くなる。15.2.7 損傷許容とパッチ区分次節で示す図 15.5 および15.8 は，パッチ先端領域から一定厚さ領域への剥離の進展により，せん断応力および剥離応力が約 2 倍になることを示している。その結果，パッチ先端領域は安全寿命に基づいて設計されるべきであると提案されている[28]。この推定値は、従来の NDI の限界で剥離が検出されるまでの疲労寿命に基づいている。実際に、パッチ形状によっては、そのテーパー端部近傍に均一な低応力でない場合がある。この場合、局所的な高い応力集中での繰り返し荷重下でのある程度の限られた応力緩和による剥離は許容される可能性があり、提案された安全寿命設計手法に違反することはない。対照的に、主構造のき裂領域を超えるき裂は、パッチのパッチ効率を低下させるため好ましくないが、剥離進展の駆動力が徐々に減少するため安定している。したがって、この領域は、単純な円形パッチの図15.7に示すように、損傷に耐えることができる。図15.6に示したアルミ合金モデル継手の剥離進展の影響を図15.8に示す。この2次元FEプロットでは、テーパー端部からの剥離進展により、せん断応力と剥離応力の両方が急激に増加することがわかる。剥離応力が高いと、せん断応力が高くなるよりも損傷が大きいことが考えられる。一方、き裂を模擬したギャップ領域からの剥離進展は、一定のレベルまで上昇し、剥離応力の初期の値は負となる。ただし，パッチパネルと単純な継手との間には，ギャップ領域において決定的な違いがある．剥離進展によるパッチのコンプライアンスの増加は、隣接する主構造体のバイパス荷重の増加に対応し、その結果、ギャップでの応力は継手の場合よりもかなり低くなり、せん断応力は図15.8に示す値よりもかなり低下することが予想される。その結果、ゆっくりと安定した剥離進展となる。15.3.6節で述べたように、今回検討したアルミパッチでなく複合材料の挙動ではより複雑になる。15.2.8パッチシステムの設計に許容される材料の取得パッチシステムの応力拡大係数を十分に低減することに加えて、パッチシステムは使用条件に耐えるように設計されなければならない。パッチシステムが受ける応力は、使用時の応力と、複合材料パッチと金属製主構造との間の熱膨張の不一致によって生じる残留応力から生じる。引張主体の変動荷重下でのこれらの応力には、周期的なものが含まれる：· パッチの引張応力（残留応力によって相殺される）。· き裂上の接着剤、パッチ／接着剤界面、パッチの表面層のせん断応力と負の剥離応力。· パッチの端部でのせん断と正の剥離応力。疲労設計許容値の保守的な見積もりは、修理によって受ける荷重条件を表す継手から取得できる。継手は、材料、適用プロセス、修理形状、荷重条件および実際の修理で予想される温度と環境を代表するものでなければならない。しかし、前節で説明したように、単純な継手と修理の間には大きな違いがある。継手は単一荷重経路の要素であるのに対し、実際の修理では荷重が修理領域を迂回する可能性がある。これらの違いにより、継手はき裂領域の応力を保守的に表すはずである。疲労許容値[26]の取得に適した2つの代表的な継手を図15.9に示す。スキンダブラー試験片（SDS）は、パッチ端部での応力を表し、パッチの安全寿命を決定するために使用することができる。ΔGT, 全ひずみエネルギー解放率範囲のような破壊力学パラメータは、SDS試験片の疲労によって生じるパッチシステムの剥離進展速度を定量化するためのき裂進展抵抗力（CDF）として用られた [29]。また，残留応力や使用応力による R の変化 [30, 31] を考慮するために，次の関係式が用いられる。安全寿命の推定には、このデータを許容可能な低進展率を外挿することで、剥離開始までの寿命に用いることができる。二重重ね合わせ疲労試験片（DOFS）は、損傷許容領域におけるき裂上の接着システムの応力を表し、き裂上の剥離進展速度、ひいてはパッチ効率の低下を推定するために用いることができる。室温／乾燥条件でのみ実施された先の研究では、DOFSの剥離進展率を疲労負荷と相関させるために有用なCDFは、接着剤の測定または推定最大せん断ひずみ範囲 [26] Δγmax であることが示された。基本的に、剥離進展速度db/dNはParis則型の関係で表すことができると仮定され：________________________________________________________________________________ (15.10)________________________________________________________________________________ここで、bは剥離長さ、Nは繰り返し数、Cとnは実験定数である。Δγmax パラメーターは、パッチと主材料の厚みと剛性、残留応力、接着剤層厚さ、降伏応力を含む機械的特性など、修理構成に関連する変数のほとんどを容易に説明することができる。15.2.9 補修設計のための設計限界応力の推定パッチパラメータと材料許容値を用いた修理設計には、使用応力情報が必要である。しかし、OEMの設計データが入手できない限り、修理予定箇所の応力に関する情報を容易に入手することはできない。このような状況では、主要な設計要件である設計限界荷重σDLL における応力の近似値 [23] は、設計限界応力を材料降伏応力σy と等しくすることで得ることができる。この推定値は、アルミ合金の場合、材料降伏応力に等しい無限遠応力レベルで、例えば充填穴のような典型的な応力拡大係数 Kc が ~ 1.2 の領域で局所降伏が発生する可能性があるという仮定に基づくものである。これは、σDLL の定義と一致し、ある程度の限定的な降伏は許容されるということである。σDLL をσy /1.5とすることは、σDLL の情報が得られる場合、妥当な保守的推定値であることが証明されていた。表 15.2 に F-111 のデータを示す。また，修理予定箇所の荷重スペクトルに関する情報も得られない可能性がある．この場合，航空機が戦闘機か輸送機かに応じて，標準的なスペクトルであるFALLSTAFまたはTWISSのいずれかをそれぞれ仮定し[32]，ピーク荷重についてσDLL の推定値を使用することが妥当な手法となる．適切なスペクトルに基づき、SDSの一定振幅疲労許容値を用いて、例えば50％σDLL 以上をσDLL にするなど、スペクトル中のすべての高応力を上げることに基づき必要寿命（N）を仮定することで、安全寿命の非常に保守的推定値を得ることができる。同様に、DOFSの一定振幅疲労試験から、パッチ効率の変化（したがって、推定き裂進展）を得ることができる。15.3 複合材料部品の補修15.3.1 損傷の種類と評価炭素繊維／エポキシ複合材料で作られた航空機部品は、そのほとんどが面外引張と面内圧縮荷重に敏感である。金属とは異なり、複合材料の特徴は、設計範囲内の高温、特に大気中の水分を吸収した場合に著しく劣化する。金属とは対照的に複合材料は疲労に強いが、機械的衝撃によるマイクロクラックや剥離は圧縮強度を著しく低下させる要因となり得る。目に見える貫通損傷がある場合、構造修理が必要となる。修理方法の選択は、切損や傷のような目立たない損傷、さらにはほとんど目に見えない衝撃損傷（BVID）に対しては、より困難である。一般的に、BVIDに伴う強度低下は設計許容範囲に組み込まれているため、BVIDは修理を必要としない。また、薄板ハニカムパネル[33]など、致命的でない損傷や二次・三次構造ではパッチを必要としない修理手法もいくつかあり、剥離に対する樹脂注入や損傷したコアを置き換えるポッティングや充填が含まれる。熱可塑性樹脂からなる複合材料では、高温高圧ではあるが、内部剥離の修理に溶融接合を使用することができる。大きな損傷を受けた材料を取り除かなければならない場合、その結果得られる切り出し形状で残留強度を推定することが要求される。複合材料の場合、未処理の損傷から生じる残留強度を評価するよりも、はるかに簡単である。複合材料積層板の残留強度の予測モデリング [34] の開発に関する最近の研究により、高度な計算モデリング技術によって、様々なサイズと形状の切り出しを含む複合材料積層板の残留強度を正確に予測できることが示された。これにより、主構造体の未修復強度を最大化するために、最適な切り出し形状を設計することができるようになった。その結果、円形の穴と比較した場合、パッチが剥離した場合でも、かなり高いレベルの残留強度を達成することができるようになった。これらの高度な機能にもかかわらず，軍事用途の多くの実験的研究に基づく妥当な仮定から，特に荷重が不明な通常の場合，主構造体の許容終局ひずみは3000～4000 μɛの範囲である。以下の節では，これが修理設計手法として適用されることになる。15.3.2 高負荷構造に対するパッチの選択肢予備的な分析として、複合材料構造の修理は、図15.10に示すような単純な接合部の一つとしてモデル化することができる。リペア継手での単位幅あたりの力の簡単な見積もりは、次のように与えられる：________________________________________________________________________________ (15.11)________________________________________________________________________________ここで，ɛu ，Ex ，t はそれぞれ，設計上の許容ひずみまたは終局ひずみ，一次荷重方向に沿った複合材料の弾性率および積層板の厚さである。補修方法には大きく分けて3種類あります。(a) 外部あるいは重ね合わせ接着パッチ、(b) スカーフ接着パッチ、(c) 段付き重ね合わせ接着パッチである。(b)と(c)の修理は、表面の輪郭の変化を最小限にするため、フラッシュ修理と呼ばれている。図15.10のダブルスカーフのように、両表面からスカーフパッチを貼ることが可能なケースは稀である。次節で示すように、接着剤を用いた外部パッチ補修は一般に薄皮用途に限定され、例えば16層まで、およそ2mm厚さの炭素繊維／エポキシである。スカーフや段付き重ね合わせの補修は、複合材料の厚みが単純な外部パッチの補修性能を超える場合に使用される。これらの補修は、（a）空力的な滑らかさ、（b）レーダー断面、（c）クリアランスを維持する必要がある場合、例えばフラップなどの部品が限られたスペースに収まる必要がある場合にも使用される。また、フラッシュ修理は、外部修理で発生する中立軸の変化による望ましくない二次曲げを最小限に抑えることができる。ボルトや接着剤による外部パッチ補修と比較すると、スカーフや段付き重ね合わせ補修は、補修用穴を形成するための機械加工が難しいため、実施するのが著しく難しく、一般的にデポレベルの設備と熟練工が必要とされる。また、厚い積層板のフラッシュ修理では、健全な母材を相当量取り除く必要があるという重大な欠点がある。15.3.3 簡単な設計手法図15.10に示すように、補修箇所を代表的な継手としてモデル化することで、少なくとも第一近似値で設計することができる。外部パッチ補修は重ね合わせ継手としてモデル化され、スカーフ補修はスカーフまたは段付き重ね合わせ継手としてモデル化される。この手法は、修理が単一負荷経路の継手であると仮定している。実際の修理では、劣化の修理によって分担される荷重は、主構造物が十分な残存強度を有していれば、主構造物によって担われることがある[35]。重要な設計要件は、補修領域における終局設計ひずみである。この情報を得ることはしばしば困難である。このような情報が得られない場合は、主構造物の想定される終局許容設計ひずみに基づいてひずみレベルを設定することができる。前述したように、現在の（軍用）設計の妥当な推定値は、±3000から±4000 μɛの間の終局設計ひずみレベルである。より現実的な設計のためには、他にもいくつかの要素を考慮する必要がある：· （補強された）切り出しのエッジでの許容ひずみ、通常10,000 μɛまで。· リペア継手の形状· 厚み方向応力· 補修による局所的な剛性アップにより、その部位に余計な荷重がかかる。· 接着剤のクリープ・応力緩和（温度と吸収水分の関数）· 二次曲げ· パッチと母材の熱膨張係数が大きく異なる場合、残留応力が発生すること。· 他の修理の近接性－多重修理の相互作用· スケール効果これらの複雑な問題のほとんどは、特に大きな厚み方向の応力が予想される場合には、3次元FE構造解析手法が用いられる。さらに高度な設計では、複雑な構造挙動や接着剤の塑性変形を含む非線形モデルが必要になる。15.3.4 外部パッチ修理外部パッチ修理のために金属で議論した設計およびその他の考慮事項の多くは、複合材料にも適用される。しかし、金属への外部パッチ修理の適用では、設計はパッチされたき裂の応力拡大係数を最小化する必要性によって推進された。金属補修の場合、き裂を除去して円形（または最適化された）切り出しを残る場合、考慮事項はより類似する。ハニカムパネルを含む薄皮の部品と剛性のある部品に対する典型的な外部パッチ修理を図 15.11 に示す。第一近似として、外部パッチ修理は二重重ね合わせ継手の半分としてモデル化することができ、ハニカムコアまたは下部構造によって二次曲げに対応する十分な支持が提供されると仮定する。この解析では、次のような前提を置いている：· パッチは、せん断応力と剥離応力のピークを最小化するために、その端部に適切な段差が設けられており、通常、2〜3mmあたり1層の割合で、約3度の有効なテーパーが形成されることになる。· 継手強度は、接着剤の耐荷重で制限される。これは、ホット／ウェット環境下で最も生じやすく、設計上重要な情報である。常温または低温の条件下では、強度は複合材料の表面樹脂または表面層で制限される場合がある。母材と同等の剛性を持つパッチ（すなわち、ER tR = Ep tp ）を用いると仮定し、継手の接着強度を試験して設計上の終局荷重に耐えられるかどうかを判断することが多い。参考文献[19]では、本章の範囲を超えて、接着された複合材料補修の詳細な分析がなされている。15.3.5 接着強度解析バランス継手の単位幅あたりの最大耐荷重 [36-38] (ER tR = Ep tp )は、次式で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.12)________________________________________________________________________________ここで、τp は接着剤の実降伏応力、γe とγpf はそれぞれ降伏までの弾性ひずみと破壊までの塑性ひずみ、tA は接着剤層厚さ、t はパッチ（と母材）の厚さ、E はその弾性率である。一般的な炭素繊維／エポキシ積層板と構造用フィルム接着剤（FM300）の特性を例にとると、以下のようになる：________________________________________________________________________________ τp = 20 MPa (ホット／ウェット) tp = 1.5 mm (12層) Ep = 72 GPa、剛性の高い炭素繊維／エポキシ積層板の代表的なもの。 tA = 0.125 mm GA = τp / γe = 0.4 GPa γe = 0.05, γPf = 0.5________________________________________________________________________________これにより、Pmaxb = 0.75 kN mm− 1 が得られる。継手の耐荷重 Pmaxb が、次式で与えられるパッチまたは母材の許容力（単位幅あたり）Pu を超えることを示す必要がある：________________________________________________________________________________ (15.13)________________________________________________________________________________ここで、ɛu は4000 μɛと仮定している。これにより，Pu = 0.43 kN mm− 1 となり，継手は十分な強度を有していることがわかる。しかし、複合材料積層板の厚みが16層を大きく超える場合は、外部からのパッチ修理に対して十分な安全率を確保することができない。補修強度が適切であると判断された場合，次のステップでは，重ね合わせ長さ lmin を決定する。パッチの全長は，lmin の2倍に穴直径を加えたものとなる。設計上の最小重ね合わせ長さ（テーパーの長さを除く）は，[38]で与えられる．________________________________________________________________________________ (15.14)________________________________________________________________________________ここで である。これにより、補修用両端切り出しで約40mmのlminが得られる。修理設計では、重ね合わせ長さに余裕を持たせることが重要である。長い重ね合わせは、「弾性の谷」（図15.10参照）を十分に発達させ、接着剤のクリープに対して継手を安定させ、ボイド、剥離、運用損傷などの製造上の欠陥に対する許容を提供することができる。テーパーのある端部の伝達長を推定することはより困難である。しかし、0度のボロン繊維／エポキシ積層板の厚さが0.125mmの場合、15.2.7節で説明した方法を用いて概算を求めることができ、これが炭素繊維／エポキシでもほぼ正しいと仮定すると、伝達長は約3mmになる。これは、パッチ内のすべての0°層でほぼ同じになる。そうすると、テーパーの長さは、両面ともntotal × 3 mmとなる。15.3.6 外部パッチ修理の損傷許容度外部パッチ修理の損傷許容度の問題は、15.2.7 節で金属構造物の補修を取り上げ、引張主体の使用荷重下での接着剤システムの剥離進展の問題に焦点を当てた。そこで述べられた要点、特にテーパー領域の重要性は、複合材料にも関連するものである。文献[39]では、テーパーの端部で許容される剥離サイズを決定することを目的とした研究が記載されている。金属の補修では、パッチは主に一方向性になる。しかし、この研究のように複合材料の補修では、パッチの層構成は一般的に複合材料の主方向と一致し、一般的に0°、90°、45°の層がある。また、この研究では、テーパー部の構成として、（a）下部の長い層が上に向かって段になっている「段付き」、（b）上部の長い層が下に向かって段になっている「逆段付き」の2種類を用意した。この研究では、パッチ先端に人工的な剥離を配置し、一定振幅の引張繰り返し荷重をかけたときの剥離の進展に与える影響を調べた。その結果、剥離は接着剤層で進展するのではなく、主積層板の表面近くの0°と45°の層間でも進展することがわかった。接着剤の破壊エネルギーは、0°と45°または90°の層間の破壊エネルギーよりもはるかに大きいため、これは予想されることである [38] 。この破壊モードを避けるには、0°層を表面に配置するのがよいのですが、主積層板自体が通常45°層を表面に配置しているため、この選択肢は一般的に適用されない。人工的な剥離による急激な進展の前に、ゆっくりとした進展が観察された。この観察から、損傷許容の観点から、初期の剥離の許容範囲は5mmにとどめるべきであると結論づけた。これは，テーパーの先端で0°と45°の層間に剥離が発生しやすく，このモードが逆段付きパッチ構成で抑制されるためである。複合材料の補修に関する重要な問題は、複合材料パッチの剥離につながる衝撃的な損傷に対する耐性でもあり、特に圧縮主体の荷重下では、接着剤ではなくパッチ自体を通して主構造体から剥離することになる。接着剤と複合材料パッチ（場合によっては表層部）のどちらか一方が破損するというのは、複合材料の大きな問題点である。幸いなことに、外部パッチ修理の荷重伝達領域では、荷重が伝達される面積が比較的小さいため、大きな衝撃による損傷の可能性は許容範囲内で低いと判断されるかもしれない。パッチの他の領域に対する損傷の問題は、複合材料構造の他の部分に対するものと同じ懸念となる。15.3.7 スカーフ修理の簡易設計図15.12に代表的なスカーフ修理を積層板とハニカムパネルの補修として模式的に示す。スカーフ修理は、平均せん断応力が接着剤の降伏応力に達したときに終局強度に達する代表的な継手として補修をモデル化することによって、最も簡単に設計できる。図15.13に、剛性が一致する被着体を用いたスカーフ継手を解析するための簡単な材料強度の考え方を示す。しかし、接着剤のせん断応力がスカーフ上で一定であるという仮定は、層剛性の変動で生じる接着剤層に沿った応力集中を無視するため、非保守的である。直交異方性複合材料積層板のスカーフ継手における応力集中の存在は、実験的 [40]、解析的 [36, 41] または数値的 [42] に調べられている。接着剤が破壊する前に著しい塑性ひずみ状態となる可能性があるホット／ウェット環境下では、複合材料スカーフ継手のせん断応力分布は、図15.14に示すように、台形化して均一せん断応力分布に近づく [33]．したがって、継手の熱・湿潤降伏強度（単位幅当たりの荷重）の合理的な第一近似値は、被着体の熱的不一致がないと仮定すると、次式で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.15)________________________________________________________________________________ここで、θはスカーフ角である。したがって、スカーフ角は、以下から求めることができる：________________________________________________________________________________ (15.16)________________________________________________________________________________θが小さい場合，法線（または剥離）応力は無視できる。スカーフ角が小さい場合（θ≦5°）、被着体の許容ぎずみɛu に達するための条件は________________________________________________________________________________ (15.17)________________________________________________________________________________ɛu を4000 μɛ、ホット／ウェット時のτp を13MPa、Eを72GPaとするとθ≦3°となる。しかし、接着剤層の応力集中を考慮しない場合、特に構造用接着剤が比較的脆い低温または室温条件下では、非保守的な設計となる可能性がある。ある層構成について、接着剤層の応力集中係数Kt は、平均せん断応力に対するピーク応力の比として求めることができる [33]。Kt の最初の保守的な推定値は、修理の各層の段差に隣接する接着剤のせん断応力が、その層が担う荷重に比例し、さらにその層の相対剛性に比例すると仮定することによって得られる。45°と90°の層に隣接するせん断応力τ± 45 とτ90 は，弾性率比と0°層に隣接するせん断応力で表すことができる：________________________________________________________________________________ (15.18)________________________________________________________________________________ここで，Eは0°，45°，90°の各方向の層の弾性率（荷重方向）である。以上から、スカーフ角を決定する：________________________________________________________________________________ (15.19)________________________________________________________________________________この式は、応力集中係数Kt （塑性を無視したもの）をほぼ説明するものである。塑性降伏すると、接着剤のせん断応力は徐々に漸近して一定値となり、応力集中係数Kt は1に向かって減少する。したがって，式(15.18)は，γult ≫ γy の場合の近似した上限解を表す。低温環境下で脆性破壊（塑性変形しない）が予想される場合，降伏強度の代わりに接着剤の許容強度を用いれば，式 (15.18) を用いることが可能である。Kt の典型的な値は、特に一方向のテープ層からなる積層板の場合、かなり高くなることがあるが（> 2）、典型的な接着剤のクール／ドライ終局強度とホット／ウェット降伏強度の比は、しばしば大きくなる（特に100℃以上の厳しい使用環境の場合）。つまり、限界強度は、ホット／ウェット状態の塑性解析とひずみベースの基準で決定される。15.4.8節で述べたように、高温またはホット／ウェットの条件下では、接着剤が破損する可能性があり、実際、このような破損モードが予想される。しかし、より低い温度では、接着剤と層の両方を含む混合モードでの破壊となる。パラメータKt は、混合モード破壊の傾向を示すものと期待される。文献[43]では、スカーフ修理における混合破壊モードについて詳しく説明している。最後に，大きな弾性の谷を維持する重ね合わせ継手（外部パッチ修理）とは異なり，接着剤層のかなりの部分が最大ひずみに達する前に降伏している可能性がある．したがって、適用される許容値は、安全な設計を保証するために十分に保守的でなければならない。15.3.8 補修を表すスカーフ継手に関する研究本節では，文献[44]に記載されているF/A-18航空機の水平安定板のスカーフ補修に関する研究に基づき，スカーフ解析の例を紹介する：AS4/3501-6炭素繊維／エポキシで、この部分には35枚以上の厚い層が使用されている。設計終局ひずみが通常約 3500 μɛである航空機の他の複合材料部品の多くとは異なり、設計終局ひずみが 5200 μɛであるため、この修理は特に困難である。このプログラムの目的は、航空機の設計温度範囲である+104℃から-40℃までの圧縮または引張荷重をかけたスカーフ継手の強度を評価することでした。このプログラムのために開発されたハニカムサンドイッチ梁試験片は、安定板の典型的な補修領域での断面に相当するものである。図15.15はハニカム表皮の層構成を示し、図15.16は同様のスカーフ修理領域での顕微鏡写真による断面を示す[45]。梁の荷重は4点曲げで、補修部位は引張または圧縮のいずれかになっている。スカーフ継手は、母材と同様の層構成で、下部に45°の追加層、上部に0°と45°の層からなるダブラーを配置したものである。図15.17の結果から、ホット／ウェット暴露（スキン内の水分約0.7%）により、継手の破断ひずみが著しく減少することがわかる。クール／ウェット試験および室温試験では、一般的にハニカムコアで破壊が発生したため、これらの結果はこれらの試験片のひずみ量の下限を示すものである。一方、ホット／ウェット試験では、破壊は主に接着剤の凝集破壊でした。この解析では、以下の積層板の材料特性を仮定している：E0 = 140 GPa，E90 /E0 ≈ E45 /E0 = 0.07，21-ply 層構成 [45/-45/90/0 /45/0 /-45/90/-45/03223 /90/-45/45 /45/0]。5層のオーバー層の寄与を無視すると，接着剤層のスカーフ部分に沿った応力集中係数Kt は，式(15.18)から次のように近似される：________________________________________________________________________________ (15.20)________________________________________________________________________________積層板の軸方向の剛性は、次のように決定される：________________________________________________________________________________ (15.21)________________________________________________________________________________接着剤FM300は，せん断降伏応力（τp ）約40MPa（室温／ドライ），13MPa（ホット／ウェット）を用いた。母材の設計限界ひずみɛu = 5200 μɛについて、室温／ドライ条件で脆性破壊を想定した場合、必要なスカーフ角θRT は以下の通りである：________________________________________________________________________________ (15.22)________________________________________________________________________________ホット／ウェット条件下では、著しい塑性変形、すなわちγult > > γy したがってKt → 1と仮定すると、必要なスカーフ角θHW は、以下のようになる：________________________________________________________________________________ (15.23)________________________________________________________________________________この単純な解析結果から、角度3°のスカーフ継手試験片は、ホット／ウェット条件下で表皮のひずみが5200 μɛに達する前にかなりの降伏を起こすことが示唆している。接着剤の局所的な降伏が直ちに破壊につながるとは限りませんが、構造物に設計上の終局荷重が長期間かかると、クリープによる破壊につながる可能性がある。ホット／ウェット条件下での継手試験片の最終的な破壊は、スカーフ領域が接着剤層でクリープ変形を起こした結果、外側のダブラーが破壊するひずみの蓄積によって始まったと推測される [44] 。ダブラーは、接着剤層の弾性の谷によってクリープが作用することになる。ダブラーは主にスカーフの敏感なエッジ部分を損傷から保護するために使用される。スカーフ試験片は、単一負荷経路の状態であるため、補修とは大きく異なる。このため，修理におけるクリープ変形はより限定的であり，結果的に荷重の再分配が行われるはずであり，修理全体が破損することはない．修復部品は、修復によるコンプライアンスの増加、つまり負荷の軽減により、修復穴の端部のひずみが臨界値を超えた場合にのみ破壊する。したがって、スカーフの結果は、修理性能の合理的に保守的な推定値と考えることができる。15.3.9 段付き修理の設計図15.18に示すように，段付き重ね合わせ継手は，単純な一次元解析モデルの概要を示す重ね合わせ継手のシリーズとして解析される[41]。しかし、スカーフ継手に関しては、複雑な補修用途においてFE法が使用される[46]。重ね合わせと段付き重ね合わせ継手は、各段の端部で高い応力を持つ不均一な剪断応力分布を示す。段付き重ね合わせ継手の耐荷重を最大にするためには、段数を増やす必要がある。耐荷重は、段の長さで無限に増加しないため、薄い段端部での過負荷を避けるため、長さを短くする必要がある場合がある。一次負荷の分配と各段付きの端部での小さな厚さの変化のため、剥離応力は、スカーフ継手と同様に、段付き重ね合わせ継手では通常問題にならない。重ね合わせ継手と同様に、弾性の谷はクリープに対して継手を安定させ、ボイドや局所的な剥離を含む欠陥に対する耐性を与える。15.3.10 切り出しサイズを小さくするハニカムコアの厚さ4mmの水平安定板の場合、スカーフの最小長さは約80mmである。穴の大きさが直径80mmであれば、修理の全長は240mmとなり、大きいながらも実現可能であるが、健全な母材の除去を最小限に抑えるためには、より小さな切り出しが望ましいと言える。約13mm以上の厚さの翼の場合、スカーフの最小長さは約250mmで、直径100mmの穴の場合、パッチ全体の長さは600mmとなり、ほとんどの場合、実現するには長すぎる。幸いなことに、損傷が表皮の一部にしか及ばない場合、修理の長さを大幅に短縮することができ、このような厚い積層板では合理的な予想が可能である。そのため、スカーフ角を3°以上にすることで、取り除かなければならない健全な母材の量を最小限に抑えることができるという意義がある。段付き重ね合わせ継手の場合も同様で、段付き継手の長さを最小にすることが要求される。いずれの場合も、修復領域の表面形状が大きく増加することを許容すれば、実質的なダブラーの使用により、切り出しサイズの大幅な縮小を達成することができる。スカーフ継手の場合 [47] は簡単な解析でスカーフ角の減少を推定できるが、段付き重ね合わせ継手の場合は解析がやや複雑になる [48].どちらの場合も、厚いダブラーによって、損傷しやすいスカーフや段差のある部分が衝撃による損傷から守られるという重要な利点もある。基本的なスカーフ継手の場合、P = τ sin θ cos θ/tとなる。ここで、補修に必要な最大荷重／単位幅は、次式で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.24)________________________________________________________________________________外付けの補強用ダブラーを適用した場合、その荷重はEeu tR で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.25)________________________________________________________________________________したがって、外部パッチに必要な厚みは、次式で与えられる：________________________________________________________________________________ (15.26)________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________例eu 前述のように4000 μɛの微小ひずみホット／ウェット条件での接着剤のτpを13MPa、Eを72GPaとする。スカーフ角θが3°から5°に増やした場合、ダブラーの厚さは積層板の厚さの0.44倍となる。水平安定板の表皮厚さが4mmで片側補強の場合、厚さ1.8mmのダブラーを使用すると、スカーフの長さが80mmから60mmに短縮される。13mmの翼の場合、スカーフの長さは250mmから148mmに短縮され、ダブラーの厚さは6mmになるが、全厚での接着修理は可能かもしれない。適切な温度で硬化し、十分な高温性能を有する接着剤は一般的な補修用途に使用できないため、比較的高温で行う必要があるスカーフ補修にも同じ手法を行うことができる。この場合、接着剤の降伏応力が低いため、ダブラーがない場合に必要なスカーフ角は1～2度だけであるが、ほとんどの場合は明らかに実現不可能である。フラッシュプロファイルを維持できるため魅力的なもう 1 つの手法は、より複雑なスカーフ形状[49, 50] を使用して有効なスカーフ角を減らすことであるが、より困難でコストのかかる機械加工とレイアップ手順を犠牲にする。補足的な手法は、切り出し形状を最適化して、除去する必要がある母材の量を最小限に抑えながら、同時に修復が完全に失われた場合に、より大きな残留強度を与えることである。FE 研究[51] によると、標準的な円形の切り出しではなく楕円形の切り出しが両方の要件を満たすことができることが示されている。これらの手法は、必要かつ許容範囲内であれば、ダブラーと組み合わせることができる。________________________________________________________________________________15.3.11 フラッシュ修理の損傷許容度主な懸念は、衝撃による損傷であり、複合材料パッチの剥離と主構造からのパッチの局所的な剥離であり、特に圧縮荷重下での残留強度と耐疲労性の低下につながる。フラッシュ修理には大きな「フットプリント」があり、敏感なテーパー領域に衝撃による損傷を受ける可能性が高くなる。15.3.7節に記載されている安定板の例では、修理領域の直径は240mmである。前節で述べたように，スカーフまたは段付き重ね合わせの補修と実質的な外部ダブラーの組み合わせは，耐衝撃性を大幅に改善するはずであるが[52]，表面輪郭の変化が許容できないため，適用範囲が限定される可能性がある．段付き重ね合わせ修理はスカーフ修理に比べ、衝撃による強度低下に対する耐性に優れているというのが合意になっているようではあるが、スカーフ修理の方が静的強度が高い場合がある。参考文献[48]は、詳細な解析的研究から、段付き重ね合わせ継手は、未使用の積層板と同じくらい衝撃損傷による強度損失に対して耐性があると予測している。一般的に、段付き重ね合わせ継手は、段の数、長さ、厚さがすべて自由に変えられるため、最適化の余地が大きい。フラッシュ修理に関する疲労研究は、多数の変数が関係するため複雑である。スカーフまたは段差、切り出し形状および補修用積層板の構成以外に、これらには損傷の種類（例えば衝撃損傷や局所的な剥離）、荷重（引張または圧縮荷重、荷重順序など）、環境条件（特に水分や温度）が含まれる。当然のことながら、これらの問題のほとんどをカバーする研究は不足している。最近の研究 [53] では、小さな剥離や空隙などの検出不可能な欠陥は、静的強度にはほとんど影響を及ぼさないものの、疲労寿命に大きな影響を与える可能性があるが示された。3点曲げと10°と比較的大きなスカーフ角に基づく疲労研究 [54] では、結合力モデルを用いて寿命と静的強度を予測できることが示された。15.4 材料工学この節では、接着修理でのプロセス、材料選択、適用技術および検査に関する問題を検討する。複合材料と金属の接着修理に共通する問題もあれば、主に金属または複合材料にのみ関係する問題もある。15.4.1 修理のための表面処理修理のための部品準備の最初のステップは、塗装や表面の主な汚染物質、複合材料の場合は導電層やゲルコートを取り除くことである。一般的には、メチルエチルケトン（MEK）などの溶剤による脱脂を行い、その後、研磨パッドを用いて元の表面材料を除去する。健康と安全環境の観点から、揮発性有機化合物系溶剤（VOC）に代わって水系溶剤が使用される。金属構造物の外部修理で、き裂を除去しない場合は、次節で述べるように表面処理が施される。金属や複合材料で、損傷を除去する場合は、通常の機械加工やルーティングで損傷部分を切除する。複合材料の場合は、ドラムサンダーを使用することもある。切り出し端部は、切り出し端部での接着剤の応力を軽減するために面取りをすることがある。フラッシュ修理では、主構造体に全厚さまたは部分的な厚さまで空洞を機械加工する。機械加工により、複合材料では激しい機械的損傷、金属では腐食損傷などの損傷部位が取り除かれ、修理に必要な接合部の形状が得られる。複合材料の場合、損傷部位は、パッチの正確な準備と取り付けを可能にする幾何学的形状として最初に輪郭が描かれる。通常、形状は円形または楕円形で、NDIおよび目視検査によって判断される損傷領域を包含し、理想的には最小限の母材を除去する。複合材料種構造にスカーフを形成する通常の方法は、手持ちの空気圧ルーターまたはグラインダーを使用する（図15.19）。スカーフの精度、均一性および表面仕上げの品質は、作業者のスキルや使用する工具の種類に依存する。この方法は、浅いスカーフ角（通常3°程度）が必要な場合に特に困難となる。修理箇所を研磨して表面をきれいに仕上げると、層配向の積層が見えるようになり（図15.20）、パッチの向きを決定するのに使用することができる。段付き重ね合わせ継手も同様に、切断または研削操作によって形成できるが、剥離手順を使用して主構造に段差を形成することも可能である。この場合、鋭利なナイフを使って複合材料を一度に1層ずつ切り開き、グリップを使って各層を切り口まで剥がす必要がある。パッチの段付き重ね合わせ構成は、積層プロセスで容易に製造できる。現在、修理プロセス、特に機械加工作業の自動化に多大な努力が払われている。自動化は、修理時間の短縮、修理の品質および性能を向上させ、さらには従来の方法では実現不可能な修理設計を可能にする可能性を秘めている [50] 。開発中の一部の自動化システムは、統合修理システムの一部として表面処理、検査、パッチ処理を組み込むことを目的としたものもあり、これらは一般的な修理準備に従来の機械加工（多軸ミルまたはロボットアームのいずれかを使用）を採用している。ただし、レーザーアブレーションは将来の適用に向けて開発・評価中の別の代替加工方法である [55] 。15.4.2 表面処理耐久性のある接着修理のためには、すべての接着面を正しく準備されていることが重要である。硬化済み複合材料パッチと母材には、表面処理が必要である。15.4.2.1 金属接着前の被着体の表面処理は、修理を成功させるための最も重要な工程である。初期の接着強度と使用環境下での長期耐久性を達成するためには、非常に効果的な表面処理が必要である。このような環境では、極端な温度差や多くの航空機の液体やメンテナンス用の化学物質にさらされるが、水分は長期的な耐久性の最大の障害である。一般的に、接着修理、特に現場での使用には、簡単で危険のない処理のみが有効であると考えられている。理想的には、このような表面処理によって、アルミ合金、鋼、ステンレス鋼、チタン合金など、様々な機体金属に耐久性のある接着継手を形成することができる。接着修理に使用されてきた表面処理[56]はいくつかあるが、その多くは複雑すぎるか、十分な効果が得られないものである。これらの要件を満たす適切な表面処理プロセスを選定するための初期研究は、シランカップリング剤の使用に焦点を当てている。エポキシ接着剤に最も適したカップリング剤は、エポキシ末端シランであるγ-GPS[56, 57]であることがわかった。このカップリング剤は、アルミ合金だけでなく、鋼、ステンレス鋼、チタン合金にも高強度で耐久性のある接着を与えることができる。アルミナグリットブラストによる機械的研磨の後、水溶液から金属表面に塗布される。シラン処理は、有害な化学物質や電力を使用しないため、修理の現場でも安全に使用できる。また、酸を使用しないため、腐食の心配もなく、高強度鋼ファスナーを脆化させる可能性もない。シランによる水分劣化に対する耐性は、腐食抑制効果のあるエポキシストロンチウムクロメートまたは最近ではノンクロメートプライマーを使用することでさらに向上させることができる。図15.21に、(a)グリットブラスト、(b)グリットブラスト＋シラン、(c)グリットブラスト＋シラン＋プライマー後にFM73接着剤で接着した2024-T3アルミのボーイングウェッジ試験[58]でのき裂進展の結果を示す。グリットブラスト／シラン処理は、ボロン繊維／エポキシパッチと併用して、航空機構造物の接着修理のほとんどの用途に使用されている。参考文献[59]には、主に軍事用途を列挙した拡張表が掲載されている。ウェッジ試験は、他のすべての要因が等しい状態で、異なる表面処理を比較し、その結果を使用環境に関連付けることができる。良好な表面処理とは、ホット／ウェット条件下でのき裂進展が少なく、き裂が金属接着界面ではなく接着剤内部で主に伝播する（凝集破壊）ことを示す（接着剤破壊）。FM73接着剤の場合、50℃、相対湿度（RH）100％の条件下で、7日間暴露した後のき裂進展が約5mmであれば、適切な表面処理がなされていることを示している。さらに最近では、ボーイング社がアメリカ空軍のために開発したゾル―ゲル化学に基づくプロセスが、現在のGBSを用いて処理されているのと同じ金属合金への適用のために開発された[56]。この方法は化学的にはGBS化学に似ているが、より速いプロセスであり、ウェッジ試験を含む実験室試験でGBSと同等の性能を示すことが報告されている。シランベースの処理を用いた接着修理の耐久性に関する現場での状況では、正しく適用された場合、接着不良はほとんどなく、心強いものであった。退役した多くの航空機から切り出した接着修理領域の健全性を評価する試験 [56] では、シラン／グリットブラスト表面処理に基づく修理は、重大な接着劣化を示さないことがわかった。15.4.2.2 複合材料熱硬化性樹脂複合材料の場合、高強度で耐久性のある接着接合を実現するための最も効果的な表面処理は、アルミナまたは炭化ケイ素の粒子で軽くグリットブラストすることである [56] 。この処理を正しく行えば、元の表面樹脂を過剰に除去したり繊維を傷つけたりすることなく、清浄で均一な高エネルギーの表面を得ることができる。炭化ケイ素のペーパーで表面を徹底的に研磨することは合理的な代替手法である。ただし、表面の小さな凹みは、かなりの量の表面材料を除去しない限り、未処理のまま残される。これにより、比較的激しい磨耗があっても表面樹脂の一部がくぼみのまま残り、表面繊維が露出して損傷する可能性があるため、接合部が弱くなる結果となる。また、ピールプライを使用する方法もあるが、これはパッチ材にのみ適用される。ピールプライの使用は、工場で行う修理では確かに有効であるが、単純な真空バッグによる加圧では、表面が非常に粗くなるため、ボイドが発生する可能性がある。また、ピールプライの素材（多くはナイロン）が接着面に転写される危険性もある。そのため、ピールプライを使用する場合でも、接着前に最終的な研磨またはより有効なグリットブラストを行うことが望ましいとされている。炭素繊維－エポキシプリプレグ積層板の表面エネルギー（または「濡れ性」）を改善するために、プラズマ、コロナ、レーザー処理などの高度な表面処理 [56] が開発されている。例えば、大気圧プラズマジェット処理では、表面をエッチングし、表面化学を変化させることで表面エネルギーの改善を示している。有望ではあるが、これらの方法は、主に機械的処理が非常に効果的であるため、標準的な接着朱里手法の一部として、まだ広く適用されてはいない。そこで、接着剤と一緒にパッチを硬化させるという方法がある。これにより、パッチを表面処理する必要がなくなるため、二次接着に関連する信頼性の問題を軽減することができる。15.4.3 パッチ材と接着剤修理用接着剤、プリプレグ、樹脂（複合材料パッチ用）の保管およびプロセス要件は、複合材料の適用支持に強く影響する[60]。理想的な接着剤プリプレグや樹脂は、適切な機械的特性に加えて、（a）周囲温度で長期間保存可能、（b）適度な温度での短い硬化時間、（c）簡単な真空バッグ条件でのプロセスが可能　であることが望ましい。これらの要件をすべて満たす入手可能な材料はないため、妥協する必要がある。現在、航空機の修理に最も適した構造用接着剤は、ニトリルゴム強化エポキシ系フィルムまたはペースト接着剤である。フィルム状接着剤は、部分的に硬化した状態で修理作業に使用されることがある。これは、Bステージまたは（さらに進んだ場合）Cステージと呼ばれる。接着剤を段階的に硬化させることで、硬化時の流動量を減らし、接着剤層が過度に薄くなる危険を回避し、ボイドの発生を最小限に抑えることができる（樹脂粘度が高いと、硬化時の静水圧が高くなり、ボイドの発生が少なくなる）。また、Cステージのフィルム接着剤は、常温で数ヶ月間保存でき、物性変化もほとんどない。硬化時に閉じ込められた空気や揮発性物質の排出経路を確保するため、ステージング用の当て板としてハニカムパネルを使用してフィルム接着剤をエンボス加工することができる。ペースト接着剤の場合、適切なパッケージを使用することで、正しい量の主剤と硬化剤を計量して混合するという困難が軽減される。各パックには 2 つの成分が含まれており、1 回の使用に合わせてあらかじめ計量され、壊れやすいシールで区切られている。シールが破られ、外袋に入った状態で成分が混合される。混合された接着剤は、袋を切断した後に排出される。複合材料の修理の場合、複合材料の製造で用いるプリプレグ材料が、修理条件下で処理できれば最適な特性を得ることができる。しかし、一般的に、標準プリプレグを処理するための圧力要件は、真空バッグ処理で達成できる圧力よりも高くなる。その結果、空隙率が比較的高く、繊維体積含有率が低くなる。多くの場合、パッチは非常に多孔質であるため、超音波 NDI を使用するには減衰が大きすぎる。しかし、二重真空処理 [61] として知られる予備圧着と脱ガスを組み合わせた方法を用いると、ボイドを 3 %未満に減らし、繊維体積含有率を大幅に増加させることが可能である。パッチ適用中に必要な圧力を下げ、空隙率を最小限に抑えるこの手順では、パッチ積層を真空バッグとともに真空が適用される密閉容器内に置く必要がある。まず、バッグ下と容器中に真空を適用し、低外圧下で積層を脱気し、閉じ込められた空気と揮発性物質を最大限除去する。次に、容器の中の真空を排気し、通常の真空でパッチ積層を固化する。片面のみに樹脂を塗布したプリプレグを使用することにより、ボイドのない修理の製造がさらに大幅に改善される。これにより、硬化の初期段階で、閉じ込められた空気や揮発性物質を除去し、より容易に排出するための開いた経路が提供される[62]。二重真空技術は、ウェットレイアップパッチ（乾燥した繊維レイアップまたはプリフォームに液体樹脂を手作業で塗布することも多い）の前処理にも使用でき、ボイドが大幅に減少し、繊維体積含有率が向上する。また、樹脂注入成形（RTM)）の使用は優れた代替手段である。この場合、複合材料パッチのプリフォームを作成し、真空下で樹脂を浸透させてパッチを形成することができる。この方法は、スカーフ状の切り出しがフラッシュ パッチ形となるため、主にスカーフ修理に適している [63]。これは、次節で説明するハード パッチ 法に必要な別金型の製造の必要性を回避でき、パッチが同時に接着されるため、より迅速かつ低コストの方法である。この方法で形成されたパッチの機械的特性は、次に述べるハード パッチ法で形成されたものと同等になる。15.4.4 パッチ形成の選択肢パッチを形成し適用するには、いくつかの選択肢[45]がある：これは主にスカーフ修理を指すが、外部修理にも使用できる。ソフトパッチ－複合材料パッチは修復形状内でプリプレグから積層され、主構造への二次接着と同時に接着剤で同時硬化される。これには、前述したように、パッチに表面処理の必要がないという大きな利点がある。あるいは、前述のように、パッチを RTM によって形成して、修復形状内に配置された乾燥プリフォームにすることもできる。ハードパッチ成形－複合材料パッチは、機械加工された形状に適合した金型で事前に製造され、スカーフ形状に二次的に接着される。ハードパッチ加工－パッチは外部成形 ライン (OML) と形状輪郭に合わせて CNC 加工され、その後、主部品に二次的に接着される。この場合のパッチ材の選択肢としては、複合材料積層板、チタン合金積層板、チタン合金などが含まれる。チタンパッチの場合、そのような利用可能施設があれば、積層造形は、魅力的な代替手段となる。ハードパッチ法では、主複合材料構造の特性に合わせてパッチを形成し、航空機構造に接着する前に検査することができる。重要なことは、パッチを接着する前に、パッチの寸法、剥離可能な接着剤を使用して接着剤の流れや多孔性を確認できることである。15.4.5 接着修理接着剤を硬化させ、均一な非多孔質接着剤層を得るには、熱と圧力が必要である。硬化時の圧力要件は、約 1 気圧の圧力を与える真空バッグを使用する修理条件下で最も簡単に満たされる。この圧力は、パッチが母材とうまく「嵌合」するか、母材の表面で接着剤と同時硬化していれば十分である。真空バッグ下にヒーターブランケット（通常はシリコンゴムに埋め込まれた電気抵抗線）を入れることで、内部に熱を加えることができる。あるいは、ヒーターワイヤーを内蔵したシリコーンゴムからなる再利用可能な真空バッグとヒーターブランケットを組み合わせたものを使用することも可能である。厚い複合材料表皮や大小のヒートシンクの隣接領域がある場所では、十分な加熱を実現することが困難な場合がある。厚い複合材料スキンや、ヒートシンクの大小の隣接領域がある場所では、満足な加熱を実現することが困難な場合があります。参考文献[64]は、このような状況で満足のいく硬化を得るためのガイドラインを提供しており、熱容量の低い領域に配置された熱電対で温度を制御し、最も低温の領域に設置された熱電対で測定された温度で硬化時間を決定することが含まれている。考えられる代替手法は、内部電気抵抗加熱を使用してパッチ システムを加熱することである。この手法は、可能であれば、構造全体を加熱することなく、接着剤層と（同時硬化の場合）パッチが必要な温度に達することを保証する。また、ヒーターブランケットによる手法よりもはるかに高速になる可能性もある。例えば、これは、 (a)細い金属ワイヤからなるメッシュ[65]、または炭素繊維布やスクリムなどの抵抗要素を組み込んで接着剤での接着剤層の加熱、(b)繊維自体を抵抗要素として用いパッチを加熱[66]、(c)接着剤を含む電気伝導のためのより有効な経路を与えるカーボンナノチューブを組み込んでパッチと接着剤を加熱、などによって実現できる場合がある。補修材を加熱する別の手法は、接着剤層に含まれる熱抵抗要素への電気インダクタンスを使用することである。これにより、直接抵抗加熱に必要な電気接点が不要になる。図15.22はパッチ用の真空バッグ状態を、図15.23はフラッシュ パッチまたはスカーフ パッチ用の状態をそれぞれ示している。単純な真空バッグ手順にはいくつかの重大な問題があり、そのほとんどがバッグ内の一部の領域で発生する低圧に関連している。これらには、樹脂や接着剤に取り込まれた空気や揮発性物質が膨張し、硬化した樹脂に大きな空洞ができる、炭素繊維／エポキシ主積層板に吸収された水分が接着剤に入り込み、ボイドを生成する（硬化機構を妨げる可能性がある）、母材のき裂や多孔性により接着領域に空気が引き込まれ、パッチシステム内に空隙が生じる、ハニカムパネル内に減圧が発生し、パネルが破壊する、などです。したがって、真空バッグ手順は一般的にうまく機能するが、その使用には問題がある。より安全な代替方法は、空気圧または機械的圧力を使用することである。しかし、結果として生じる負荷を逃がす方法を見つける必要がある。周囲の構造物によって負荷を逃がすことができない場合は、真空パッドまたは接着剤で接合されたアンカー ポイントを使用することができる。15.4.6 複合材料修理における水分問題特にビスマレイミドなどの高温樹脂をベースにした複合材料の場合、修復での硬化温度が 200℃を超えるため、水分が除去されないと接着修理に深刻な問題が引き起こす可能性がある。パッチ適用時に、水分が蒸発してボイド領域の積層板が裂け、接着剤および修理用積層板の樹脂（同時硬化の場合）にボイドが形成される可能性がある。樹脂の強度が低いときに、ガラス転移温度以上の熱処理を行うと、樹脂の損傷が大きくなることがある。接着剤またはパッチの硬化中に、水分の分圧が硬化中に加えられる（水圧）圧力を超えると、主積層板から拡散した水分によってボイドが生成される[68] 。厚い積層板 (50層以上) では、何日も加熱する必要があるため、水分除去の問題はさらに深刻になる。ただし、表面の水分のみがパッチや接着剤の硬化に問題を引き起こすため、すべての水分を除去する必要はない場合がある。薄い積層板（16層以下）は、非常に迅速に乾燥させることができる。しかし、積層板がハニカムパネルの面を形成する場合、高い内圧が発生し [69]、スキンとコアの接着強度を超える可能性があるため、注意が必要である。これらの予防策には、圧力上昇を防ぐための通気経路の確保やゆっくりとした加熱速度の適用などが含まれる。硬化中にコア内で発生する内圧は、空気と揮発性物質の分圧と表皮から脱離した水分の分圧からなる。予備硬化されたパッチ、予備硬化された接着剤層またはチタン箔パッチは、湿気の問題を受けない。しかし、パッチは発生した水分を吸収できないため、接着剤の多孔性の問題はより深刻である。予想に反して、乾燥は積層板を通る水分の拡散速度によって制御されるため、表皮の乾燥中に真空を適用しても乾燥速度は大幅に増加しない。ただし、真空を使用してハニカムパネルから水分を除去することはできる。積層板の乾燥とそれに続くパッチシステムの硬化中の水分挙動を定量的に評価する方法はいくつかある。しかし、乾燥要件を推定するための単純かつ有用な方法は、乾燥深さの概念 [70]に基づいている。これは、複合材料の深さx における水分濃度が元の値の半分に減少する乾燥時間t であり、t = x2 /D（D は拡散係数） で求められる。例として、外部パッチを 120°C で 1 時間接着する湿った炭素繊維／エポキシ積層板を考えてみる。D = 2 × 10− 6 mm2 s− 1（代表値）をとると、x は 0.085 mm となる。安全のため、この値の2倍のxが得られるように複合材料を初期乾燥することが推奨される。105℃での乾燥（D = 3 × 10− 7 mm2 s− 1 ）の場合、xが2 × 0.085 mmに達するまでの時間は26時間である。15.4.7 落雷に対する修理の保護炭素繊維強化プラスチックは導電性材料であるが、アルミ合金に比べて導電率が著しく低いため、直撃雷の影響が懸念される。直撃雷の場合、局部的な焼けや剥離が激しく、また影響を受けた部位が完全に破壊されることもあるため、構造物には何らかの保護が必要である。これは、主構造体から局所的に分断されたパッチで覆われているような修理の場合に特に当てはまる。一般的に、金属、青銅、銅、アルミの保護には、積層板の外皮にメッシュや箔を共に接着する。このメッシュが効果を発揮するには、炭素繊維素材と直接接触している必要がある。適切な導電性保護コーティングを施した複合材料パネルは、多くの場合、落雷にに対する耐性という点で、薄肉アルミ合金パネルよりも優れている。保護層はパッチ適用後に復元する必要がある。参考文献[71]では、修理手順中に銅メッシュを正しく適用したスカーフ修理が、メッシュで保護された新品の積層板と同様に落雷による損傷に対して耐性があることが示されている。しかし、コーティングの塗布が不十分で、落雷があった場合、修理領域の損傷は壊滅的であり、スカーフパッチが完全に剥離する結果となった。15.5 接着修理における構造健全性評価この節では、接着剤の初期および継続的な構造健全性を検証する際の難しさについて取り上げ、これらの制限を克服するためのいくつかの提案された手法について説明する。15.5.1 検査の問題点と手法従来の NDI 手法では、一般的に接着修理における空隙などの接着剤層の欠陥を検出できるが[72]、接着接合の健全性を評価できる実用的な NDI 技術は現在照明されていない。ただし、先進的手法でのサーモグラフィーは有望である [73]。接着欠陥（kissing bond）[74-76]という用語は、表面が密接に接触していても、あるいは毛細管現象による液体の浸透によって接合していても、接合形成を阻害する接合線界面のゼロ体積欠陥を表すのに使用される。欠陥や弱接着の原因には、汚染、表面処理の不備、寿命を過ぎた材料の使用、不十分な硬化などがあげられる。したがって、部品製造における接着接合の健全性は、一般的に厳格な工程管理によって大きく保証される。残念ながら、このレベルの管理が修理条件下で実現であることはほとんどない。標準的なNDI技術で弱接着を検出できない理由は、主に超音波の反射や減衰、熱伝導率といった2次的な変化に依存しているからである。しかし、接着接合に十分な負荷を与えることで欠陥を直接浮き彫りにすることができる。将来のNDIの発展により、弱接着を検出する機能が搭載されることが予想されるが、これは非常に特殊な条件下で行われる可能性が高く、修理環境で適用できない可能性がある。接着健全性をある程度得るための代替手段としては、接着前のNDIで表面状態を評価し、接着後に超音波NDIで剥離や空隙などの接着欠陥を検出することが考えらる。例えば、接着前の被着体表面状態を評価するには、様々な液体による濡れ（接触角）の測定が有効である。最近の接着前のNDIの研究は、赤外分光法[56]など、より高度な手法に焦点が当てられている。しかし、この手法を用いることで接着健全性に対する信頼性が向上したとしても、接着後の健全性をより直接的に確認する確実に必要がある。弱接着を検出するためのより直接的で信頼性の高い手法は、接着剤に十分な負荷を与えることができる定期的なプルーフ試験を実施することである。プルーフ試験では、接着剤が許容できる初期強度に達していることを証明するもので、定期的に実施することで、修理の耐用期間中、この強度が維持されることを実証することができる。補完的な手法であるSHMは、構造物に取り付けたセンサーが修理箇所の寿命を監視し、接着健全性が失われる兆候およびおそらく主構造物の損傷拡大の可能性を早期に検出する。しかし、SHMと従来のNDIには、同様の制限がある。これは、実際のほとんどの場合、物理的な損傷のみを検出でき、接着接合の劣化を含む弱接着が検出できない。SHMの利点は、剥離やき裂の進展を発生を検出できることで、早期警告システムとして機能するが、一般的に初期の接着健全性を保障することはできない。15.5.2 プルーフ試験の考え方接着構造のプルーフ試験の直接的な手法には、レーザーショックプルーフ試験[77]がある。この試験は接着剤に直接負荷を与えるが、ある種の走査手法を開発しない限り、比較的小さな領域しか調べることができない。さらに、レーザーショックは強力なレーザー光源を必要とし、非常に注意深く制御されない限り、パッチ材を剥離させる可能性がある[78]。関連する安全上の懸念や大型で高価な装置が必要なことから、この方法は修理用途ではまだ実現可能な解決策ではないかもしれない。簡単でローテクな代替手法として、構造物の接着修理と同時に接着した修理クーポンでプルーフ試験を行うことがある[79]。例えば、接着面の表面処理の不備や接着剤の硬化不足など、重大な欠陥が容易に検出できる。さらに，クーポンは修理パッチと同様の応力や環境条件にさらされるため，定期的なプルーフ試験によって，その後の使用時のパッチの健全性を評価するためにも使用できる．この試験を実施するために、接着修理クーポン（BRC）と呼ばれるパッチ材料の薄いクーポンを、修理パッチと同時に主構造物の表面に接着する。図15.24に試験の模式図を示す。取り外し可能な（接着された）トルクアダプターを使用して、手動トルクレンチまたは類似の自動化された装置を用いて、BRCに定期的にせん断でプルーフ試験することができる。所定の耐荷重以下でクーポンが破損した場合、パッチへの接着接合または（おそらく）パッチ自体の初期強度が不十分であるか、使用中に劣化したかを示し、交換する必要がある。BRCは修理パッチではないが、修理パッチ自体が接着条件で内部変化の影響を受けるので、信頼性の高い結果を与える。15.5.3 構造ヘルスモニタリングプルーフ試験が重要な修理の監視に不適切であると考えられる場合、何らかの形のSHMが必要となる [72, 80, 81]。SHMが実施されるのは、非常に価値の高い重要な修理、例えば、交換が非常に高価であるか選択肢がない大型の一体複合材料や金属構造の修理、あるいは部品や構造を過度に分解しなければNDIやプルーフ試験が適用できない隠れた領域に対してのみと実装が予想される。SHMシステムが適用するためには、SHMシステム自体が耐空性基準に準拠した高い信頼性と検出確率（POD）を備えている必要がある。そうでなければ、接着剤の信頼性への懸念は、SHMシステムの信頼性にも及ぶ。航空機環境下で耐えられる頑丈さ、航空機システムへの影響を最小限に抑えること、そして可能であればスタンドアローンで自律的であることが必要である。理想的には、センサーはパッチに埋め込まれているべきである。表面実装型センサーは航空機の外側に露出し、太陽光、湿気（および他の航空機の液体）、浸食および激しい機械的接触に耐える必要がある。樹脂複合材料は、パッチの製造時にセンサー（およびSHMシステムの他の要素）を組み込むことができるため、埋め込み型手法に非常に適している。接着結合の健全性と修復された欠陥での進展を評価するためのSHM には、いくつかの例がある。パッチの剥離を検出するためのこれらの選択肢のいくつかを図15.25に示し、参考文献[82-84]で報告している。著者らの見解では、現時点で最も信頼性が高く直接的な手法は、外部パッチのテーパー端部でのひずみ伝達の測定である。減少があれば、主構造からのパッチの剥離の兆候である。基本的な稼働時の測定は、パッチ上のゲージと主構造上の同様の応力場におけるゲージの間の同期比を測定するだけである。重要なことは、この手法は運用時の負荷に関する情報を必要としないことである。この手法の使用については、参考文献[85]に記載されており。フルスケールの疲労試験でオーストラリアのF111航空機の主翼に適用されたことが説明されている。ひずみ伝達手法では，疲労耐久性のあるひずみゲージをパッチに接着するか，理想的にはパッチ内および主構造体に埋め込む必要がある．ひずみ測定の選択肢としては、従来の電気抵抗ひずみゲージ、圧電フィルムひずみゲージまたはブラッググレーティングを備えた光ファイバーの使用が含まれる。ブラッググレーティング付き光ファイバーは、低コスト、高耐久性、高感度、低電力、単一のファイバーで多くの場所のひずみを測定できる機能、電磁干渉に対する耐性など、ひずみ測定に多くの利点があり、電気抵抗ひずみゲージの優れた代替品となる。特に外部との接触が最小限で済むため、複合材料積層板への埋め込みに適している。15.5.4 一次金属製機体構造へのいくつかの応用例接着修理の軍事用途のいくつかは、参考文献[59]に記載されている。民間航空機用途に関する問題の包括的な議論については、参考文献[72]を参照されたい。この節で説明する一次構造の疲労き裂の補修は、すべて 15.5.2.1 節で説明したように、グリットブラストシランプロセスによる表面処理後にエポキシ／ニトリルフィルム接着剤 FM73 で接着されたボロン繊維／エポキシパッチを使用して実施した。15.5.4.1 USAF C141米空軍のLockheed C141航空機の主翼は、航空機の寿命が終わりに、大規模な疲労き裂が発生した。このき裂は一体型ライザーの水抜き穴から発生したものでした。小さなき裂はリーマー加工で除去できたが、多くのき裂はこの処理には大きすぎ、場合によってはき裂が翼板にまで及んでいた。この問題に対処するため、大規模な接着修理プログラムが実施された[86]。図15.26は、使用された補修計画を示している。120機の航空機が修理され、770個の水抜き穴に2300個のパッチが取り付けられた。その後の使用において、疲労き裂の発生は確認されなかった。15.5.4.2 F16 下翼表皮の修理アメリカ空軍の旧型機F-16の翼下部表皮の通気口周辺の締結部から疲労き裂が発生した（文献[87, 88]、図15.27に示す）。通気チューブのフランジを越え進展するき裂は、翼の燃料タンクへの直接経路となり、燃料漏れを引き起こすことになる。この用途のため、機械締結したアルミパッチ修理が設計された。解析の結果、この修理は疲労き裂の進展を止めることはできないが、耐用年数を約3300時間から約5700時間まで延長することができた。しかし、8000時間の目標には届かなかった。さらに、機械締結修理の取り付けは、翼下部表皮の必要な締結部にアクセスするため、翼上部表皮を取り外さなければならず、非常に時間がかかる。また、表皮に新たな締結穴を開ける必要があることも、この方法の大きな欠点でした。ボロン繊維／エポキシ複合材料による接着修理は、穴を開けたり翼上部表皮を除去したりすることなく実施できるため、適切な方法であると考えられる。予備校化されたパッチは、ボロン繊維／エポキシの14層の一方向層からなり、疲労き裂に垂直な構造の上に配置され、パッチの上部と下部には±45°層がある。報告された時点では、修理設備に既知の問題はなく、パッチの下のき裂のNDIでも問題は見つからなかった。15.5.4.3 RAAF F-111下翼の表皮修理オーストラリア空軍(RAAF)[89]で運用されているF-111機では、アルミ合金製の翼下部表皮部分に疲労き裂が発生していた（図15.28）。このき裂は、燃料流路を形成する前方補助桁の振れによる応力集中が原因である。最初のき裂が発見されたとき、破壊力学計算では、き裂が設計限界荷重で限界長さを超えていることが示された。従来の機械締結された金属製の修理が検討されたが、空力上の考慮（過剰な厚み）から魅力的ではあない。さらに重要なことは、高応力の一次構造では新たな締結穴は受け入れられず、さらに、そのような修理の下でのき裂を検査することは不可能である。複合材料接着修理が翼を修復する唯一の選択肢と考えられた。この翼下部表皮修理は、欠陥のき裂進展率を大幅に減少することが予測され、その後約3年間の運用で実証された。この翼は後に疲労試験機として使用され、F111のスペクトル荷重を7000時間以上受けても、パッチ上のき裂はそれ以上の進展が検出されなかった。この修理はその重要性から、典型的な例とは言い難く、むしろ相当な研究開発プログラムを経た後にのみ接着修理技術が達成できる限界を示していることを強調しておかなければならない。このような修理プログラムは、今回のように航空機全体に適用することが実際にあるいは潜在的に必要な場合にのみ、費用対効果を高くなる。15.6 補強15.6.1 目的本章の焦点は損傷の修理であるが、部品の構造欠陥を改善するための接着複合材料補強を適用することも、言及するに価値ある修理の一種である。重要なことは、主構造またはその他の高負荷構造への補強材の適用に関する認証問題は、補修よりもはるかに簡単であるということである。接着補強の範囲は以下が含まれる：· 疲労寿命の延長· 負荷能力の向上· 腐食や侵食によって失われた材料の交換。· 座屈に対する抵抗力の向上· 減衰や共振周波数の向上最も要求の厳しい用途には、ゴム変性エポキシフィルムまたはペースト接着剤が選択される。ボロン繊維／エポキシは、前述の理由から、航空機金属部品に適用するのに好ましい複合材料と考えられる。ただし、大規模な航空機用途や非航空機用途では、炭素繊維／エポキシが選択される。超高弾性炭素繊維／エポキシは、補強材の弾性率が鋼の弾性率を超える必要がある場合に鋼構造の補強に使用される[90] が、この材料の低ひずみ性が許容できる場合に限られる。ボロン繊維／エポキシは高価であり、特に少量しか入手できないため、制限を受ける場合がある。同じ事項が超高弾性炭素繊維複合材料にも当てはまる。ガラス繊維／エポキシは、特に剛性よりも強度が要求される場合、要求の少ない用途での低コストの選択肢となる。15.4.2.1節で説明したグリットブラストシラン表面処理は、大面積の用途に適している。しかし、品質管理は小面積の修理に比べてはるかに困難となる。また、特にフィルム接着剤では、硬化と空隙率の最小化に必要な圧力と温度を得ることが困難な場合がある。炭素繊維／エポキシ補強材料は、橋梁や高圧パイプライン[91]などの鋼鉄やアルミのインフラ[90]に適用され、腐食によって失われた強度を回復したり、溶接部などのホットスポットでのひずみを軽減するために用いられることが多い。パイプラインや圧力容器などの類似部品では、補強材は通常、手動または自動のテープ敷設手順を用いて重ね合わせで適用される。水中でのアルミ[92]や鋼部品[93]への炭素繊維／エポキシやガラス繊維／エポキシ補強材の適用が評価され、実現可能であることが示されている。補強材の設計には、以下のような重要な設計事項がある：(a) 15.2.4 節で述べたように、補強材がもたらすひずみ低減効率は、剛性比だけでなく、主構造と補強材の形状に依存する。(b) 15.2.2節で述べたように、特に低温での運用が要求される場合、複合強化材と主構造との間の熱膨張係数の不一致から生じる残留応力が大きくなることがある。15.6.2 選択された用途15.6.2.1 HMAS sydney FFG-7これはインフラ用途に使われるような大規模な補強の例である。FFGのアルミ合金製甲板では、厚い板と薄い板が溶接された溶接部で疲労き裂が発生する[94]。そこで、溶接部の応力を低減するために、図15.29に示す領域で2つの一方向炭素繊維／ビニルエステル複合材料補強材を甲板上に接着した。補強材は、グリットブラスト／シラン処理による表面処理後、ウェットレイアップで甲板に接着された。初期硬化は室温で行われ、その後、炭素繊維を通して直接電気加熱を用いて後硬化が行われた。衝撃による損傷を防ぐため、補強材の表面には、ガラス繊維／ビニルエステル複合材料層が含まれている。海上での運用時の当該領域の甲板の最大応力は76MPaと推定され、予測した通りに補強により応力を20％程度低減できることが示された。しかし、この補強材は約15年間使用されており、大規模な定期メンテナンスが必要である。15.6.2.2 F111 ウイングピボットフィッティング最終的には失敗に終わりましたが、この用途は航空機構造の補強の極端で挑戦的な例を示す。図15.30に示すように、アルミ合金製の翼表皮に締結された鋼製の翼ピボット取り付け具の小さな領域では、機体の鋼製部品の欠陥を選別するために行われるコールドプルーフ試験で塑性変形する。この変形による残留応力により、この領域は疲労き裂が発生しやすくなる。コールドプルーフ試験中のひずみを軽減し、使用中の繰り返しひずみを軽減するために、図 15.30 の写真に示すボロン繊維／エポキシ補強材 [95, 96] を、グリットブラスト／シラン処理による表面処理後に、FM73 構造用フィルム接着剤を用いて鋼とアルミの継手に接着した。この補強材は、FE解析で予測され、実機試験でも確認されたように、コールドプルーフ試験中に重要な領域のひずみを30％軽減するに成功した。しかし、その後の使用中に補強材／システム（補強材中の接着剤と表面樹脂）の疲労破壊が発生した。疲労破壊は、ウィングピボットフィッティングの鋼側の限られたスペースに補強材を取り付けるために、大きなテーパー角（15.2.6節で推奨されている角度よりもはるかに大きい）を使用したことにより、補強システムに高いせん断と剥離応力が生じたことに起因している。補強材の不具合に関するより詳細な議論は、参考文献[97, 98]に記載されている。15.6.2.3 FA/18主翼取り付け隔壁F/A-18のアルミ合金製主翼取り付け隔壁には、高負荷がかかるため、疲労き裂が発生しやすい。フィンランド空軍が採用した重要領域での疲労寿命を延ばす手法[99]は、ボロン繊維／エポキシ補強材で隔壁を補強することで、この領域の疲労ひずみを低減することでした。グリットブラストシラン表面処理を施した後、FM73構造用フィルム接着剤で補強材は接着される。補強材の1つの写真を図15.31Bに示す。 2014年11月の時点で、35機が航空機に改造を施され、問題は報告されていない。この位置の隔壁に焦点を当てた構造の詳細に基づく以前の研究 [100] を図 15.31C に模式的に示す。この研究では、カナダのF/A18での実大試験に結実し、図示の領域で、フィルム接着剤FM73を用いてボロン繊維／エポキシ補強材（厚さ1mm）を隔壁に接着させた。この試験では、予測通りこの重要領域で20％のひずみ低減が達成され、補強材が重要な荷重条件に耐えることが示された。以前の構造詳細試験では疲労の懸念は示されていない。15.6.3 提案された回顧的なNDI法：疲労寿命の向上補強は修理ではない。したがって、補強がない場合、残留強度が設計限界荷重15.1節での応力を超えなければならないという一次構造の厳しい要件を最初に満たす必要がある。しかし、理想的には、補強材の適用前にホットスポットの表面層を除去し、重大なき裂が残っていないことを確認する必要がある。これは、NDIの検出限界以下に存在する可能性のあるき裂を除去するために、例えば締結穴をリーマー加工するなどの「確信的なカット（confidence cut）」を実施することを意味する。15.5.2節で説明したSHM法とプルーフ試験法は、補強材の健全性を監視するために使用できるが、簡単な代替手段がある：「回顧」手法である。この手法は、以下の仮定に基づいている[59]：補強によるひずみの低減により、たとえば残留応力を考慮した代表的な構造詳細のテストから作成された S/N 曲線に基づいて、亀裂発生までの寿命が予測可能に増加します。a. 補強材によるひずみ低減により、例えば、残留応力を考慮した代表的な構造体の詳細な試験で得られたS/N曲線に基づき、き裂発生までの寿命を予測可能となるように拡張する。b. NDIは、補強材の剥離を確実に検出できる。c. パッチが健全な場合、低ひずみレベルでのき裂進展予測に基づき、次の検査間隔を飛行時間に追加できる。d. ただし、パッチが著しく剥離していることが判明した場合は、たとえ補強材を交換しても、元の検査間隔に戻す必要がある。上記の仮定に基づいたその手順を図15.32に模式的に示す。この図には、補強によって生じたひずみ（または応力）の減少率と各検査期間までの飛行時間が示されている。最初の検査間隔は、補強材は評価されないので、構造物のこの領域で以前に要求されたように、パッチと主構造はFNDI 飛行時間で検査される。パッチが健全である場合、次の検査期間は次のように延長される：KR *FNDI 時間。ここで、KR = (1 - FNDI /FR )、FR は、理想的には試験データに基づいたひずみレベルを下げた場合の予測検査飛行時間である。補強材によるひずみの低減による寿命の増加に対する信頼性は、前期の補強材の有効性が証明されたことに基づいているため、危険性は低い。この回顧的手法は、パッチが剥離しない限り、その後の各期間に使用される。図15.32では，20%ひずみ減少時のKR が0.5であると仮定し，その後の各検査間隔では，補強が健全であれば2回目の検査間隔と同じとする。より現実的には、100%のピークスペクトルひずみ時の残存寿命の50%を基準に検査間隔を設定することができる。補強材を管理するためのこの手法を示す議論と図は参考文献[59]に記載されている。.15.7 結論本章では、軍用機の主要な用途を例にとり、高負荷の金属または複合材料構造への接着剤による補修または補強の適用に関する初期設計手法、材料工学および検査要件を紹介する。結論と最終的な所感は以下の通りである：NDI の制限により、修理パッチがない場合、損傷した構造の残留強度が設計限界荷重 (または応力) を許容可能なマージンだけ超えなければならないという要件が生じます。1. 構造的損傷によって失われた荷重経路を回復するため、接着剤を使用して補強材や補修パッチを取り付けることは、機械締結を使用した取り付けに比べて多くの利点がある。しかし、主に現状の NDI 法では実際の修理状況において弱接着や接着欠陥さえも検出できないため、高負荷の金属・複合材料構造、特に航空機の一次構造物の修理に接着剤を使用することは困難である。2. NDIの制限により、修理パッチがない場合、損傷した構造の残留強度が、設計限界荷重（または応力）をある許容範囲を持って超えていなければならないという要件が生じるので、接着接合された一次航空機の認証に関する現行のガイドラインを検討する。本章の焦点の多くは、この制限を越えて接着修理の範囲を拡大することである。3. アルミ合金やその他の金属部品において、修理が必要な損傷の主な原因は、疲労き裂である。炭素繊維／エポキシ、ボロン繊維／エポキシなどの複合材料を用いた接着修理は、金属による修理よりも疲労き裂の補修にかなりの利点があることが示される。重要な利点は、多くの場合、き裂を除去することなく補修が可能であることである。4. Roseモデルに基づくパッチ剛性の関数としての応力拡大係数と必要なパッチ長さの推定など、き裂修復のためのパッチ設計の簡単な方法について概説する。5. パッチのテーパー端部は安全寿命領域として設計し、き裂上の領域は損傷許容領域として設計することが可能であると結論づけられる。6. パッチシステムの設計許容値を推定する手法と、実際のデータがない場合のパッチ設計のための保守的な応力データの推定が示されている。7. 炭素繊維／エポキシ複合材料の一次構造で補修が必要な損傷の主な原因は、機械的衝撃による視覚的損傷である。圧縮荷重下で損傷部品の残留強度が主な懸念事項である。修理は通常、主材料と同様の材料と層構成の複合材料に基づいて行われる。比較的薄い構造には外部パッチ（金属修理用のパッチなど）を使用するが、厚い構造の場合にはスカーフや段付き修理が必要である。どちらの場合も、簡単な設計手法が紹介されている。8. 厚い複合材料構造の修理のために取り除かなければならない主材料の量を最小限にするための方法が提案されている。9. 金属や複合材料の修理に安全に適用できる効果的な接着前の表面処理を施すことが、補修を成功させるために重要である。金属の場合は、グリットブラスト処理とシランベースのカップリング剤による処理が効果的であるが、熱硬化性樹脂複合材料の場合は、単純な研磨で十分である。10. 現在のNDIでは弱接着を検出できないため、接着接合の構造健全性に対する初期および継続的な信頼性を与えるために、プルーフ試験という代替手法が提案されている。修理と同時に接着された接着修理クーポンのねじり試験に基づく手法について説明する。これらのクーポンは、修理期間中、定期的に試験され、規定耐荷重を下回って破損しないことを確認される。11. プルーフ試験の追加として、そのような試験が実行不可能な場合、例えば隠れた構造では、構造健全性モニタリングの適用が提案されている。主構造から補修パッチや補強材への荷重伝達を測定することが、短期的には最も有望な手法であると結論付けられている。12. 複合材料補強材を用いて（き裂の修復ではなく）ホットスポットでのひずみを低減することで疲労寿命を延ばすことは、特に重要な補修よりも認証の難易度が低いため非常に有益である。補強材の適用を認証するための回顧的手法について説明する。謝辞このテーマに関して，Aerospace Division, Defence Science and Technology Group and Advanced Composite Structures, Australia のメンバーによる多大な貢献と，Anthony Loynes による原稿に対する建設的なコメントに謝意を表します．参考文献[1]K.B. 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