(57)【要約】      （修正有）【課題】コンポーネントを効率的に互いに連結すること【解決手段】継手アセンブリには、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネント３２０が含まれ、第２のコンポーネントには、第１の部分と、第１の部分から延びて、第１のコンポーネントに第２のコンポーネントを連結する複数の柔軟性部材３２４とが含まれている。複数の柔軟性部材は、所定の方向に与圧され、第１のコンポーネントに第２のコンポーネントを連結するとき所定の方向とは反対の方向に屈曲するように構成されている。第２のコンポーネント３２０は接着層を受ける結合表面３２８を含む。【選択図】図５
2015007474.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１のコンポーネント、及び
第１の部分と、前記第１の部分から延びる複数の柔軟性部材とを含む第２のコンポーネントであって、前記複数の柔軟性部材は、前記第１のコンポーネントに前記第２のコンポーネントを連結するときに屈曲するように構成されており、前記複数の柔軟性部材の各々を超えて縁の剥離が広がることを制限し易くする、前記第２のコンポーネント
を備える継手アセンブリ。
【請求項２】
前記複数の柔軟性部材の少なくともいくつかは、前記第２のコンポーネントの厚みを小さくした先端に向かって次第に薄くなっている、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントは、前記１のコンポーネントと前記第２のコンポーネントの間に画定される継手がほぼ均一な厚みを有するように、それぞれ次第に薄くなっている、請求項１又は２に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記複数の柔軟性部材は、所定の方向に与圧されており、前記第１のコンポーネントに前記第２のコンポーネントを連結するときに前記所定の方向とは反対の方向に屈曲するように構成されている、請求項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項５】
前記複数の柔軟性部材は、前記第１のコンポーネントの方に曲げられて、前記所定の方向に与圧される、請求項４に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記複数の柔軟性部材は、前記所定の方向とは反対の方向に屈曲して、前記第１のコンポーネントに引張力を印加する、請求項５に記載のアセンブリ。
【請求項７】
前記複数の柔軟性部材は、前記第１のコンポーネントから離れるように曲げられて、前記所定の方向に与圧される、請求項４に記載のアセンブリ。
【請求項８】
前記複数のセグメントは、前記所定の方向とは反対の方向に屈曲して、前記第１のコンポーネントに圧縮力を印加する、請求項７に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記複数の柔軟性部材は、前記複数の柔軟性部材の隣接し合う二つの間に画定される隙間によって分離されている、請求項１から８のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記複数の柔軟性部材は前記第１の部分と一体に形成される、請求項１から９のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項１１】
継手の組立て方法であって、
第１の部分と、前記第１の部分から延びる複数の柔軟性部材とを含む第１のコンポーネントを提供することと、
前記複数の柔軟性部材を第２のコンポーネントに連結することであって、前記複数の柔軟性部材は、前記第２のコンポーネントに連結するときに屈曲するように構成されており、前記複数の柔軟性部材の各々を超えて縁の剥離が広がることを制限し易くする、連結することと
を含む方法。
【請求項１２】
前記複数の柔軟性部材を前記第２のコンポーネントに向かう所定の方向に与圧することにより、前記複数の柔軟性部材に沿ったボンドラインの制御を改善し易くすることをさらに含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記複数の柔軟性部材を前記第２のコンポーネントから離れる方向である所定の方向に与圧することにより、前記複数の柔軟性部材の剥離箇所を決定し易くすることをさらに含む、請求項１１又は１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記複数の柔軟性部材を連結することは、前記複数の柔軟性部材の間に隙間を画定することにより、前記複数の柔軟性部材の各々を超えて前記縁の剥離が広がることを制限し易くすることをさらに含む、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１５】
隙間を画定することは、前記複数の柔軟性部材が互いから分離されるように、前記第１のコンポーネントの縁にスリットを入れることを含む、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、概ね連結機構に関し、具体的には、コンポーネントを互いに結合するために使用される、与圧した耐剥離性継手に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくともいくつかの既知の航空機コンポーネントは、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）といった非金属複合材料からなる多層の積層構造から製造される。複合材料は、通常、高い比強度を有し、様々な形状及び大きさに形成することができる。航空機の重量を減らすために、アルミニウム、チタン、及び／又はスチールといった金属材料と組み合わせて複合材料を使用することができる。総重量の低減は、通常航空機の燃料効率の上昇に寄与する。
【０００３】
一の既知の複合コンポーネント製造方法は、オートクレーブ成形手順を使用する。オートクレーブ成形は、通常、複合強化材料の層に樹脂を予備含浸すること、層を所望のコンポーネントの形状に形成すること、及び所望のコンポーネントをオートクレーブ内に配置することを含む。オートクレーブ内部の温度及び／又は圧力を上昇させることにより、樹脂は硬化して、強化材料に支持を与え、所望の形状の維持を可能にする。しかしながら、オートクレーブは、通常、大規模な資本投資を必要とし、物理的に大きな敷地面積を要し、且つ運転に費用がかかる。
【０００４】
複合材料から製造される少なくともいくつかの既知の航空機コンポーネントは、接着剤を用いて互いに結合することができる。接着剤は一般にコンポーネント同士の結合に有効であるが、航空機の耐用期間中に剥離が起こりうる。例えば、剥離は、航空機の長期にわたる使用後に起こりうる、及び／又は飛行中に異物が材料に衝突したときに起こりうる。このような剥離は、定期的な整備中に検出することが難しく、且つ目視検査により検出することが難しい。
【０００５】
少なくともいくつかの既知の非破壊検査（ＮＤＩ）技術を使用して、アセンブリ中のコンポーネント間の剥離を決定することができる。例えば、ＮＤＩ技術には、超音波検査、サーモグラフィー検査、及び／又はタップハンマーによる検査が含まれる。しかしながら、既知のＮＤＩ技術は、通常、検出を容易にするためのボンドラインに沿った不連続性を生じさせることなく弱い結合及び／又はゼロ強度結合（すなわち、「キッシングボンド（ｋｉｓｓｉｎｇ  ｂｏｎｄ）」を検出することができない。このような検出の難しさにより、特定の用途において弱い結合及びゼロ強度結合の使用が限定される。さらに、既知のＮＤＩ技術は、長時間を要し、大きな労働力を要し、且つ実施に費用が掛かる。
【発明の概要】
【０００６】
一態様では、継手アセンブリが提供される。この継手アセンブリには、第１のコンポーネントと第２のコンポーネントが含まれ、第２のコンポーネントには、第１の部分と、第１の部分から延びて、第１のコンポーネントに第２のコンポーネントを連結するときに屈曲するように構成された複数の柔軟性部材とが含まれる。複数の柔軟性部材は、複数の柔軟性部材の各々を超えて縁の剥離が広がることを制限し易くする。
【０００７】
一態様では、胴体アセンブリが提供される。この胴体アセンブリは、第１端から第２端まで延びる本体部分を含む第１の円筒セクション、並びに第１端から第２端まで延びる本体部分と、第１端及び第２端のすくなくとも一方から延びる複数の柔軟性部材とを含む第２の円筒セクションを含み、複数の柔軟性部材は、第１の円筒セクションに第２の円筒セクションを連結するときに屈曲するように構成されている。複数の柔軟性部材は、複数の柔軟性部材の各々を超えて縁の剥離が広がることを制限し易くする。
【０００８】
また別の態様では、継手の組立て方法が提供される。この方法は、第１の部分と、第１の部分から延びる複数の柔軟性部材とを含む第１のコンポーネントを提供すること、及び第２のコンポーネントに複数の柔軟性部材を連結することを含む。複数の柔軟性部材は、複数の柔軟性部材の各々を超えて縁の剥離が広がることを制限し易くするもので、第２のコンポーネントに連結するときに屈曲するように構成されている。
【０００９】
さらに、本発明は以下の条項による実施形態を含む。
【００１０】
条項１
第１端から第２端まで延びる本体部分を含む第１の円筒セクション、並びに
第１端から第２端まで延びる本体部分と、前記第１端及び前記第２端の少なくとも一方から延びる複数の柔軟性部材とを含む第２の円筒セクションであって、前記複数の柔軟性部材は、前記第１の円筒セクションに前記第２の円筒セクションを連結するときに屈曲するように構成されており、前記複数の柔軟性部材の各々を超えて縁の剥離が広がることを制限し易くする、第２の円筒セクション
を備える胴体アセンブリ。
【００１１】
条項２
前記第１の円筒セクションは、前記複数の柔軟性部材と一致するように構成された結合表面を含む、条項１に記載のアセンブリ。
【００１２】
条項３
前記複数の柔軟性部材は複合材料から製造されている、条項１に記載のアセンブリ。
【００１３】
条項４
前記複数の柔軟性部材は、前記第１の円筒セクションと前記第２の円筒セクションとの間に画定された継手への漸進的負荷遷移を改善し易くするために、先へ行くほど薄くなっている、条項１に記載のアセンブリ。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】例示的な航空機の生産及び保守方法を示すフロー図である。
【図２】例示的な航空機のブロック図である。
【図３】例示的な胴体アセンブリの斜視図である。
【図４】図３に示された胴体アセンブリの組立てに使用されうる例示的な継手アセンブリのセクション斜視図である。
【図５】図４に示す継手アセンブリの分解図である。
【図６】図５に示す継手アセンブリの断面図である。
【図７】図３に示された胴体アセンブリの組立てに使用されうる代替的な継手アセンブリの分解図である。
【図８】図７に示す継手アセンブリの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
本発明の実装態様は、コンポーネントの相互連結に使用されうるアセンブリ及び方法に関する。具体的には、コンポーネントは、接着剤を用いて互いに結合されて、コンポーネント間のボンドラインの制御を改善し易くする、及び／又はコンポーネント間に形成される継手に沿った剥離の可能性のある場所が容易に検出できるようにするフィーチャを含むことができる。例示的実装態様では、コンポーネントの少なくとも一つが、第１の部分と、第１の部分から延びて別のコンポーネントと連結する複数の柔軟性部材とを含む。柔軟性部材は、所定の方向に与圧され、他のコンポーネントに連結されるときに所定の方向に屈曲する。さらに、柔軟性部材は、継手に沿って縁の剥離が伝播することを制限し易くするために、互いから離れている。
【００１６】
ここで図面を参照し、本発明の実装態様を、航空機の生産及び保守方法１００（図１）、及び航空機１０２（図２）に照らして説明する。生産前の段階において、航空機１０２の仕様及び設計１０４データを含めることが、製造プロセスの間に使用され、機体に関連付けられる他の材料が調達される１０６。製造段階では、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１０８と、航空機１０２のシステムインテグレーション１１０が行われ、その後航空機１０２は認可及び納品プロセス１１２に入る。機体の認可が成功裏に満足されて完了したら、航空機１０２は運航１１４に供される。顧客によって運航される間、航空機１０２は定期的に型通りの計画的整備及び保守１１６（例えば、変更、再構成、及び／又は改修を含む）を受ける。
【００１７】
航空機の生産及び／又は保守の方法１００に関連付けられる各部分及びプロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は完了されうる。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。
【００１８】
図２に示されるように、方法１００によって製造された航空機１０２は、複数のシステム１２０及び内装１２２を有する機体１１８を含むことができる。高レベルのシステム１２０の例には、推進システム１２４、電気システム１２６、油圧システム１２８、及び／又は環境システム１３０のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空機の例を示したが、本発明の原理は、自動車産業などの航空機産業以外の産業にも適用しうる。
【００１９】
本明細書に具現化された装置と方法は、方法１００の一又は複数の任意の段階で採用することができる。例えば、コンポーネント生産プロセス１０８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１０２の運航中に生産されるコンポーネント又はサブアセンブリに類似の方法で作製又は製造される。また、一又は複数の装置の実装態様、方法の実装態様、或いはそれらの組み合わせは、例えば、航空機１０２の組立てを実質的に効率化するか、及び／又は航空機１０２の組立てコストを削減することにより、製造段階１０８及び１１０の間に利用することができる。同様に、装置の実装態様、方法の実装態様、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機１０２の運航中又は整備中に、例えば、計画的な整備及び保守１１６の間に利用することができる。
【００２０】
図３は、例示的な胴体アセンブリ２００の斜視図である。この例示的実施形態では、胴体アセンブリ２００は、第１の円筒セクション２１０と第２の円筒セクション２２０とを含む。第１の円筒セクション２１０は、第１端２１４から第２端２１６まで延びる本体２１２を含んでおり、第２の円筒セクション２２０は、第１端２２４から第２端２２６まで延びる本体２２２を含んでいる。この例示的実施形態では、第１及び第２の円筒セクション２１０及び２２０の第２端２１６及び２２６は、それらの間に位置する継手２３０において互いに連結されている。
【００２１】
図４は、胴体アセンブリ２００（図３参照）の組立てに使用される例示的な継手アセンブリ３００のセクション断面図であり、図５は継手アセンブリ３００の分解図であり、図６は継手アセンブリ３００の断面図である。例示的実装態様では、継手アセンブリ３００は、第１のコンポーネント３１０と、第１のコンポーネント３１０に連結された第２のコンポーネント３２０とを含む。具体的には、第１のコンポーネント３１０及び第２のコンポーネント３２０は、それらの間に位置する継手３３０に接着剤の層３４０を用いて互いに結合される。第１のコンポーネント３１０及び第２のコンポーネント３２０は、継手アセンブリ３００が本明細書に記載のように機能することを可能にする任意の接着剤により結合することができる。さらに、例示的実装態様では、第２のコンポーネント３２０は、その上に接着層３４０を受けるための結合表面３２８を含む。
【００２２】
この例示的実装態様では、第１のコンポーネント３１０は、第１の部分３１２と、第１のコンポーネント３１０の一端３１６まで延びる複数の柔軟性部材３１４とを含み、第２のコンポーネント３２０は、第１のコンポーネント３１０に相補的なほぼ同様の構成を有する。したがって、この例示的実施形態では、第２のコンポーネント３２０も、第１の部分３２２と、第２のコンポーネント３２０の一端３２６まで延びる複数の柔軟性部材３２４とを含んでいる。ここで第１のコンポーネント３１０についてさらに詳細に記載するが、同じ説明が第２のコンポーネント３２０にも当てはまることを理解されたい。
【００２３】
この例示的実装態様では、第１のコンポーネント３１０及び第２のコンポーネントは継手３３０に沿って互いに連結される。具体的には、接着層３４０は、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネント３２０との間の少なくとも一部に延びて、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネント３２０とを互いに連結する。さらに、第１の部分３１２は、ほぼ均一な厚みＴ１を有し、第１のコンポーネント３１０は先に行くほど薄くなっており、第１の部分３１２から端部３１６に向かって厚みが減少している。第１のコンポーネント３１０及び第２のコンポーネント３２０はほぼ同じで互いに相補的であるので、継手アセンブリ３００は継手３３０に沿ってほぼ均一な厚みを有している。例えば、この例示的実装態様では、継手３３０は、厚みＴ１とほぼ同じ厚みＴ２を有している。したがって、第１のコンポーネント３１０の厚みが先に行くほど薄くなっていることにより、長手方向３５０に沿った継手３１０への漸進的負荷遷移を改善し易くなっている。
【００２４】
いくつかの実装態様では、柔軟性部材３１４は、第１の部分３１２から延びて第２のコンポーネント３２０に連結する。具体的には、柔軟性部材３１４は、第１の部分３１２から延びて第２のコンポーネント３２０上に画定された結合表面３２８と一致し、接着層３４０によって柔軟性部材３１４が結合表面３２８と連結する。さらに、隣接する柔軟性部材３１４はスリット３３２によって分離され、その間にはアパーチャ３３４が画定される。スリット３３２及びアパーチャ３３４は、各柔軟性部材３１４を超えて縁の剥離が広がることを制限することにより、継手３３０に沿った剥離隔絶能の増大を促す。具体的には、この例示的実装態様では、各柔軟性部材３１４は、スリット３３２を第１のコンポーネント３１０の縁３１６まで延ばすことにより、隣接する柔軟性部材３１４から隔絶される。柔軟性部材３１４を隔絶することにより、剥離の拡大が継手３３０に沿って横方向３５２に伝播することを制限し易くなる。また、柔軟性部材３１４を隔絶することは、各柔軟性部材３１４が第２のコンポーネント３２０の結合表面３２８内の凸凹及び／又は歪みを補償することを可能にする。
【００２５】
いくつかの実装態様では、柔軟性部材３１４は、滑らかな負荷遷移と、継手３３０に沿った応力状態の低減を促進する。例えば、柔軟性部材３１４内の軸負荷は長手方向３５０に延び、柔軟性部材３１４内の軸外負荷は横方向３５２に延びる。柔軟性部材３１４をセグメント化することにより、柔軟性部材３１４が継手３３０に沿った軸外負荷を扱うことが困難になる場合がある。したがって、柔軟性部部材３１４における負荷遷移の改善及び応力状態の低減に起因して、継手３３０に沿って結合が強化される。
【００２６】
柔軟性部材３１４は、継手アセンブリ３００が本明細書に記載のように機能することを可能にする任意の材料から製造することができる。例示的な材料には、限定されないが、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）といった複合材料が含まれる。さらに、柔軟性部材３１４は、第２のコンポーネント３２０に連結される前に、所定の方向に与圧される。具体的には、柔軟性部材３１４は、第２のコンポーネント３２０に向かう所定の方向、又は第２のコンポーネント３２０から離れる所定の方向に与圧される。次いで、柔軟性部材３１４は、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネントとが互いに連結されるときに所定の方向とは反対の方向に屈曲する。
【００２７】
一実装態様では、柔軟性部材３１４は、第２のコンポーネント３２０に連結される前に、所定の方向３５４に与圧される。具体的には、柔軟性部材３１４は、所定の方向３５４に与圧するために、第２のコンポーネント３２０に向かって曲げられる。次いで、柔軟性部材３１４は、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネントとが互いに連結されるとき、所定の方向３５４とは反対の方向３５６に、第２のコンポーネント３２０から離れるように屈曲する。このように、反対方向３５６に屈曲する柔軟性部材３１４は、第１のコンポーネント３１０に、引張表面３３６と、引張表面３３６の反対側の圧縮表面３３８とを画定する。次いで引張表面３３６は、接着層３４０を介して第２のコンポーネント３２０に連結される。
【００２８】
一実装態様では、柔軟性部材３１４は、継手３３０に沿った十分な結合を達成するために必要な柔軟性部材３１４全体への負荷の印加の低減を促す、及び／又は継手３３０に沿ったボンドラインの制御を改善し易くする。例えば、一実装態様では、与圧した柔軟性部材３１４により提供される追加的負荷は、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネント３２０とをオートクレーブ（図示しない）を使用せずに結合することを可能にする。具体的には、接着層３４０を結合表面３２８に適用し、柔軟性部材３１４を、引張表面３３６が接着層３４０に連結するように方向付け、接着剤３４０が硬化するとき、機械的クランプ（図示しない）を使用して柔軟性部材３１４を所定の位置に保持することができる。一実装態様では、接着層３４０は、高温下で、オーブン（図示しない）内で所定の期間にわたって硬化される。このように、柔軟性部材３１４の機械的クランプ及び与圧により印加される合成負荷により、追加的圧力及び／又はオートクレーブ成形手順に関連する費用なしで、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネントとを結合することが可能になる。
【００２９】
図７は、胴体アセンブリ２００（図３参照）の組立てに使用される代替的な継手アセンブリ４００の分解図であり、図８は、継手アセンブリ４００の断面図である。この実装態様では、柔軟性部材３１４は、第２のコンポーネント３２０に連結される前に、所定の方向３６４に与圧される。具体的には、柔軟性部材３１４は、所定の方向３６４に与圧するために、第２のコンポーネント３２０から離れる方向に曲げられる。次いで、柔軟性部材３１４は、第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネントとが互いに連結されるときに、所定の方向３６４とは反対の方向３６６に、第２のコンポーネント３２０に向かって屈曲する。このように、反対方向３６６に屈曲する柔軟性部材３１４は、第１のコンポーネント３１０に、圧縮表面３３８と、圧縮表面３３８の反対側の引張表面３３６とを画定する。次いで圧縮表面３３８は、接着層３４０を介して第２のコンポーネント３２０に連結される。
【００３０】
一実装態様では、柔軟性部材３１４により、継手３３０に沿った第１のコンポーネント３１０と第２のコンポーネント３２０との間の剥離位置が決定し易くなる。例えば、剥離は、接着層３４０の長期使用の結果、及び／又は異物（図示しない）による衝撃の結果起こりうる。柔軟性部材３１４は所定の方向３６４に与圧されるので、継手３３０に沿った剥離により、一又は複数の柔軟性部材３１４が所定の方向３６４に第２のコンポーネント３２０から外れて第２のコンポーネント３２０から離れる方向に屈曲する。したがって、第２のコンポーネント３２０から外れた柔軟性部材３１４は、継手３３０に沿った局所的剥離の視覚的表示となる、及び／又は非破壊イメージング技術を用いた剥離検出を可能にする。
【００３１】
本明細書に記載のアセンブリ及び方法により、コンポーネントを効率的な方式で互いに連結することが可能となる。具体的には、本明細書に記載のアセンブリは、一のコンポーネントから延びて別のコンポーネントに連結する複数の柔軟性部材を含む。これらの柔軟性部材は、例えば、それらの間に画定される継手にかかる結合負荷の増大を促す所定の方向に与圧される。加えて、他のコンポーネントから離れる方向へ柔軟性部材に与圧することにより、継手に沿った剥離の位置が決定し易くなる。このように、柔軟性部材により、コンポーネントを互いに連結する際のボンドラインの制御が改善し易くなり、且つ継手に沿った剥離の位置を容易に決定することが可能な、単純化された結合プロセスが可能になる。
【００３２】
ここに記載した説明では、ベストモードを含む本発明を開示し、且つ当業者が任意の機器やシステムの作成及び使用、並びに組込まれた任意の方法の実施を含め、本発明を実行することを可能にするために実施例を使用している。本発明の特許可能な範囲は特許請求の範囲によって定義されており、当業者であれば想起される他の実施例も含みうる。このような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文字言語から逸脱しない構造要素を有する場合、あるいは、それらが特許請求の範囲の文字言語との有意でない相違を有する等価な構造要素を含んでいる場合は、特許請求の範囲の範囲内に含まれる。
【符号の説明】
【００３３】
２００    胴体アセンブリ
２１０    第１の円筒セクション
２１２    第１の円筒セクションの本体
２１４    第１の円筒セクションの第１端
２１６    第１の円筒セクションの第２端
２２０    第２の円筒セクション
２２２    第２の円筒セクションの本体
２２４    第２の円筒セクションの第１端
２２６    第２の円筒セクションの第２端
２３０    継手
３００    継手アセンブリ
３１０    第１のコンポーネント
３１２    第１のコンポーネントの第１の部分
３１４    第１のコンポーネントの複数の柔軟性部材
３１６    第１のコンポーネントの一端
３２０    第２のコンポーネント
３２２    第２のコンポーネントの第１の部分
３２４    第２のコンポーネントの複数の柔軟性部材
３２６    第２のコンポーネントの一端
３２８    結合表面
３３０    継手
３３２    スリット
３３４    アパーチャ
３３６    引張表面
３３８    圧縮表面
３４０    接着層
３５０    長手方向
３５２    横方向
３５４    所定の方向
３５６    所定の方向とは反対の方向
３６４    所定の方向
３６６    所定の方向とは反対の方向
４００    継手アセンブリ
【図１】
2015007474.tif 000003
【図２】
2015007474.tif 000004
【図３】
2015007474.tif 000005
【図４】
2015007474.tif 000006
【図５】
2015007474.tif 000007
【図６】
2015007474.tif 000008
【図７】
2015007474.tif 000009
【図８】
2015007474.tif 000010
【外国語明細書】
2015007474000001.pdf
2015007474000002.pdf
2015007474000003.pdf
2015007474000004.pdf