(57)【要約】  本発明は、合金または複合材料の板（３）で形成された外装材と構造要素とを接続する接続システムに関する。板（３）と構造要素（１および２）との対向面は、上記板と上記構造要素とを接続するための手段となる。この手段は、上記板と上記構造要素との接触領域の少なくとも一部の長さ方向に沿って設けられたオス型（６）及びメス型（７）の凹凸構造で実現される。
2011518722.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
裏張りと、これを支持する構造要素とを接続する接続システムであって、
上記裏張りは、合金または複合材料で形成され、上記構造要素に支持固定するために、リブ形状の構造要素と接触する領域を有し、上記構造要素に部分的に一致した薄板で構成されており、
上記板および構造要素は、これらの対向面に沿って上記板と構造要素とを接続する接続手段を有し、該接続手段は、上記板と上記構造要素との接触領域の少なくとも一部に沿って形成された嵌め込み型蟻継ぎ構造で構成されて、該嵌め込み型構造は上記接触領域に沿って不連続な形状になっており、
上記構造における突起と凹みは、数、位置、及び大きさの上で一致しており、該嵌め込み型構造において、上記突起を上記凹みに対して向かい合って挿入した後、オス型構造の突起がメス型構造の突起の下方に位置し、両構造の凹みが互いに対向する位置に達するまで、上記突起の長さと同じ長さだけ各構造間を長手方向にスライドすることで接続されることを特徴とする接続システム。
【請求項２】
上記オス型構造は上記板に形成されており、上記メス型構造は上記構成要素に配置されていることを特徴とする請求項１に記載の接続システム。
【請求項３】
上記嵌め込み型構造を一旦接続すると、上記構造間の相対的なスライドを防ぐ固定手段が当該構造に対して適用されることを特徴とする上記の請求項の何れかに記載の接続システム。
【請求項４】
上記固定手段は、上記オス型構造と上記メス型構造との間に使用される接着剤であることを特徴とする請求項３に記載の接続システム。
【請求項５】
上記固定手段は、上記オス型構造および上記メス型構造の少なくとも何れかの塑性変形で構成されることを特徴とする請求項３に記載の接続システム。
【請求項６】
上記オス型構造の少なくとも一部が、上記板に隣接して配置された端部に沿って２枚の連続する裏張り板に設けられており、上記各板に設けられたオス型構造の端部に、突起及び凹みが設けられていることを特徴とする請求項１または２に記載の接続システム。
【請求項７】
上記嵌め込み型構造における凹みの幅は、上記突起の幅よりも長いことを特徴とする上記の請求項の何れかに記載の接続システム。
【請求項８】
上記オス型構造は、該オス型構造を有する接続パーツに組み込まれて固定された補助的な金属外形で形成されていることを特徴とする上記の請求項の何れかに記載の接続システム。
【請求項９】
上記メス型構造は、該メス型構造を有する接続パーツに組み込まれて固定された補助的な金属外形に形成されていることを特徴とする請求項１から８の何れかに記載の接続システム。
【請求項１０】
上記金属外形は、接続されるパーツに少なくとも部分的に埋め込まれることを特徴とする請求項９に記載の接続システム。
【請求項１１】
上記嵌め込み型構造は、板のリブにおける少なくとも結び目または交差点に、曲線状の一致した経路が配置された構成を有していることを特徴とする上記の請求項の何れかに記載の接続システム。
【請求項１２】
上記の構造は、リブおよび構造要素の機械的ミリングによって形成されることを特徴とする請求項１から１０の何れかに記載の接続システム。
【請求項１３】
上記の外形は、押し出し成形によって形成されることを特徴とする請求項９または１０に記載の接続システム。
【請求項１４】
上記嵌め込み型構造において、長手方向の角度及び端部に、丸みが付けられていることを特徴とする上記の請求項の何れかに記載の接続システム。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
［技術分野］
本発明は、裏張り（外装材）とこれを支持する構造要素とを接続する接続システムに関するものであり、特に、飛行機の構造要素とその裏張りとの接続、および、航空分野において適用される構造要素とその裏張りとの接続、あるいは、特定の合金または複合材料で形成された薄板で構成される裏張りを有し、それが本来有する脆弱性に起因して、清浄性、摩擦の最小化、および外面の非穿孔化が基本特性として望まれる、一般的なあらゆる分野の耐久性を有する構造要素とその裏張りとの接続に適用される技術に関するものである。
【０００２】
［背景技術］
一般に冶金工業分野において現在使用されている接続部材（ジョイント）の種類を解析すると、鋲で留めるジョイント（リベットジョイント、ここでは、接続されるパーツとの間で応力伝送を有する、異なるパーツを提供するあらゆるジョイントを含む）と溶接されるジョイントとに種類分けされる。海軍の構造分野及び自動車分野などの特定の工業分野においては、溶接されたジョイントが利点を有していることはよく知られている。しかしながら、安全性の減少が致命的となり、それゆえに、完全な操縦予測可能性、重量および清浄性が求められる飛行機の操縦分野に関しては、溶接されたジョイントの利用可能性は半減する。実際、飛行機においては、溶接はほとんど使用されず、非常に正確な制御が必要とされる内部のパーツにのみ使用される。
【０００３】
現在、この技術分野においては、飛行機の外部の胴体の裏張りを構成する薄板を、リベットによって内部の構造部と接続させるのが、もっとも汎用な接続の方法となっている。この技術は、例えば、翼と外部表面のように、飛行機の外部の裏張りを形成する板と飛行機の耐久構造を形成する形成部材（former）及び縦材（stringers）とを接続するため、および、飛行機のリブと外部の裏張りあるいはリブと縦材とを接続するため、の両方に利用される。
【０００４】
上述したように、これらの裏張りは、内部表面に沿った領域を有するアルミニウム合金または複合材料の薄板で構成される。この内部表面において、裏張りは、形成部材（former）及び縦材のような裏張りを支持し固定するための構造要素と接触するとともに、裏張りと固定されるはずの設備、外部要素、および部品の位置においてこれらと接触する。裏張り用の薄板は、重量を減らすための“ベイ（bays）”と呼ばれる、凹んだ領域を有しつつ、内部表面に沿うように構造化されている。これにより、裏張り用の薄板は、上述した接触領域を構成するリブの網状構造に限定される。薄板の内部の構造化（形成）は、通常、ケミカルミリング（化学的機械加工）によって実施され、現在、この方法が使用されている。
【０００５】
現在のところ、得られる変形の種類に応じて引き伸ばし工程または回転工程を利用して、航空力学的な最終形状に成形された裏張り板が使用されている。この工程の間に、構造上の耐久性を維持するために、ケミカルミリング工程によって必要のない領域が抉られ、材料に凹みが形成される。表面を支持するいくつかの組み立て部品であって、その技術及び材料の利用可能性が許容される組み立て部品においては、不可欠な裏張りが使用される。特に、翼の表面において、一側面に約５本の軸を有し、他の側面に縦材を有する、航空力学的な表面外形を得るためのいくつかの場合において、リベット打ちの必要性を避けるために、構造化される分厚い原材料で形成された不可欠な裏張りが使用される。他の場合においては、統合化された縦材は、約３本の軸で構造化され、パーツの所望とする形状は、型打ち（moulding）工程によって得られる。このような作業（労力）は、費用を要することが明らかなものであり、リベットジョイントを回避するための重要な証拠となる。
【０００６】
ある特定の場合において使用する裏張りの種類は、製造の可能性、原材料の存在、内部表面の耐久性、及び、ある程度の製造及び統合に要するコストを考慮して、決定される。
【０００７】
複合材料で形成された外部の裏張りは、成形型および内部形状を使用し、合金の板と同様に、必要に応じて異なる層構造を重ねることによってその外部形状が形成される航空工業において使用される。これらの裏張りは、リベットによって内部構造に接続される。この技術によって得られる精密さは、必要に応じて、ある領域の補強を必要とする。
【０００８】
リベットジョイントは、外部の裏張りにドリルで穴を開ける必要がある。この穴は、脆く、亀裂や、飛行機の外部の加圧領域と摩擦点との接続における加圧系統の損失を引き起こしうる可能性があるため、“問題の”領域となる。これらのパラメータは、このような種類の乗り物には致命的となる。この影響を最小にするために、この種の接続を実現する際に行われる、ドリルで穴を開け、接続し（scarfing）、面取りをし（countersinking）、組み立てるという工程において、適用可能な技術を用いて許容誤差をできるだけ小さくし、ドリルで穴を開け、この穴の面取りをする工程において防水性と精密性を確保するために封止剤を使用することによって、細心の注意が払われる。これにより、リベット頭は、徐々にカムフラージュされる。設計において必要とされるこのような配慮は、製造組み立ての作業を、高度に精密化及び複雑化するとともに、費用の増大を招く。
【０００９】
ケミカルミリング技術は、主として、厚さを維持したい箇所についてはマスクで覆うことによって保護しつつ、厚さを減少させたい箇所の表面を酸で攻撃するという工程からなる。この酸による攻撃は、所定のパラメータ（濃度）の酸、および、マスク作業、処理領域のトリミング、化学攻撃、および所望とする深さにするための中和反応を行うためのより複雑な機能を有する成分の入った大きな容器（バット）内で実施される。
【００１０】
あらゆるタイプの裏張りがこのような技術に基づいて製造されているが、この技術は、厚さが小さく面積の大きな表面であって常に平行な表面の製造を要するときにのみ使用されるものであるため、攻撃する面に平行な表面の製造のみに可能な技術である。さらに、この技術は、多くの努力を要するとともに、厳しさの増している環境要求事項を満足させるものではない。実際、主要な建設業者は、この種の“ミリング（加工）”を中止し、同じ部分の製造に対して機械的なミリングの使用に移行することを表明している。
【００１１】
［発明の概要］
本発明の目的は、特に飛行機において、上述した欠点を解消し、従来のリベットに基づく接続システムよりも多くの優れた点を有する、裏張りを形成する板とこれを支持する構造要素との接続システムを提供することである。
【００１２】
本発明のシステムは、リベットに基づく接続システムの場合のように、裏張りを構成する薄板は、肉厚で通常は直線状であり、支持し固定するための構造要素と部分的に一致してリブの網状構造を決める細長い片によって規定された（区切られた）内部に、凹んだ領域またはベイを有している。裏張りを構成する薄板は、上記裏張りを固定したり関連付けたりするための備品及び他の部品と部分的に一致したリブを有していてもよい。
【００１３】
本発明のシステムは、裏張りを構成する板と構造要素とが、これらの対向面に沿って互いを接続する接続手段を有しており、該接続手段は、上記板及び上記構造要素の一部となっているか、あるいは、上記板及び上記構造要素から得られたものであることを特徴としている。本発明のシステムにおいては、上記の接続手段は、嵌め込み型（オスメス型）の溝型構造からなり、好ましくは、蟻継ぎ構造（dovetail formation）を有している。このような構造は、接続されるパーツ同士の接触領域に沿って配置されている。例えば、裏張りを構成する板において、少なくともベイを区切っているリブの部分に沿って、また、構造要素において、上記リブ部分に一致した領域に沿って、上記の構造が配置されている。
【００１４】
蟻継ぎは、両方が同じ交差部を有するリブ形状のオス型構造と溝形状のメス構造とが連結あるいは接続した構造のことをいう。この構造において、嵌め込み型構造間の接続が端部の一つをスライドさせて挿入させることによってのみ実現可能なように、オス型構造側の交差部は、その長手方向の自由端部の方へ増大し、メス構造側の交差部は、下方側に増大化する。
【００１５】
本発明の他の特徴点によれば、裏張り板と構造要素との嵌め込み型構造は、ベイ側に沿って不連続になっており、上記構造における突起と凹みは、数、位置、及び大きさの上で一致している。嵌め込み型構造は、一方の構造の突起を他方の構造の凹みに対して向かい合って挿入した後、オス型構造の突起がメス構造の突起の裏側に位置し、両構造の凹みが互いに対向する位置に達するまで、上記突起の長さと同じ長さだけ各構造間を長手方向にスライドすることで接続される。
【００１６】
嵌め込み型構造は、裏張りあるいは構造要素の何れにも区別なく配置してよいが、メス構造は、裏張り板のリブの端部に沿って配置することが好ましく、オス型構造は構造要素に配置することが好ましい。
【００１７】
リブは、直線状の輪郭を有し、通常は平行な長手方向の端部によって側面に沿って規定されており、上記構造は、上記長手方向の端部に沿って配置されていてもよい。上記長手方向の端部は、フリーベースに隣接した部分に少なくとも沿って、交互にずれた輪郭を有しており、リブの交差部は、上記フリーベースへ向かって縮小しており、上記構造はあらゆる段階の（好ましくは最も外側の）長手方向の端部に沿って配置されていてもよい。
【００１８】
上記接続手段によって規定される構造は、金属合金のパーツの場合、あるいは、複合材料のパーツ、これらのパーツに埋め込まれた金属外形の場合、リブ及び構造要素の機械的なミリングによって得られる。大規模な裏張りの製造において獲得された発展のおかげで、凹んだ領域あるいはベイ形成用の板の内部表面の加工の際に、対応する構造要素における蟻継ぎ構造の加工を同時に行うことができる。板の加工または凹み形成は、ケミカルミリングによって行ってもよく、また、その後の嵌め込み型構造の成形は、機械的ミリングによって行ってもよい。各種の要素からなる裏張りと構造要素の場合には、嵌め込み型構造は、加工の際に各パーツ自身に組み込まれた構成となっていてもよい。
【００１９】
各パーツの組み立て後の最終形態を維持し、接続手段において長手方向のスライドを避けるために、例えば、メス型構造のパーツ、構造用接着剤、または、これらの組み合わせに置いて、構造の塑性変形を使用してもよい。
【００２０】
本発明の対象である接続システムは、特に、航空技術分野において適用されるが、上述したように、清浄性、摩擦の最小化、および外面の非穿孔化が基本特性として望まれる他の技術分野においても適用可能である。さらに、本発明のシステムは、構造の構成要素間の接続、骨組みと締め付け用の備品との接続、あるいは、構成要素と裏張りへの付属部品との接続にも適用することができる。
【００２１】
本発明のシステムは、従来のリベットに基づく接続システムと比較して多くの利点を有している。その利点の一つは、リベットを除去することによる摩擦の減少である。これにより、圧力損失を引き起こす内外間の圧力漏れの危険を避けつつ、裏張りの外部表面をより清浄化することができる。
【００２２】
本発明のシステムのさらなる利点は、残りの接続特性を向上させることに加えて、リベット穴を除去することによって脆弱な箇所をなくすことができ、これにより牽引耐性を確実に維持し、せん断耐性を保持することができるということである。
【００２３】
他の利点は、ドリルで穴を開けリベット打ちする作業をなくすことで、より軽い金属材料を使用することができ、組み立て作業を大幅に単純化できるという点である。同時に、リベット状態の修正作業を除去することにより、保守作業を軽減することができる。
【００２４】
本発明のシステムのさらなる利点は、リベットの除去による軽量化、蟻継ぎ構造および凹みあるいは小鈍鋸歯形状（ギザギザの形状）による補強工事における材料の除去、リベットシステムにおける全てのオリフィス（開口）での封止剤の除去である。また、本発明のシステムによれば、形成部材（former）を横に関連付けるような接続部品の除去も可能である。
【００２５】
本発明の他の利点は、穴あけ作業及びリベットの位置合わせに要する時間を除去することで、製造組み立ての費用を軽減することができるということである。
【００２６】
本発明のシステムは、その端部が、例えば、縦材やリブにおける構造要素の内部に沿って形成され、オス型構造の半分が裏張り板のそれぞれに配置されている場合には、連続した裏張り板の間に配置された側面接続であってもよい。上述したように、嵌め込み型構造は、これに沿って形成された小鈍鋸歯形状を有する不連続な形状であり、これにより、軽量化が図られる。また、弾性への高い応答性も得られ、組み立て作業の単純化にも有利に働く。鈍鋸歯形状の大きさは、要求される耐久性によって決定され、突起と凹みは、同一の板リブ及び構造要素を有していることが好ましい。通常、凹みは突起よりも長く、これにより重量のさらなる軽量化を実現できる。
【００２７】
本発明のシステムは、特に航空技術、具体的には、機体、翼、および、スタビライザーやフェアリングなどの他の表面に適用される。リブ及び構造要素の両方において、嵌め込み型構造の形成は、上記リブと構造要素とを実質的に固定する補助側面（auxiliary profile）において実施することができる。リブに対する補助側面の固定作業は、例えば、蟻継ぎ結合によって、リブ側の対応する構造へ向かって補助側面をスライドさせることで、実現することができる。構造要素への固定作業は、上記と同様の方法、あるいは、リベット打ちによって実施することができる。本発明のシステムは、カーボンファイバー部の機械的ミリング（機械的加工）によって、あるいは、パーツの繊維張り内に金属を埋め込むことによって、構成部品を結合するために使用される。例えば、各種の要素からなる裏張りの場合には、板は金属が埋め込まれた側面を有しており、ここに蟻継ぎ用の嵌め込み構造が前もって配置されている。
【００２８】
本システムは、例えば、板のリブにおける少なくとも結び目または交差点に、曲線状の一致した経路が配置された嵌め込み型（オスメス型）構造を含み、形成部材、縦材、および、裏張りを回転（rotation）によって一点で接続するような構成であってよい。
【００２９】
［図面の簡単な説明］
添付の図面は、本実施形態の一例を示すものであり、図面の説明は、本発明のシステムの特徴点及び利点についての理解をより深めるための助けとなるものである。
【００３０】
図１は、本発明のシステムを利用して、裏張りを構成する板が構造要素に固定されている飛行機の機体の一部を示す内部斜視図である。
【００３１】
図２は、裏張り板の一つを示す内部斜視図である。
【００３２】
図３は、耐性構造の形成部材の一つと一致した図１に示す機体のII−II線に沿った断面の構成を示す図である。
【００３３】
図４は、図３に示す機体のIII−III線に沿った断面の構成を示す部分断面図である。
【００３４】
図５は、耐性構造の形成部材の一つを示す部分斜視図である。
【００３５】
図６は、図５のＡ部分を拡大してその詳細を示す図である。
【００３６】
図７は、図５に示す形成部材に一致した領域において、裏張りを形成する板を示す内部斜視図である。
【００３７】
図８は、図７のＢ部分を拡大してその詳細を示す図である。
【００３８】
図９は、縦材（stringer）と裏張り板との接続部（joint）を分解して（exploded）示す斜視図である。
【００３９】
図１０は、構造要素のメス型構造に対向配置された裏張り板のオス型構造の突起部を示す断面図である。
【００４０】
図１１は、構造要素のメス型構造の凹みに対向配置されたオス型構造の凹みを示す断面図である。
【００４１】
図１２は、裏張り板と構造要素間の接続手段を特徴付ける嵌め込み型構成要素の結合状態を拡大して示す断面図である。
【００４２】
図１３は、図１２に示す接続手段のＸIII−ＸIII線に沿った断面の構成を示すものであり、接続手段の嵌め込み型構成要素と、嵌め込み型構造の凹み同士の対向配置との結合状態を示す断面図である。
【００４３】
図１４は、図９と同様の図であって、２つの裏張り板間の結合を示す図である。
【００４４】
図１５は、縦材によって結合された２つの裏張り板を示す斜視図である。
【００４５】
［発明を実施するための形態］
図１は、飛行機の内部を示す斜視図である。図１に示すように、飛行機の内部には、横軸の形成部材１と縦材２とが設けられ、裏張り３’を形成する図２に示す板３を連結して固定している。
【００４６】
図２は、板３の一つの内部を示す斜視図である。図２に示すように、板３は、凹んでいない細長い片（strip）５によって区切られた、ベイと呼ばれる、凹んだ領域４を有している。細長い片５は、形成部材１と縦材２に固定するために形成部材１及び縦材２に一致したリブの網状構造を有している。ベイ４が設けられていることによって、裏張り板３の重量を減らすことができる。
【００４７】
本発明によれば、図１に示す形成部材１及び縦材２によって構成され、裏張り３’の板３が固定される構造要素は、裏張り板３に加えて、図３および図４に示すような、オス型構造６およびメス型構造７からなる蟻継ぎ構造によって構成される結合手段を有している。オス型構造６は、裏張り板の一部を形成し、ベイ４を区切っているリブ５の少なくとも一部に沿って、上記リブの結び目または交差点には達することなく、設けられていることが好ましい。一方、メス型構造７は、例えば、図３に示す形成部材上、および、図９に示す縦材２内のように、構造要素上に配置されていることが好ましい。形成部材及び縦材に加えて、裏張りへの固定を必要とするあらゆる種類の要素及び備品が、結合するパーツの接触領域において、対応するパーツを上記の嵌め込み型（オスメス型）構造とすることで、本発明を利用して裏張りへ取り付け可能である。嵌め込み型構造は、図５及び図８に示すように不連続な形態であってもよい。図５及び図６に示すように、メス型構造７は、突起８と凹み９とで形成されている。また、裏張り板３のオス型構造６は、突起１０と凹み１１とで形成されている。メス型構造の突起８及び凹み９は、裏張り板３のオス型構造６の突起１０及び凹み１１と、それぞれ同じ数、同じ位置、同じ大きさになるように設けられている。裏張り板３のオス型構造６と縦材２のメス型構造７とは、図９に示すように、同じレイアウトを採用している。
【００４８】
嵌め込み型構造の突起および凹みは、小鈍鋸歯形状（ギザギザの形状）を形成し、凹み９及び凹み１１は、嵌め込み型構造における軽量化を可能とする。オス型構造６およびメス型構造７における凹み９及び凹み１１は、ともに機械的ミリング（機械的圧延加工）によって形成されることが好ましく、これと同時に、メス型構造６の形成及び裏張り板３におけるベイ４の凹みの形成も実施されることが好ましい。
【００４９】
図１に示す例のような形成部材１と縦材２とによって形成される構造要素に、裏張り板３を結合または接続させるために、裏張り３’用の板３のオス型構造６の突起１０は、例えば図１０に示す形成部材１のように、構造要素のメス型構造７の凹み９と対向する位置に配置される。同時に、裏張り板３のオス型構造６の凹み１１は、図１１に示すように、構造要素のメス型構造７の突起８に対向する位置に配置される。このようにして裏張り板３は構造要素１に接続され、図１０及び図１１に示すような位置関係でオス型構造６はメス型構造７に嵌め込まれる。その後、図１２に示すように、オス型構造６の突起１０が構造要素の突起８の真下に位置するように、板３を構造要素１の長手方向にスライドさせる。これにより、裏張り板３と、形成部材１および縦材２によって構成される構造要素との間で、蟻継ぎ結合が実現される。このシステムは、裏張り板と構造要素との分離やスライドを実質的に防ぐ堅固な嵌め込みを可能とする。より高い安全性を得るために、接着剤、例えば塑性変形性を有するメス型構造、あるいは、くさびまたは圧力調整ネジなどの補助的な固定要素などからなる固定手段をこの結合に適用してもよい。
【００５０】
図１３には、嵌め込み型構造において結合が完成された状態の突起及び凹みの最終的な位置を示す。オス型構造６の突起１０は、図１２を参照して説明したように、メス型構造７の突起８に一致して、これら突起１０の下に配置される。一方、構造要素のメス型構造７の凹み９は、裏張り板のオス型構造６の凹み１１に対向する位置に配置される。
【００５１】
上述した例は、飛行機の機体の板と構造要素との間の接続（joint）に関するものであるが、本発明の接続システムは、翼や、スタビライザーや大規模なフェアリングなどの他の表面にも適用することができる。本発明の接続システムは、上述したように、清浄性、摩擦の最小化、および外面の非穿孔化が基本特性として望まれる、航空技術分野以外の分野にも適用することができる。
【００５２】
本発明のシステムは、図１４及び図１５に示すように、形成部材１と縦材２とを使用することで、裏張り板３間の横方向の接続も可能となる。この接続では、２枚の裏張り板３が互いに隣接して配置されており、各板３がオス型構造６の半分の構造６’を有し、この半分の構造６’のそれぞれが突起１０および凹み１１を有している。この構成においては、完全なオス型構造６が、例えば上記した方法と同様の方法で、縦材２のメス型構造７に結合される。これにより、２枚の裏張り板３が、オス型構造６と一致した縦材または構造要素によって接続される。
【００５３】
オス型構造６及びメス型構造７は、結合されるパーツに組み込まれたり、固定されたりして、これらの構造を有する補助的な金属外形（metal profiles）で成形されていてもよい。この実施形態は、裏張りと構造要素が複合材料で形成されている場合に特に適用可能である。上述した金属外形は、対応するパーツにおいて、少なくとも部分的に埋め込まれてもよい。上述した外形（profiles）は押し出し成形によって形成されてもよい。
【００５４】
当然のことながら、圧力の集中を避けるために、構造上のあらゆる長手方向の角度及び端部に、丸みが付けられて（面取りされて）いてもよい。
【図面の簡単な説明】
【００５５】
【図１】図１は、本発明のシステムを利用して、裏張りを構成する板が構造要素に固定されている飛行機の機体の一部を示す内部斜視図である。
【図２】図２は、裏張り板の一つを示す内部斜視図である。
【図３】図３は、耐性構造の形成部材の一つと一致した図１に示す機体のII−II線に沿った断面の構成を示す図である。
【図４】図４は、図３に示す機体のIII−III線に沿った断面の構成を示す部分断面図である。
【図５】図５は、耐性構造の形成部材の一つを示す部分斜視図である。
【図６】図６は、図５のＡ部分を拡大してその詳細を示す図である。
【図７】図７は、図５に示す形成部材に一致した領域において、裏張りを形成する板を示す内部斜視図である。
【図８】図８は、図７のＢ部分を拡大してその詳細を示す図である。
【図９】図９は、縦材（stringer）と裏張り板との接続部（joint）を分解して（exploded）示す斜視図である。
【図１０】図１０は、構造要素のメス型構造に対向配置された裏張り板のオス型構造の突起部を示す断面図である。
【図１１】図１１は、構造要素のメス型構造の凹みに対向配置されたオス型構造の凹みを示す断面図である。
【図１２】図１２は、裏張り板と構造要素間の接続手段を特徴付ける嵌め込み型構成要素の結合状態を拡大して示す断面図である。
【図１３】図１３は、図１２に示す接続手段のＸIII−ＸIII線に沿った断面の構成を示すものであり、接続手段の嵌め込み型構成要素と、嵌め込み型構造の凹み同士の対向配置との結合状態を示す断面図である。
【図１４】図１４は、図９と同様の図であって、２つの裏張り板間の結合を示す図である。
【図１５】図１５は、縦材によって結合された２つの裏張り板を示す斜視図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2011518722.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
2011518722.tif 000014
【図１３】
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【図１４】
2011518722.tif 000016
【図１５】
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【手続補正書】
【提出日】平成23年1月7日(2011.1.7)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部表面に沿って凹んだ領域および細長い片を有する板（３）と、
構造要素（１，２）と、
オス型（６）及びメス型（７）の蟻継ぎ構造を有し、該構造の一方が上記板（３）の細長い片の少なくとも一部に沿って形成され、該構造の他方が上記構造要素（１，２）における上記細長い片に一致する箇所に設けられていることで、上記板（３）と上記構造要素（１，２）との接続を行う接続手段と、
上記オス型（６）及びメス型（７）の蟻継ぎ構造においてオス型およびメス型間のスライドを防止する固定手段と、
を有する飛行機の組み立て構造であって、
上記オス型（６）構造には、各側方端部に突起（１０）と凹み（１１）とが交互に設けられているとともに、上記メス型（７）構造には、内部の各側方端部に対応する突起（８）と凹み（９）とが交互に設けられており、
上記オス型構造またはメス型構造において、オス型構造の突起（１０）をメス型構造の凹み（９）に対向させて挿入し、メス型構造の突起（８）をオス型構造の凹み（１１）に対向させて挿入し、オス型構造（６）の突起（１０）が互いに対向しており、かつ、オス型構造（６）の突起（１０）がメス型構造（７）の突起（８）の下方に位置し、両構造（６，７）の凹み（９，１１）が互いに対向する位置に達するまで、各構造を相対的に長手方向にスライドすることで、両構造が接続されるように、上記オス型構造またはメス型構造のそれぞれにおける上記突起（１０，８）および上記凹み（９，１１）は、数、位置、及び大きさに関して規定されていることを特徴とする飛行機の組み立て構造。
【請求項２】
オス型（６）及びメス型（７）の蟻継ぎ構造は、上記板または上記構造要素に対応して単一に加工された合金片を形成することを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項３】
上記オス型（６）構造は、上記板（３）上に加工されており、上記メス型構造は、上記構造要素（１，２）上に加工されていることを特徴とする請求項２に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項４】
上記固定手段は、上記オス型（６）構造とメス型（７）構造との間に使用される接着剤であることを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項５】
上記固定手段は、上記オス型（６）構造およびメス型（７）構造の少なくとも何れかの塑性変形で構成されることを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項６】
上記オス型（６）構造の少なくとも一部は、２つの連続した板（３）の端部間で形成されていることを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項７】
上記オス型（６）構造およびメス型（７）構造の凹み（１１，９）の幅は、上記オス型（６）構造およびメス型（７）構造の突起（１０，８）の幅よりも長いことを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項８】
上記オス型（６）構造およびメス型（７）構造は、曲線状の一致した経路を有していることを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項９】
上記オス型（６）構造およびメス型（７）構造において、長手方向の全ての角度及び端部に、丸みが付けられていることを特徴とする請求項１に記載の飛行機の組み立て構造。
【請求項１０】
上記板（３）は複合材料で形成されており、上記蟻継ぎ構造は、上記板（３）の接触領域及び上記構造要素（１，２）に少なくとも部分的に埋め込まれた補助的な金属外形に対応して形成されていることを特徴とする請求項１および請求項４から９の何れか１項に記載の飛行機の組み立て構造。
【国際調査報告】
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