(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
接合部アセンブリであって、
第１の構成要素及び第２の構成要素を備え、
前記第１の構成要素は、
第１の材料からなる複数の層と、
第１の材料からなる複数のストリップであって、前記複数のストリップの各々のストリップは、前記複数の層のうちの隣接した層の間に結合されている、複数のストリップと、
を備え、
前記第２の構成要素は、
コアを画定する部分であって、前記第１の構成要素の中へ少なくとも部分的に延伸し起伏のある外側輪郭を有する部分を備え、
前記複数の層は前記第２の構成要素を、前記第２の構成要素の全体が外部環境に露出されないように前記複数の層の内部にあるように取り囲んでおり、前記第２の構成要素は複数の保持部材と、隣接する保持部材の間に画定される複数の凹部を備え、少なくとも前記複数の層のうちの１つの内側の層は、前記複数の保持部材と結合され、且つ、前記複数の凹部の内部で結合され、前記複数のストリップのうちのストリップは各々の前記凹部内の前記少なくとも一つの層と結合しており、前記複数の層のうち少なくとも１つの外側の層は前記複数のストリップと結合されている、アセンブリ。
【請求項２】
前記第２の構成要素は外側表面を含み、前記複数の保持部材が前記外側表面から延伸して前記起伏のある外側輪郭を画定する、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記複数の保持部材は、前記外側表面に沿って前記第２の構成要素の全周に延伸する、請求項２に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記凹部内に配置される前記少なくとも１つの内側の層の前記部分、及び前記ストリップは、前記凹部の深さと実質的に等しい組み合わされた厚さを有する、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項５】
前記第２の構成要素は、前記第１の材料とは異なる第２の材料から製造される、請求項１〜４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記第１の材料は、繊維強化ポリマー材料を含む、請求項１〜５のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項７】
接合部アセンブリを形成する方法であって、前記方法は、
第１の材料から形成された複数の層を含む第１の構成要素、及び第２の材料から形成された複数のストリップを提供すること、
複数の保持部材及び隣接する保持部材の間に画定された複数の凹部とを含む第２の構成要素を形成すること、
前記第２の構成要素のコアを画定する部分であって、起伏のある外側輪郭を有する部分を、前記第１の構成要素の中へ、少なくとも部分的に延伸させること、
少なくとも前記複数の層の内側の一つの層を、前記保持部材に結合させ、且つ、前記複数の凹部の内部に結合させること
前記複数のストリップのうちの１つのストリップが、各々の凹部内の少なくとも一つの層と結合させること、及び
前記第２の構成要素及び前記複数のストリップを、前記第２の構成要素の全体が前記複数の層の全体の内側に存在するように、前記複数の層の少なくとも外側の層で取り囲むこと、を含む、方法。
【請求項８】
前記部分を延伸させることは、前記第２の構成要素を前記第１の構成要素の中へ完全に挿入することを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記ストリップを結合することは、前記ストリップを前記第２の構成要素の部分の外側表面の周りで少なくとも部分的に延伸させることを含む、請求項７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
連邦支援の研究開発に関する陳述
本発明は、契約番号、Ｗ９１１Ｗ６‐０７‐Ｄ‐０００２‐００２０  ＩＴＲＢ  ＰｈａｓｅＩＶ（ＥＡＴＴＳ  ＴＯ  ２０）  ａｗａｒｄｅｄ  ｂｙ  ｔｈｅ  Ａｒｍｙの下で、政府の支援を受けてなされた。政府は、本発明について特定の権利を有する。
【０００２】
本開示の分野は、概して、接合部アセンブリに関し、特に、接合部アセンブリの構成要素間の動きを抑制することを容易にする機械的接合部に関する。
【背景技術】
【０００３】
近年、少なくとも幾つかの既知の航空機の構成要素が、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）などの非金属複合材の多層構造の積層体から製造されてきた。複合材は、アルミニウム、チタニウム、及び／又はスチールなどの金属材料と組み合わせて使用され得、航空機の重量を低減させる。本明細書で使用されるように、「金属」という用語は、単一の金属材料又は金属合金材料を言及し得る。全体の重量を低減させることは、概して、航空機の燃料効率を増加させることに寄与する。
【０００４】
既知の複合材‐金属ハイブリッド構造体は、航空機アセンブリにおける様々な用途で導入され得る。例えば、少なくとも幾つかの既知の回転翼は、翼のスパン及び先端に沿って局所質量を提供する特徴を含む。特徴は、翼の構造力学特性を修正するために使用され得、及び／又は重量をバランスさせる対策が翼に組み込まれることを可能にし、製造からもたらされる翼質量の変動の原因となるために使用され得る。
【０００５】
少なくとも幾つかの既知の特徴は、ラップシア接合部（ｌａｐ‐ｓｈｅａｒ  ｊｏｉｎｔ）を使用して、翼又は翼スパーアセンブリの中へ構造的に結合（すなわち、接着剤）される。構造的な結合の完全性を保証することは、概して、非破壊検査（ＮＤＩ）に基づく撮像技術を用いた検査を必要とする。しかしながら、ＮＤＩは、労力及び費用がかかるプロセスである。そのようにして、ラップシア接合部を使用する構造体の製造時間を改良すること、及びそこで使用される構造的な結合の信頼性を改良することは、ますます重要になってきている。
【発明の概要】
【０００６】
一側面では、接合部アセンブリが提供される。接合部アセンブリは、第１の材料から形成された第１の構成要素、及び第１の構成要素の中へ少なくとも部分的に延伸し、起伏のある外側輪郭を有する、一部分を含んだ第２の構成要素を含む。第１の材料は、軸方向における第２の構成要素の動きを抑制することを容易にするために、一部分の形状に対して実質的に補完的な形状へと第１の構成要素を形成するように構成される。
【０００７】
別の側面では、回転翼システムにおいて使用されるためのスパーアセンブリシステムが提供される。アセンブリは、付け根部分から先端部分へ延伸した本体を含み、本体は第１の材料から形成される。アセンブリは、また、先端部分の中へ少なくとも部分的に延伸し、起伏のある外側輪郭を有する、一部分を含んだ先端フィッティングを含む。第１の材料は、軸方向における先端フィッティングの動きを抑制することを容易にするために、一部分の形状に対して実質的に補完的な形状へと本体を形成するように構成される。
【０００８】
更に別の側面では、接合部アセンブリを形成する方法が提供される。方法は、第１の材料から形成された第１の構成要素を提供すること、第１の構成要素の中へ第２の構成要素の一部分を少なくとも部分的に延伸させること、第２の構成要素の周りに第１の構成要素を形成することを含む。一部分は、起伏のある外側輪郭を有し、第１の材料は、軸方向における第２の構成要素の動きを抑制することを容易にするために、一部分の形状に対して実質的に補完的な形状へと第１の構成要素を形成するように構成される。
さらに、本発明の開示は、以下の条項による実施例を含む。
条項１．
回転翼システムで使用されるスパーアセンブリであって、前記アセンブリは、
付け根部分から先端部分へ延伸する、第１の材料から形成された本体、及び
前記先端部分の中へ少なくとも部分的に延伸し起伏のある外側輪郭を有する一部分を備えた、先端フィッティングを備え、
前記第１の材料は、軸方向における前記先端フィッティングの動きを抑制することを容易にするために、前記本体を前記一部分の形状に対して実質的に補完的な形状へと形成するように構成される、アセンブリ。
条項２．
前記第１の材料は、繊維強化ポリマー材料を含み、前記先端フィッティングは、金属材料から形成される、条項１に記載のアセンブリ。
条項３．
前記繊維強化ポリマー材料は、３軸ブレイデッド繊維強化ポリマー材料を含む、条項２に記載のアセンブリ。
条項４．
前記一部分は、実質的に丸い断面形状を有する外側表面を備える、条項１〜３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項５．
前記先端フィッティングは、前記本体内での前記先端フィッティングの回転を抑制することを容易にする断面形状を備える、条項１〜４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項６．
前記本体及び前記一部分は、密接にフィットするように噛み合わされて、遠心力によって生じる前記先端フィッティングの動きを抑制する、条項１〜５のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】例示的な航空機の製造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】例示的なヘリコプターの斜視図である。
【図４】図３で示されたヘリコプターと共に使用され得る例示的な回転翼の斜視図である。
【図５】図４で示された回転翼と共に使用され得る例示的な先端フィッティングの斜視図である。
【図６】６‐６線に沿ってとられた図４で示された回転翼と共に使用され得る例示的なスパーアセンブリの断面図である。
【図７】７‐７線に沿ってとられた図６で示されたスパーアセンブリの断面図である。
【図８】図６で示されたスパーアセンブリの代替的な断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本明細書で説明される実施態様は、接合部アセンブリの構成要素間の軸方向の動きを抑制することを容易にするアセンブリ及び方法に関する。例示的な実施態様では、接合部アセンブリは、噛み合わされて、機械的接合部を形成することを容易にする各々の特徴を含んだ、第１の構成要素及び第２の構成要素を含む。より具体的には、第２の構成要素の中へ少なくとも部分的に挿入可能な第１の構成要素の一部分は、起伏のある外側輪郭を有し、第２の構成要素は、起伏のある外側輪郭の形状に合致する材料から形成される。そのようにして、構成要素間の軸方向の動きを抑制することを容易にする機械的接合部が、フィルム接着剤の使用なしに、第１の構成要素と第２の構成要素との間で形成される。
【００１１】
図面を参照すると、本開示の実施態様が、（図１で示される）航空機の製造及び保守方法１００の文脈において、かつ（図２で示される）航空機１０２を介して説明され得る。製造前段階では、仕様及び設計１０４を含んで、航空機１０２のデータが製造プロセスの間に使用され得、機体に関連する他の材料が調達１０６され得る。製造段階では、航空機１０２の構成要素及びサブアセンブリの製造１０８並びにシステムインテグレーション１１０が行われ、その後に、航空機１０２はその認可及び納品１１２のプロセスに入る。機体の認可が上手く完了すると、航空機１０２は運航１１４に供され得る。顧客により運航される間に、航空機１０２は定期的な整備及び保守１１６がスケジューリングされ、それは、例えば、改造、再構成、及び／又は改修なども含み得る。
【００１２】
航空機の製造及び／又は保守方法１００に関連する各々の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）によって実行又は完了され得る。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み、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み、かつオペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。
【００１３】
図２で示されるように、方法１００を介し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１以上を含む。任意の数の他のシステムも含まれ得る。航空機の実施例が示されたが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用され得る。
【００１４】
本明細書中で具現化される装置及び方法は、方法１００の任意の１以上の段階において用いられ得る。例えば、構成要素の製造プロセス１０８に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機１０２の運航中に製造される構成要素又はサブアセンブリに類似の方法で作製又は製造され得る。また、１以上の装置の実施態様、方法の実施態様、又はそれらの組み合わせは、例えば、航空機１０２の組み立てを実質的に効率化するか、及び／又は航空機１０２のコストを削減することにより、製造段階１０８及び１１０で利用することができる。同様に、装置の実施態様、方法の実施態様、又はそれらの組み合わせのうちの１以上を、航空機１０２の保守又は整備の間に、例えば、スケジューリングされた整備及び保守１１６の間に利用することができる。
【００１５】
本明細書で使用されるように、「航空機」という用語は、飛行機、無人機（ＵＡＶ）、グライダー、ヘリコプター、及び／又は空域中を移動する任意の他の物体を含むことができるが、これらに限定されるものではない。
【００１６】
図３は、胴体２０２、尾部支材２０４、及び翼システム２０６を含んだ、例示的なヘリコプター２００の斜視図である。翼システム２０６は、ハブ２０８、及びハブ２０８に結合された回転翼２１０を含む。回転翼２１０は、回転翼２１０の付け根部分２１２から先端部分２１４まで延伸した少なくとも１つのスパーアセンブリ２２０を含む。例示的な実施態様では、翼システム２０６は、ヘリコプター２００と共に使用されるように構成される。代替的な一実施態様では、翼システム２０６は、航空機及び風力タービンを含んだ、翼の使用を必要とする任意のシステムと共に使用されるように構成され得るが、それらに限定されるものではない。
【００１７】
図４は、（図３で示された）ヘリコプター２００と共に使用され得る回転翼２１０の斜視図である。例示的な実施態様では、回転翼２１０は、スパーアセンブリ２２０及び空気力学的に形作られた構造的な外板２３０を含む。スパーアセンブリ２２０は、本体２２２、及び本体２２２に結合された先端フィッティング２５０を含む。本体２２２は、付け根部分２２４と先端部分２２６との間を長手方向２４０に延伸し、空気力学的に形作られた構造的な外板２３０は、スパーアセンブリ２２０の周りに位置決めされる。スパーアセンブリ２２０は、実質的に矩形状の断面形状を有し、構造的な外板２３０は、反りを付けられた（ｃａｍｂｅｒｅｄ）翼型の断面形状を有する。代替的な一実施態様では、スパーアセンブリ２２０及び構造的な外板２３０は、回転翼２１０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする任意の断面形状を有し得る。
【００１８】
図５は、（図４で示された）スパーアセンブリ２２０と共に使用され得る先端フィッティング２５０の斜視図である。例示的な実施態様では、先端フィッティング２５０は、第１の部分２５２、第２の部分２５４、及び第３の部分２５６を含む。より具体的には、第１の部分２５２は、先端フィッティング２５０の第１の端部２６０に配置され、第３の部分２５６は、先端フィッティング２５０の第２の端部２６２に配置され、第２の部分２５４は、第１の部分２５２と第３の部分２５６との間に配置される。第１の部分２５２は、中空のコア２６４、及び起伏のある外側輪郭を有する外側表面２６６を含む。以下により詳細に説明されるように、起伏のある外側輪郭は、回転翼の動作の間に、（図４で示された）長手方向２４０における先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にする。第２の部分２５４は、動作の間に回転翼２１０の振動を低減させることを容易にする重量バランスレセプタクル２５８を含む。重量バランスレセプタクル２５８は、そこに（図示せぬ）調整可能な重量を挿入することを可能にするようにサイズ決定される。そのようにして、調整可能な重量は、製造からもたらされた回転翼２１０内の質量における振動を埋め合わせることを容易にする。第３の部分２５６は、（図４で示された）先端部分２１４の形状に実質的に類似する形状を有する。より具体的には、第３の部分２５６は、それが第２の部分２５４から第２の端部２６２へ延伸するのに従って厚さを低減させる。代替的な一実施態様では、第３の部分２５６は、先端フィッティング２５０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする任意の形状を有する。更に、代替的な一実施態様では、先端フィッティング２５０は、第１の部分２５２及び第２の部分２５４を含むのみであり得る。
【００１９】
図６は、（図４で示された）６‐６線に沿ってとられた回転翼２１０と共に使用され得るスパーアセンブリ２２０の断面図であり、図７は、７‐７線に沿ってとられたスパーアセンブリ２２０の断面図である。例示的な実施態様では、第１の部分２５２は、本体２２２に結合されて、長手方向２４０における先端フィッティング２５０の軸方向の動きを抑制することを容易にする接合部２７０を形成する。例えば、本体２２２は、本体２２２の内側表面２２８が外側表面２６６の輪郭に対して実質的に補完的な形状を有するように、形成される。そのようにして、先端フィッティング２５０の第１の部分２５２は、本体２２２の中へ少なくとも部分的に延伸し、第１の部分２５２と本体２２２との間の相互作用は、長手方向２４０における先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にする。
【００２０】
外側表面２６６は、長手方向２４０における先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にする任意の適切な輪郭を有し得る。例えば、第１の部分２５２は、長手方向２４０に実質的に垂直な方向において、外側表面２６６から延伸した複数の保持部材２６８を含む。凹部２６９は、保持部材２６８の隣接する組の間で画定され、本体２２２の少なくとも一部は、以下により詳細に説明されるように、各々の凹部２６９内に挿入可能である。代替的な一実施態様では、先端フィッティング２５０は、接合部２７０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする、任意の数の保持部材２６８を含み得る。更に、代替的な一実施態様では、第１の部分２５２は、第１の部分２５２がテーパを付けられた断面形状を有するように、第２の部分２５４から第１の端部２６０へ延伸する際に厚さを増加し得る。
【００２１】
例示的な実施態様では、本体２２２は、先端フィッティング２５０の外側表面２６６に結合された材料の第１の層２８０、第１の層２８０を覆う位置に配置された材料の第２の層２８２、及び第２の層２８２を覆う位置に配置された材料の第３の層２８４から形成される。本体２２２は、また、周方向２４２において先端フィッティング２５０の周りに少なくとも部分的に延伸し、材料の第２及び第３の層２８２及び２８４の間に配置された、材料のストリップ２８６から形成される。ストリップ２８６は、接合部２７０の強度を増加させることを容易にし、本体２２２の形状が先端フィッティング２５０の形状に対して実質的に補完的になることを可能にする。より具体的には、ストリップ２８６は、凹部２６９内で、先端フィッティング２５０の周りを延伸する。少なくとも１つのストリップ２８６は、各々の凹部２６９内の第１の層２８０の一部分、各々の凹部２６９内の第２の層２８２の一部分、及び各々のストリップ２８６が、先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にするホールディング部材２８８を形成するように、各々の凹部２６９の中へ挿入されるためにサイズ決定される。更に、第１の層２８０の一部分、第２の層２８２の一部分、及びストリップ２８６は、本体２２２が実質的に滑らかな外側表面２３２を有するように、各々の凹部２６９の深さと実質的に等しい組み合わされた厚さを有する。代替的な実施態様では、本体２２２を形成するために材料の任意の数の層が使用され、層及びストリップは、接合部２７０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする、任意のレイアップシークエンス（ｌａｙｕｐ  ｓｅｑｕｅｎｃｅ）及び／又は配向に配置され得る。
【００２２】
例示的な実施態様では、本体２２２は第１の材料から製造され、先端フィッティング２５０は、第１の材料とは異なる第２の材料から製造される。より具体的には、層２８０、２８２、及び２８４、並びにストリップ２８６は、先端フィッティング２５０の形状を補完することを容易にするために、柔軟であり得る第１の材料から製造される。第１の材料は、その後、本体２２２を保持部材２６８と噛み合わせ、接合部２７０を形成するために、硬くなり得る。例示的な第１の材料は、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）などの繊維強化ポリマー材料、及び予め含浸された複合材を含むが、それらに限定されるものではない。より具体的には、第１の材料は、３軸ブレイデッド（ｔｒｉ‐ａｘｉａｌ  ｂｒａｉｄｅｄ）繊維強化ポリマー材料を含み得る。例示的な第２の材料は、金属材料及びポリマー材料を含むが、それらに限定されるものではない。代替的な実施態様では、第１の材料及び第２の材料は同じ材料であり得る。更に、代替的な一実施態様では、本体２２２及び先端フィッティング２５０は、スパーアセンブリ２２０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする、任意の材料から製造され得る。例えば、ストリップ２８６は、層２８０、２８２、及び２８４を製造するために使用された材料とは異なる材料から製造され得る。
【００２３】
先端フィッティング２５０は、また、先端フィッティング２５０に適用され得る捩じり荷重をオフセットすることを容易にする断面形状を有し得る。より具体的には、先端フィッティング２５０は、実質的に円ではない形状を有し、周方向２４２における本体２２２内の先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にする。更に、第１の部分２５２の外側表面２６６は、実質的に丸い断面形状を有し、本体２２２に適用される応力集中を低減させることを容易にする。より具体的には、第１の部分２５２は、実質的に丸い角部２６５を有し、動作の間に角部２６５において及び／又は角部２６５の付近で本体２２２に適用される応力集中を低減させることを容易にする。そのようにして、接合部２７０の周方向の強度を増加させること、及び角部２６５での応力集中を低減させることを容易にするために、ストリップ２８６を使用することは、接合部２７０の強度を増加させることを容易にする。代替的な一実施態様では、先端フィッティング２５０は、先端フィッティング２５０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする任意の断面形状を有する。
【００２４】
図８は、スパーアセンブリ２２０の代替的な断面図である。動作では、（図３で示された）回転翼２１０の回転からもたらされた遠心力ＦＣが先端フィッティング２５０に生じ、接合部２７０は、遠心力ＦＣからもたらされる先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にする。より具体的には、ホールディング部材２８８は、支持力ＦＢを保持部材２６８にもたらし、先端フィッティング２５０の動きを抑制することを容易にする。遠心力ＦＣは、長手方向２４０と実質的に軸位置合わせされた方向に向けられ、支持力ＦＢは、遠心力ＦＣから実質的に反対の方向に向けられる。例えば、支持力ＦＢの方向は、保持部材２６８及び補完的なホールディング部材２８８の幾何学的形状及び／又は構成に基づく。代替的な一実施態様では、力が、遠心力ＦＣから反対の方向において先端フィッティング２５０に生じ得、第２の支持力は、生じた力から反対の方向において保持部材２６８からホールディング部材２８８にもたらされ得る。
【００２５】
接合部２７０などの接合部を形成する方法が、また、本明細書で説明される。方法は、第１の材料から形成された本体２２２などの、第１の構成要素を提供すること、及び第１の構成要素の中へ、先端フィッティング２５０などの第２の構成要素の一部分を少なくとも部分的に延伸させることを含む。第１の構成要素は、その後、軸方向における第２の構成要素の動きを抑制することを容易にするために、第２の構成要素の一部分の形状に対して実質的に補完的な形状へと、第２の構成要素の周りに形成される。第１の構成要素は、第１の構成要素を形成するために使用された材料を硬くするために、樹脂トランスファー成形（ＲＴＭ）プロセスを使用して形成され得る。そのようにして、第１の構成要素及び第２の構成要素は、一体化構造を形成する。更に、第１の構成要素及び第２の構成要素は密接にフィットするように噛み合わされて、動作の間の第２の構成要素の動きを抑制することを容易にする。本明細書中で使用されるように、「密接にフィット」という用語は、締まりばめ又はコンタクトフィット（ｃｏｎｔａｃｔ  ｆｉｔ）のいずれかを意味する。代替的な一実施態様では、第１の構成要素は、接合部２７０が本明細書中で説明されるように機能することを可能にする、繊維配置、織物のハンドレイアップ、及び／又は単方向テープなどの任意の適切なプロセスを使用して形成され得る。更に、代替的な一実施態様では、ＲＴＭプロセスで使用される樹脂によって、第１及び第２の構成要素間に結合が生成され得る。
【００２６】
本明細書で説明されたアセンブリ及び方法は、そこにある構成要素の互いに対する動きを抑制することを容易にする接合部が、形成されることを可能にする。より具体的には、接合部の第１の構成要素は保持特徴（ｒｅｔｅｎｔｉｏｎ  ｆｅａｔｕｒｅ）を含み、第２の構成要素は、第２の構成要素が第１の構成要素の形状に対して実質的に補完的になる形状へと形成されることを可能にする材料から形成される。そのようにして、第２の構成要素は、保持特徴と噛み合わされて、接合部が接着剤の使用なしに形成されることを可能にする。
【００２７】
ここに記載した説明では、ベストモードを含む種々の実装態様を開示し、かつ当業者が任意のデバイス及び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行を含め、種々実装態様を実施することを可能にするために実施例を使用している。本開示の特許可能な範囲は特許請求の範囲によって規定されており、当業者であれば想起される他の実施例も含み得る。このような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構成要素を有する場合、あるいは、それらが特許請求の範囲の文言とわずかに異なる均等な構成要素を有する場合は、特許請求の範囲の範囲内にあることを意図する。
【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】
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【図８】
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