(57)【要約】  本発明は、外部スキンと、第１空間方向に沿う外部スキン上に延びる第１補強要素とを有する航空機又は宇宙機のための構造要素を提供する。第２補強要素が、第２空間方向において第１補強要素上に延びる。脚部が外部スキン上の第２補強要素を支持し、脚要素は、第１補強要素が確実な方式で保持されるフィードスルー開口を有する。別の観点から、第１空間方向に沿って、第１補強要素が外部スキンに取り付けられる、航空機又は宇宙機の外部スキンを補強するための方法が提供される。フィードスルー開口を有する脚要素は、第１補強要素がフィードスルー開口内に確実に保持されるように、第１補強要素を覆って取り付けられる。第２補強要素が、第１補強要素を覆って、第２空間方向において脚部に取り付けられる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機又は宇宙機のための構造要素（１００）であって、
外部スキン（１０２）と、
第１空間方向（１１２）に沿って外部スキン（１０２）上に延びる第１補強要素（１０４）と、
第２空間方向（１１４）において第１補強要素（１０４）上に延びる第２補強要素（１１０）と、
外部スキン（１０２）上で第２補強要素（１１０）を支持する脚要素（１０８）とを含み、
前記脚要素（１０８）は、第１補強要素（１０４）が確実な方式で保持されるフィードスルー開口（１１６）を有する構造要素。
【請求項２】
フィードスルー開口（１１６）は、確実な方式において、第１補強要素（１０４）が横に曲がることを防止することを特徴とする請求項１に記載の構造要素。
【請求項３】
脚要素（１０８）は、第２補強要素（１１０）に一体的に構成されることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素。
【請求項４】
脚要素（１０８）と第２補強要素（１１０）が共にリベット打ちされることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素。
【請求項５】
スペーサ（１０６）が、第１補強要素（１０４）と脚要素（１０８）との間に挿入されることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項６】
スペーサ（１０６）は、プラスチック材料、特に熱可塑性プラスチック材料を含むことを特徴とする請求項５に記載の構造要素。
【請求項７】
スペーサ（１０６）は、少なくとも脚要素（１０８）の脚部分（１２０）の幅（ｂ２）である長さ（ｂ１）を有することを特徴とする請求項５又は６に記載の構造要素。
【請求項８】
スペーサ（１０６）は、少なくとも第１補強要素（１０４）の厚さ（ｄ２）である厚さ（ｄ１）を有することを特徴とする請求項５から７のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項９】
スペーサ（１０６）は、第１補強要素（１０４）上に確実に保持されることを特徴とする請求項５から８のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１０】
スペーサ（１０６）は、第１補強要素（１０４）内で、対応して形成される開口（３００）内に位置するノーズ（１２２）を有することを特徴とする請求項５から９のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１１】
第１補強要素（１０４）は、プロファイルアーム（２００）を有し、スペーサ（１０６）は、プロファイルアーム（２００）の周りに掛けられるフック状のモールド部分（２０２）を有することを特徴とする請求項５から１０のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１２】
スペーサ（１０６）は、脚要素（１０８）が挿入される溝を有することを特徴とする請求項５から１１のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１３】
請求項１から１２のいずれか１項に記載の構造要素（１００）を有する航空機又は宇宙機。
【請求項１４】
航空機又は宇宙機の外部スキン（１０２）を補強するための方法であって、以下のステップ、
第１補強要素（１０４）を第１空間方向（１１２）に沿って外部スキン（１０２）に取り付けること、
第１補強要素（１０４）がフィードスルー開口（１１６）内で確実に保持されるように、フィードスルー開口（１１６）を有する脚要素（１０８）を、第１補強要素（１０４）を覆って取り付けること、
第２空間方向（１１４）において、第２補強要素（１１０）を、第１補強要素（１０４）を覆って脚要素（１０８）に取り付けること、
を含む方法。
【請求項１５】
スペーサ（１０６）を第１補強要素（１０４）と脚要素（１０８）との間に挿入するステップがさらに与えられることを特徴とする請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
スペーサ（１０６）を挿入するステップは、スペーサ（１０６）のフック状のモールド部分（２０２）を第１補強要素（１０４）のプロファイルアーム（２００）のまわりに掛け止めするサブステップを含むことを特徴とする請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
スペーサ（１０６）を挿入するステップは、スペーサのノーズ（１２２）を、第１補強要素（１０４）内の開口（３００）内に導入するサブステップを含むことを特徴とする請求項１５又は１６に記載の方法。
【請求項１８】
第１補強要素（１０４）内に開口（３００）を穿孔するさらなるステップが与えられることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１９】
脚要素（１０８）をスペーサ（１０６）内の溝（３０２）内に導入するさらなるステップが与えられることを特徴とする請求項１５から１８のいずれか１項に記載の方法。
【請求項２０】
第２補強要素（１１０）が、第２補強要素（１１０）を脚要素（１０８）にリベット打ち（１１８）することによって取り付けられることを特徴とする請求項１４から１９のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機又は宇宙機のための構造要素、そしてまた、航空機又は宇宙機の外部スキンを補強するための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明及び基礎となる問題は、いかなる軽量要素にも適用されるのであるが、それらは、航空機の胴体の外殻構造についてより詳細に記述されるであろう。
【０００３】
航空機のための胴体シェルは、通常、いわゆる軽量構造において、航空機の長手方向に延びるストリンガと、補強要素として横方向に延びるフォーマとからなる二次元構造によって内部で補強される外部スキンから製造される。従来のストリンガについてのプロファイル断面は、例えば、半円フランジを伴うＺ形状断面、純粋なＺプロファイル又は「Ｔ」のバーを構成するウェブの端部で厚さを伴って提供され得るＴプロファイル、である。特に、窓又は外部スキンにおける長手方向の継ぎ目の範囲内で、特定の形状、例えば、上下の「Ｊ」に似た、ウォーキングスティックプロファイルという名のストリンガもまた使用される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ストリンガは、主として、長手方向における荷重を吸収し、リベット打ち又は接着によって外部スキンに接続される。圧縮荷重が主として下側の範囲内にかかる一方で、航空機の上側の範囲においてストリンガにおいて引張荷重がかかる。もし、ストリンガが圧縮荷重を受けると、横に曲がることになる。これは、十分に大きな断面によって補償されるが、航空機構造内では、これは、飛行重量において重大に逆効果を有し、それ故、望ましくない。
【０００５】
ストリンガは、通常、圧縮荷重を受けたときに、それらが曲がることを防ぐために、支持ブラケットによって一定の間隔において支持される。例えば、支持ブラケットは、およそ、分離した要素としての純粋な支持ブラケットとして、又はフォーマを支持するクリップと一体に構成されるアングルとして、フォーマとのストリンガの交差の各ポイントで提供される。この種の支持ブラケットは、それぞれ、フォーマ及びストリンガの共通の交差ポイントで、互いに対してそれらを支持する。しかしながら、そのような支持ブラケットはまた、飛行重量を増加し、また、かなりの構造及びアセンブリ費用を要求する。それ故、航空機の内側で、ストリンガとフォーマの形状及び交差角度が変化するので、例えば、異なる形状の支持ブラケットが利用可能のままでなければならない。
【０００６】
それ故、本発明の目的は、低重量で、ストリンガを曲げから確実に防止するストリンガの改良された支持を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明によれば、この目的は、特許請求の範囲の請求項１の特徴を有する構造要素、請求項１３の特徴を有する航空機若しくは宇宙機、又は、請求項１４の特徴を有する航空機又は宇宙機の外部スキンを補強するための方法によって達成される。
【０００８】
本発明の基礎とされる概念は、第１補強要素上に延びる第２補強要素の十分な支持、例えばフォーマが他の方式で保証される、例えば第２補強要素が、さらなる要素に接続されるような、第１要素と第１要素上に延びる第２要素との交差ポイントで、それらに対して支持する支持ブラケットを伴って配置することである。第２補強要素の下で延びる第１補強要素の支持は、そのような交差ポイントで、第２補強要素の下の第１補強要素を通じて、第２補強要素の下で案内するためのフィードスルー開口が、外部スキン上の第２補強要素を支持する脚要素内に与えられるということで達成され、フィードスルー開口は、確実な方式で第１補強要素を保持するように構成される。
【０００９】
この方式において、航空機内で使用される支持ブラケットの数を減少させ、その際、外部スキン上に延びる第１補強要素、例えばストリンガ、を確実に支持するために、確実なロッキングによって、航空機の飛行重量における減少が、その安定性を損なうことなく達成される。さらに、本発明は、要求される異なる部品、例えば、異なる形状のブラケットの数を減少させることを可能にし、そしてそれ故、低い製造及び保管コストを可能にする。支持ブラケットの補強要素へのリベット打ちのような費用にかかる取り付けステップもまた削減される。
【００１０】
本発明の有利な実施形態及び改良が従属請求項において提供される。
【００１１】
望ましい発展によれば、フィードスルー開口は、第１補強要素を、横への曲げに対して確実な方式で固定する。これは、第１補強要素が、横への曲げがなく、圧縮において荷重を受け得るので有利である。
【００１２】
望ましい発展によれば、例えば、いわゆる一体的なフォーマの方式において、脚要素は、第２補強要素と一体的に構成される。これは、必要な部品の数及びアセンブリコストの低減の有利性を有する。代わりに、この方式において、統一された構造のフォーマが、例えば、改良された脚要素によって異なる下部構造に適用され得るという理由から、脚要素及び第２補強要素は、共にリベット打ちされ、これが有利となる。
【００１３】
望ましい発展によれば、第１補強要素と脚要素との間にスペーサが挿入される。この手段は、第１補強要素及び第２補強要素の脚要素が、フィードスルー開口のエッジで、互いに接触することを防止する。これは、表面についての損傷、そして、後の腐食を防止する。
【００１４】
望ましい発展によれば、スペーサは、プラスチック材料、特に、熱可塑性プラスチック材料を含む。これは、例えば、補強要素の振動が吸収されるように、第１補強要素が柔軟な方式で保持され、そしてこれは、とりわけ低減されたアコースティックエミッションにつながる。
【００１５】
望ましい発展によれば、スペーサの長さは、脚要素の脚部の幅以上である。この方式において、スペーサ、及び、それ故、間接的に第１補強要素はまた、もし、例えば、大きな荷重の結果として、第２補強要素がわずかに傾斜した場合に、安全に保持される。
【００１６】
望ましい発展によれば、スペーサの厚さは、第１補強要素の厚さ以上である。これは、スペーサの十分な固有安定性を保証する。
【００１７】
望ましい発展によれば、スペーサは、確実な方式で、第１補強要素上に保持される。これは、この方式において、スペーサが、第１補強要素又は脚要素に、リベット打ち又は他の取り付け手段によって取り付けられるということを必要としなくなるという理由から、特に有利である。
【００１８】
望ましい発展によれば、スペーサは、第１補強要素内で対応して構成される開口内に位置するノーズを有する。この手段は、スペーサが、第１補強要素に沿ってスライドすること、そして、それ故、フィードスルー開口から取り外されるということを防止する。
【００１９】
望ましい発展によれば、第１補強要素は、プロファイルアームを有する。スペーサは、プロファイルアームのまわりに掛けられるフック状のモールド部分を有する。この手段は、スペーサが、第１補強要素に対して横方向にスライドすることを防止し、それ故、フィードスルー開口の外に取り除かれるということを防止する。
【００２０】
望ましい発展によれば、スペーサは、脚要素が挿入される溝を有する。これは、スペーサが、第１補強要素に沿って移動することを防止する。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
以下のように、本発明は、添付図面の参照とともに実施形態に基づいて詳細に記述されるであろう。
【図１】図１は、本発明の実施形態による構造要素の斜視図である。
【図２】図２は、図１の構造要素の側面図である。
【図３】図３は、さらなる実施形態による構造要素の分解図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
図において、同じ参照番号は、特に示唆しない限り、同じ又は機能的に同一の要素を記述する。
【００２３】
図１は、外部スキン１０２の内部に向かって見える、航空機胴体の外部スキン１０２の断面を含む航空機の構造要素１００の斜視図である。航空機の長手方向１１２において、外部スキン上に延びるのは、長手方向１１２において外部スキンを補強する第１の補強要素１０４としてのストリンガ１０４である。ストリンガ１０４は、外部スキン１０２上で、フラット脚部１２４に接着され又はリベット打ちされ、かつ、その上端部は、ウォーキングスティックのハンドルの用に曲げられる、いわゆるウォーキングスティックプロファイルを有する。ストリンガ１０４及び／又は外部スキン１０２は、同じ又は異なる材料、例えば、アルミニウム、炭素繊維強化プラスチック又は他の複合材料から製造され得る。
【００２４】
長さｂ１のスペーサ１０６が、ストリンガプロファイル１０４の上端部で、ストリンガ１０４に確実に取り付けられる。スペーサは、例えば、押し出し成形品として、耐久性プラスチック材料から製造され、ストリンガ１０４の上側の湾曲に従う下側のプロファイルを有する。スペーサ１０６のプロファイルの一端部上のフック状のモールド部分２０２が、ストリンガ１０４のウォーキングスティックプロファイルの自由端２００の周りに掛けられる。スペーサは、フック状のモールド部分２０２から、ウォーキングスティックプロファイルの湾曲を越えて、観測者から遠隔位置にあるストリンガ１０４の反対側にまで延びる。ここで、それは、さらに、垂直下方に延びるストリンガ１０４のプロファイルに従い、ストリンガ脚１２４を含むことなしに、このストリンガ脚１２４の上で終了する。ストリンガ１０４に面する側で、ウォーキングスティックプロファイルに鉛直下方に従うスペーサの範囲内で構成されるのは、ストリンガ１０４内で適した場所内に構成される孔内に位置する円筒状のノーズ１２２である。ストリンガ１０４のウォーキングスティックプロファイルの周りに掛けられるフック状のモールド部分及び孔内に位置する円筒状のノーズ１２２は、スペーサをストリンガ１０４上に確実に取り付け、そして、いかなる方向においても移動することを防止する。
【００２５】
航空機の長手方向１１２に対して実質的に垂直な方向１１４において、ストリンガ１０４上で延びるのは、外部スキン１０２を補強する第２の補強要素１１０としてのＺプロファイルのフォーマ１１０である。フォーマ１１０は、分離する脚要素１０８によって、又は、クリップ１０８によって、外部スキン１０２に接続される。脚要素１０８は、幅ｂ２を有し、外部スキン１０２にリベット打ちされ、直角に曲げられる脚範囲１２０を有する。脚要素１０８の上端部で、リベット１１８は、脚要素１０８をフォーマ１１０に接続する。
【００２６】
脚要素１０８内で、フォーマ１１０とストリンガ１０４との間の交差ポイントで構成されるのは、ストリンガ１０４が、脚要素１０８の下で、しかも、前記脚要素１０８によって支持されるフォーマ１１０の下で案内される、ドア状フィードスルー開口１１６である。その上部において、フィードスルー開口１１６は、スペーサ１０６の外面とドア状フィードスルー開口１１６の内部エッジとが、正確に接合する方式において、互いに接触する内部形状を有する。ストリンガ１０４は、それ故、航空機の長手方向１１２において圧縮がかかったとき、横方向１１４において曲がらないようにすべく、脚要素１０８内のフィードスルー開口１１６によって確実に保持される。これについて、スペーサ１０６は、ストリンガ１０４の表面及び脚要素を、できる限り相互摩擦及び振動による損傷を受けることから防止する。
【００２７】
相互に関係する要素の幾何学的配置は、胴体の長手方向に対して平行である、図１に示されるように右側から見える、図１の構造要素の側面図である図２によってさらに例示される。図は、特に、ストリンガ１０４上で、フック状のモールド部分２０２とノーズ１２２との協力によって達成される追加の取り付け要素なしに、スペーサ１０６の確実なマウンティングを明確に示す。もし、スペーサ１０６が弾性プラスチックから製造される場合、それは、極端に単純で、迅速な方式で、フック状のモールド部分をストリンガ１０４のウォーキングスティックプロファイル内に掛け止めし、そしてそれから、ストリンガ１０４とフォーマ１１０との間の交差ポイントで、事前に行われるように、ノーズ１２２を弾力的に孔内にスナップすることによって、取り付けられる。
【００２８】
図示されるように、スペーサ１０６は、ストリンガプロファイル１０４とほぼ同じか又はストリンガ１０４の厚さｄ２よりも大きく選択された一定の厚さｄ１でストリンガ１０４の形状に従う。フィードスルー開口１１６の形状は、同様に、スペーサ１０６の外部形状に従う。代わりに、溝３０２が、スペーサ１０６内で任意に構成され、溝３０２は、フィードスルー開口１１６のエッジを収容する。
【００２９】
この種の構造要素のアセンブリ方法は、さらなる実施形態による構造要素の分解図である図３に対する参照に従って記述されるであろう。最初に、航空機胴体部分の外部スキン１０２の内側は、外部スキン１０２にストリンガ１０４がリベット打ちされ、又は接着される航空機の長手方向において、一定間隔で延びるストリンガ１０４によって補強される。外部スキン１０２及びストリンガ１０４が、一体的に、例えば、複合繊維要素１０２，１０４として構成されることも可能である。
【００３０】
その後、孔３００が、実質的に航空機の長手方向１１２に対して垂直に延びるライン３０４に沿って、それぞれストリンガ１０４内に形成される。スペーサ１０６は、各ストリンガ１０４内に支持される。各スペーサにおける低圧は、モールドノーズ１２２がそれぞれの孔３００内にスナップするまで弾力的に変形するということを引き起こす。
【００３１】
さらなるステップにおいて、図示のように、分離したクリップ１０８として、又は、複数のストリンガ１０４上に延びるスラスト翼として構成され得る脚要素１０８は、スペーサ１０６上で押される。もし、スペーサがノッチ３０２を有する場合には、ここで図示するように、脚要素１０８内で提供されるフィードスルー開口のエッジは、それぞれのノッチ３０２内に挿入される。脚要素１０８は、その後、それぞれの脚部分１２０によって、外部スキン１０２上でリベット打ちされる。最後のステップにおいて、フォーマ１１０は、リベット打ちによって脚要素１０８に取り付けられる。
【００３２】
特に、例示される方式において、さらに一次構造要素３０６にフォーマ１００の範囲が接続され、そしてそれによって支持されるストリンガ１０４は、この位置において、フォーマの分離した支持がもはや必要でなくなるように、外部スキン１０２の範囲内で支持され得る。この種の一次構造要素３０６は、例えば、横バー、フロアサポーティングバー、カーゴコンパートメントフロア、又はそこでの様々なサポートであり得る。
【００３３】
本発明は、今、望ましい実施形態に基づいて記述されたのであるが、それに限定されず、しかし、多くの異なる方法において改良され得る。
【００３４】
例えば、スペーサがそれぞれのプロファイル形状によって構成され、及び、フック状のモールド部分及びノーズとともに適した位置に提供され得る場合に、異なるプロファイルタイプのストリンガが使用され得る。
【符号の説明】
【００３５】
１００…構造要素、１０２…外部スキン、１０４…第１補強要素、１０６…スペーサ、１０８…脚要素、１１０…第２補強要素、１１２…第１空間方向、１１４…第２空間方向、１１６…フィードスルー開口、１１８…リベット、１２０…脚部分、１２２…ノーズ、２００…プロファイルアーム、２０２…フック状のモールド部分、３００…開口、３０２…溝、３０４…フォーマのアセンブリのライン、３０６…一次構造要素
【図１】
2010538889.tif 000003
【図２】
2010538889.tif 000004
【図３】
2010538889.tif 000005
【手続補正書】
【提出日】平成21年2月3日(2009.2.3)
【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】
航空機又は宇宙機のための構造要素（１００）であって、
外部スキン（１０２）と、
第１空間方向（１１２）に沿って外部スキン（１０２）上に延びる第１補強要素（１０４）と、
第２空間方向（１１４）において第１補強要素（１０４）上に延びる第２補強要素（１１０）と、
外部スキン（１０２）上で第２補強要素（１１０）を支持する脚要素（１０８）とを含み、
前記脚要素（１０８）は、第１補強要素（１０４）が確実な方式で保持されるフィードスルー開口（１１６）を有し、スペーサ（１０６）が、第１補強要素（１０４）と脚要素（１０８）との間に挿入される構造要素。
【請求項２】
フィードスルー開口（１１６）は、確実な方式において、第１補強要素（１０４）が横に曲がることを防止することを特徴とする請求項１に記載の構造要素。
【請求項３】
脚要素（１０８）は、第２補強要素（１１０）に一体的に構成されることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素。
【請求項４】
脚要素（１０８）と第２補強要素（１１０）が共にリベット打ちされることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素。
【請求項５】
スペーサ（１０６）は、プラスチック材料、特に熱可塑性プラスチック材料を含むことを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項６】
スペーサ（１０６）は、少なくとも脚要素（１０８）の脚部分（１２０）の幅（ｂ２）である長さ（ｂ１）を有することを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項７】
スペーサ（１０６）は、少なくとも第１補強要素（１０４）の厚さ（ｄ２）である厚さ（ｄ１）を有することを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項８】
スペーサ（１０６）は、第１補強要素（１０４）上に確実に保持されることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項９】
スペーサ（１０６）は、第１補強要素（１０４）内で、対応して形成される開口（３００）内に位置するノーズ（１２２）を有することを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１０】
第１補強要素（１０４）は、プロファイルアーム（２００）を有し、スペーサ（１０６）は、プロファイルアーム（２００）の周りに掛けられるフック状のモールド部分（２０２）を有することを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１１】
スペーサ（１０６）は、脚要素（１０８）が挿入される溝を有することを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１２】
請求項１から１１のいずれか１項に記載の構造要素（１００）を有する航空機又は宇宙機。
【請求項１３】
航空機又は宇宙機の外部スキン（１０２）を補強するための方法であって、以下のステップ、
第１補強要素（１０４）を第１空間方向（１１２）に沿って外部スキン（１０２）に取り付けること、
第１補強要素（１０４）がフィードスルー開口（１１６）内で確実に保持されるように、フィードスルー開口（１１６）を有する脚要素（１０８）を、第１補強要素（１０４）を覆って取り付けること、
スペーサ（１０６）を第１補強要素（１０４）と脚要素（１０８）との間に挿入すること、
第２空間方向（１１４）において、第２補強要素（１１０）を、第１補強要素（１０４）を覆って脚要素（１０８）に取り付けること、
を含む方法。
【請求項１４】
スペーサ（１０６）を挿入するステップは、スペーサ（１０６）のフック状のモールド部分（２０２）を第１補強要素（１０４）のプロファイルアーム（２００）のまわりに掛け止めするサブステップを含むことを特徴とする請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
スペーサ（１０６）を挿入するステップは、スペーサのノーズ（１２２）を、第１補強要素（１０４）内の開口（３００）内に導入するサブステップを含むことを特徴とする請求項１３又は１４に記載の方法。
【請求項１６】
第１補強要素（１０４）内に開口（３００）を穿孔するさらなるステップが与えられることを特徴とする請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
脚要素（１０８）をスペーサ（１０６）内の溝（３０２）内に導入するさらなるステップが与えられることを特徴とする請求項１３から１６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１８】
第２補強要素（１１０）が、第２補強要素（１１０）を脚要素（１０８）にリベット打ち（１１８）することによって取り付けられることを特徴とする請求項１３から１７のいずれか１項に記載の方法。
【国際調査報告】
2010538889.tif 000006
2010538889.tif 000007
2010538889.tif 000008
2010538889.tif 000009