(57)【要約】      （修正有）【課題】逆推力装置を有する航空機プロパルサーのためのハニカム締着システム及び方法を提供する。【解決手段】航空機プロパルサーのための締着システムは、雄スプール３５０と、雄スプール３５０の中に螺合するように構成された雌スプール３５２とを含み得る。雄スプール３５０及び雌スプール３５２は、ハニカム構造体に連結され得、ハニカム構造体に力を均等に分散して、ハニカム構造体のハニカムコアの塑性変形を防ぐことができる。【選択図】図３
2017214920.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機プロパルサー（１００）であって、
コアエンジン（２４８）と、
前記コアエンジン（２４８）の近位に位置する内壁を備えた逆推力装置であって、前記内壁が、
第１の表面板（３６０）、第２の表面板（３６２）、前記第１の表面板（３６０）と前記第２の表面板（３６２）との間に配置されたハニカムコア（３５８）、及びアパーチャ（１３２）を備えたハニカム構造体、並びに
前記アパーチャ（１３２）の内部に配置された締着システムであって、
雄スプール本体を備えた雄スプール（３５０）であって、
外側ねじ山部が、前記雄スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、
雄貫通孔（４７４）が、前記雄スプール本体の内部に配置され、且つ
雄フランジ部（４７２）が、前記雄スプール本体の第２の端部上に配置され、前記第１の表面板（３６０）に連結され、且つ荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雄スプール（３５０）と、
雌スプール本体を備えた雌スプール（３５２）であって、
内側ねじ山部が、前記雌スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、前記雄スプール（３５０）及び前記雌スプール（３５２）を前記ハニカム構造体に締着するために、前記外側ねじ山部に連結され、
雌貫通孔（５８４）が、前記雌スプール本体の内部に配置され、且つ
雌フランジ部（５８０）が、前記雌スプール本体の第２の端部上に配置され、前記第２の表面板（３６２）に連結され、且つ荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雌スプール（３５２）とを備えた締着システム
を備えている、逆推力装置と
を備えている航空機プロパルサー（１００）。
【請求項２】
前記締着システムが、
前記雄貫通孔（４７４）及び前記雌貫通孔（５８４）を通るように配置された、ヘッド及びシャンクを備えたボルト（３５４）と、
前記ボルト（３５４）の前記シャンクに締着されたナット（３５６）と
をさらに備えており、前記雄フランジ及び／又は前記雌フランジが、前記ボルト（３５４）及び／又は前記ナット（３５６）から受けた荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されており、前記ボルト（３５４）及び／又は前記ナット（３５６）が、前記航空機プロパルサー（１００）の一部に連結されている、請求項１に記載の航空機プロパルサー（１００）。
【請求項３】
前記ボルト（３５４）が、前記雄スプール（３５０）及び前記雌スプール（３５２）の中に螺合されない、請求項２に記載の航空機プロパルサー（１００）。
【請求項４】
前記雄スプール（３５０）及び／又は前記雌スプール（３５２）が、第１の力量を前記ハニカム構造体に伝達するように構成されており、
前記雄フランジ部（４７２）及び／又は前記雌フランジ部（５８０）が、第１の領域にわたって前記ハニカム構造体に連結されており、前記第１の領域が、前記ハニカムコアが塑性変形しないよう前記第１の力量を伝達するように寸法形成されている、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機プロパルサー（１００）。
【請求項５】
構造体用の締着システムであって、
雄スプール本体を備えた雄スプール（３５０）であって、
外側ねじ山部が、前記雄スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、
雄貫通孔（４７４）が、前記雄スプール本体の内部に配置され、
雄フランジ部（４７２）が、前記雄スプール本体の第２の端部上に配置され、ハニカム構造体の第１の表面板（３６０）に連結され、且つ前記雄フランジ部（４７２）が前記第１の表面板（３６０）に連結されているときに荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雄スプール（３５０）と、
雌スプール本体を備えた雌スプール（３５２）であって、
内側ねじ山部が、前記雌スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、前記雄スプール（３５０）及び前記雌スプール（３５２）を前記ハニカム構造体に締着するために、前記外側ねじ山部に連結されるように構成され、
雌貫通孔（５８４）が、前記雌スプール本体の内部に配置され、且つ
雌フランジ部（５８０）が、前記雌スプール本体の第２の端部上に配置され、前記ハニカム構造体の第２の表面板（３６２）に連結され、前記雌フランジ部（５８０）が前記第２の表面板に連結されているときに荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雌スプール（３５２）と
を備えている締着システム。
【請求項６】
前記雄貫通孔（４７４）が、第１の雄貫通孔端部と、第２の雄貫通孔端部と、前記第１の雄貫通孔端部にある面取り部（４７６）とを備えている、請求項５に記載の締着システム。
【請求項７】
前記雄スプール（３５０）及び／又は前記雌スプール（３５２）が、第１の力量を前記ハニカム構造体（３５８）に伝達するように構成されており、
前記雄フランジ部（４７２）及び／又は前記雌フランジ部（５８０）が、第１の領域にわたって前記ハニカム構造体に連結されるように構成されており、前記第１の領域が、前記ハニカムコアが塑性変形しないよう前記第１の力量を伝達するように寸法形成されている、請求項５又は６に記載の締着システム。
【請求項８】
前記雄スプール（３５０）及び／又は前記雌スプール（３５２）が、前記ハニカム構造体の熱膨張率と実質的に類似する熱膨張率を含む、請求項５から７のいずれか一項に記載の締着システム。
【請求項９】
前記ハニカム構造体が第１の材料を含み、前記雄スプール（３５０）及び／又は前記雌スプール（３５２）が前記第１の材料を含み、前記第１の材料が金属材料及び／又は複合材料を含む、請求項８に記載の締着システム。
【請求項１０】
請求項５から９のいずれか一項に記載の締着システムを備えている航空機であって、
胴体と、
前記胴体に連結された翼と、
前記翼及び／又は前記胴体に連結され、コアエンジン（２４８）及び逆推力装置を備えた航空機プロパルサー（１００）であって、前記逆推力装置が、前記コアエンジン（２４８）の近位に位置する内壁を備えており、前記内壁が、
第１の表面板（３６０）、第２の表面板（３６２）、前記第１の表面板（３６０）と前記第２の表面板との間に配置されたハニカムコア（３５８）、及びアパーチャ（１３２）を備えたハニカム構造体、並びに
前記アパーチャ（１３２）の内部に配置された前記締着システムであって、前記雄フランジ部（４７２）が、前記第１の表面板に連結され、前記雌フランジ部（５８０）が、前記第２の表面板に連結され、前記内側ねじ山部が、前記雄スプール（３５０）及び前記雌スプール（３５２）を前記ハニカム構造体に締着するために、前記外側ねじ山部に連結されている、前記締着システム
を備えている、航空機プロパルサー（１００）と
を備えている航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、航空機に関し、より具体的には、航空機の逆推力装置、及びハニカムパネルによる荷重分散に関する。
【０００２】
航空機プロパルサーの逆推力装置は、内壁と外壁とを含むことが多い。この内壁は、航空機プロパルサーのコアエンジンの近くに位置している場合がある。航空機プロパルサーのコアエンジンの出力が上昇するにつれて、エンジンによって生成される熱の量も典型的に増加する。コアエンジンの近くに位置している内壁は、より高い温度レベルを経験することもあり得る。この内壁は、航空機の他の構造体に取付けられる場合がある。しかしながら、内壁を航空機の他の構造体に取り付ける連結フィーチャを作る従来の技法は、高温に起因して効果的ではない場合がある。
【発明の概要】
【０００３】
本明細書では、逆推力装置ハニカムパネルの荷重分散のためのシステム及び方法が開示されている。特定の実施例では、航空機プロパルサーが提供され得る。航空機プロパルサーは、コアエンジン及び逆推力装置を含み得る。逆推力装置は、コアエンジンの近位に位置する内壁を備え得る。内壁は、第１の表面板、第２の表面板、第１の表面板と第２の表面板との間に配置されたハニカムコア、及びアパーチャ（１３２）を備えたハニカム構造体と、アパーチャの内部に配置された締着システムとを含み得る。締着システムは、雄スプール及び雌スプールを含み得る。雄スプールは、雄スプール本体を含み得、外側ねじ山部が、雄スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置されており、雄貫通孔が、雄スプール本体の内部に配置されており、雄フランジ部が、雄スプール本体の第２の端部上に配置され、第１の表面板に連結され、且つ荷重をハニカム構造体に分散するように構成されている。雌スプールは、雌スプール本体を含み得、内側ねじ山部が、雌スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、雄スプール及び雌スプールをハニカム構造体に締着するために、外側ねじ山部に連結されており、雌貫通孔が、雌スプール本体の内部に配置されており、雌フランジが、雌スプール本体の第２の端部上に配置され、第２の表面板に連結され、且つ荷重をハニカム構造体に分散するように構成されている。
【０００４】
特定の他の実施形態では、構造体用の締着システムが提供され得る。締着システムは、雄スプール及び雌スプールを含み得る。雄スプールは、雄スプール本体を含み得、外側ねじ山部が、雄スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置されており、雄貫通孔が、雄スプール本体の内部に配置されており、雄フランジ部が、雄スプール本体の第２の端部上に配置され、ハニカム構造体の第１の表面板に連結され、且つ雄フランジ部が第１の表面板に連結されているときに荷重をハニカム構造体に分散するように構成されている。雌スプールは、雌スプール本体を含み得、内側ねじ山部が、雌スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、雄スプール及び雌スプールをハニカム構造体に締着するために、外側ねじ山部に連結されるように構成されており、雌貫通孔が、雌スプール本体の内部に配置されており、雌フランジ部が、雌スプール本体の第２の端部上に配置され、ハニカム構造体の第２の表面板に連結され、雌フランジ部が第２の表面板に連結されているときに荷重をハニカム構造体に分散するように構成されている。
【０００５】
本発明の範囲は、参照によりこのセクションに組み込まれる請求項によって定義される。下記の１つ又は複数の実装形態の詳細な説明を検証することにより、当業者は、本開示をより完全に理解し、そのさらなる利点を認識するに至る。これより、まず簡潔に説明される添付の図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】本開示の一実施例に係る航空機プロパルサーの斜視図を示す。
【図２】本開示の一実施例に係る航空機プロパルサーの側面切取図を示す。
【図３】本開示の一実施例に係る、ハニカム構造体及びハニカム締着システムの側面切取図を示す。
【図４】本開示に係る雄スプールの側面切取図を示す。
【図５】本開示の実施例に係る雌スプールの側面切取図を示す。
【図６】本開示の一実施例に係る、第２の構造体をハニカム構造体に組み付けることを詳述するフロー図である。
【０００７】
本開示の実施例とそれらの利点とは、下記の詳細な説明を参照することにより最もよく理解できる。１つ又は複数の図面で示す類似の要素を識別するために類似の参照番号が使用されることを理解するべきである。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
ハニカムパネルにわたって点荷重を分散させる締着システムのためのシステム及び技法が、１つ又は複数の実施例に従って、本明細書の開示で説明されている。特定の実施例では、ハニカムパネルは、航空機プロパルサーのパネルであり得る。ハニカムパネルは、例えば、航空機プロパルサーの逆推力装置の一部であり得る。このような実施例では、ハニカムパネルは、外壁、内壁、又は逆推力装置の別の部分であり得る。
【０００９】
締着システムは、雄スプール及び雌スプールを含み得る。雄スプールは、雄スプール本体の円筒部分又は実質的円筒部分に配置された外側ねじ山部と、雄フランジ部とを含み得る雄スプール本体を含み得る。雌スプールは、雌スプール本体の円筒部分又は実質的円筒部分に配置された内側ねじ山部と、雌フランジ部とを含み得る雌スプール本体を含み得る。雄スプールは、一方の端部からハニカムパネルのアパーチャの中に挿入されてもよく、雌スプールは、他方の端部からアパーチャの中に挿入されてもよい。雄スプール及び雌スプールは、例えば、互いに螺合されることにより、互いに連結され得る。雄フランジ部は、ハニカム構造体の第１の表面板に接触し得るが、雌フランジ部は、第１の表面板に対向するハニカム構造体の第２の表面板に接触し得る。雄スプール及び雌スプールは、特定のトルク値まで螺合され得る。雄スプールを雌スプールに締着することにより付与される力、並びに／或いは、雄スプール及び／又は雌スプールに締め付けられたファスナからの力は、ハニカム構造体に伝達され得る。
【００１０】
図１は、本開示の一実施例に係る航空機プロパルサーの斜視図を示す。航空機プロパルサー１００は、ナセル１０２、逆推力装置ドア１２４、及びファン１３６を含み得る。図１で示された実施例では、ナセル１０２はファン１３６を含み得るが、航空機プロパルサーのその他の実施例では、ナセルにファンが含まれないようにファンが配置され得る（例えば、ターボプロップ構成）。ファン１３６は、ナセル１０２内に流入する空気を空気流方向１４０Ａなどに吸入且つ／又は付勢し得る。空気流方向１４０Ａでナセル１０２内に流入する空気は、ナセル１０２の内部の様々な内部流路を通して流通し得る。航空機プロパルサー１００が逆推力構成にあるとき、空気流方向１４０Ａでナセル１０２内に流入した空気は、別の方向に再方向付けされ、逆推力をもたらし得る。
【００１１】
航空機プロパルサー１００が、通常の動作をしているとき（例えば、推力を与えているとき）、逆推力装置ドア１２４は、逆推力装置のアパーチャ（図２で逆推力装置のアパーチャ１３２として示す）を遮蔽する閉位置にあってもよく、それにより、逆推力装置のアパーチャが密封又は実質的に密封され、逆推力装置のアパーチャ１３２を通じる空気の流れがなくなるか、又は最小限となる。航空機プロパルサー１００が逆推力構成にあるとき（例えば、航空機プロパルサー１００が取り付けられ得る航空機５０の動きを遅くするために、逆推力を与えるとき）、逆推力装置ドア１２４は、逆推力装置のアパーチャ１３２を遮蔽しない開位置にあってもよく、それにより、逆推力装置のアパーチャ１３２を通して空気が流れることが可能となる。特定の実施例では、逆推力装置ドア１２４が開いた構成にあるとき、逆推力装置ドア１２４は逆推力装置のアパーチャ１３２を形成し得る。このような実施例では、逆推力装置ドア１２４が閉じた構成にあるときには逆推力装置のアパーチャ１３２がない場合がある。
【００１２】
図２は、本開示の一実施例に係る航空機プロパルサーの側面切取図を示す。図２に示す航空機プロパルサー１００は、ブルノーズ２０６を有するナセル１０２、逆推力装置ドア１２４、コアエンジン２４８、逆推力装置カスケード２１０、カスケード支持リング２０８、逆推力装置アパーチャ１３２、及び遮断ドア２１４を含み得る。コアエンジン２４８及び／又はナセル１０２は、少なくとも部分的に、バイパス流路２５６を画定し得る。ファン１３６によって付勢された空気は、バイパス流路２５６を流通し得る。通常の動作では、付勢された空気は、ナセル１０２の排出口から流出し得るが、逆推力の供給中は、付勢された空気は、遮断ドア２１３によって方向転換させられ、逆推力装置カスケード及び逆推力装置アパーチャ１３２を通してナセル１０２から流出し得る。
【００１３】
ナセル１０２は、図１に記載のナセルと類似し得る。図２のナセル１０２は、ブルノーズ２０６をさらに含み得る。ブルノーズ２０６は、逆推力装置カスケード２１０の端部に連結し得る任意の構造体であってもよい。特定の実施例では、ブルノーズ２０６は、ナセル１０２の別の部分から延在してもよく、ナセル１０２のレッジを形成し得る。図２で示されるように、コアエンジン２４８に対向するブルノーズ２０６の少なくとも一部が、円滑にアールを形成する表面を含み得る。このようにアールが形成された表面は、バイパス流路２５６から空気が逆推力装置カスケード２１０を円滑に通ることを可能にし、それにより、逆推力装置カスケード２１０を通る質量流量がより高くなる。逆推力装置ドア１２４の表面は、閉位置にあるとき、ブルノーズ２０６の一部に隣接するように、又は、ブルノーズ２０６の一部に連結されるように構成され得る。したがって、逆推力装置ドア１２４は、閉位置にあるとき、ナセル１０２の内表面との円滑な又は実質的に円滑な表面を形成し、それにより、逆推力装置ドア１２４が閉位置にあるときに航空機プロパルサー１００の内部の円滑な空気流が可能となる。特定の実施例では、逆推力装置ドア１２４は、内壁及び外壁を含み得る。
【００１４】
図２は、逆推力装置ドア１２４の開位置及び閉位置をさらに示す。図示のように、逆推力装置ドア１２４は、開位置１２４Ｂ又は閉位置１２４Ａにあってもよい。他の実施例の逆推力装置ドア１２４は、他の位置にあるように構成されてもよい。さらに、他の実施例は、非移動型逆推力装置ドア（例えば、開位置と閉位置との間、及びその他の位置で回転し得る逆推力装置ドア）と、他の態様で（例えば、シャッターを通して、エアデフレクタの利用を通して、又はその他の態様を通して）開閉し得る逆推力装置とを含み得る。
【００１５】
閉位置１２４Ａでは、逆推力装置ドア１２４は、空気が、航空機プロパルサー１００のバイパス流路２５６を流通し、排出口を通してバイパス流路２５６から流出して、推力を与えることを可能にし得る。バイパス流路２５６は、コアエンジン２４８及び／又はナセル１０２の部分によって、少なくとも部分的に画定され得る。バイパス流路２５６を流通する空気は、ファン１３６によって付勢され、概して空気流方向１４０Ａに流れ、推力（又は逆推力）を与え、航空機プロパルサー１００が取り付けられている航空機に動力を供給することができる。コアエンジン２４８は、ファン１３６に動力を供給することができ、ファン１３６は、バイパス流路２５６を流通する空気を付勢し得る。
【００１６】
逆推力装置ドア１２４が閉位置１２４Ａにあるとき、遮断ドア２１４は、バイパス流路２５６の内部の空気流を遮断しないように、又は、最小限遮断（例えば、バイパス流路２５６の内部の総空気流の５％未満に制限）するように、位置付けされ得る。
【００１７】
開位置１２４Ｂでは、逆推力装置ドア１２４は、空気が逆推力装置アパーチャ１３２を流通することを可能にし得る。特定の実施例では、逆推力装置ドア１２４が開位置１２４Ｂにあるとき、遮断ドア２１４もバイパス流路２５６の少なくとも一部を遮断する位置へと移動し、逆推力装置のアパーチャ１３２を流通するようにバイパス流路２５６の内部の空気流を方向転換させ得る。このように方向転換した空気流は、空気流方向１４０Ｂに又は空気流方向１４０Ｂの一般的な方向に少なくとも部分的に流通し得る。空気流方向１４０Ｂに流れる空気は、逆推力を与え得る。
【００１８】
方向転換した空気流は、逆推力装置カスケード２１０を流通し得る。図２で示された線形の逆推力装置カスケード２１０は、線形の逆推力装置カスケードであってもよい。図２は、逆推力装置カスケード２１０の側面切取図を示すが、逆推力装置カスケード２１０は、円周方向に配置されてもよく、且つ／又は、例えば、コアエンジン２４８又は航空機プロパルサー１００の別の部分からオフセットされてもよい。例えば、逆推力装置カスケード２１０は、コアエンジン２４８に”巻き付いて”もよい。さらに、逆推力装置カスケード２１０は、ブルノーズ２０６からカスケード支持リング２０８へと、線状に又は実質的に線状に延在し得る。ブルノーズ２０６及び／又はカスケード支持リング２０８は、逆推力装置カスケード２１０に連結され得る。ブルノーズ２０６及び／又はカスケード支持リング２０８は、逆推力装置カスケード２１０を支持し、且つ／又は、所定位置に保持することができる。このような特定の実施例では、カスケード支持リング２０８は、航空機プロパルサー１００の他の構造的特徴部に取り付けられてもよい。
【００１９】
図３は、本開示の一実施例に係る、ハニカム構造体及びハニカム締着システムの側面切取図を示す。図３は、第１の表面板３６０、第２の表面板３６２、及びハニカムコア３５８を有するハニカム構造体と、雄スプール３５０、雌スプール３５２、ボルト３５４、及びナット３５６を有するハニカム締着システムとを含む。さらに、図３の様々な実施例は、シム３６６、第２の構造体３６８、及びスペーサプレート３６４をさらに含み得る。
【００２０】
ハニカム構造体は、第１の表面板３６０、第２の表面板３６２、及びハニカムコア３５８を含む。ハニカムコア３５８は、第１の表面板３６０と第２の表面板３６２との間に配置される。特定の他の実施例では、第１の表面板３６０、ハニカムコア３５８、及び／又は第２の表面板３６２の間に追加のアイテムが配置され得る。特定の実施例では、第１の表面板３６０、第２の表面板３６２、及び／又はハニカムコア３５８は、すべて同じ材料から作られてもよいが、他の実施例では、第１の表面板３６０、第２の表面板３６２、及び／又はハニカムコア３５８は、複数の異なる材料から作られてもよい。このような材料は、例えば、鋼、アルミニウム、チタニウム、タングステン、銅、及びその他の金属などの金属、繊維ガラス、炭素繊維、ケブラー、及びその他の複合材などの複合材、プラスチック、木材、ガラス、及びその他の適切な種類の材料であってもよい。例えば、特定の実施例では、第１の表面板３６０、ハニカムコア３５８、及び第２の表面板３６２は、すべて少なくともチタニウムから作られてもよい。特定の他の実施例では、第１の表面板３６０及び第２の表面板３６２は、すべて炭素繊維とケブラーとの組み合わせから作られてもよいが、ハニカムコア３５８は、炭素繊維のみから作られてもよい。このような特定の実施例では、ハニカム構造体、並びに雄スプール及び／又は雌スプールの熱膨張率は、実質的に類似し得る（例えば、２０％以下の範囲内）。したがって、ハニカム構造体は、雄スプール及び／又は雌スプールと同じ材料から構成されてもよく（例えば、すべてチタニウムから作られる）、或いは、実質的に類似する熱膨張率を有する材料から構成されてもよい。
【００２１】
雄スプール３５０は、雄スプール本体を含む。雄スプール本体の少なくとも一部は、円筒又は実質的に円筒であり得る。雄スプール本体は、雄スプール本体の円筒部分又は実質的円筒部分に配置された外側ねじ山部を含む。さらに、雄スプール本体は、雄フランジ部を含む。雄フランジ部は、ハニカム構造体に連結されている際に、ハニカム構造体の第１の表面板３６０に力を伝達するように構成される。雄スプール３５０は、図４でさらに説明され得る。
【００２２】
雌スプール３５２は、雌スプール本体を含む。雌スプール本体の少なくとも一部は、円筒又は実質的に円筒であり得る。雌スプール本体は、雌スプール本体の円筒部分又は実質的円筒部分に配置された外側ねじ山部を含む。さらに、雌スプール本体は、雌フランジ部を含む。雌フランジ部は、ハニカム構造体に連結されている際に、ハニカム構造体の第２の表面板３６２に力を伝達するように構成される。雌スプール３５２は、図５でさらに説明され得る。
【００２３】
雄スプール３５０と雌スプール３５２は、外側ねじ山部と内側ねじ山部とを共に螺合することにより連結され得る。特定の実施例では、例えば、ハニカムコア３５８を溶接、ポッティング、又は破砕することなく、雄スプール３５０と雌スプール３５２とを連結することができる。このようにして、最小限の検査で、高い生産率で雄スプール３５０と雌スプール３５２との締着を繰り返し実現することができる。締着により、ハニカム構造体が破壊され得ない（例えば、ハニカムコア３５８が、破砕され得ないか、且つ／又は塑性変形し得ない）。さらに、雄スプール３５０と雌スプール３５２との締着により、締着システムが、３００℃以下、５００℃以下、１０００℃以下、又は１０００℃以上の温度に耐えることが可能となり得る。このようにして、締着システムは、埋込用樹脂や、このような高温で溶解又は弱体化し得るその他の接着剤を含み得ない。このような接着剤がないことにより、締着システムがより高い温度に耐えることが可能となり得る。
【００２４】
より高い温度に耐える能力は、特定の用途において有益であり得る。例えば、逆推力装置ドア１２４は、内壁等の部分を含み得、この内壁は、コアエンジン２４８の近くに位置するか、コアエンジン２４８に面し得る。このような部分は高温に露出される場合があり、したがって、本明細書に記載された締着システムは、このような高温に耐えることができる。
【００２５】
複数のスプールは、特定のトルク値まで共に螺合され得る。スプールを共に螺合することから来る力、及び／又は、スプールを用いて設けた任意のファスナ（例えば、ボルト３５４）からの力は、雄フランジ部及び／又は雌フランジ部を介して、ハニカム構造体に伝達され得る。このようにして、雄スプール３５０の雄フランジ部は、雄スプール３５０で受けた力を第１の表面板３６０に伝達してもよく、雌スプール３５２の雌フランジ部は、雌スプール３５２で受けた力を第２の表面板３６２に伝達してもよい。したがって、ボルト３５４及びナット３５６がスプールに締着される実施例では、荷重は、ボルト３５４から、スプール壁を通って、第１の表面板３６０及び／又は第２の表面板３６２の中へ伝達され得る。ハニカムコア３５８の変形及び／又は塑性変形を防止するため、荷重を第１の表面板３６０及び／又は第２の表面板３６２の十分に広い領域にわたって伝達することができるように、雄フランジ部及び／又は雌フランジ部は寸法形成され得る。
【００２６】
特定の実施例は、シム３６６をさらに含み得る。シム３６６は、例えば、雄スプール３５０及び／又は雌スプール３５２のうちの1つを覆うことができる。図３で示された実施例では、雌スプール３５２は、第２の表面板３６２のアパーチャの中に挿入され得る。次いで、シム３６６が表面板３６２に配置され、組み立てられ、且つ／又は連結され得る。シム３６６は、雌スプール３５２の少なくとも一部を覆うことができる。シム３６６は、例えば、さらに雌スプール３５２を所定位置に保持することができ、且つ／或いは、ハニカム構造体及び／又は雌スプール３５２のための熱シールドであり得る。他の実施例は、雄スプール３５０及び／又は雌スプール３５２の他方を覆い得る追加のシムを含み得る。
【００２７】
特定の実施例は、スペーサプレート３６４を含み得る。スペーサプレート３６４は、雌スプール３５２のフランジ部の厚さと同じ又は似たような厚さであり得る。スペーサプレート３６４は、シム３６６が、スペーサプレート３６４の上面と同一平面上に置かれることを可能にし得る。スペーサプレート３６４は、雌スプール３５２のフランジ部を含むように構成された切欠き部を含み得る。このように、シム３６６をスペーサプレート３６４及び雌スプール３５２に置いてもよい。
【００２８】
ナット３５６は、第２の構造体３６８に結合され得る。第２の構造体３６８は、例えば、航空機の構成要素、航空機プロパルサー１００、及び／又は逆推力装置ドア１２４であってもよい。第２の構造体３６８は、ハニカム構造体に取り付けられ得る。このように、ボルト３５４は、ヘッド及びシャンク部を含み得、雄スプール３５０及び雌スプール３５２の貫通孔の中に挿入され、それから第２の構造体３６８のアパーチャを通ることができる。ナット３５６は、第２の構造体３６８をハニカム構造体に固定又はさもなければ連結するために、端部（例えば、螺合端部）においてボルト３５４に取り付けられ得る。このような特定の実施例では、ボルト３５４からの固定力は、雄スプール３５０に分散され、次いで、雄スプール３５０の部分からハニカム構造体に均等に分散され得る。図３の実施形態では、ボルト３５４は、雄スプール３５０の中に挿入された際に、ボルト３５４のヘッドが雄スプール３５０の表面と同一表面であるように、寸法形成され得る。特定の実施例では、ボルト３５４及び／又はナット３５６は、固定力をより均一に分散させるために、１つ又は複数のワッシャ又はその他の装置をさらに含み得る。さらに、荷重は、例えば、雌スプール３５２を介して、第２の構造体３６８からハニカム構造体に伝達され得る。
【００２９】
特定の実施例では、第２の構造体３６８は、航空機の高充填複合材であり得る。このように、第２の構造体３６８からの荷重は、締着システムを介して、ハニカム構造体内に伝達され得る。シム３６６及び／又はスペーサプレート３６４は、第２の構造体３６８とハニカム構造体との間の間隔を閉じることにより、第２の構造体３６８からの力の伝達を補助することができ、それゆえに、第２の構造体３６８からハニカム構造体への荷重経路を可能することができる。さらに、シム３６６及び／又はスペーサプレート３６４は、締着システムの中の予荷重を減らす。特定の実施例では、シム３６６は、締着システム並びに／或いは航空機又は航空機プロパルサーの別の構成要素に対して第２の構造体３６８を正確に位置決めすることをさらに可能ならしめることもでき、これは、例えば、シムを積層したり、取り除いたりして、このような構成要素間の距離を変更することを可能にすることにより実現する。
【００３０】
図４は、本開示に係る雄スプールの側面切取図を示す。雄スプール３５０は、雄スプール本体を含み得る。雄スプール本体は、雄フランジ部４７０、雄シャンク部４７２、雄貫通孔４７４、面取り部４７６、及び雄ショルダー４７８を含み得る。
【００３１】
雄シャンク部４７２は、雄スプール本体の第１の端部に位置し得る。雄シャンク部４７２は、ハニカム構造体内のアパーチャの中に挿入され得る。雄シャンク部４７２は、例えば、雌スプール３５２のねじ山部に螺合され得る（例えば、ねじ込まれ得る）。
【００３２】
雄フランジ部４７０は、雄スプール本体の第２の端部に位置し得る。雄フランジ部４７０は、ハニカム構造体の表面板（例えば、第１の表面板３６０）に連結されるように構成され得る。雄フランジ部４７０は、雄スプール３５０からハニカム構造体へ力を均等に分散させることができる。雄フランジ部４７０は、例えば、雄スプール３５０に分散される予期される力に応じて寸法形成されてもよく、ハニカム構造体及び／又はハニカムコア３５８の著しい変形及び／又は塑性変形を防止するように、予期される力がハニカム構造体の十分に広い領域に伝達される。例えば、雄フランジ部４７０及び雄シャンク部４７２が実質的に円形断面である場合、雄フランジ直径４９２は、雄シャンク直径４９０の比として表すことができる。特定の実施例では、この比は、２対１未満、３対１未満、５対１未満、１０対１未満、２０対１未満、又は２０対１以上であり得る。雄フランジ部４７０及び／又は雄シャンク部４７２が実質的に円形断面ではない実施例では、この比は、雄フランジ部４７０と雄シャンク部４７２との間の断面領域の比で表すことができる。
【００３３】
特定の実施例では、雄フランジ部４７０は、面外荷重（例えば、ボルト、ナット、及び／又は第２の構造体３６８のような他の構造体を通して伝達される締め付け荷重及び／又は引張荷重）を伝達するように構成され得る。雄フランジ部４７０は、このような荷重を受けて、この荷重をハニカム構造体（例えば、第１の表面板３６０）に伝達することができる。
【００３４】
雄スプール本体の中に貫通孔４７４が配置され得る。貫通孔４７４は、ボルト３５４の一部が雄スプール３５０を通過することを可能にし得る。貫通孔４７４は、雄スプール本体の第１の端部から第２の端部へと延在し得る。特定の実施例では、ボルト３５４が、貫通孔４７４の中に螺合されることなく、貫通孔４７４を通過することができるように、貫通孔４７４は実質的に円滑であり得る。雄スプール３５０が、雄スプール３５０と同一面であるように構成されたヘッドを有するボルトを受け入れるように構成されている実施例では、雄スプール３５０は、貫通孔４７４の片側の端部又は両側の端部に面取り部３５０をさらに含み得る。雄スプール３５０の中に挿入された際に、面取り部３５０は、ボルト３５４のヘッドが同一面となることを可能にすることができる。
【００３５】
雄スプール３５０の特定の実施例は、雄ショルダー４７８を含み得る。雄ショルダー４７８は、例えば、ハニカム構造体のアパーチャの中で雄スプール３５０を配置することを補助するように寸法形成される。雄ショルダー４７８の特定の実施例は、雄スプール３５０をアパーチャの中に挿入することを補助する面取り部、球面部、及び／又はその他の特徴部を含み得る。
【００３６】
特定の実施例では、雄ショルダー４７８は、雄スプール３５０によって受けた面内荷重（例えば、軸受荷重）を雄スプール３５０に連結されたハニカム構造体に伝達し得る。このような荷重を雄ショルダー４７８を通して伝達することにより、雄スプール３５０及び／又は雄スプール３５０に取り付けられた任意のボルト又はナットのたわみを減少させるか、且つ／又はなくすことができる。特定の実施例では、雄ショルダー４７８の高さ（すなわち、図４に示すｙ軸の寸法）は、雄スプール３５０が連結されるように構成される表面板の厚さ以上であり得る。このような特定の実施例では、雄ショルダー４７８の特定の面は、雄スプール３５０が連結されるように構成される表面板のアパーチャの特定の側面に平行であり得る。さらに、雄ショルダー４７８の直径は、力を十分に広い軸受領域にわたって伝達する予期される荷重に応じて寸法形成され得、それにより、表面板及び／又はハニカム構造体の任意の他の部分は、このような力の伝達により変形又は塑性変形しない。特定の実施例では、雄ショルダー４７８の直径は、雄シャンク部４７２の直径の比として表すことができる。特定の実施例では、この比は、１．１対１未満、１．５対１未満、２対１未満、３対１未満、５対１未満、又は５対１以上であり得る。
【００３７】
図５は、本開示の実施例に係る雌スプールの側面切取図を示す。雌スプール３５２は、雌スプール本体を含み得る。雌スプール本体は、雌フランジ部５８０、雌シャンク部５８２、雌貫通孔５８４、及び雌ショルダー５８６を含み得る。
【００３８】
雌シャンク部５８２は、雌スプール本体の第１の端部に位置し得る。雌シャンク部５８２は、螺合されることができ、ハニカム構造体の内部のアパーチャの中に挿入され、雄スプール３５０のねじ山部に螺合されるように構成され得る。このように、雌シャンク部５８２のねじ山部は、雄シャンク部４７２のねじ山部に適合するように螺合され得る。雄スプール３５０と雌スプール３５２とを共に螺合させることにより、雄スプール３５０及び雌スプール３５２が共に連結され、ハニカム構造体に機械的に締着されることを可能にすることができる。特定の実施例では、雄スプール３５０及び雌スプール３５２は、埋込用樹脂などの接着剤を用いずに、且つ／又は、溶接又はその他の２次的組立工程を用いずに、ハニカム構造体に機械的に締着され得る。
【００３９】
雌フランジ部５８０は、雌スプール本体の第２の端部に位置し得る。雌フランジ部５８０は、ハニカム構造体の表面板（例えば、第２の表面板３６２）に連結されるように構成され得る。雌フランジ部５８０は、雌スプール３５２からハニカム構造体へ力を均等に分散させることができる。さらに、雌フランジ部５８０は、例えば、雌スプール３５２に分散される予期される力に応じて寸法形成されてもよく、ハニカム構造体及び／又はハニカムコア３５８の著しい変形及び／又は塑性変形を防止するように、予期される力がハニカム構造体の十分に広い領域に伝達される。例えば、雌フランジ部５８０及び雌シャンク部５８２が実質的に円形断面を含む場合、雌フランジ直径５９４は、雌シャンク直径５９６の比として表すことができる。特定の実施例では、この比は、２対１未満、３対１未満、５対１未満、１０対１未満、２０対１未満、又は２０対１以上であり得る。さらに、雌フランジ部５８０及び／又は雌シャンク部５８２が実質的に円形断面を含まない実施例では、この比は、雌フランジ部５８０と雌シャンク部５８２との間の断面領域の比で表すことができる。
【００４０】
貫通孔５８４は、雄スプール本体の貫通孔４７４と同じように、雌スプール本体の中に配置され得る。貫通孔５８４は、ボルト３５４の一部が雌スプール３５２を通過することを可能にし得る。貫通孔５８４は、雌スプール本体の第１の端部から第２の端部へと延在し得る。特定の実施例では、ボルト３５４が、貫通孔５８４の中に螺合されることなく、貫通孔５８４を通過することができるように、貫通孔５８４は実質的に円滑であり得る。
【００４１】
さらに、貫通孔５８４は、貫通孔ショルダー５８８を含み得る。貫通孔ショルダー５８８は、ボルトが受ける軸受荷重などの荷重をハニカム構造体に、雌スプール３５２を介して伝達するように構成され得る。特定の実施例では、貫通孔ショルダー５８８は、貫通孔５８４によって受け入れられるように構成されたボルトのシャンク部の直径のような内径を含み得る。このように、ボルトは、充填、移動、又は偏向されるとき、貫通孔ショルダー５８８と接触し、荷重を貫通孔ショルダー５８８に伝達し得る。したがって、荷重は、ボルトから貫通孔ショルダー５８８へと、そしてハニカム構造体へと伝達され得る。このような荷重伝達は、ボルトの著しいたわみを防止することができる。特定の実施例では、雄スプール３５０の貫通孔４７４は、代替的に又は追加的に、貫通孔ショルダーを含み得る。他の実施例では、雄スプール３５０の貫通孔４７４は、ボルトからの荷重を伝達し、ボルトの変形又は実質的な変形を防止するショルダーとして作用するように寸法形成され得る。
【００４２】
雌スプール３５２は、特定の実施例では、雌ショルダー５８６をさらに含み得る。雄ショルダー５８６は、例えば、ハニカム構造体のアパーチャの中で雄スプール３５２を配置することを補助するように寸法形成され得る。雌ショルダー５８６の特定の実施例は、雌スプール３５２をアパーチャの中に挿入することを補助する面取り部、球面部、及び／又はその他の特徴部を含む、雄ショルダー４７８の特徴に類似する特徴を含み得る。さらに、雌ショルダー５８６は、雌スプールによって受けた面内荷重（例えば、軸受荷重）を雌スプールに連結されたハニカム構造体に伝達し得る。このような荷重を伝達することにより、雌スプール、及び／又は、雌スプールに取り付けられた任意のボルト又はナットのたわみを減少させるか、且つ／又はなくすことができる。
【００４３】
特定の実施例では、雌ショルダー５８６の高さは、表面板の厚さ以上であり得、この表面板に雌スプール３５２は連結されるように構成されている。さらに、このような特定の実施例では、雌ショルダー５８６の特定の面は、表面板のアパーチャの特定の側面に平行であり得る。さらに、雌ショルダー５８６及び／又は貫通孔ショルダー５８８の直径は、力を十分に広い軸受領域にわたって伝達する予期される荷重に応じて寸法形成され得、それにより、表面板は、このような力の伝達により変形又は塑性変形しない。特定の実施例では、雌ショルダー５８６の直径は、雌シャンク部５８２の直径の比として表すことができる。特定の実施例では、この比は、１．１対１未満、１．５対１未満、２対１未満、３対１未満、５対１未満、又は５対１以上であり得る。
【００４４】
図６は、本開示の一実施例に係る、第２の構造体をハニカム構造体に組み付けることを詳述するフロー図である。ブロック６０２では、雄スプールが、ハニカム構造体のアパーチャの中に挿入され得る。ブロック６０４では、雌スプールが、ハニカム構造体のアパーチャの中に挿入され得る。
【００４５】
ブロック６０６では、雄スプール及び雌スプールが、雄スプールと雌スプールとのねじ山部を共に螺合させることにより、共に連結され得る。特定の実施例では、雄スプール及び雌スプールは、ハニカム構造体に連結されてハニカム構造体に荷重を分散するために、特定のトルクまで共に螺合され得る。特定の実施例では、雄スプール及び雌スプールは、接着剤、溶接、又はより労力を要するような且つ／又は高温で失敗し得るようなその他の技法を用いずに、共に連結され得る。
【００４６】
ブロック６０８では、雄スプール及び雌スプールが、アパーチャの中に挿入され、共に連結された後、ボルトが、雄スプール及び／又は雌スプールの貫通孔の中に挿入され得る。ボルトは、雄スプール及び／又は雌スプールの貫通孔の中に、螺合によらずに挿入され得る。ボルトは、ヘッド及びシャンク部を含み得る。ヘッドは、１つ又は複数の貫通孔の片方の端部に接触し得る。航空機の構造体(例えば、逆推力装置に関連する構造体）は、１つ又は複数の貫通孔の別の端部に連結され得る。ボルトは、構造体のアパーチャの中に挿入されるべき１つ又は複数の貫通孔を通過し得る。
【００４７】
ブロック６１０では、ナットが、ボルトに螺合され得る。ナットは、ボルトに螺合された際に構造体を所定位置に保持することができる。このように、この構造体は、ハニカム構造体とナットとの間に配置され得る。特定の実施例では、ナットは、構造体をハニカム構造体に強固に連結するために、特定のトルク値まで螺合され得る。特定の実施例では、特定のトルク値は、ワッシャが荷重を伝達しているときでも、複合材ハニカム構造体のハニカムコア３５８を破砕し得る。このような実施例では、締着システムには、トルクからの荷重を伝達する堅牢なコラムが設けられてもよく、それにより、ハニカム構造体の破砕及び／又は塑性変形が避けられる。さらに、本開示は、下記の条項に係る実施形態を含む。
【００４８】
条項１
航空機プロパルサーであって、
コアエンジンと、
前記コアエンジンの近位に位置する内壁を備えた逆推力装置であって、前記内壁が、
第１の表面板、第２の表面板、前記第１の表面板と前記第２の表面板との間に配置されたハニカムコア、及びアパーチャを備えたハニカム構造体、並びに
前記アパーチャの内部に配置された締着システムであって、
雄スプール本体を備えた雄スプールであって、
外側ねじ山部が、前記雄スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、
雄貫通孔が、前記雄スプール本体の内部に配置され、且つ
雄フランジ部が、前記雄スプール本体の第２の端部上に配置され、前記第１の表面板に連結され、且つ荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雄スプールと、
雌スプール本体を備えた雌スプールであって、
内側ねじ山部が、前記雌スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、前記雄スプール及び前記雌スプールを前記ハニカム構造体に締着するために、前記外側ねじ山部に連結され、
雌貫通孔が、前記雌スプール本体の内部に配置され、且つ
雌フランジ部が、前記雌スプール本体の第２の端部上に配置され、前記第２の表面板に連結され、且つ荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雌スプールとを備えた締着システム
を備えている、逆推力装置と
を備えている航空機プロパルサー。
【００４９】
条項２
前記雄スプール及び前記雌スプールが、接着剤を用いないで前記ハニカム構造体に機械的に締着される、条項１に記載の航空機プロパルサー。
【００５０】
条項３
前記締着システムが、
前記雄貫通孔及び前記雌貫通孔を通るように配置された、ヘッド及びシャンクを備えたボルトと、
前記ボルトの前記シャンクに締着されたナットと
をさらに備えており、前記雄フランジ及び／又は前記雌フランジが、前記ボルト及び／又は前記ナットから受けた荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されており、前記ボルト及び／又は前記ナットが、前記航空機プロパルサーの一部に連結されている、条項１に記載の航空機プロパルサー。
【００５１】
条項４
前記ボルトが、前記雄スプール及び前記雌スプールの中に螺合されない、条項３に記載の航空機プロパルサー。
【００５２】
条項５
前記雄スプール及び／又は前記雌スプールが、第１の力量を前記ハニカム構造体に伝達するように構成されており、
前記雄フランジ部及び／又は前記雌フランジ部が、第１の領域にわたって前記ハニカム構造体に連結されており、前記第１の領域が、前記ハニカムコアが塑性変形しないよう前記第１の力量を伝達するように寸法形成されている、条項１に記載の航空機プロパルサー。
【００５３】
条項６
条項１に記載の航空機プロパルサーを備えている航空機であって、
胴体と、
前記胴体に連結された翼と、
前記翼及び／又は前記胴体に連結された前記航空機プロパルサーと
を備えている航空機。
【００５４】
条項７
構造体用の締着システムであって、
雄スプール本体を備えた雄スプールであって、
外側ねじ山部が、前記雄スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、
雄貫通孔が、前記雄スプール本体の内部に配置され、
雄フランジ部が、前記雄スプール本体の第２の端部上に配置され、ハニカム構造体の第１の表面板に連結され、且つ前記雄フランジ部が前記第１の表面板に連結されているときに荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雄スプールと、
雌スプール本体を備えた雌スプールであって、
内側ねじ山部が、前記雌スプール本体の少なくとも第1の端部上に配置され、前記雄スプール及び前記雌スプールを前記ハニカム構造体に締着するために、前記外側ねじ山部に連結されるように構成され、
雌貫通孔が、前記雌スプール本体の内部に配置され、且つ
雌フランジ部が、前記雌スプール本体の第２の端部上に配置され、前記ハニカム構造体の第２の表面板に連結され、前記雌フランジ部が前記第２の表面板に連結されているときに荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、雌スプールと
を備えている締着システム。
【００５５】
条項８
前記雄貫通孔が、第１の雄貫通孔端部と、第２の雄貫通孔端部と、前記第１の雄貫通孔端部にある面取り部とを備えている、条項７に記載の締着システム。
【００５６】
条項９
前記雄スプール及び前記雌スプールが、前記ハニカム構造体に機械的に締着される、条項７に記載の締着システム。
【００５７】
条項１０ 
前記雄スプール及び前記雌スプールが、接着剤を用いないで前記ハニカム構造体に機械的に締着される、条項９に記載の締着システム。
【００５８】
条項１１
前記雄貫通孔及び前記雌貫通孔を通るように配置された、ヘッド及びシャンクを備えたボルトと、
前記ボルトの前記シャンクに締着されたナットと
をさらに備えている、条項９に記載の締着システム。
【００５９】
条項１２ 
前記ボルトが、前記雄スプール及び前記雌スプールの中に螺合されない、条項１１に記載の締着システム。
【００６０】
条項１３ 
前記雄フランジ及び／又は前記雌フランジが、前記ボルト及び／又は前記ナットから受けた荷重を前記ハニカム構造体に分散するように構成されている、条項１１に記載の締着システム。
【００６１】
条項１４ 
前記ハニカム構造体をさらに備えており、前記ハニカム構造体が、前記第１の表面板、前記第２の表面板、前記第１の表面板と前記第２の表面板との間に配置されたハニカムコアを備えている、条項９に記載の締着システム。
【００６２】
条項１５ 
前記ボルト及び／又は前記ナットが、航空機の二次的構造体に連結するように構成されている、条項１１に記載の締着システム。
【００６３】
条項１６ 
前記雄スプール及び／又は前記雌スプールが、第１の力量を前記ハニカム構造体に伝達するように構成されており、
前記雄フランジ部及び／又は前記雌フランジ部が、第１の領域にわたって前記ハニカム構造体に連結されるように構成されており、前記第１の領域が、前記ハニカムコアが塑性変形しないよう前記第１の力量を伝達するように寸法形成されている、条項７に記載の締着システム。
【００６４】
条項１７
前記雄スプール及び／又は前記雌スプールが、前記ハニカム構造体の熱膨張率と実質的に類似する熱膨張率を含む、条項７に記載の締着システム。
【００６５】
条項１８
前記ハニカム構造体が第１の材料を含み、前記雄スプール及び／又は前記雌スプールが前記第１の材料を含み、前記第１の材料が金属材料及び／又は複合材料を含む、条項１７に記載の締着システム。
【００６６】
条項１９ 
条項７に記載の締着システムを備えている航空機であって、
胴体と、
前記胴体に連結された翼と、
前記翼及び／又は前記胴体に連結され、コアエンジン及び逆推力装置を備えた航空機プロパルサーであって、前記逆推力装置が、前記コアエンジンの近位に位置する内壁を備えており、前記内壁が、
第１の表面板、第２の表面板、前記第１の表面板と前記第２の表面板との間に配置されたハニカムコア、及びアパーチャを備えたハニカム構造体、並びに
前記アパーチャの内部に配置された前記締着システムであって、前記雄フランジ部が、前記第１の表面板に連結され、前記雌フランジ部が、前記第２の表面板に連結され、前記内側ねじ山部が、前記雄スプール及び前記雌スプールを前記ハニカム構造体に締着するために、前記外側ねじ山部に連結されている、前記締着システム
を備えている、航空機プロパルサーと
を備えている航空機。
【００６７】
条項２０
条項７に記載の締着システムを組み立てる方法であって、
前記雌スプールを前記ハニカム構造体のアパーチャの中に挿入することと、
前記雄スプールを前記ハニカム構造体のアパーチャの中に挿入することと
前記雄スプール及び前記雌スプールをトルク値まで共に螺合することと
を含む方法。
【００６８】
上述の実施例は、本発明を説明するが、本発明を限定するものではない。本発明の原則に従って数多くの修正例及び変形例が可能であることも理解するべきでる。したがって、本発明の範囲は下記の請求項によってのみ定義されるものである。
【図１】
2017214920.tif 000003
【図２】
2017214920.tif 000004
【図３】
2017214920.tif 000005
【図４】
2017214920.tif 000006
【図５】
2017214920.tif 000007
【図６】
2017214920.tif 000008
【外国語明細書】
2017214920000001.pdf
2017214920000002.pdf
2017214920000003.pdf
2017214920000004.pdf