JP5811082B2

JP5811082B2 - 航空機用内装パネルの結合構造

Info

Publication number: JP5811082B2
Application number: JP2012276374A
Authority: JP
Inventors: 雄二田口
Original assignee: Yokohama Rubber Co Ltd
Current assignee: Yokohama Rubber Co Ltd
Priority date: 2012-12-19
Filing date: 2012-12-19
Publication date: 2015-11-11
Anticipated expiration: 2032-12-19
Also published as: US9440726B2; EP2921405B1; WO2014097619A1; EP2921405A1; US20150329192A1; EP2921405A4; JP2014118091A

Description

本発明は、航空機の機内に設置される航空機用内装パネルの結合構造に関する。

航空機の機内には、化粧室ユニットやギャレー、手荷物収納棚、デバイダーなどが配置されている。例えば、化粧室ユニットでは化粧室を仕切る筐体が複数の航空機用内装パネルが結合されて構成され、ギャレーや手荷物収納庫では、物品収納空間を仕切る筐体が複数の航空機用内装パネルが結合されて構成され、デバイダーでは仕切り板を構成する複数の航空機用内装パネルが結合されて構成されている。
航空機の機内で用いられるそれらの航空機用内装パネルは、軽量化を図る観点から、軽量で剛性を有するパネルを用いて構成されている。
このような航空機用内装パネルとして、多くの場合、合成樹脂材からなるハニカム構造のコアと、このコアの両面に接着された繊維強化プラスチック、あるいは強化プラスチック、あるいは金属からなる表面板とで構成されている。
そして、航空機用内装パネルどうしを結合する際に、２枚の航空機用内装パネルが交わる交差部に断面がＬ字状の金属製の補強フレームを配置し、航空機用内装パネルの端部に金属製のインサートナットを埋め込み、補強フレームの取り付け孔を挿通した金属製のボルトをインサートナットに螺合することが行われている。

特開２００９−７３３１１特開２０１２−１７１５６８

しかしながら、上述のような従来の結合構造では、金属製の補強フレーム、金属製のボルト、金属製のインサートナットを用いるため、結合構造の重量が増大する不利があった。
また、インサートナットが埋め込まれる航空機用内装パネルの箇所を補強しなければならず、部品点数が増え、組み立てにも手間取り、コストダウンを図る上でも不利があった。
本発明は前記事情に鑑み案出されたものであって、本発明の目的は、結合構造の軽量化を図れ、また、コストダウンを図る上で有利な航空機用内装パネルの結合構造を提供することにある。

上記目的を達成するために本発明は、コアの両面に第１表面板と第２表面板とが取着されて構成された２枚の航空機用内装パネルが結合される航空機用内装パネルの結合構造であって、前記第１表面板上で前記第１表面板の端部の縁と前記第２表面板の端部の縁とが取着されることでそれら縁の延在方向に沿って延在する角部が設けられ、２枚の航空機用内装パネルの前記角部の全長にわたり、前記角部から前記第１表面板の部分または前記第２表面板の部分が突出することで構成された帯状の連結片が前記角部の延在方向に隙間を空けて複数突設され、前記２枚の航空機用内装パネルの前記角部がつき合わされ、前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片が、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記第２表面板または前記第１表面板に接着されることで２枚の航空機用内装パネルが結合されていることを特徴とする。

本発明では、２枚の航空機用内装パネルにそれぞれ複数の連結片を設け、この連結片を結合する相手の航空機用内装パネルに接着するといった簡単な構成により、２枚の航空機用内装パネルを結合できる。
したがって、従来用いられていた金属製の補強フレーム、金属製のボルト、金属製のインサートナットを省け、結合構造の軽量化を図る上で有利となる。
また、従来のようにインサートナットが埋め込まれるパネルの箇所を補強する必要もなく、連結片を接着する作業で足りるため、部品点数を削減し、組み立ても簡単に行なえ、コストダウンを図る上でも有利となる。

第１の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面斜視図である。一方の航空機用内装パネルの端部の断面斜視図である。他方の航空機用内装パネルの端部の断面斜視図である。第２の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面斜視図である。一方の航空機用内装パネルの端部の断面斜視図である。他方の航空機用内装パネルの端部の断面斜視図である。第３の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。第４の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。第５の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。第６の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。第７の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。第８の実施の形態の結合構造により２枚の航空機用内装パネルが結合された部分の断面図である。

（第１の実施の形態）
次に本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
まず、図１〜図４を参照して第１の実施の形態から説明する。
図１、図２に示すように、第１の実施の形態の結合構造１０−１により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
航空機用内装パネル１２、１４は、例えば、化粧室ユニットやギャレー、手荷物収納庫の筐体、あるいは、デバイダーの仕切り板を構成するパネルである。
航空機用内装パネル１２、１４は矩形状を呈し、剛性を確保しつつ軽量化を図る観点から、コア１６と、コア１６の両面に接着剤により取着された内側表面板２０および外側表面板２２とで構成されている。
例えば、航空機用内装パネル１２、１４が航空機用化粧室ユニットの筐体を構成する場合、内側表面板２０が化粧室の内部に位置し、外側表面板２２が化粧室の外部に位置するように用いられ、用途によっては、内側表面板２０と外側表面板２２に同一の表面板が用いられる。
なお、本実施の形態を含むすべての実施の形態において、内側表面板２０が第１表面板に相当しており、外側表面板２２が第２表面板に相当している。
コア１６材料として、例えば、合成樹脂材やアルミ合金などからなるハニカム構造材が用いられる。
また、内側表面板２０、外側表面板２２として、繊維強化プラスチックや強化プラスチック、あるいはアルミ合金などの軽量な金属板が用いられる。

２枚の航空機用内装パネル１２、１４の端部（一辺）には、それぞれ内側表面板２０上で内側表面板２０の端部の縁と外側表面板２２の端部の縁とが取着されることでそれら縁の延在方向に沿って延在する角部２４が設けられている。
角部２４には、角部２４の全長にわたり内側表面板２０の部分が角部２４から突出することで構成された帯状の連結片２６が角部２４の延在方向に隙間２８を空けて複数突設されている。
そして、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の角部２４がつき合わされ、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６が、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の外側表面板２２に接着剤Ｂ（図１参照）で接着されることで２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
本実施の形態では、２枚の航空機用内装パネル１２、１４は９０度の角度を持って交差するように結合されている。

より詳細に説明すると、内側表面板２０は端部に縁を有する平面部２００２を備え、連結片２６は平面部２００２の部分が角部２４から突出することで構成されている。
外側表面板２２は、内側表面板２０の平面部２００２に平行する平面部２２０２と、縁を有し角部２４から離れるにつれて内側表面板２０から次第に離れ航空機用内装パネル１２、１４の厚さを次第に大きくし平面部２２０２に接続する湾曲面部３０とを備えている。
２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、均一の幅で突設されている。より詳細には、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、同一の幅を有し、突設された方向において均一の幅を有している。
また、隣り合う連結片２６は、前記幅と同一の寸法の隙間２８を空けて設けられている。
２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の湾曲面部３０および外側表面板２２の平面部２２０２に接着剤Ｂにより取着されている。
連結片２６が角部２４から突出する基部２６０２には屈曲部がなく、連結片２６は内側表面板２０の平面部２００２から連続状に延在している。

図１に示すように、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｘ１方向の力が作用した場合、あるいはＸ２方向の力が作用した場合、言い換えると、一方の航空機用内装パネル１２の面に対して直交する方向の力が作用した場合、生じる曲げモーメントは、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６の基部２６０２が撓むことで逃がされる。
すなわち、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｘ１、Ｘ２方向の力が作用した場合、本実施の形態の結合構造１０―１は、あたかもピン結合のように機能する。
また、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｙ１方向の力が作用した場合、言い換えると、一方の航空機用内装パネル１２の面に沿った方向で２枚の航空機用内装パネル１２、１４の角部２４がつき合わされた箇所に向かう方向の力が作用した場合、他方の航空機用内装パネル１４の湾曲面部３０に取着された連結片２６の部分が圧縮力を受けることでこの力を受ける。
また、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｙ２方向の力が作用した場合、言い換えると、一方の航空機用内装パネル１２の面に沿った方向で２枚の航空機用内装パネル１２、１４の角部２４がつき合わされた箇所から離れる方向の力が作用した場合、他方の航空機用内装パネル１４の湾曲面部３０に取着された連結片２６の部分が引張力を受けることでこの力を受ける。
また、一方の航空機用内装パネル１２に、図１の紙面と直交する方向の力が作用した場合、言い換えると、一方の航空機用内装パネル１２の面に沿った方向で互いにつき合わされた２枚の航空機用内装パネル１２、１４の角部２４の延在方向と平行する方向の力が作用した場合、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の湾曲面部３０に取着された連結片２６がせん断力を受けることでこの力を受ける。

本実施の形態によれば、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の内側表面板２０に、複数の連結片２６を設け、この連結片２６を結合する相手の航空機用内装パネル１４、１２に接着するといった簡単な構成により、２枚の航空機用内装パネル１２、１４を結合できる。
したがって、従来用いられていた金属製の補強フレーム、金属製のボルト、金属製のインサートナットを省け、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の結合構造１０−１の軽量化を図る上で有利となる。
また、従来のようにインサートナットが埋め込まれるパネルの箇所を補強する必要もなく、連結片２６を接着する作業で足りるため、部品点数を削減し、組み立ても簡単に行なえ、コストダウンを図る上でも有利となる。
また、金属製のインサートナットを省けるため、従来、インサートナットを埋め込むために廃棄していたコア１６の部分もなくなり、したがって、廃棄コアをなくし、コア１６を効率良く利用できる上でも有利となる。

（第２の実施の形態）
次に、図５〜図８を参照して第２の実施の形態について説明する。
なお、以下の実施の形態の説明では、第１の実施の形態と同様な箇所、部材に同一の符号を付してその説明を省略する。
図５、図６に示すように、第２の実施の形態の結合構造１０−２により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第２の実施の形態では、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６が外側表面板２２に設けられている点、連結片２６が接着される箇所が結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の内側表面板２０である点が第１の実施の形態と異なっている。
すなわち、第２の実施の形態では、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の角部２４の全長にわたり、角部２４から外側表面板２２の部分、すなわち湾曲面部３０の部分が突出することで構成された帯状の連結片２６が角部２４の延在方向に隙間２８を空けて複数突設されている。
そして、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の角部２４がつき合わされ、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６が、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の内側表面板２０に接着剤Ｂで取着されることで２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
連結片２６が角部２４から突出する基部２６０２には屈曲部がなく、連結片２６は湾曲面部３０から連続状に延在している。
このような第２の実施の形態によっても第１の実施の形態と同様な効果が奏される。

すなわち、図５に示すように、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｘ１方向の力が作用した場合、あるいはＸ２方向の力が作用した場合、生じる曲げモーメントは、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６の基部２６０２が撓むことで逃がされる。
すなわち、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｘ１、Ｘ２方向の力が作用した場合、本実施の形態の結合構造１０―２は、あたかもピン結合のように機能する。
また、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｙ１方向の力が作用した場合、他方の航空機用内装パネル１４の湾曲面部３０に取着された連結片２６部分が圧縮力を受けることでこの力を受ける。
また、一方の航空機用内装パネル１２に、Ｙ２方向の力が作用した場合、他方の航空機用内装パネル１４の湾曲面部３０に取着された連結片２６部分が引張力を受けることでこの力を受ける。
また、一方の航空機用内装パネル１２に、図１の紙面と直交する方向の力が作用した場合、２枚の航空機用内装パネル１２、１４の湾曲面部３０に取着された連結片２６がせん断力を受けることで吸収される。

したがって、第２の実施の形態によっても、従来のように、金属製の補強フレーム、金属製のボルト、金属製のインサートナットを省け、結合構造１０−２の軽量化を図る上で有利となり、また、従来のようにインサートナットが埋め込まれるパネルの箇所を補強する必要もなくなり、連結片２６を接着する作業で足りるため、部品点数を削減し、組み立ても簡単に行なえ、コストダウンを図る上でも有利となる。

（第３の実施の形態）
次に、図９を参照して第３の実施の形態について説明する。
図９に示すように、第３の実施の形態の結合構造１０−３により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第３の実施の形態では、航空機用内装パネル１２、１４の端部の形状が第１、第２の実施の形態と異なっている。
第３の実施の形態では、外側表面板２２は、内側表面板２０の平面部２００２に平行する平面部２２０２と、角部２４において内側表面板２０の平面部２００２に直角に交差する第１端面部３２と、第１端面部３２に鈍角をもって接続されると共に外側表面板２２の平面部２２０２に接続する第２端面部３４とを備えている。
第１端面部３２と第２端面部３４とは湾曲部３２Ａを介して接続され、第２端面部３４と平面部２２０２とは湾曲部３４Ａを介して接続されている。
連結片２６は、角部２４から内側表面板２０の平面部２００２の部分が突出することで構成されている。
２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の第１端面部３２、第２端面部３４および外側表面板２２の平面部２２０２に取着されている。
連結片２６が角部２４から突出する基部２６０２には屈曲部がなく、連結片２６は内側表面板２０の平面部２００２から連続状に延在している。
本実施の形態では航空機用内装パネル１２、１４の端部に湾曲部３２Ａ、３４Ａを設けているため、連結片２６には屈曲部がなく、屈曲部が存在することによる連結片２６の強度低下を回避している。
このような第３の実施の形態によっても第１の実施の形態と同様な効果が奏される。

（第４の実施の形態）
次に、図１０を参照して第４の実施の形態について説明する。
図１０に示すように、第４の実施の形態の結合構造１０−４により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第４の実施の形態では、連結片２６が外側表面板２２に設けられている点が第３の実施の形態と異なっている。
すなわち、連結片２６は、角部２４から外側表面板２２の部分、すなわち第１端面部３２の部分が突出することで構成されている。
２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の内側表面板２０の平面部２００２に取着されている。
連結片２６が角部２４から突出する基部２６０２には屈曲部がなく、連結片２６は第１端面部３２から連続状に延在している。
このような第４の実施の形態によっても第２の実施の形態と同様な効果が奏される。
なお、第３、第４の実施の形態では、第１端面部３２と外側表面板２２の平面部２２０２とを接続する第２端面部３４の数が１つの場合について説明したが、第２端面部３４の数は２以上であってもよく、例えば、航空機用内装パネル１２、１４の端部を多角形状の断面としてもよい。

（第５の実施の形態）
次に、図１１を参照して第５の実施の形態について説明する。
図１１に示すように、第５の実施の形態の結合構造１０−５により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第５の実施の形態では、航空機用内装パネル１２、１４の端部の形状が第１〜第４の実施の形態と異なっている。
第５の実施の形態では、外側表面板２２に、角部２４において内側表面板２０の平面部２００２に直角に交差し外側表面板２２の平面部２２０２に直角に接続される端面部３８が設けられている。
端面部３８と平面部２２０２は湾曲部３８Ａを介して接続されている。
連結片２６は、角部２４から内側表面板２０の平面部２００２の部分が突出することで構成されている。
２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の端面部３８、外側表面板２２の平面部２２０２に取着されている。
連結片２６が角部２４から突出する基部２６０２には屈曲部がなく、連結片２６は内側表面板２０の平面部２００２から連続状に延在している。
本実施の形態では航空機用内装パネル１２、１４の端部に湾曲部３８Ａを設けているため、連結片２６には屈曲部がなく、屈曲部が存在することによる連結片２６の強度低下を回避している。
このような第５の実施の形態によっても第１、第３の実施の形態と同様な効果が奏される。

（第６の実施の形態）
次に、図１２を参照して第６の実施の形態について説明する。
図１２に示すように、第６の実施の形態の結合構造１０−６により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第６の実施の形態では、連結片２６が外側表面板２２に設けられている点が第５の実施の形態と異なっている。
すなわち、連結片２６は、角部２４から外側表面板２２の部分、すなわち端面部３８の部分が突出することで構成されている。
２枚の航空機用内装パネル１２、１４の連結片２６は、結合される相手の航空機用内装パネル１４、１２の連結片２６の間の隙間２８を通って相手の航空機用内装パネル１４、１２の内側表面板２０の平面部２００２に取着されている。
連結片２６が角部２４から突出する基部２６０２には屈曲部がなく、連結片２６は端面部３８から連続状に延在している。
このような第６の実施の形態によっても第２、第４の実施の形態と同様な効果が奏される。

（第７の実施の形態）
次に、図１３を参照して第７の実施の形態について説明する。
図１３に示すように、第７の実施の形態の結合構造１０−７により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第７の実施の形態では、航空機用内装パネル１２、１４の端部を構成するコア１６の材料が第１〜第６の実施の形態と異なっている。
図１３に示す例では、第１の実施の形態の結合構造１０−１と同様な構造で２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されているが、航空機用内装パネル１２、１４の角部２４が設けられた端部を構成するコア１６０２が、残りの航空機用内装パネル１２、１４の部分を構成するコア１６よりも圧縮強度の高い材料で形成されている。
このような圧縮強度の高い材料として、ウレタン樹脂など従来公知の様々な材料が使用可能である。
第７の実施の形態によれば、Ｙ１，Ｙ２方向に大きな荷重が掛かる場合、この荷重を航空機用内装パネル１２、１４の端部でも受けることができるため、有利となる。

（第８の実施の形態）
次に、図１４を参照して第８の実施の形態について説明する。
図１４に示すように、第８の実施の形態の結合構造１０−８により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が結合されている。
第８の実施の形態では、補強部材４０が設けられている点が第１〜第７の実施の形態と異なっている。
図１４に示す例では、第１の実施の形態の結合構造１０−１により２枚の航空機用内装パネル１２、１４が９０度の角度をもって交差するように結合され、この９０度をもって交差する箇所に、２つのフランジ４００２、４００２が直交してなる断面Ｌ字状の補強部材４０が配置されている。
補強部材４０として、繊維強化プラスチックや強化プラスチック、あるいはアルミ合金などの軽量な金属板が用いられる。
２つのフランジ４００２はそれぞれ２枚の航空機用内装パネル１２、１４の内側表面板２０に接着剤Ｂにより取着されている。
なお、補強部材４０は角部２４の全長にわたって延在していてもよく、あるいは、角部２４の延在方向に間隔をおいて複数設けられていてもよい。
第８の実施の形態によれば、Ｘ１、Ｘ２方向に大きな荷重が掛かる場合、この荷重を補強部材４０で受けることができるため、有利となる。

なお、上記の実施の形態では、２枚の航空機用内装パネル１２、１４が９０度の角度をもって交差するように結合された場合について説明したが、本発明の航空機用内装パネルの結合構造は、２枚の航空機用内装パネル１２、１４が鋭角や鈍角の角度をもって交差するように結合される場合にも無論適用可能である。

１０−１〜１０−７……結合構造、１２，１４……航空機用内装パネル、１６……コア、２０……内側表面板、２００２……平面部、２２……外側表面板、２２０２……平面部、２４……角部、２６……連結片、２８……隙間、３０……湾曲面部、３２……第１端面部、３４……第２端面部、３８……端面部、４０……補強部材。

Claims

コアの両面に第１表面板と第２表面板とが取着されて構成された２枚の航空機用内装パネルが結合される航空機用内装パネルの結合構造であって、
前記第１表面板上で前記第１表面板の端部の縁と前記第２表面板の端部の縁とが取着されることでそれら縁の延在方向に沿って延在する角部が設けられ、
２枚の航空機用内装パネルの前記角部の全長にわたり、前記角部から前記第１表面板の部分または前記第２表面板の部分が突出することで構成された帯状の連結片が前記角部の延在方向に隙間を空けて複数突設され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記角部がつき合わされ、前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片が、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記第２表面板または前記第１表面板に接着されることで２枚の航空機用内装パネルが結合されている、
ことを特徴とする航空機用内装パネルの結合構造。
前記第１表面板は前記縁を有する平面部を備え、
前記第２表面板は、前記第１表面板の前記平面部に平行する平面部と、前記角部から離れるにつれて前記第１表面板から次第に離れ前記第２表面板の前記平面部に接続される湾曲面部とを備え、
前記連結片は、前記角部から前記第１表面板の前記平面部の部分が突出することで構成され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記湾曲面部および前記第２表面板の前記平面部に接着される、
ことを特徴とする請求項１記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記第１表面板は前記縁を有する平面部を備え、
前記第２表面板は、前記第１表面板の前記平面部に平行する平面部と、前記角部から離れるにつれて前記第１表面板から次第に離れ前記第２表面板の前記平面部に接続される湾曲面部とを備え、
前記連結片は、前記角部から前記湾曲面部の部分が突出することで構成され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記第１表面板の前記平面部に接着される、
ことを特徴とする請求項１記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記第１表面板は前記縁を有する平面部を備え、
前記第２表面板は、前記第１表面板の前記平面部に平行する平面部と、前記角部において前記第１表面板の前記平面部に交差する第１端面部と、前記第１端面部と前記第２表面板の前記平面部とを接続する１つまたは複数の第２端面部とを備え、
前記連結片は、前記角部から前記第１表面板の前記平面部の部分が突出することで構成され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記第１端面部、前記第２端面部および前記第２表面板の前記平面部に接着される、
ことを特徴とする請求項１記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記第１表面板は前記縁を有する平面部を備え、
前記第２表面板は、前記第１表面板の前記平面部に平行する平面部と、前記角部において前記第１表面板の前記平面部に交差する第１端面部と、前記第１端面部と前記第２表面板の前記平面部とを接続する１つまたは複数の第２端面部とを備え、
前記連結片は、前記角部から前記第１端面部の部分が突出することで構成され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記第１表面板の前記平面部に接着される、
ことを特徴とする請求項１記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記第１表面板は前記縁を有する平面部を備え、
前記第２表面板は、前記第１表面板の前記平面部に平行する平面部と、前記角部において前記第１表面板の前記平面部に交差し前記第２表面板の前記平面部に直角に接続される端面部とを備え、
前記連結片は、前記角部から前記第１表面板の前記平面部の部分が突出することで構成され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記端面部、前記第２表面板の前記平面部に接着される、
ことを特徴とする請求項１記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記第１表面板は前記縁を有する平面部を備え、
前記第２表面板は、前記第１表面板の前記平面部に平行する平面部と、前記角部において前記第１表面板の前記平面部に交差し前記第２表面板の前記平面部に直角に接続される端面部とを備え、
前記連結片は、前記角部から前記端面部の部分が突出することで構成され、
前記２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、結合される相手の航空機用内装パネルの前記連結片の間の前記隙間を通って相手の航空機用内装パネルの前記第１表面板の前記平面部に接着される、
ことを特徴とする請求項１記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記結合される２枚の航空機用内装パネルの前記連結片は、均一の幅で形成されている、
ことを特徴とする請求項１乃至７に何れか１項記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記結合される２枚の航空機用内装パネルは、９０度の角度をもって結合されている、
ことを特徴とする請求項１乃至８に何れか１項記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記航空機用内装パネルの前記角部が設けられた端部を構成するコアは、残りの前記航空機用内装パネルの部分を構成するコアよりも圧縮強度の高い材料で形成されている、
ことを特徴とする請求項１乃至９に何れか１項記載の航空機用内装パネルの結合構造。
前記２枚の航空機用内装パネルが交差する箇所に、２つのフランジを有する補強部材が配置され、
前記２つのフランジはそれぞれ前記２枚の航空機用内装パネルの前記第１表面板に取着されている、
ことを特徴とする請求項１乃至１０に何れか１項記載の航空機用内装パネルの結合構造。