JPH0427365B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 関連出願との関係 この出願の発明は、特許願通し番号第第579632
号（1984年２月13日出願）と技術的に関連を有す
る。

発明の背景 この発明は空気力学的な面を持つ動翼、静翼又
は支柱を製造する方法に関する。この発明は特に
航空機推進用に使われるガスタービンに使われる
様な種類の静翼に用途がある。

種々の翼形設計を持つ動翼、静翼及び支柱が、
ガスタービン機関に普通に使われている。典型的
には、こういう動翼、静翼又は支柱は密実な部材
である。これは、そうすると強度並びに製造し易
さの組合せが最もよくなるからである。然し、航
空機用機関構造としての重要な点は重量を軽くす
ることであり、これは密実な構造部材を使うこと
と相反する。従つて、この様な用途では、中空の
動翼、静翼又は支柱を設けることが知られてい
る。

中空翼は密実な翼と同じ構造強度又は剛性を持
つていないので、補強リブ等の様な何等かの支持
体を中空翼に設けることが必要である。従来、内
部支持構造を持つ中空翼が、例えば米国特許第
3365124号、同第3627443号及び同第4221539号に
記載されている。この様な中空翼の構造は比較的
費用がかかり複雑である。典型的には、翼は２つ
の部分又は両半分に分けて形成され、内側リブが
一方又は両方の半分と一体に形成されていて、適
当な結合方法によつて結合されている。この代り
としては、最初に中空翼の殻体を製造し、その
後、内側リブ構造をその中に挿入して結合しなけ
ればならない。

ターボ流体機械用の翼で考えなければならない
別の重要な点は、振動の減衰である。この減衰
は、例えば、米国特許第3357850号に記載されて
いる様に、翼に外側のさやを設けることによつて
行われる。この様に外側のさやを設けることは、
余分の製造工程を必要とし、完成された翼のコス
トをかなり高くすることがある。

発明の要約 この発明の全般的な目的は、従来の翼構造並び
に製造方法の欠点を避けながら、更に余分の構造
的な並びに動作上の利点をもたらす様な、改良さ
れた中空翼構造の製法を提供することである。

この発明の目的は、比較的簡単で経済的な構成
の新規な中空翼であつて、良好な振動減衰作用を
行いながら、適切な構造強度を持つ中空翼を製造
する方法を提供することである。

この目的に関連して、この発明の更に別の目的
は、製造工程を最も少なくする様な前述の種類の
方法を提供することである。

この発明の別の目的は、複合中空翼を取付け台
に結合する方法を提供することである。

この発明の上記並びにその他の目的が、第１の
材料から成る中空殻体を有し、該殻体が、その前
端及び後端に沿つて相互接続されると共に前端並
びに後端の間で相隔たる２つの壁を持ち、更に第
２の材料から成る密実なリブが壁の間に配置され
て夫々と一体であつて、相互接続された端から隔
たつている様な翼構造の製造方法を提供すること
によつて達成される。

この発明の上記並びにその他の目的が、１種類
の材料から成る細長い支持構造、及び該支持構造
に接していて、それと協働して心集成体を構成す
る様な別の種類の材料から成る複数個の細長い心
棒を含む心集成体を用意し、次に殻体を前記心集
成体の周りに適用して、その両端を除いて心集成
体を取囲むと共に支持構造に接触する様にし、次
に殻体を支持構造だけに結合し、その後殻体の開
放端から心棒を取出して、一体の内部支持構造を
持つ中空殻体が残る様にする工程から成る中空翼
を製造する方法を提供することによつて達成され
る。

この発明は図面に示し、以下具体的に説明し、
特許請求の範囲に具体的に記載した様な或る新規
な特徴並びに部分の組合せを要旨とする。この発
明の利点を何等減殺せずに、その範囲内で細部に
種々の変更を加えることが出来ることを承知され
たい。

この発明を理解し易くする為、この発明の好ま
しい実施例が図面に示されている。この図面を以
下の説明と共に見れば、この発明の構成、作用並
びに多くの利点が容易に理解されよう。

好ましい実施例の説明 第１図について説明すると、全体を参照数字２
０で示したガス・ターボフアン・エンジンが図式
的に示されている。ターボフアン・エンジンは周
知であるが、以下説明するこの発明の背景とし
て、種々の部品の相互関係を理解する為に、エン
ジン２０の動作を簡単に説明しておくのがよいと
思われる。基本的には、エンジン２０は、コア・
エンジン２１と、回転自在のフアン羽根２３の段
を含むフアン２２と、コア・エンジン２１の下流
側に配置されていて、軸２５によつてフアン２２
と相互接続されたフアン・タービン２４Ａとで構
成されているとみなすことが出来る。コア・エン
ジン２１が回転子２７を持つ軸流圧縮機２６を有
する。空気が第１図の左側から、実線の矢印の向
きに入口２８に入り、最初にフアン羽根２３によ
つて圧縮される。

フアン・カウル又はナセル２９がコア・エンジ
ン２１の外側を取巻いており、コア・エンジン・
カウルに沿つて略等角度間隔で半径方向外向きに
伸びる複数個の出口案内翼集成体３０（１つだけ
示す）により、コア・エンジンと相互接続されて
いる。出口案内翼の主な目的は、フアン羽根２３
を出て行く螺旋形の空気流を大部分が真の軸方向
になる様に向きを変えることである。フアン羽根
２３を出て行く比較的低温の圧縮空気の第１の部
分が、コア・エンジン２１とフアン・カウル２９
の間に限定されたフアン側路ダクト３１に入り、
フアン・ノズル３２から吐出される。圧縮空気の
第２の部分がコア・エンジンの入口３３に入り、
軸流圧縮機２６によつて更に圧縮され、燃焼器３
４に吐出されて、そこで燃料と混合されて燃焼
し、高エネルギの燃焼ガスを発生し、それがコ
ア・エンジンのタービン３５を駆動する。そし
て、タービン３５が回転子２７を駆動するが、こ
れはガスタービン機関で普通に行われることであ
る。この後、高温の燃焼ガスがフアン・タービン
を通過して、それを駆動し、このタービンがフア
ン２２を駆動する。こうして、フアン・ノズル３
２を介してフアン側路ダクト３１からフアン２２
が空気を吐出する作用と、コア・エンジン２１の
カウル３９及びプラグ３８によつて部分的に限定
されたコア・エンジンのノズル３７から燃焼ガス
が吐出されることにより、推進力が得られる。

この発明は新規な重合体複合体で構成された出
力案内翼集成体３０の新規な製法に関する。第２
図乃至第８図について説明すると、各々の翼集成
体３０が細長い翼形静翼４０を含む。この静翼は
壁４２，４３を持つ中空殻体４１で構成されてい
る。壁４２，４３が隔たつてその間に空所４４
（第３図）を構成し、これらの壁は静翼４０の前
縁４５及び後縁４６に沿つて相互接続されてい
る。エラストマ材料で形成され、且つ壁４２，４
３の各々と一体の細長いリブ４７が空所４４内に
配置されていて、その厚さが最大である区域で殻
体４１の長さに沿つて伸びている。リブ４７を
各々の壁４２，４３に結合して、壁４２，４３に
対して支持作用をする補強部材として作用させる
と同時に、振動の減衰を行うことが好ましい。リ
ブ４７の両側で空所４４が開放しており、中空殻
体４１が４８（第２図）に示す様に、両端が開放
していることが判る。ポリウレタンのさや４９が
中空殻体４１の外面を覆つていて、静翼４０に対
する耐蝕性を持つ覆いとして作用することが好ま
しい。

殻体４１の一方の開放端４８は末端の栓５０で
閉じられている。栓５０は凹の内側端５２（第２
図、第６図及び第７図）を持つ挿着部分５１を有
する。キヤツプ・フランジ５３が挿着部分５１の
外側端と一体であつて、それから横方向の外向き
に伸びている。キヤツプ・フランジ５３は、殻体
４１の末端の縁に接し、その周面と略同一面にな
る様な寸法である。静翼４０の他端はコア・エン
ジンのカウル３９に挿着されるブーツ５５（第２
図）にはまる様になつている。更に具体的に云う
と、ブーツ５５が、羽根４０の端を挿入する空所
５７を構成したソケツト挿着体５６を持つてい
る。取付けフランジ５８がソケツト挿着体５６の
上端と一体であつて、それから横方向外向きに伸
びている。

静翼４０の栓で塞いだ端には、出口案内翼集成
体３０を関連したターボフアン・エンジン２０に
取付け易くする為の取付け台６０が装着される。
取付け台６０は略矩形の基板６１を持ち、その周
辺に沿つて直立の周壁６２が一体に設けられてい
る。弓形本体６３が基板６１と一体であつて、そ
れから上向きに突出しており、凹部又は空所６４
を形成している。この空所６４は、静翼４０の栓
で塞いだ端と相補形であるが、それより若干大き
い寸法である。静翼４０の栓で塞いだ端は、周り
に予定のすき間空間をおいて、空所６４にはめ
る。この空間をエラストマのカプセル封じ剤６５
（第５図）で充填する。このカプセル封じ剤が静
翼４０を取付け台６０に結合する様に作用する。
カプセル封じ剤６５は、弓形本体６３の注入孔６
６を介してすき間空間に注入することが好ましい
が、これは後で更に詳しく説明する。２つの取付
け片６７も基板６１及び弓形本体６３と一体であ
る。取付け片６７は何れもボルト６８とナツト板
６８ａ（第８図）の様な相補形の結合部材を受入
れる孔を備えている。台６０も栓５０も、炭素繊
維を充填したナイロンで形成することが好まし
い。

使う時、適当な手段によつて所定位置に固定さ
れたコア・エンジン２１のカウル３９に形成され
た相補形の凹部（図に示してない）にブーツ５５
が装着され、このブーツの中に静翼４０の自由端
を挿入することにより、翼集成体３０が所定位置
に取付けられる。取付け台６０が、第８図に示す
様に、フアン・カウル２９の内面にボルト６８に
よつて固定される。

翼集成体３０は、数少ない結合部材を用いるこ
とにより、ガスタービン機関に取付けられる状態
の、予め形成された集成体であるという利点があ
ると共に、中空構造であることによつて重量が軽
いという利点がある。リブ４７が外側の空気力学
的な殻体４１を内部から支持すると共に、殻体４
１の壁４２，４３の独立の振動を防止する内部減
衰装置としても作用する。

次に第９図乃至第１３図について、翼集成体３
０を製造する方法を説明する。最初に静翼４０は
全体を参照数字７０で示した静翼予備成形体から
作られる。予備成形体は心集成体７１及び重合体
複合体の殻体予備成形体７５，７６を含む。心集
成体７１は細長いリブ４７と、第９図に示す様
に、リブ４７の両側と接する様に配置された２つ
の細長い取外し自在の心棒７３とで構成される。
心棒７３がリブ４７と協働して、実質的に完成さ
れた静翼４０の空気力学的な形を持つ心集成体７
１を形成する。リブ４７はエラストマ材料、好ま
しくはE.I.デイポン・ドウ・ネムアース・アン
ド・カンパニ・インコーポレーテツド社から
VITONの商品名で販売される様なフロロエラス
トマ・ゴムで形成される。各々の心棒７３は離型
特性を持つ材料で形成され、硬化の際にエポキシ
樹脂に接着しない様にする。その材料は、ゼネラ
ル・エレクトリツク・カンパニ社からTUFELの
商品名で販売される様なシリコーン・ゴムである
ことが好ましい。

心集成体７１を組立てた後、この後の結合工程
に備えて、リブ４７の露出面を軽く削摩する。
各々の殻体予備成形体７５，７６は、複合体材
料、好ましくは熱硬化エポキシ樹脂を含浸した黒
鉛又は炭素繊維と硝子繊維の複合体から成る複数
個の薄層７７で構成される。この発明の好ましい
実施例では、各々の薄層７７は、ミネソタ州のス
リーエム・カンパニから入手し得る、黒鉛−80／
硝子−20混成形一方向含浸テープで構成される。
この代りに、予備成形体７５，７６は、例えば適
当な接着剤によつて結合した金属箔の薄層で構成
した複合体にしてもよい。殻体予備成形体７５，
７６が心集成体７１の凸面及び凹面の上に夫々置
かれる。各々の殻体予備成形体７５は心集成体７
１と縦方向に末端が同じであるが、その前縁及び
後縁に沿つて心集成体７１を越えて伸びる様な寸
法にし、殻体予備成形体７５，７６のこの様に伸
出す部分が互いに重なる様にする。

静翼予備成形体７０を組立てた後、加熱された
対の雄型及び雌型８１，８２を持つ成形機８０
（第１０図）内に配置する。成形機８０によつて
静翼予備成形体７０に熱と圧力を同時に加え、１
工程で静翼予備成形体７０を硬化させる。詳しく
云うと、各々の殻体予備成形体７５，７６の薄層
７７が互いに結合され、静翼４０の前縁及び後縁
に沿つて予備成形体７５，７６の重なり合う部分
が互いに結合される。一番内側の薄層７７がリブ
４７に同時に結合されるが、心棒の固有の離型特
性の為、薄層は心棒７３には結合されない。上に
述べた好ましい材料では、硬化サイクルは230〓
で約１時間硬化した後、４時間の間275〓の後硬
化を行う。然し、別の材料を使つた場合、硬化サ
イクルを変えることが出来ることは云うまでもな
い。静翼予備成形体７０が成形機８０内で硬化さ
せられた後、第１１図に示す様に、中空殻体４１
の１端から心棒７３を取出す。この時、その中心
に一体の縦方向に伸びる内側の補強リブ４７を持
つ中空静翼４０が残る。

次に静翼４０を取付け台６０に組付ける。空所
６４の内面とその中に挿入する静翼４０の端は、
グリツド・ブラステイング等により、削摩するこ
とが好ましい。静翼４０の残りの面及び台の基板
６１は最初に適当にマスクしておく。食刻の様な
この代りの削摩方法を使うことも出来ることが理
解されよう。次に、削摩した面に適当なプライマ
ーを適用する。プライマーは例えばデイトン・コ
ーテイングス・アンド・ケミカル・デイビジヨン
及びホイツテーカ・コーポレーシヨンから
THIXON300及びTHIXON301の商品名で販売
されている様なプライマーの混合物であつてよ
い。プライマーは乾燥した被膜の厚さが約0.0003
乃至0.0004吋になる様に適用する。次に台６０に
注入孔６６を穿孔するか、或いはその代りに台６
０に注入孔を予め成形しておく。

この後、プライマーを塗つた静翼４０及び台６
０を約320〓の温度で約15分予熱し、その後約350
〓の温度に保つたトランスフアー成形集成体８５
（第１２図）に装入する。更に具体的に云うと、
静翼４０が適当な支持用治具（図に示してない）
に支持され、装入側の端を押え板８４に締付け
る。台６０は鋳型工具８６の相補形の空所に入れ
る。押え板８４を鋳型工具８６に固定して、静翼
４０の削摩した端が、その周りに略一様な予定の
すき間空間をもつて、台６０の空所６４内に収ま
る様にする。空所６４に対する静翼４０の装入の
深さは約0.8吋にすることが好ましく、静翼４０
を空所６４の底に当てないことにより、静翼４０
の先端と空所６４の底の間には約0.08吋のすき間
空間が出来る。静翼４０及び空所６４の寸法は、
静翼４０の側面と空所６４の側壁の間に約0.08吋
のすき間空間が出来る様にする。

鋳型工具８６が注入スプルー８７を持ち、これ
は台６０の注入孔６６と整合する様に配置され
る。スプルー８７がトランスフアー・シリンダ８
８と連通しており、この中にピストン８９が配置
されている。未硬化のVITONエラストマをトラ
ンスフアー・シリンダ８８に装入する。このシリ
ンダは約350〓の温度に保つ。次にこのエラスト
マを約3500psiの最高トランスフアー圧力の下に、
スプルー８７及び注入孔６６を介して、静翼４０
と台６０の間のすき間空間に注入する。静翼／台
集成体は、約350〓の温度に約75分間保つ。これ
はVITONエラストマ６５を硬化させ、静翼４０
を台６０にしつかりと結合するのに役立つ。この
後、結合された集成体をトランスフアー成形機８
５から取出し、約300〓の温度で約16時間の後硬
化させ、その後、台６０及び静翼４０から過剰の
VITONのばりを取去る。

成形及び熱硬化サイクルの後の静翼４０は、航
空機用ガスタービン機関がさらされる砂、砂利等
の様な破片による浸食に対する抵抗力が小さい。
この為、所要の耐蝕力を持たせる為に、中空殻体
４１の外面にポリウレタンのさや４９を適用す
る。最初、中空殻体４１の外面をグリツド・ブラ
ステイング等によつて軽く削摩する。このグリツ
ド・ブラステイング過程の間、取付け台６０及び
カプセル封じ剤６５の面は、その浸食を防止する
為にマスクする。ポリウレタンの被膜は厚さが約
0.010吋であつて、その一方の面に接着剤樹脂の
厚さ約0.001吋の被覆を持つが、この被膜を所望
の寸法及び形の細長い条片に切取る。次に、被膜
の条片を中空殻体４１の周りに巻付け、空気が入
り込んだり、或いは樹脂分の多いポケツトが形成
されるのを防止する為に、へら等の様な適当な工
具を用いて、殻体４１の面と緊密に接触する様に
加工する。

中空殻体４１の外面がポリウレタンのさや４９
によつて完全に覆われた時、接着剤を硬化させる
為に、静翼４０をプレス治具９０（第１３図）内
に配置する。プレス治具９０が凸の下側部材９１
及び凹の上側部材９２を含む。プレス治具９０に
静翼４０を挿入する前に、さやを付けた静翼４０
の周りに圧力強化用外被９３を巻付ける。外被９
３はシリコーン・ゴムで形成することが好まし
く、２つ折りの形に配置されていて、２つのフラ
ツプを持ち、このフラツプが静翼４０の凸面及び
凹面に夫々沿つていて、９４に示す様に、静翼４
０の後縁の先で重なり合う。この後、さやを巻い
た静翼４０及び圧力強化用外被９３から成る集成
体がプレス治具９０内に配置され、約230〓の温
度で約60分間硬化させる。圧力強化用外被９３は
さや４９に加えられた圧力を強めて均一に分配
し、さや４９が一様に硬化し且つ殻体４１の外面
に一様に接着する様に保証する。リブ４７はプレ
ス作業の間の十分な内部の支持作用をすべきであ
るが、必要であれば、この作業の為に、中空の心
４４を加圧することが出来る。ポリウレタンのさ
やを設けた静翼４０をこの後プレス治具９０から
取出し、外被９３を取外し、さやを設けた静翼４
１を約275〓で約４時間、かまで後硬化する。こ
の後、静翼４１から過剰のポリウレタン被膜を切
取る。

この結果得られる翼集成体３０は極めて軽量で
低廉な製品であり、疲れ強さ及び耐蝕力が改善さ
れ、振動の減衰がよい。更に、翼集成体３０は、
寸法の一様性がすぐれていると共に、それに相当
する金属の翼に較べて、表面の仕上げ並びに疲れ
抵抗が改善されていることを特徴とする。これら
の全ての利点が、戦略材料となる惧れのある様な
材料を使わずに得られる。

翼集成体３０をターボフアン・エンジン２０に
取付ける時、前に述べた様に、静翼４０の自由端
をブーツ５５に挿入し、その後台６０をフアン・
カウル２９の所定位置にボルトで留める。

第１４図には別の翼構造１００が示されてい
る。これは複数個の補強リブを持つ他は、静翼４
０と略同じである。更に具体的に云うと、静翼１
００が外側殻体１０１を持ち、この殻体の壁１０
２，１０３は相隔たつていて内部の空所１０４を
構成する。壁１０２，１０３は静翼１００の前縁
及び後縁に沿つて互いに結合されている。空所１
０４内に相隔たる３つの細長い補強リブ１０５，
１０６，１０７が配置される。リブ１０５乃至１
０７は互いに隔たつていると共に、壁１０２，１
０３の相互接続された縁からも隔たつている。希
望によつては、さや４９の様なポリウレタンのさ
や（図に示してない）を殻体１０１の外面に適用
することが出来る。静翼１００を製造する方法
は、心集成体が取外し自在の４本の心棒と交互に
設けられた３つのリブ１０５乃至１０７を持つ他
は、静翼４０について上に述べた方法と略同じで
ある。

以上の説明から、機械的な支持作用並びに振動
の減衰作用をする内部のリブを持つ改良された中
空翼構造、並びにこの静翼を製造する独特な方法
が提供されたことが理解されよう。静翼を取付け
台に組込む方法も説明した。この結果、改善され
た構造及び動作特性を持つ極めて軽量でコストの
安い翼集成体が得られる。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の方法により製造された出口
案内翼を持つ航空機用ガス・ターボフアンの一部
分を切欠いた簡略断面図、第２図はこの発明の方
法に従つて構成された翼集成体の分解斜視図、第
３図は第２図の線３−３で切つた拡大断面図、第
４図は第２図の翼集成体の組立てた状態を示す斜
視図、第５図は第４図の線５−５で切つた部分断
面図、第６図は第２図の翼集成体の末端の栓を示
す拡大側面図、第７図は第６図の線７−７で切つ
た更に拡大した垂直断面図、第８図は第３図の出
口案内翼をターボフアンの所定位置に取付けた時
のその上側部分の拡大部分図、第９図は第２図の
翼集成体を製造する時の最初の工程によつて組立
てられる予備成形体の分解斜視図、第１０図は第
９図に示した予備成形体の部分を結合する成形集
成体の断面図、第１１図はこの発明によつて心集
成体を形成する時の工程を示す拡大部分斜視図、
第１２図は静翼を取付け台に結合する装置の部分
断面図、第１３図は静翼にさやを適用するプレス
機構の拡大断面図、第１４図はこの発明の別の方
法の実施例の静翼を第３図と同様に示す部分断面
図である。 主な符号の説明、４１：殻体、４２，４３：
壁、４５：前縁、４６：後縁、４７：リブ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 中空翼を製造する方法に於て、１種類の材料
   から成る細長い支持構造、並びに該支持構造に接
   して該支持構造と協働して心集成体を構成する別
   の種類の材料から成る複数個の細長い心棒を含む
   心集成体を作り、殻体を前記心集成体の周りに配
   置して該心集成体をその両端以外で取囲むと共に
   前記支持構造に接触する様にし、次に前記殻体を
   前記支持構造のみに結合し、その後前記殻体の開
   放端を介して前記心棒を取出して、一体の内部支
   持構造を持つ中空殻体を残す工程から成る方法。 ２ 特許請求の範囲１に記載した方法に於て、殻
   体材料の複数個の薄層を前記心集成体の上に積重
   ね、該薄層を結着して積層殻体構造を形成するこ
   とにより、前記殻体が形成される方法。 ３ 特許請求の範囲２に記載した方法に於て、
   各々の薄層の熱硬化樹脂を含浸し、更に、心集成
   体及び積重ねた薄層の組合せに熱及び圧力を加え
   て、薄層を互いに結合すると共に支持構造に結合
   する工程を含む方法。 ４ 特許請求の範囲３に記載した方法に於て、前
   記心集成体の両側に薄層の２つの積重ねを適用
   し、該積重ねが心集成体の前縁及び後縁を越えて
   伸びて互いに重なることによつて前記積層殻体が
   形成され、前記熱及び圧力を加えることにより、
   前記２つの積重ねの重なり合う部分が結合され
   て、前記心集成体を取囲む連続的な殻体が形成さ
   れる様にした方法。 ５ 特許請求の範囲１に記載した方法に於て、前
   記心集成体の両側に殻体の両半分を夫々適用し、
   該殻体の両半分は前記集成体の前縁及び後縁を越
   えて伸びて互いに重なり合い、更に、前記殻体の
   両半分の重なり合う部分を結合して前記集成体を
   取囲む連続的な殻体を形成する工程を含む方法。 ６ 特許請求の範囲１に記載した方法に於て、前
   記支持構造が２つの心棒の間に配置された密実な
   リブを有する方法。 ７ 特許請求の範囲６に記載した方法に於て、前
   記リブがエラストマ材料で形成されている方法。 ８ 特許請求の範囲１に記載した方法に於て、前
   記支持構造が複数個の心棒と交互に設けられた複
   数個の別々の密実なリブを含んでおり、前記殻体
   をリブに結合した後、全ての心棒を取去つて、複
   数個の相隔たる内部のリブを持つ中空殻体が残る
   様にした方法。 ９ 特許請求の範囲１に記載した方法に於て、前
   記殻体の外面に耐蝕性材料のさやを適用する工程
   を含む方法。 １０ 特許請求の範囲１に記載した方法に於て、
   前記心棒がシリコーン・ゴムで形成されている方
   法。 １１ 中空翼集成体を製造する方法に於て、１種
   類の材料から成る細長い支持構造、及び該支持構
   造に接し且つ該支持構造と協働して心集成体を構
   成する別の種類の材料から成る複数個の細長い心
   棒を含む心集成体を用意し、殻体を前記心集成体
   の周りに配置して前記心集成体の両端以外を取囲
   むと共に支持構造に接触する様にし、その後前記
   殻体を前記支持構造のみに結合し、その後前記殻
   体の一方の開放端を介して前記心棒を取出して、
   一体の内部支持構造及び開放端を持つ中空殻体を
   残し、前記殻体の一方の開放端に栓を施し、該殻
   体の栓を施した端と相補形であるが、それより若
   干大きな寸法の凹部をその中に持つ取付け台を用
   意し、前記殻体の栓を施した端を取付け台の凹部
   に挿入して、取付け台と殻体の挿入した端の間に
   略一様な予定のすき間空間が出来る様にし、その
   後エラストマ材料をすき間空間に注入して該空間
   を充填し、次いで該エラストマ材料を硬化させ
   て、殻体の挿入した端を取付け台に結合する工程
   から成る方法。 １２ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
   て、前記支持構造が２つの心棒の間に配置された
   密実なリブを有する方法。 １３ 特許請求の範囲１２に記載した方法に於
   て、前記リブがエラストマ材料で形成されている
   方法。 １４ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
   て、前記支持構造が複数個の心棒と交互に配置さ
   れた複数個の別々の密実なリブを有し、前記殻体
   を前記リブに結合した後、全ての心棒を取去つ
   て、複数個の相隔たる内部のリブを持つ中空殻体
   が残る様にした方法。 １５ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
   て、前記殻体の外面に耐蝕性材料のさやを適用す
   る工程を含む方法。