JPS6361699A - 交互重ね型航空機表皮パネルをフレ−ム要素に連結する方法および継手 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 最近建造される航空機には、金属製表皮付臭、尾部アセ
ンブリ、エンジンノ・ウジングおよび胴体を捨てて、同
等な強さで軽量繊維補強合成表皮パネルを選ぶものがあ
る。特に飛行中、構造体が曲げ応力をうける場合、これ
ら表皮パネルは伝統的に、任意数の異なる形態を有する
シートにより両面に上置される軽量剛性心材により構成
される。例えば、シートは「マット」形態であり、ラン
ダム配向せん断フィラメントまたはラブフィラメントを
バインダで一体にして製作される。他の形態では、シー
トは所謂「無端」フィラメントより製作され、これらフ
ィラメントは一体に結束より合わせて糸よりを形成して
から、織成し一体に成層その他処理して接着結合してシ
ートにする。従って、得られた”交互重ね（サンドイン
チ）”パネルは構造体の基本的被覆材となる。

上記交互重ね構造はウェブに相当する心材付ビームの物
性を有し、面シートはフランジのよう・て作用する。面
シートは軸方向張力と圧縮荷重を支承し、心材は表皮材
と垂直なせん断、圧縮応力に耐えて、軸方向圧縮荷重の
もとしわや腰折れを防止している。具体的には、スパン
状に延長する交互重ね型の上下表皮パネル間に固定され
るけたを有する航空機翼について、これら要素は普通の
リゾと一緒に互いに協同してエーロフオイル形状具を形
成し、得られた所謂６モノコツク（張から）”サンドイ
ンチ構造において、曲げモーメント荷重により生じた軸
方向の張力および圧縮力は全体が上下表皮の面シートに
より支承され、得られたせん断力は全体かけたのウェブ
に伝達される。

従来、せん断〜ウェブを交互重ね表皮パネルに固定する
ときには、次の２つの手順がよく用いられる。第１の方
法によれば、げたがこの区域で心材を除去することによ
り固定される線に溢って内外面シートを一体にしてから
、リベットその他の固着具によりげたの１ｌ−１１ｊ面
を積重ね面シートに機械的に連結し、けたの両側に固定
した１対のＬ形コネクタの上置フランジと共に積重ねシ
ートを刺通しスパン状に移動させて継手を完成させろ。

この方法は迅速で簡単であるが、弦状曲シにだいする重
要な抵抗部分を犠牲にした構造となる。

！２の方法は第１の方法と多くの点で同様でちるが、密
度が心材の機部よりも大きい樹脂のスパン状条片が、げ
たと、内面ノートに接着固定されるＬ形コネクタの広が
り脚とを上置した表皮パネル内に一体にされる点が異な
る。この方法は、みそを心材に切り込まないで再び高密
度心材を充てんする点で簡単である。また、今述べたけ
た対面シート接続を形成することによって、継手にかか
る心材の連続性がそのせん断伝達能力と共に保持される
。多分、この方法の現実の欠点は、その本来の重量の増
加と過大な労力のみである。

長手方向に折曲げ−（Ｌ形状とし、合体して鋭角内部を
形成する表皮パネルおよびけたまたは他のフレーム要素
の１４接表面に結合また＋ｒｉ接続刺 される布ストラップやバンドにエリ表皮Ｎ通問題を解決
し、このようなで１手は、布ウェブが内Ｎ　隅部で折り
曲げら３ない継手よりも、過度応力が加わった場合、引
張られて隅部から離れる傾向がいく分あるが、広く使用
されている。表皮パネルの面シートの場合のように、ス
トラップまたはバンドは多フィラメント糸よりによって
製織される。

また、ストラップのウェブを交ささせて形成される三次
元断面を有する布ストラップまたはバンドを製織するこ
とも周知である。このようなストランプおよび、航空機
の交互重ね表皮パネルとげたとの間の継手にたいするス
トラップの使用の一例が米国特許第４，３９５．４５０
号に記載されている。この特許は、中央交さウェブが２
つの隔設ウェブと相互製織されてこれらウェブを交ささ
せその両側に横方向に突出させた、はぼ横断面がＨ形の
樹脂含漬織物ストラップまたはバンドを開示する。中央
ウェブの両側の２つの隔設ウェブ間に補強心材が固定さ
れ、さらに中央ウェブの一側の隔設ウェブの外側に補強
心材が固定される。この構成体はＴ形コネクタを形成し
、内面シートと表皮パネルの心材に切や込んだみそに嵌
合されてＴコネクタの棒部分の端部がみその側面に沿う
表皮心材の縁部に尚接し、Ｔコネクタの脚部が突出して
げたの縦方向縁部に当接する。表皮パネルの内面、Ｔコ
ネクタおよびげたは補強カバーシートで被覆されろ。

フレーム要素な糸維補強合成表皮パネルに連結する上記
および従来方法により製造される継手：・ま一般に良好
でありまたそのため、広く使用されるが、大きい引張荷
重を支承するため無端フィラメント束により、構成され
る糸よシの本来的な優れた能力を最高度に利用して横断
面が大体Ｈ形の三次元織・物ストラップ−またはパンｒ
をより簡単にまたより効果的に使用することで改良がな
されることを見出した。

本発明の一側面によれば、航空機構成部分の航空機の交
互重ね表皮パネルと長構造フレーム要素との間の継手で
あって、表皮パネルは内外面シートにより両側と境する
心材を有し、継手は外面シートをそのままにして内面シ
ートと表皮パネルの心材とに切込まれるみそを有し、さ
らに織物コネクタ・ストラップを有し、このストラップ
はみぞに沿って縦方向に延長し、もう１つの織物ウェブ
と交さする１対の恥鋒西実質的に平行する間隔をおいた
織物ウェブにより形成され、ストラップはほぼＨ形横断
面を有し、さら（（ウェブはＨ断面を有する横棒を形成
しかつ２つの隔設ウェブの両側から横方向に突出する部
分を有し、各ウェブはストラップの縦方向に並んで満に
延長しかつ交さウェブに直接貫通する複数の多繊維糸よ
りを有し、みそに受入れられる２つの隔設ウェブの部分
はみぞの側壁に清う心材の露出縁部）で接着結合され、
ウェブの横に突出する部分はみその両側の内面シートに
上置し接着結合されることによってウェブはみそにかか
りかつ内面シートの連続性を回復し、フレーム要素はみ
ぞからウエブの他側における２つの隔設ウェブの部分間
に受入れられる縦方向に延長する縁部を有し、前記ウェ
ブ部分は上置さｎかつフレーム要素の両側に接着結合さ
れることによって隔設ウェブはフレーム要素と内外面シ
ート間に連続荷重路を形成することてより成る継手を提
供する。

上記のように、コネクタ・ストラップの横棒部分は、け
たその他のフレーム要素が同着される線に沿ってみそが
切り込まれると表皮パネルの内面シートて形成される間
隙にかかり、この横棒部分の漢に延長する「よこ」より
は、みぞ縁部に隣接する内面シートに接着結合されると
継手を横断する連続性を両設定する。コネクタ・ストラ
ップの両直立部分も、表皮パネルのみぞの各側面および
横棒部分の他側に位置するゆたの多少の整列面に露出さ
れた心材の縁部を相互接続する接着結合された織物ブリ
ッジを設定することにより同様に作用する。内面シート
の間隙を広げようとする弦状曲げ荷重に、間隙にかかり
かつ緊張せしめられるＨコネクタの直棒部分のよこより
が対抗する。同じように、横棒部分の中間部分とそのト
１１面に結合される直立部分の縁部とにより形成される
・Ｘ鬼）形数書に％通路からげたを引き出そうとする荷
重に、対応のよこよりが緊張せしめられるとＨコネクタ
の直立部分全体が対抗する。従って、溝棒と直立部分間
の連結部により形成されるＨ形ストラップまたはバンド
・コネクタの鋭角部分がげたと表皮パネル間に形成され
る対応形状の隅部で弛む前に、間隙にかかる緊張よこよ
りまブこはこれに垂直に並／しで延長するよりは、この
隅部の周囲には按コネクタのよりはないので接着せん断
結合を破壊、伸長または破断してくずれ落ちるにちがい
ない。

ある程度限定してすでに述べたように、横棒部分または
Ｈの直立部分の部分を形成するかどうか関係なく、製織
ストラップコネクタの長手部分を横方向に延長する個々
のフィラメント束により構成されるすべての糸よりは、
従来の堰織・合成材料用語に従い「よこ」よりと称する
。

同様に、以下、コネクタ・ストラップの縦方向に延長す
る糸よりを「たてＪよシと称する。ここで「糸」とは、
互いに並んで織物の基本要素をなす多フイラメント束な
形成する個々の細長フィラメントを言う。同様に、横断
面積よりかなり大きい長さを有するフィラメントおよび
よりも、承認合成材料用語に従い「無端」と称する。

みそに受は入れられかつみそ内に露出する心材の縁部に
接着固定されるコネクタのウェブ部分間の通路または空
間を充てんする構造インサートはその主機能として、こ
れらウェブを裏打ちすると共に、隣接心材面と接触して
それらを確実に結合させる広い部分を得るようにしてい
る。心材のみそにある間隙に、なるべく剛性抱付よ構成
るインサートをかげると、その連続性および、ある程度
、せん断荷重を間隙にかける能力を回復することはもち
ろんである。

布コネクタのたてよりはなるべく、普通の織物構造のよ
うによこよりと直角に相互製織される。しかし、本発明
の目的よりみて、水平に延長するとされる横棒部分のよ
こよシは間隔をおいて広げられてＨコネクタの直立部分
の垂直によ 延長するζこよシが通過する間隙を作る。たてよりは、
主として翼表皮パネルの内面シートによる圧縮荷重およ
び、翼が弦軸を中心に曲がると外面シートに加わわる張
力と圧縮荷重に対抗するので、本発明により使用される
製織コネクタにおいて作用しないことはない。

本発明の他の側面によれば、翼げた等細長フレーム要素
を、内外面シートにより両面と境する心材を有する交互
重ね型航空機表皮パネルに固着する方法は、縦方向に延
長するみそをパネルの内面シートと心材に切り込み、そ
の縁部を露出し外面シートをそのままにすること、みそ
により内面シートに形成される間隙に、並置状に横方向
に伸びかつみぞに隣接して内面シートに乗る第１組の多
繊維糸よりをかげわたすこと、前記第１組の糸よりを前
記面シートに接着結合して内面シートの連続性を再設定
すること、第１組の糸よりを第２組の多繊維糸よりと交
ささせ、みその外側に位置するフレーム要素の面とみそ
内の表皮パネル心材の露出縁部とに第２組の糸よりを接
着結合して前記フレーム要素と前記内外面シートとの間
に連続荷重路を設定すること、心材の縁部、外面シート
および上置第１組の糸よりと境をなすみその空間に構造
インサートを充てんすること、第６組の多繊維糸よりを
、みその両側に沿いかつフレーム要素側に沿って第１組
および第２組の糸よりと相互織成すること、および前記
第６組の糸よりを、内面シート、心材およびフレーム要
素の上置面に接着結合して、表皮パネルがアセンブリ曲
９としてうける軸方向引張および圧縮力に耐えるように
することより成る。

理解しうるように、数組の多繊維糸よりをなるべく、前
述のように織成Ｈ形コネクタ・ストラップに組み入れる
。従って、本発明は簡単で、迅速に、多様に、実施容易
で、金属固着具のない方法で、種々形式のフレーム要素
を交互重ね表皮パネルに接続し、かつ、外面シートをそ
の塘まにし、さらに穴をなくしている。さらに、同じ目
的に開用される・従来の方法に比べて優れた強度な有す
る軽量アセンブリを提供し、その上、げたより長い表皮
・−手等を収容する実際に無限長にコネクタを製織する
能力を充分に利用している。

本発明による継手および方法の実施例を以下、添付図面
により説明する。

各図面を参照すると、第１図は総括的に符号１０で表わ
す箱ビーム状の航空機の翼の断面図である。この翼は、
前部および後部のげた１２゜１４と；中央げた１Ｇと；
上部および下部の表皮パネル１８．２０と；図面では前
部および中央のげたの上下縁部を上下表皮パネルに接続
している一方の形式の継手２２と；後部げたを後部表皮
パネル縁部に接続するかなり異なる形式の継手２４とよ
り構成される。中央げた１６の下縁部と下方表皮パネル
２０との間に継手２２Ｌを形成している第２図および第
３図の拡大部分詳細図において、げたとパネル双方・は
サンドイッチ構造とされ、１対の面シートが剛性心材の
対向面に接着結合される。前後面シート２６．２８はそ
れらの間の心材３０と一緒に、一体に、結合されると、
げたウェブを形成し、このけたウェブは特殊のフレーム
要素であり、その機能はせん断を伝えると共に、表皮パ
ネルを互いに正確な一定の間隔をおいて上下に保持し、
（図示せざる）リブと協同して翼を形成する。

同様な方法で、下方表皮パネル２０の内外面シー４３２
．３４は適当な心材３６に上下接着結合される。中央継
手２２は、符号Ｈで総括的に表わされる織物Ｈコネクタ
を用いて本発明により構成される。

継手２２とその製造方法の説明に先立ち重要なことは織
ウェブ・コネクタＨの構造を理解することで、その目的
については次に第４図および第５図により説明する。第
４図において、このコネクタは横棒部分３８を有する横
断面が大体Ｈ形状であシ、その側辺中間が１対の横方向
に間隔をおいたほぼ平行な直立部分４０．４２と交さし
て（・る。横棒部分３８は図示のように直立部分４０，
４２の前後部よ）突出するフランジ４４Ｆ＋　　４４Ｒ
を有する。その上、横棒部分は、直立部分間に位置し同
じ側の２つの縁部４ｏＬ、４２Ｌと協同して泡受入れみ
ぞ４６を形成する中間ウェブ形成部分４４Ｃを有する。

同様に、横棒部分の中間部分４４Ｃは直立部の残シの２
つの縁部４０Ｕｌ　　４２Ｕと協同して第２ウェブ受入
れみぞ４８を形成する。

つぎに第５図において、コネクタＨは、織交多繊維より
糸Ｙより製作されて前記Ｈ形断面を形成している。各よ
シ糸は、商標「Ｋｅｖｌａｒ　Ｊ名で販売されるガラス
、グラファイトである、複数本の各細毛状繊維その他、
完成継手に必要な物性を有する物質により構成される。

第５図および第６図において、たてよりはＷで、よこよ
りはＦで示す。白矢印はコネクタＨの横棒部分３８、特
に後部フランジ４４Ｒを構成する単よこよりのコースを
たどっている。いくつかの重要な特徴があるが、そのも
つとも重要な特徴は、各前後部ランが上下しないで、黒
矢印で示す直立部分４０，４２のよシにより形成される
交さ部を貫通し、わきへ押されてそれらを収容する符号
５０で明示する間隙を創成することであろう。同様に、
白矢印で示す横棒部分の隣接よこよシを分けて、黒矢印
で示す前記直立部分４０．４２のよりか通過する間隙を
創成する。

一方、たてよ５ｗは、直立部分の隣接よりの前部と後部
と共に横棒部分の隣接よυの上下に織られる。

つぎに第５図および第６図において、コネクタの横棒部
分と直立部分の画部分におけるよこよりＦの隣接ランま
たはよりは、それらが分けられて交さよこよりを通過さ
せる間隙を創成させねばならない交さ部分を除き、並ん
で平行に本質的に接触して存在し、これらはすべて容易
に、白黒矢印通路でたどることができる。特に第５図お
よび第６図の例示において、すべてのよこよりが連続し
て、それらが各端で前後逆方向におかれて、横棒よシの
一方が図示のように、方向を通夜して近縁の下へ戻るま
えに近べ呪＼へ莢−％、％に近縁上の最外たてよりの頂
部に掛かる完成縁部５２を形成する。これと同じ完成縁
が、横棒部分の前部で直立部分の上底両級部に沿って見
られる。一方、たてよりＷは連続しないでむしろ、第６
図に明示するようにテープの遠隔端で終端する。しかし
、よこよりにみられる上記連続より、構造は、もつとも
望ましくかつ製織上よりみてきわめて実用的であるが、
形成される継手よりみて重要ではない、それは、よこお
よびたてすべての各よりまたはランは最終的には、面シ
ート、すなわち、第２図に明示される表皮パネルにより
決められるみぞ５６の各側に露出するげたまたは表皮パ
ネル心材側に結合されるからである。このように適当な
支持構造に結合されると、よりか終端し、またはたてよ
りを中心に巻かれることは構造上の重要性はほとんどな
い。

翼に設置する前に、織繊維コネクタＨはなるべく、まず
、適当な熱硬化樹脂を含潰させた、第７図に略示した浴
に通す。テープコネクタがこのよって含漬されると、第
８図にやや略示的完 に示す多セグメント形成具５８によって構成アセンブリ
内に収まる形状に保持形成される。−般に、形成具自身
は、前後部の直立部分の縁部４０Ｕ、４２Ｕと共に上底
部の横棒部分３８のフランジ４４Ｆ、４４Ｒにだいし保
持、押圧されるよう構成される。しかして、フィラメン
トは互いにコンパクトに保持されかつ硬化される。

横棒部分３８の中央部分４４Ｃは上からのみ形成具によ
って支持される。外側にのみ形成具によって支持される
直立部分の縁部４０　Ｌ　、　４２Ｌについても同じこ
とが言える。これにより、ももろん、咲棒部分の中間部
分と直立部分の縁部４０Ｌ、４２Ｌとにより形成される
みぞ４６に、この時挿入される構造泡インサート５４を
受は入れ自在とさせて中間部分４４Ｃの下側と前記縁部
の内面との欠支持を得て、さらに、フィラメントを圧縮
するのに必要な圧力を得てそれらを正しく硬化する。コ
ネクタを押し拡げかつそのフランジを圧縮してから形成
具を耐熱袋ないし包絡体６０に入れ、高圧その他により
処理して養生する。形成具が解体されると、コネクタＨ
は翼その他の構成部分内への最終アセンブリに必要な正
確な形状に硬化される。

再び第４図において、図示のコネクタの特定の形式にお
いて、直立部分の縁部４０Ｕ、４２Ｕは前後にわずかに
押ひろげた自由縁部６０Ｕ。

６２Ｕを有する。この目的は第２図および第３図に示す
方法でけだウェブ１６を一層容易に受は入れることにあ
る。

オートクレーブその他の養生作業後、コネクタＨは第９
図に示すようになり、構造泡フィラ５４をすでに含んで
いる。第２図において、図示の下方表皮パネル２０には
みそが形成され、コネクタの泡充てんみぞ４６の受は入
れ準備ができている。みぞ５６は上底、翼のスパン状に
ルートが決められ、横棒部分３８の上まだは下のいずれ
かに位置する剛性化コネクタの前記泡充てん部分を受は
入れる。コネクタの直立部分の縁部４０Ｌ、４２Ｌの外
面がみぞ内に露われた表皮パネル交互重ね部の心材に接
着結合され、泡インサートの底部も同様に、そのままに
されている外面シートの露出内面に結合されると、みぞ
５６により生じた間隙には、泡フイラが少量であるが充
てんされ、曲げにだいする面シートの消滅抵抗を回復さ
せたい場合には、これを少なくともコネクタ自身により
ある程度設けられる。このみそは内面シート３２に切込
んでその連続性を破壊する。しかし、コネクタの前後７
ランジ４４Ｆ、４４Ｒがみその両側の面シート３２に結
合されると、この連続性は回復され、もつとも重要なこ
とは、みそにより形成される間隙にかかるコネクタのよ
りはみそを真直ぐに横断して張力−または圧縮が加えら
れる。コネクタの直立部分の縁部４０Ｕ、４２Ｕが第６
図に示すようにけたウェブ１６の側面に正しく結合され
ると、これと表皮パネルの内外表皮面シートとの間に連
続負過路が形成される。なお、第５図ては、コネクタの
けた受けみぞ４８の底部全体に位置するげたウェブは示
されていない。

そのため、直立部のフランジ４０Ｕ、４２Ｕはけだと表
皮間の接続てたいしかなりの公差を付与する。

つぎに第１０図をみると、翼が曲がると、上表皮パネル
は圧縮され、下表皮パネルは引張られる。曲げモーメン
トは次の等式で表わされる。

（Ｍ）　＝　ＦＸＬ ここでＭは曲げモーメント、Ｐは曲げ力、Ｌはモーメン
ト・アーム、この場合は翼の長さである。せん断力（ｑ
）は、圧縮により収縮して短かくなろうとする上表皮パ
ネルと張力により延びて伸張する下表皮パネルによる上
下表皮パネルの相対的すべり運動に対抗する。ここに示
すサンドインチ構造において、翼に加わる曲げ力により
生ずる張力と圧縮の軸方向力は表皮パネルにおける内外
面シートにより支承される。しかし、本発明の目的のた
めさらに重要なことは、コネクタがけたウェブと内外両
面シート間に連続負荷路を形成するげたのウェブにおい
て合成せん断力がすべて伝達される。

最後に、第１１図において、Ｈコネクタは、上下の交互
重ね表皮パネルの内外両面シートにけたと連結する構造
継手を形成している。このようにして、実際上、表皮パ
ネルは連続しており妨害されることはない。表皮パネル
のみそはその露出縁部に結合されるＨ型コネクタの部分
と、これら間の空間を充てんする泡と一緒に交換され、
連続せん断継手を回復すると同時に、これらコネクタ部
分を支持することにより、確実な接着結合接続のため必
要な表皮パネルと接触する広い面積を得るようにする。

内面シートにある間隙には、これを横断してみそに隣接
する面シート表面に結合されるＨコネクタの横棒部分が
橋架される。同様に、Ｈコネクタの直立部分はげたウェ
ブと内外両面シート間に連続負荷路を形成する。第１図
と第１１図の矢印で示すように、表皮パネルの面シート
は軸方向張力と圧縮応力とを支承し、心材は表皮に垂直
なせん断、圧縮応力を支持することにより、表皮が軸向
き圧縮荷重状態でしわになったり腰折れしないようにし
ている。

従って、織Ｈ形コネクタを使用する上記方法により製造
された翼は、特徴として、げたウェブ付冗長二重せん断
結合？、迷子を使用するため、接続が能率的になる。ま
た、けたウェブを、みぞの頂部に位置するＨコネクタの
対向みぞ内にすべり込ませるだけでよいから、組立ては
簡単７つ 全体にわたり位置させる必要はなく、もちろん、これに
より十分な組立公差が得られる。

最後に、本要旨を形成する方法を交互重ねパネル付航空
機の翼およびげたについて詳述したが、せん断、張力お
よび圧縮力は゛また、アセンブリのその他の部分、例え
ば、先尾翼、尾部サブアセンブリの要素および、胴体の
壁部を支持する骨組構造部分を形成する縦ス）　ＩＪン
ガでも作用する。そのため、けたから翼接続に使用され
る組立技術は、他の交互重ねパネルからフレーム接続に
も同等に適用できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明による継手を形成するためＨ形織物コ
ネクタにより一体て連結される、すべてサンドインチ構
造であるスパン状げたおよび表皮パネルを有する航空機
翼の一部分を示した、一部所面部分斜視図；第２図は、
最終位置へ移動され一体に結合されるに先立ち継手組立
体の要素を示した、第１図にかなり似ているがかなり拡
大した一部断面部端斜視図；第６図は完成継手を示した
、第２図と同様な同じ縮尺の部分斜視図；第４図は形成
具に位置せしめ剛化処理されろ前にげたを表皮パネルに
連結するため使用される織物Ｈ形コネクタを示した、前
記各図面と同様で第２図および第６図とほぼ同じ縮尺の
部分斜視図；第５図は、コネクタを構成する、よことだ
ての両糸よりの織り方Ｋ特に重点をおいた織物コネクタ
の一部分を示した、もう１つの部分斜視図；第６図は、
よこよりを、たてよりに相互製織されだ製織パターンを
示した、第５図よりもかなり小さい縮尺で表わす部分平
面図；第７図は織物多フィラメント・ストランプコネク
タに、圧延、乾燥前に樹脂を金貨させる方法を示す線図
；第８図は、コネクタを所望形状に保持して加圧その他
の処理を行い養生、硬化させるセグメント形成具に金遣
コネクタがどのように位置されるかを示した、第７図と
同様な線図；第９図は泡インサート所定位置に設電した
硬化、剛性化コネクタを示した第４図と同様であるがわ
ずかに大きい縮尺にした部分斜視図；第１０図は航空イ
畏翼の区分が曲げ荷重に応答する仕方を示す線図：第１
１図は、継手および、けたウェブに固定される下方交互
重ね表皮パネルの内外面シートに加わる主な力を示すこ
とを除き、第６図と同様な部分５％視図でちる。 １０・・・翼、１２．１４・・・げた、１８．２０・・
・パネル、２２・・・継手、２６．２８．３２．３４・
・・面シート、３０．３６・・・心材、３８・・・横棒
、３８Ｆ、４２Ｆ、４０Ｆ、Ｗ・・・多繊維糸より、４
０．４２・・・直立部分、４４Ｆ、４４Ｒ・・・７ラン
ゾ、４０Ｌ、４２Ｌ・・・縁部、４６・・・みぞ（通路
）、５４・・・インサート、５６・・・みぞ、６０Ｕ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）内外面シート（３２、３４）により両側と境を接
   している心材（３６）を備え、縦方向に伸びるみぞ（５
   ６）が内面シート（３２）とパネルの心材（３６）とに
   切込まれその縁部を露出させ外面シート（３４）はその
   ままとした、細長フレーム要素（１６）を交互重ね型航
   空機表皮パネル（１８、２０）に連結する方法において
   、みぞ（５６）により内面シート（３２）に形成される
   間隙に、並置状横方向に伸びかつみぞ（５６）に隣接し
   て内面シート（３２）に乗る第１組の多繊維糸より（３
   ８Ｆ）をかけわたすこと、前記第１組の糸より（３８Ｆ
   ）を前記面シート（３２）に接着結合して内面シートの
   連続性を両設定すること、第１組の糸より（３８Ｆ）を
   第２組の多繊維糸より（４０Ｆ）と交ささせ、みぞ（５
   ６）の外側に位置するフレーム要素 （１６）の面（２６）とみぞ（５６）内の表皮パネル心
   材（３６）の露出縁部とに第２組の糸より（４０Ｆ）を
   接着結合して前記フレーム要素（１６）と前記内外面シ
   ート（３２、３４）との間に連続荷重路を設定すること
   、心材（３６）の縁部、外面シート（３４）および上置
   第１組の糸より（３８Ｆ）と境をなすみぞ（５６）の空
   間に構造インサート（５４）を充てんすること、第３組
   の多繊維糸より （Ｗ）を、みぞ（５６）の両側に沿いかつフレーム要素
   （１６）側に沿つて第１組および第２組の糸より（Ｆ）
   と相互織成すること、および、前記第３組の糸より（Ｗ
   ）を、内面シート（３２）、心材（３６）およびフレー
   ム要素（１６）の下置面に接着詰合して、表皮パネルが
   アセンブリ曲りとしてうける軸方向引張りおよび圧縮力
   に耐えるようにすることを特徴とする交互重ね型航空機
   表皮パネルをフレーム要素に連結する方法。 （２）第１組の糸より（３８Ｆ）を、第２組（４０Ｆ）
   と実質的に平行をなしその一側にたいしほぼフレーム要
   素（１６）の厚みだけ間隔をおいた第４組の多繊維糸よ
   り（４２Ｆ）と交ささせること、および、第４組の糸よ
   り（４２Ｆ）を、第１組のＹよりの一側のフレーム要素 （１６）の他面（２８）と第１組の他側のみぞ（５６）
   内の心材（３６）の他方露出縁部とに接着結合すること
   により第２組および第４組の糸より（４０Ｆ、４２Ｆ）
   は交互重ね表皮パネルとフレーム要素間に二重せん断結
   合接続を形成し、第３組の糸よりＷも第４組（４２Ｆ）
   と相互織成されることを、さらに含む特許請求の範囲第
   １項に記載の方法。 （３）３ないし４組の糸より（３８Ｆ、４０Ｆ、４２Ｆ
   、Ｗ）が組み合わされて、フレーム要素（１６）とパネ
   ル（２０）とに取り付け前に横断面が十字形の柔軟な織
   物コネクタＨを形成し、さらに、得られたコネクタに熱
   硬化可能な硬化剤を含漬すること、交互重ね表皮パネル
   （２０）およびフレーム要素（１６）に結合される状態
   でコネクタ（Ｈ）を保持する形状の型（５８）内に含漬
   コネクタを支持すること、およびコネクタ（Ｈ）を熱硬
   化し型（５８）内でコネクタを剛性化することより成る
   特許請求の範囲第１項または第２項に記載の方法。 （４）交互重ね表皮パネル（１８）から除去した材料と
   ほぼ近い大きさと形状を有する第１組と第２組の糸より
   （３８Ｆ、４０Ｆ）間の交さ部の１四分円に縦に伸びた
   通路（４６）を入れてみぞ（５６）を形成すること、お
   よび前記通路（４６）に、コネクタ（Ｈ）を熱硬化する
   に先立ち前記構造インサート（５４）を得るのに効果的
   な泡を充てんすることを含む特許請求の範囲第３項に記
   載の方法。 （５）第２組の糸より（４０Ｆ）は、みぞ（５６）の一
   側に沿つて心材（３６）の縁部と、少なくとも、みぞの
   底部における外面シート（３４）の一部分とを被覆する
   、特許請求の範囲第１項から第４項までのいずれか１項
   に記載の方法。 （６）みぞ（５６）の側面に、第１組の糸よりにより規
   制されるウェブ（３８）のみぞ側に突出する第２および
   第４組の糸よりの部分（４０Ｌ、４２Ｌ）が裏打ちされ
   る、特許請求の範囲第２項に記載の方法。 （７）外面シート（３４）により形成されるみぞ（５６
   ）の底部は、側面を裏打ちする第２組および第４組の糸
   よりの部分（４０Ｌ、４２Ｌ）の少なくとも一方により
   裏打ちされて構造インサート（５４）が動かないように
   する特許請求の範囲第６項に記載の方法。 （８）フレーム要素（１６）に上置する第２組および第
   ４組の糸よりの部分（４０Ｕ、４２Ｕ）の縁部（６０Ｕ
   、６２Ｕ）は外方に回動された第１組（３８）より遠く
   はなれて、前記部分（４０Ｕ、４２Ｕ）をフレーム要素
   （１６）に結合する前にフレーム要素（１６）をそれら
   間の所定位置に案内する特許請求の範囲第２項に記載の
   方法。 （９）航空機構成部分の航空機の交互重ね表皮パネル（
   １８、２０）と細長構造フレーム要素（１６）との間の
   継手（２２）であつて、表皮パネルは内外面シート（３
   ２、３４）により両側と境する心材（３６）を有し、継
   手は外面シート（３４）をそのままにして内面シート（
   ３２）と表皮パネルの心材（３６）とに切り込まれるみ
   ぞ（５６）を有し、さらに織物コネクタ・ストラップＨ
   を有し、このストラップはみぞ（５６）に沿つて縦方向
   に延長し、もう１つの織物ウェブ（３８）と交さする１
   対の実質的に平行する間隔をおいた織物ウエブ（４０、
   ４２）により形成され、ストラップはほぼＨ形横断面を
   有し、さらにウエブ（３８）は（Ｈ）断面を有する横棒
   を形成しかつ２つの隔設ウェブ（４０、４２）の両側か
   ら横方向に突出する部分（４４Ｆ、４４Ｒ）を有し、ウ
   ェブ（３８）の一側における２つの隔設ウエブの部分（
   ４０Ｌ、４２Ｌ）はみぞ（５６）に受容されそれら間に
   構造インサート（５４）を保持する、継手において、各
   ウエブ（３８、４０、４２）はストラップ （Ｈ）の縦方向に並んで横に延長しかつ交さウエブに直
   接貫通する複数の多繊維糸より（Ｆ）を有し、みぞ（５
   ６）に受容される２つの隔設ウェブの部分（４０Ｌ、４
   ２Ｌ）はみぞ（５６）の側壁に沿う心材（３６）の露出
   縁部に接着結合され、ウエブ（３８）の横に突出する部
   分（４４Ｆ、４４Ｒ）はみぞ（５６）の両側の内面シー
   ト（３２）に上置し接着結合されることによつてウエブ
   （３８）はみぞにかかりかつ内面シート（３２）の連続
   性を回復し、フレーム要素（１６）はみぞからウエブ（
   ３８）の他側における２つの隔設ウエブの部分（４０Ｕ
   、４２Ｕ）間に受入れられる縦方向に延長する縁部を有
   し、前記ウエブ部分（４０Ｕ、４２Ｕ）は上置されかつ
   フレーム要素の両側（２６、２８）に接着結合されるこ
   とによつて２つの隔設ウエブ（４０、４２）はフレーム
   要素 （１６）と内外面シート（３２、３４）間に連続荷重路
   を形成することを特徴とする継手。 （１０）織物コネクタ・ストラップ（Ｈ）に熱硬化可能
   樹脂が含漬されて熱硬化されＨ断面ストラップを自己支
   持させる特許請求の範囲第９項に記載の継手。 （１１）構造インサート（５４）は、コネクタＨがみぞ
   （５６）に嵌合される前に隔設ウエブ （４０、４２）間に位置する泡材により形成される、特
   許請求の範囲第９項または第１０項に記載の継手。 （１２）各ウエブ（３８、４０、４２）の積方向に延長
   する糸より（Ｆ）は、ウェブの前後に織成される連続多
   フィラメント糸より（Ｙ）により形成される、特許請求
   の範囲第９項ないし第１１項のいずれかに記載の継手。