車両などのデバイスの外部の支持面に接着するように構成されている接着系アンカーアセンブリを含む液体分注アセンブリ。飛行体（３１０）は、（ａ）飛行体（３１０）に着脱可能に取り付けられる流体接着剤容器アセンブリ（１０１０）であって、流体接着剤容器アセンブリ（１０１０）が、（ｉ）流体接着剤（１０１２）を含む接着剤容器（３４０，１０１０）と、（ｉｉ）１つ以上の繊維（３５０）であって、この１つ以上の繊維、または繊維のブラシ（１０４０）または繊維の布帛は、流体接着剤を導くように、および１つ以上の繊維と表面（３７０）との間の接着剤接合を構造的に支持するように構成される１つ以上の繊維（３５０）とを含む、流体接着剤容器アセンブリ（１０１０）と、（ｂ）流体接着剤を流体接着剤容器（３４０）から１つ以上の繊維（３５０）に分注するための手段（３３０，１０２２，１０２３）と、を含むことを特徴とする。

【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
本願は、２００９年１１月２４日出願の米国仮特許出願第６１／２６４，２２０号明細書の優先権および利益を主張するものであり、その開示の全てがあらゆる目的のため参照により本明細書中に組み込まれる。
【０００２】
連邦政府による資金提供を受けた研究開発の記載
本発明は契約番号ＨＲ００１１−０７−Ｃ−００７５の下で国防高等研究計画局からの政府支援でなされたものである。政府は本発明に特定の権利を有する。
【０００３】
実施形態は、配置可能な接着系アンカーシステムに関し、特に航空機用の接着系アンカーシステムに関する。
【背景技術】
【０００４】
無人航空機（ＵＡＶ）は表面に着陸するまたは降着することができるが、そこでＵＡＶは重力または空気力学的力のような他の力により滑るおそれがある。ＵＡＶは、ＵＡＶが液体ベースのピグメントを表面のターゲット領域に塗布することを命じられるであろう表面に着陸するまたは降着する、またはそれ自体をその近傍に配置することができる。ビーコン、アンテナ素子および／または計器パケットの使用により、そのようなデバイスの表面または利用可能な支持構造への急速な固定が必要となる場合がある。
【発明の概要】
【０００５】
実施形態は、車両の外部の支持面に接着するように構成されている接着系アンカーアセンブリを含む液体分注アセンブリを含む。例えば、アセンブリは、（ａ）流体貯蔵部を含むアセンブリハウジングと、（ｂ）アセンブリハウジングに近接して配置される弾性部材と、（ｃ）弾性部材の減圧に応動して貯蔵部を突き刺すように構成されている流体導管とを含んでもよい。いくつかの実施形態では、流体は接着剤であってもよい。いくつかの実施形態では、アセンブリは液体注入ブラシをさらに含む。
【０００６】
さらに他の実施形態では、流体貯蔵部は液体接着剤貯蔵部であってもよく、液体注入ブラシは液体接着剤注入ブラシであってもよい。流体導管は載頭円錐形の先端により貯蔵部を突き刺すように構成されてもよい。
【０００７】
実施形態は、車両と、車両の外部の支持面に接着するように構成されている接着系アンカーアセンブリとを含むシステムを含んでもよい。例えば、接着系アンカーアセンブリの一部が着脱可能であってもよい。接着系アンカーアセンブリの一部が配備位置に回転するように構成されてもよい。接着系アンカーアセンブリは液体接着剤貯蔵部と液体接着剤注入ブラシとを含んでもよい。
【０００８】
実施形態には取り付けおよび着脱可能な取り付けの方法を含んでもよい。例えば、接着接合の方法には、（ａ）局所大気圧下において接着剤の一部を導管に沿って塗布面に押し出すための局所大気圧を超える正圧を有する正圧貯蔵部内に接着剤を供給するステップと、（ｂ）弾性的に負荷がかけられた導管が無負荷になると貯蔵部を突き刺すように構成されている先端を有する弾性的に負荷がかけられた導管を解放するステップと、を含んでもよい。例示的な貯蔵部は、支持構造、例えば飛行体胴体に着脱可能に取り付けられてもよく、方法は支持構造から貯蔵部を分離するステップをさらに含んでもよい。接着接合によりデバイスを着脱可能に固定する別の例示的な方法は、（ａ）正圧貯蔵部をデバイス、例えば、飛行体、送信機または照射器に着脱可能に取り付けるステップであって、正圧貯蔵部は接着剤を含み、接着剤を含んでいる貯蔵部は局所大気圧下において接着剤の一部を導管に沿って塗布面に押し出すための局所大気を超える正圧を有する、ステップと、（ｂ）弾性的に負荷がかけられた導管が無負荷になると貯蔵部を突き刺すように構成されている先端を有する弾性的に負荷がかけられた導管を解放するステップと、（ｃ）塗布面を支持構造の表面、例えばターゲット固定面に配備するステップと、を含んでもよい。例示的な貯蔵部は、導管に連結される塗布面を介して支持構造に固定的に取り付けられてもよく、導管はそれ自体が着脱式貯蔵部に連結される。方法には、デバイスから貯蔵部を分離するステップをさらに含んでもよい。
【０００９】
実施形態は例として示され、添付の図面の図に限定されるものではない。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１Ａ】図１Ａは、本発明の実施形態の例示的な垂直離着陸（ＶＴＯＬ）用途を示す。
【図１Ｂ】図１Ｂは、本発明の実施形態の例示的な垂直離着陸（ＶＴＯＬ）用途を示す。
【図１Ｃ】図１Ｃは、本発明の実施形態の例示的な垂直離着陸（ＶＴＯＬ）用途を示す。
【図２Ａ】図２Ａは、本発明の実施形態の例示的な固定翼用途を示す。
【図２Ｂ】図２Ｂは、本発明の実施形態の例示的な固定翼用途を示す。
【図２Ｃ】図２Ｃは、本発明の実施形態の例示的な固定翼用途を示す。
【図３Ａ】図３Ａは、本発明の組立実施形態の要素の例示的な配置を示す。
【図３Ｂ】図３Ｂは、本発明の組立実施形態の要素の例示的な配置を示す。
【図３Ｃ】図３Ｃは、本発明の組立実施形態の要素の一部の例示的な分離を示す。
【図３Ｄ】図３Ｄは、本発明の組立実施形態の要素の一部の例示的な分離を示す。
【図４】図４は、本発明の組立実施形態を示す。
【図５Ａ】図５Ａは、本発明の組立実施形態を示す。
【図５Ｂ】図５Ｂは、本発明の組立実施形態を示す。
【図５Ｃ】図５Ｃは、本発明の組立実施形態を示す。
【図６Ａ】図６Ａは、本発明の別の組立実施形態を示す。
【図６Ｂ】図６Ｂは、本発明の別の組立実施形態を示す。
【図７Ａ】図７Ａは、本発明のさらに別の組立実施形態を示す。
【図７Ｂ】図７Ｂは、本発明のさらに別の組立実施形態を示す。
【図８Ａ】図８Ａは、本発明の実施形態の収納および回転配備を示す。
【図８Ｂ】図８Ｂは、本発明の実施形態の収納および回転配備を示す。
【図８Ｃ】図８Ｃは、本発明の実施形態の収納および回転配備を示す。
【図８Ｄ】図８Ｄは、本発明の実施形態の収納および回転配備を示す。
【図８Ｅ】図８Ｅは、本発明の実施形態の収納および回転配備を示す。
【図９】図９は、航空機胴体のキャビティ内の分注ケースの実施形態の例を示す。
【図１０】図１０は、収納位置にある接着系アンカーアセンブリの別の実施形態を示す。
【図１１】図１１は、配備位置にある接着系アンカーアセンブリの別の実施形態を示す。
【図１２Ａ】図１２Ａは、配備位置への回転の方向を示す接着系アンカーアセンブリの別の実施形態を示す。
【図１２Ｂ】図１２Ｂは、ブラシ部が表面に接触している配備位置を示す、図１２Ａの接着系アンカーアセンブリの実施形態を示す。
【図１３Ａ】図１３Ａは、収納位置にある接着系アンカーアセンブリの別の実施形態を示す。
【図１３Ｂ】図１３Ｂは、液体接着剤のブラシ部への流れを可能にするための導管位置を有する図１３Ａの収納位置にある接着系アンカーアセンブリの実施形態を示す。
【図１３Ｃ】図１３Ｃは、配備位置への回転の方向を示す図１３Ｂの接着系アンカーアセンブリの実施形態を示す。
【図１４Ａ】図１４Ａは、本発明の別の実施形態を断面図で示す。
【図１４Ｂ】図１４Ｂは、図１４Ａの実施形態の一部を断面図で示す。
【図１５】図１５は、図１４Ａの本発明の実施形態の側面図を示す。
【図１６】図１６は、図１５に示した本発明を曲げた実施形態の側面図を示す。
【図１７】図１７は、図１６に示した本発明を曲げた実施形態の断面図を示す。
【図１８】図１８は、本発明の別の実施形態を断面図で示す。
【図１９Ａ】図１９Ａは、例示的な止め金を示す。
【図１９Ｂ】図１９Ｂは、例示的な止め金を示す。
【図２０】図２０は、止め金をさらに含む図１８に示した実施形態を断面図で示す。
【図２１】図２１は、本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端を斜視図で示す。
【図２２】図２２は、本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端を側面図で示す。
【図２３】図２３は、本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端を上面図で示す。
【図２４】図２４は、本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端を前面図で示す。
【図２５】図２５は、本発明の別の実施形態を断面図で示す。
【図２６】図２６は、図２５に示した本発明を曲げた実施形態の断面図を示す。
【図２７】図２７は、図２５に示した本発明を曲げた実施形態の一部の断面図を示す。
【図２８】図２８は、図２５に示した本発明の実施形態の一部の断面図を示す。
【図２９】図２９は、図２５に示した本発明を曲げた実施形態の一部の断面図を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
本発明の例示的な実施形態を示す図面について述べる。図１Ａ、１Ｂおよび１Ｃは本発明の例示的な実施形態を示す。図１Ａは、着陸面１２０に降下するヘリコプタのような垂直離着陸機（ＶＴＯＬ）航空機１１０である。図１Ｂでは、接触部材１３０が、航空機１１０から、接触部材が着陸面１２０の一部に接触するまで延びる。接触部材１３０は、着陸面１２０の一部に接触する前または後のいずれかに、接触部材１３０を着陸面１２０の一部に接合させる接着液を注入してもよい、またはそうでなければ接触部材１３０を着陸面１２０の一部に接合させる接着液を供給してもよい。取付部材１４０が接触部材１３０を航空機１１０に連結する。したがって、航空機１１０は着陸面１２０に粘着的に固定されてもよい。取付部材１４０は、航空機１１０または接触部材１３０のいずれか、または両方に着脱可能に取り付けてもよい。特に、取付部材１４０は航空機１１０または接触部材１３０から取り外されてもよく、着陸面１２０にもはや固定されていない航空機１１０は図１Ｃに示すように飛行を再開してもよい。同様に、図２Ａ、２Ｂおよび２Ｃは、本発明の例示的な実施形態を示し、図２Ａでは、固定翼航空機２１０が着陸面１２０に降下している。図２Ｂでは、接触部材１３０が航空機から延びて着陸面１２０の一部に接触している。接触部材１３０は、航空機２１０から着脱可能に取り付けられてもよく、取り外し後の航空機２１０は図２Ｃに示すように自由に飛行を再開してもよい。
【００１２】
図３Ａは、アタッチメント １ ３２０により液体接着剤貯蔵部に取り付けられる航空機３１０を含むアセンブリを示す。流路または導管３３０が液体接着剤貯蔵部３４０と、フィラメント列、剛毛列または数々の束、布帛片、綿球または布塊のようなブラシアセンブリ３５０との間に設けられてもよい。液体接着剤貯蔵部３４０は、アタッチメント ２ ３６０によりフィラメント列３５０に取り付けられてもよい。図３Ｂに示すように、液体接着剤はフィラメント列３５０が固定面３７０に接触する前または後に液体接着剤貯蔵部３４０から導管３３０によりフィラメント列３５０に流れてもよい。液体接着剤を有するフィラメント列３５０のフィラメント要素は固定面３７０に接合領域を設ける。フィラメント列３５０の要素が固定面３７０に接合されると、航空機は固定面３７０に粘着的に固定されてもよい。航空機は、フィラメント列３５０の接合要素により設けられたアンカーからそれ自体を自由にするため、図３Ｃに示すように、アタッチメント １ ３２０の解放、または図３Ｄに示すように、アタッチメント ２ ３６０の解放またはそれらの組み合わせにより分離されてもよい。
【００１３】
図４は、液体接着剤貯蔵部を含むためのシリンダ４１０を含むアセンブリを示し、このアセンブリは、シリンダの近位端にアタッチメント接合部４２０と、シリンダの遠位端にフィラメントの列４３０、剛毛または布帛片とをさらに含む。液体接着剤貯蔵部とフィラメント列４３０との間のシリンダ４１０内に液体接着剤の流れをフィラメント列に導くための流路または導管が設けられてもよく、フィラメント列は固定のための表面に接触していてもよい。図４は、配備前に分注ケース４４０内に収納されてもよいアセンブリも示す。
【００１４】
図５Ａは、ストッパ５１３を突き刺しているシャフト５１２を備えたプランジャ５１１を有するシリンダ５１０を断面図で示す。図５Ｂは、プランジャ５１１が開口部５１４に向かって動くとシリンダ５１０からしぼり出されてもよい液体接着剤５２０を示す。図５Ｃは、平坦でない面５４０に接触を設けるような様式でその繊維またはフィラメントを分散させてもよいシリンダ５１０の遠位部５１５のブラシ５３０を示す。図６Ａは、ピン６１２により所定の位置に保持された先のとがったばね装填式シャフト６１１を有するシリンダ６１０を断面図で示す。図６Ｂは、ピンを取り外した状態で、先のとがったスピア６１１が液体接着剤貯蔵部のシール６１３を突き刺し、液体接合剤が剛毛またはフィラメント５３０の束に流れることを可能にしてもよいことを示す。図７Ａは、ねじ状のシール／ストッパ７１２を備えたねじ状のシャフト７１１を有するシリンダ７１０を示す。液体接着剤貯蔵部７２０がねじ状のシール／ストッパ７１２とブラシアセンブリ５３０との間に配置されて示される。図７Ｂは、ねじ状のシャフト７１１の回転７１３がねじ状のシール７１２をシリンダ７１０の遠位端７１５に向かって直線運動させ、それによって液体接着剤７３０を貯蔵部７２０からしぼり出すことを示す。図８Ａは、３つの回転自在におよび着脱可能に取り付けられるブラシシリンダシステム８２１〜８２３を含む分注ケース８１０を斜視図で示す。図８Ｂは、本発明のシリンダ接合剤分注実施形態８２１の回転自由度を示す。図８Ｃは、第１のシリンダ８２１が上昇した状態の分注ケース８１０を上面図で示す。図８Ｄは、シリンダ８２１の遠位ブラシ要素８３０を表面８４０に回転可能に接触させた状態の、本体８２０内に取り付けられている分注ケース８１０を側面図で示す。接触面８４０からの本体８２０の上昇支持を提供する脚８５０が本体８２０に取り付けられて示される。図８Ｅは、駆動ギアアセンブリがウォームギア８６１の回転に作用８６０し、ねじ状のシャフト８６２に第１のシリンダ８２１を回転させる分注ケースアセンブリ８１０の一部を示す。ねじ状のシャフトがさらに回転してシリンダ８２１の接合部を解放すると、シリンダ８２１は分注ケースから機械的に切断されたままになる。駆動ギアのさらなる回転によって隣のシリンダ８２２が回転可能に延びる。図９は、航空機９２０の下面に配置される分注ケース８１０を示す。同様に図９に示されるのは航空機の機体から延在している４つの脚９３１〜９３４である。
【００１５】
図１０は、液体接着剤貯蔵および配備アセンブリ１０００の実施形態を示す。液体接着剤貯蔵部１０１０と導管およびブラシアセンブリ部１０２０とが互いに平行して収納される。導管１０２１はグーズネック導管１０２３に配置された穿孔部１０２２を有する。導管およびブラシアセンブリ部１０２０は、例えば、開放されたばね装填式回転接合アセンブリによって液体接着剤貯蔵部１０１０のシール１０１１まで回転され、これを突き刺してもよい。貯蔵部１０１０の内容１０１２または接合剤パケットはクランプばね１０３０により圧がかけられてもよい。貯蔵部１０１０の内容１０１２は、例えば、気体袋（ｇａｓ ｂｌａｄｄｅｒ）によるクランプにより圧がかけられてもよく、そのような実施形態は名目上の気圧変動がある環境に適用可能であってもよい。図１１は、約９０度回転させて穿孔部１０２２により液体接着剤貯蔵部１０１０のシール１０１１を突き刺し、接着剤がブラシ１１４０の剛毛またはフィラメントに流れるための経路を設けた導管およびブラシアセンブリ１０２０を示す。図１２Ａは、液体接着剤貯蔵部１０１０と導管およびブラシアセンブリ部１０２０とが柱脚１２１１、１２１２を固定した航空機胴体１２００の一部内に互いに平行して収納され、導管およびブラシアセンブリ部１０２０が胴体１２００と直交しかつそこから延びる位置に回転しうる状態を示す。導管およびブラシアセンブリ部１０２０は航空機が接触面に着陸する前または後に回転してもよい。図１２Ｂは、接触面１２２０に接触しているアセンブリのブラシの例を示す。図１３Ａは、ピン１３２２により所定の位置に保持されてもよく、ソレノイドまたはサーボ駆動される１３２３、負荷がかけられたばね１３２１を有するばね装填式導管およびブラシアセンブリ部１３２０を有する液体接着剤貯蔵および配備アセンブリ１３００の別の実施形態を示す。ブラシアセンブリは、遠位端、例えば、ブラシ先端を有するシリコーン導管のようなブラシフィラメント導管によりさらに束ねられてもよい。いくつかの実施形態において、ブラシフィラメント導管は巻かれたＫＥＶＬＡＲチューブを含んでもよい。図１３Ｂは、ピン１３２２が引き込まれた状態で、導管およびブラシアセンブリ１３２０が液体接着剤貯蔵部シール１０１１に押し込まれ、かつそれを突き刺したことを示す。図１３Ｃは、ブラシ部１３５０を胴体１２００から出し、接触面１２２０上に延ばすために回転させた図１３Ｂの実施形態１３０１の液体接着剤貯蔵部ならびに導管およびブラシアセンブリ部を示す。アセンブリは回転点を中心に回転するよりもむしろ、ブラシアセンブリを配備するためにアセンブリの一部が回転するまたは湾曲するように構成されてもよい。
【００１６】
図１４Ａは、可撓性のある直導管（ｆｌｅｘｉｂｌｅ ｌｉｎｅａｌ ｃｏｎｄｕｉｔ）１４２１が液体接着剤貯蔵部１４１０に近接する穿孔部１４２２を有する、液体接着剤貯蔵および配備アセンブリ１４００の別の実施形態を断面図で示す。カラー部材１４８０がブラシフィラメント導管１４５１の外部に示される。ブラシフィラメント束１４５０は液体接着剤貯蔵部１４１０から遠位のブラシフィラメント導管１４５１の端部から延びて示される。図１４Ｂは、可撓性のある直導管１４２１がブラシフィラメント導管１４５１の端部前で終端し、かつ弾性部材の例としてのばねワイヤ１４８１の一部がカラー１４８０と接触しているまたはそれに固定されている図１４Ａのアセンブリの遠位部を断面図で示す。図１５は、カラー１４８０に接触しているばねワイヤ１４８１を側面図で示し、カラーはブラシフィラメント導管１４５１の周りに配置されている。図１５に見られるようにばね１５８３の別の部分は取付スリーブまたは取付ケース１５９０上に配置される。ばねワイヤ１４８１は圧縮され、ピン１５８２により所定の位置に保持される。図１６は、ばねワイヤ１４８１が復元した、すなわち圧縮されていない位置状態にあり、ブラシフィラメント導管１４５１が曲げられそれによってブラシフィラメント束１４５０の向きを変えている状態を側面図で示す。図１７は、可撓性のある直導管１４２１の遠位端部に圧をかける、すなわち、穿孔部１４２２を孔の開いたシール（ｐｉｅｒｃｅｄ ｓｅａｌ）１７１１を通じて液体接着剤貯蔵部１４１０内に打ち込むように作用する圧をかけるブラシフィラメント導管１４５１の曲がりを断面図で示す。したがって、アセンブリ１７００は、貯蔵部１４１０から液体を受容し、例示的な表面１７０１への塗布のために配置されるブラシフィラメント束１４５０を有する、配備された状態で示される。図１８は、接着剤貯蔵部１８１０がアセンブリを固定するためのねじ状部１８１１を含んでもよい例示的なアセンブリ１８００の一部を断面図で示す。図１９Ａは、貯蔵部ばね止め金１９００を前面図で示す。図１９Ｂは、貯蔵部ばね止め金１９００を側面図で示す。図２０は、接着剤貯蔵部１８１０が貯蔵部１８１０に圧をかける貯蔵部ばね止め金１９００を有してもよい例示的なアセンブリ１８００の一部を断面図で示す。
【００１７】
図２１は、接着剤流導管１４２１の端部に配置されてもよい本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端２１００を斜視図で示す。例示的な載頭円錐形の先端２１００は円筒状の取付帯部２１１０を含んで示される。例示的な載頭円錐形の先端２１００は対向する涙滴形状の孔を有して具現化されてもよい。第１の涙滴形状の孔２１２０は涙滴の狭い部分が導管から遠位にあり、涙滴のより広い部分が円筒状の帯に近接した、対向する涙滴形状の孔を有して描かれた図２１に示される。涙滴形状の孔は先端の円錐部に配置されて示される。図２２は、涙滴形状の孔２１２０を有する本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端２１００を側面図で示す。図２３は、本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端２１００を上面図で示し、第２の涙滴形状の孔２１２１に対向する第１の涙滴形状の孔２１２０を示す。図２４は、本発明の実施形態の例示的な載頭円錐形の先端２１００を前面図で示す。
【００１８】
図２５は、接着剤貯蔵部シール１７１１に近接する載頭円錐形の先端２１００を有する接着剤流導管１４２１を含む本発明の別の実施形態を断面図で示す。図２６は、接着剤貯蔵部シール１７１１を突き刺している載頭円錐形の先端２１００が示される図２５に示される本発明の曲げた実施形態の断面図を示す。
【００１９】
図２７は、載頭円錐形の先端２１００が接着剤貯蔵部シール１７１１を突き刺しており、貯蔵部の接着剤が載頭円錐形の先端２１００の涙滴形状の孔２１２０，２１２１を通って導管１４２１内に流れている図２５に示される本発明の曲げた実施形態の一部の断面図を示す。拡大図が図２８および２９に示される。図２８は図２５に示される本発明の実施形態の一部の断面図を示し、図２９は図２５に示される本発明の曲げた実施形態の一部の断面図を示す。
【００２０】
したがって、本発明の実施形態は航空機の地上への一時的な固定において使用されるシステムを提供してもよく、この航空機はアンダーキャリッジに取り付けられる取り外し可能なグリッパまたはアンカーユニットを有する。アンカーまたはグリッパユニットは３つのグラウンドロックチューブ（ｇｒｏｕｎｄ−ｌｏｃｋ ｔｕｂｅ）を含むフレームを有する。各チューブは、チューブの端部のブラシ部がチューブに押され、ブラシフィラメントを地上に広げるようにチューブを下に延ばすように構成されている作動システムに連結される。本発明の実施形態は、例えば、チューブ内に貯蔵されチューブから出てブラシ部を通る粘着力の強い接着剤型の物質のような接着剤を射出するように構成されている内部ピストンを有するチューブであってもよい接着剤貯蔵部を含む。例えば、シアノアクリレートはメチル−２−シアノアクリレート、エチル−２−シアノアクリレート（一般にＴｈｅ Ｏｒｉｇｉｎａｌ Ｓｕｐｅｒ Ｇｌｕｅ（登録商標）およびＫｒａｚｙ Ｇｌｕｅなどの商品名で市販されている）、ｎ−ブチル−シアノアクリレート（獣医用接合剤のＶｅｔｂｏｎｄおよびＬｉｑｕｉＶｅｔおよびＩｎｄｅｒｍｉｌおよびＨｉｓｔｏａｃｒｙｌのような皮膚接合剤に使用される）のようなシアノアクリレートベースの速効性の接合剤の総称名である。２−オクチルシアノアクリレートは、例えばＳｕｒｇｉＳｅａｌ（商標）、ＦｌｏｒａＳｅａｌ（商標）、Ｄｅｒｍａｂｏｎｄ（商標）およびＮｅｘａｂａｎｄ（商標）の種々の商品名で販売されている医療グレードの接合剤である。シアノアクリレート接着剤のような液体接着剤は接着剤が乾くと面を地面に接合する。強風時に航空機に安定性を付与するため、ブラシが接触する接地点は航空機の抗力の中心の真下またはその位置の近傍に配置されてもよい。チューブ作動システムは航空機が地上から解放される時になるとチューブを解放するように構成されてもよい。
【００２１】
上記実施形態の特定の特徴および態様の様々な組み合わせおよび／または副次的な組み合わせを作ることができ、これらは本発明の範囲内であることが企図される。したがって、開示された発明の種々の態様を形成するために、開示された実施形態の様々な特徴および態様は、互いに組み合わされるか置換することができることが理解されよう。さらに、本明細書で実施例により開示された本発明の範囲は、上記された特定の開示された実施形態に限定されるべきではない。

【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行体において、
前記飛行体に着脱可能に取り付けられる流体接着剤容器アセンブリであって、前記流体接着剤容器アセンブリが（ａ）流体接着剤を含む接着剤容器と、（ｂ）１つ以上の繊維であって、前記１つ以上の繊維が前記流体接着剤を導くように、かつ前記１つ以上の繊維と表面との間の接着剤接合を構造的に支持するように構成されている１つ以上の繊維と、を含む、流体接着剤容器アセンブリと、
前記流体接着剤を前記流体接着剤容器から前記１つ以上の繊維に分注するための手段と、
を含むことを特徴とする飛行体。
【請求項２】
請求項１に記載の飛行体において、前記流体接着剤容器アセンブリは前記飛行体に回転自在におよび着脱可能に取り付けられることを特徴とする飛行体。
【請求項３】
アセンブリにおいて、
流体貯蔵部を含むアセンブリハウジングと、
前記アセンブリハウジングに近接して配置される弾性部材と、
前記弾性部材の減圧に応動して前記貯蔵部を突き刺すように構成されている流体導管と、
を含むことを特徴とするアセンブリ。
【請求項４】
請求項３に記載のアセンブリにおいて、前記流体は接着剤であることを特徴とするアセンブリ。
【請求項５】
請求項３に記載のアセンブリにおいて、液体注入ブラシをさらに含むことを特徴とするアセンブリ。
【請求項６】
請求項５に記載のアセンブリにおいて、前記流体貯蔵部は液体接着剤貯蔵部であり、前記液体注入ブラシは液体接着剤注入ブラシであることを特徴とするアセンブリ。
【請求項７】
請求項６に記載のアセンブリにおいて、前記流体導管は載頭円錐形の先端をさらに含むことを特徴とするアセンブリ。
【請求項８】
システムにおいて、
車両と、
前記車両の外部の支持面に接着するように構成されている接着系アンカーアセンブリと、
を含むことを特徴とするシステム。
【請求項９】
請求項８に記載のシステムにおいて、前記接着系アンカーアセンブリの一部は着脱可能であることを特徴とするシステム。
【請求項１０】
請求項８に記載のシステムにおいて、前記接着系アンカーアセンブリの一部は配備位置に回転するように構成されることを特徴とするシステム。
【請求項１１】
請求項８に記載のシステムにおいて、前記接着系アンカーアセンブリは液体接着剤貯蔵部と液体接着剤注入ブラシとを含むことを特徴とするシステム。
【請求項１２】
接着接合の方法において、
局所大気圧下において前記接着剤の一部を導管に沿って塗布面に押し出すための局所大気圧を超える正圧を有する正圧貯蔵部内に接着剤を供給するステップと、
前記弾性的に負荷がかけられた導管が無負荷になると前記貯蔵部を突き刺すように構成されている先端を有する弾性的に負荷がかけられた導管を解放するステップと、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項１３】
請求項１２に記載の方法において、前記貯蔵部は支持構造に着脱可能に取り付けられ、前記方法は前記支持構造から前記貯蔵部を分離するステップをさらに含むことを特徴とする方法。
【請求項１４】
接着接合によりデバイスを着脱可能に固定する方法において、
正圧貯蔵部をデバイスに着脱可能に取り付けるステップであって、前記正圧貯蔵部は接着剤を含み、前記接着剤を含んでいる前記貯蔵部は局所大気圧下において前記接着剤の一部を導管に沿って塗布面に押し出すための局所大気を超える正圧を有するステップと、
前記弾性的に負荷がかけられた導管が無負荷になると前記貯蔵部を突き刺すように構成されている先端を有する弾性的に負荷がかけられた導管を解放するステップと、
前記塗布面を支持構造の表面に配置するステップと、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項１５】
請求項１４に記載の方法において、前記貯蔵部は前記塗布面を介して前記支持構造に固定的に取り付けられ、前記方法は前記デバイスから前記貯蔵部を分離するステップをさらに含むことを特徴とする方法。

【図１Ａ】

【図１Ｂ】

【図１Ｃ】

【図２Ａ】

【図２Ｂ】

【図２Ｃ】

【図３】

【図４】

【図５Ａ】

【図５Ｂ】

【図５Ｃ】

【図６Ａ】

【図６Ｂ】

【図７Ａ】

【図７Ｂ】

【図８Ａ】

【図８Ｂ】

【図８Ｃ】

【図８Ｄ】

【図８Ｅ】

【図９】

【図１０】

【図１１】

【図１２Ａ】

【図１２Ｂ】

【図１３Ａ】

【図１３Ｂ】

【図１３Ｃ】

【図１４Ａ】

【図１４Ｂ】

【図１５】

【図１６】

【図１７】

【図１８】

【図１９Ａ】

【図１９Ｂ】

【図２０】

【図２１】

【図２２】

【図２３】

【図２４】

【図２５】

【図２６】

【図２７】

【図２８】

【図２９】

【公表番号】特表２０１３−５１２１４６（Ｐ２０１３−５１２１４６Ａ）
【公表日】平成２５年４月１１日（２０１３．４．１１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５４１１９０（Ｐ２０１２−５４１１９０）
【出願日】平成２２年１１月２４日（２０１０．１１．２４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２０１０／０５７９８４
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０６６３７３
【国際公開日】平成２３年６月３日（２０１１．６．３）
【出願人】（５１２０５９８７７）エアロバイロメント，インコーポレイテッド (8)
【氏名又は名称原語表記】ＡＥＲＯＶＩＲＯＮＭＥＮＴ，ＩＮＣ．