(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機部品の方に向かって輪郭を強化するためのシステム及び方法を提供する。【解決手段】強化されたブレース７００が提供され、バレル部分のパネルの方に向かって輪郭が強化される。パネル４１０−４４０は、複数の外板の重ね継ぎ１０００が、バレル部分１３２を形成するためにまとめて完成し得るように配置される。例えばパネル４１０用に画定される輪郭は、パネルが他のパネルと確実に正しく統合されるように、ブレース７００によって一時的に強化され得る。ブレース７００は、その一時的な役割を果たした後に除去され得る。【選択図】図１３
2018024414.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
分割されたリング細部を航空機外板細部に取り外し可能に取り付けること（１５０４）と、
外板アセンブリを作成するためにストリンガを前記外板細部に取り付けること（１５０６）と、
前記外板アセンブリを輪郭を画定する支持構造に位置付けること（１５０８）と、
パネルを作成するためにフレームを前記外板アセンブリに固定すること（１５１０）と、
前記パネルの除去前にブレースの組み立てを完成させるために、スプレッダ部分を前記パネルの上に取り外し可能に設置すること（１５１２）と、
前記ブレースが前記輪郭を強化する間に前記パネルを輸送すること（１５１４）と、
前記ブレースが前記輪郭を強化する間に、航空機の胴体のバレル部分を形成するために、前記ブレースを他のパネル用の他のブレースに取り付けること（１５１６）と、
前記バレル部分が形成された後に、前記ブレースを前記バレル部分から除去すること（１５１８）と
を含む方法。
【請求項２】
前記輪郭（４５０）が、前記外板細部（４１２、４１４、４１６）を互いに対して所定位置に保持する支持構造（６００）によって画定され、前記ブレース（７００）は、前記支持構造が前記パネルを前記輪郭に対して保持するかどうかに関わらず、前記輪郭を強化する、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記ブレースを取り付けることが、
各外板細部の方に向かって前記輪郭を強化するために、前記ブレースの分割されたリングアセンブリを前記外板細部に取り付けること（１５０４）と、
前記ブレースのスプレッダバーを前記パネル（４１０）によって画定された円弧（８５８）の終点（８１２）で前記分割されたリングアセンブリ（８５０）に取り付け、これによって前記パネルの前記外板細部（４１２、４１４、４１６）の結合体の方に向かって前記輪郭（４５０）を強化することと
を含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記ブレースを取り付けることが、前記スプレッダバー（８１０）と前記分割されたリングアセンブリ（８５０）との間にストラット（８２０）を取り付けることを含む、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記パネルが前記分割されたリングアセンブリに取り付けられることになる場所で、前記パネルに穴（１４１０）を開けることを更に含む、請求項３に記載の方法。
【請求項６】
前記リングアセンブリが、複数のリング細部（８５２、８５４、８５６）を備え、前記方法が、前記輪郭を強化するために、前記リング細部の各々を前記パネルの異なる外板細部（４１２、４１４、４１６）に取り付けることを更に含む、請求項３に記載の方法。
【請求項７】
前記ストリンガ（３２０）及び前記フレーム（３１０）を前記パネル（４１０）に取り付けることが、前記ストリンガを前記フレームに垂直に配向することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記パネル（４１０）を前記他のパネル（４２０、４３０、４４０）に取り付けることが、パネルの間に外板の重ね継ぎ（５００）を形成することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記外板の重ね継ぎの形成前に、前記パネルの各々からのブレースをまとめて取り付けること
を更に含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記バレル部分を別のバレル部分に取り付けること
を更に含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
パネル（４１０）の端（４１１）に取り外し可能に装着され、前記パネルの方に向かって輪郭（４５０）を強化する、輪郭形成されたブレース（７００）であって、
前記パネルの外板細部（４１２、４１４、４１６）に取り付けられた、分割されたリングアセンブリ（８５０）と、
前記分割されたリングアセンブリによって画定された円弧（８５８）の終点（８１２）で、前記分割されたリングアセンブリに取り付けられたスプレッダバー（８１０）と
を備えるブレース
を備える胴体輪郭工具。
【請求項１２】
前記ブレースは、前記パネルが前記パネルを製造するために使用される支持構造（６００）から分離されているかどうかに関わらず、前記輪郭を強化する、請求項１１に記載の工具。
【請求項１３】
前記ブレースが、前記ブレースの他のパネル用のブレースへの取り付けを可能にする取り付け点（８１２）を前記分割されたリングアセンブリの上に含む、請求項１１に記載の工具。
【請求項１４】
前記分割されたリングアセンブリが、複数の部分（８５２、８５４、８５６）を備え、各部分が、前記パネルの異なる外板細部（４１２、４１４、４１６）に取り付けられている、請求項１１に記載の工具。
【請求項１５】
パネル（４１０−４４０）を成形するための輪郭（４５０）を画定する支持構造（６００）と、
前記支持構造に装着されるパネル（４１０）であって、
前記輪郭に従う複数の外板細部（４１２、４１４、４１６）と、
前記外板細部をまとめて取り付けるストリンガ（３２０）及びフレーム（３１０）と
を備えるパネルと、
前記パネルの端（４１１）に装着され、前記支持構造とは異なり、前記パネルの輸送中に前記輪郭を強化するブレース（７００）であって、
前記外板細部に取り付けられた、分割されたリングアセンブリ（８５０）と、
前記分割されたリングアセンブリによって画定された円弧（８５８）の終点（８１２）で、前記分割されたリングアセンブリに取り付けられたスプレッダバー（８１０）と
を備えるブレースと
を備えるシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、航空機の分野に関し、特に航空機胴体の構成要素の組立に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機胴体は、航空機の内装を画定し、航空機が飛行の厳しさに耐えるのに十分な強度を確実に示すような構造的一体性を提供する。アルミニウム航空機については、胴体の断片がパネルアセンブリとして作成され、次に組み立てられてバレル部分になる。バレル部分は、長さ方向に互いに取り付けられ、長さ方向の管が形成される。
【０００３】
各パネルアセンブリを形成するために、外板細部として知られている航空機外板の断片は、輪郭に従って対応する長さ方向のストリンガに固定されることがある。外板細部とストリンガとの結合体は、外板アセンブリとして知られている。これらの外板アセンブリはまた、輪郭を保持するのに役立つ、ストリンガに対してフープ方向に配置されたフレーム（フレーム部分／要素としても知られている）を含むことがある。複数の外板アセンブリは、長手方向の外板の重ね継ぎ及びフープ方向のフレームを介して取り付けられ、その結果、輪郭と一致するスーパーパネルが完成する。即ち、外板アセンブリ及びフレームの結合体は、スーパーパネルとして知られている。スーパーパネルは、複数の外板アセンブリから製造されることがあり、スーパーパネルは、他のスーパーパネルに接合され、バレル部分を形成する。要するに、個々のスーパーパネルがまとめて取り付けられ、複数のスーパーパネルから成るバレル部分（例えば、実質的に円形の断面を有する胴体の一部など）を形成する。例えば、各スーパーパネルは、バレル部分における９０度のフープ方向の円弧を形成し、４つのスーパーパネルがまとめて取り付けられ、バレル部分を完成させる。これ以降、「スーパーパネル」は、単に「パネル」と称されることもある。方法及び／又はアセンブリ構造を使用して、所望の輪郭を有するパネルが形成される。
【０００４】
しかしながら、パネルがそのアセンブリ構造から除去された後、及びパネルが他のパネルと結合されバレル部分となる前に、パネルの輪郭が不所望にも変わってしまうことは珍しくない。複数のパネルを単一の統合されたバレル部分に組み立てるプロセスを複雑にするので、パネル組み立て中に画定された所望の輪郭からのこのような形状変化は好ましくない。よって、この問題を回避するバレル部分に対する製造技術を強化することが望ましい。
【発明の概要】
【０００５】
本明細書に記載の実施形態は、（例えば、パネルが支持構造にまだ取り付けられているかどうかに関わらず、パネルの支持構造によって画定される輪郭にパネルを保持するために）パネル内で所望の輪郭を維持／保持／強化可能な強化ブレースを用いる。ブレースは、組立／固定中にパネルの輪郭を保持するために使用される支持構造よりも小さく軽量である。したがって、ブレースは、パネルが他のパネルと結合されバレル部分になる予定の場所に、パネルと共に移動可能である。更に、ブレースは、一時的にかつ取り外し可能に取り付けられ、これにより、ブレースが完成航空機の完成したバレル部分内の空間を占有しないことが保証される。
【０００６】
１つの実施形態は、航空機部品の方に向かって輪郭を強化するための方法である。方法は、分割されたリング細部を航空機外板細部に取り外し可能に取り付けることと、外板アセンブリを作成するためにストリンガを外板細部に取り付けることと、外板アセンブリを輪郭を画定する支持構造に位置付けることと、パネルを作成するためにフレームを外板アセンブリに固定することとを含む。方法はまた、パネルの除去前にブレースの組み立てを完成させるために、スプレッダ部分をパネルの上に取り外し可能に設置することと、ブレースが輪郭を強化する間に、パネルを輸送することと、ブレースが輪郭を強化する間に、航空機の胴体のバレル部分を形成するために、ブレースを他のパネル用の他のブレースに取り付けることと、バレル部分が形成された後に、ブレースをバレル部分から除去することとを含む。
【０００７】
別の実施形態は、航空機部品の方に向かって輪郭を強化するための方法である。装置は、航空機胴体のパネルの端に装着され、パネルの方に向かって輪郭を強化するブレースであって、パネルを伴った輸送中に輪郭を強化するブレースを含む。ブレースは、パネルの外板細部に取り付けられた、分割されたリングアセンブリと、分割されたリングアセンブリによって画定された円弧の終点で、分割されたリングアセンブリに取り付けられたスプレッダバーと、スプレッダバーを分割されたリングアセンブリに取り付けるストラットとを含む。
【０００８】
別の実施形態は、更なる装置である。装置は、航空機の胴体のパネルを成形するための輪郭を画定する支持構造と、支持体に装着されるパネルとを含む。パネルは、輪郭に従う複数の外板細部と、外板細部をまとめて取り付けるストリンガ及びフレームとを含む。装置はまた、パネルの端に装着され、支持体とは異なり、パネルを伴った輸送中に輪郭を強化するブレースを含む。ブレースは、外板細部に取り付けられた、分割されたリングアセンブリと、分割されたリングアセンブリによって画定された円弧の終点で、分割されたリングアセンブリに取り付けられたスプレッダバーと、スプレッダバーを分割されたリングアセンブリに取り付けるストラットとを含む。
【０００９】
他の例示的な実施形態（例えば、上述の実施形態に関連する方法及びコンピュータ可読媒体）  が、後述される。上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において単独で実現することが可能であり、又は更に別の実施形態において組み合わせることが可能であるのだが、これらの実施形態は、以下の説明及び添付図面を参照することによって更に詳細に理解することができる。
【００１０】
ここで本開示の幾つかの実施形態が、例示のためだけに、添付図面を参照して説明される。全ての図面において、同じ参照番号は同じ要素又は同じタイプの要素を表す。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】例示的な実施形態における航空機の図である。
【図２】例示的な実施形態における航空機の内装の図である。
【図３】例示的な実施形態における航空機のパネルの図である。
【図４】例示的な実施形態における、パネルの所望の輪郭からの偏位を示す図である。
【図５】例示的な実施形態における航空機胴体の２つのパネル間の外板の重なりを示す図である。
【図６】例示的な実施形態における支持構造においてのパネルの組み立てを示す図である。
【図７】例示的実施形態における支持構造に取り付けられているパネルに取り付けたブレースを示す図である。
【図８】例示的な実施形態におけるブレースの図である。
【図９】例示的な実施形態におけるパネルに取り付けられたブレースの図である。
【図１０】例示的な実施形態における２つのブレース間での取り付けを示す図である。
【図１１】例示的な実施形態における、２つのブレースをまとめて保持する固定要素の拡大図である。
【図１２】例示的な実施形態における更なるブレースを示す図である。
【図１３】例示的な実施形態における、複数のパネルをバレル部分内に保持するためにまとめて取り付けられた複数のブレースを示す図である。
【図１４】例示的な実施形態におけるブレース用の取り付け穴を示す図である。
【図１５】例示的な実施形態における、パネルの方に向かって輪郭を強化する間に、胴体のバレル部分を組み立てるための方法を示すフローチャートである。
【図１６】例示的な実施形態における、航空機胴体のパネルに対するブレースのブロック図である。
【図１７】例示的な実施形態における航空機製造及び保守方法のフロー図である。
【図１８】例示的な実施形態における航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図面及び下記の記載により、本開示の特定の例示的実施形態が示される。従って、当業者は、本明細書に明示的に記載又は図示されていない様々な装置を考案して本開示の原理を具現化することができるが、それらは本開示の範囲に含まれることを理解されたい。更に、本明細書に記載のいかなる実施例も、本開示の原理の理解を助けるためのものであり、具体的に記載された実施例や諸条件を限定しないものとして理解されるべきである。結果として、本開示は、下記の具体的な実施形態又は実施例に限定されず、特許請求項の範囲及びその均等物によって限定される。
【００１３】
図１から図３は、例示的な実施形態における個々のパネルから組み立てられた胴体のバレル部分を含む航空機１００の構造を示している。航空機１００は、ノーズ１１０、翼１２０、胴体１３０、及び尾部１４０を含む。図１はまた、航空機１００の下方向（Ｚ）を示している。本実施形態において、航空機１００の胴体１３０は、強化されたブレース（以下で検討される）を用いて製造された。
【００１４】
図２は、図１のビュー矢印２によって示された航空機１００の断面図である。特に、図２は、図１の胴体１３０の「バレル」部分１３２を示している。バレル部分１３２は、床２３３、天井２３２、及び側壁２３１を保持し、これらがキャビン２３０を形成している。排水２６０同様に、座席２８０及び収納棚２７０もまた含まれる。キャビン２３０は、バレル部分１３２の外板細部２１０によって囲まれている。ここで使用されるように、外板細部は、航空機１００の外板の単一の一体的部分を含み、航空機１００に構造的強度を提供する。例えば、アクセスパネルは、外板細部ではない。図２は、機外方向が航空機１００の外装面（例えば、外板細部２１０）に向かって進み、機内方向が航空機１００の内装（例えば、キャビン２３０）に向かって進むことを更に示している。
【００１５】
図３は、例示的な実施形態における図１の胴体１３０のパネル３００を示す図である。図３は、図１の部分３の内装の図である。図３では、様々な構造的構成要素（３１０、３２０、３３０、２１０）が示されている。例えば、図３は、パネル３００がストリンガ３２０及びフレーム要素３１０を含むことを示している。ストリンガ３２０が、外板細部２１０（例えば、アルミニウムシート）に対する長手方向の支持を提供するのに対して、フレーム３１０（例えば、航空機のリブ）は、フープ方向の外板支持を提供する。１つの実施形態では、フレーム３１０は、まとめて重ね継ぎされ、フープ方向に胴体に巻き付き、ストリンガ３２０は、まとめて重ね継ぎされ、ノーズから尾部まで長手方向に伸びている。したがって、ストリンガ３２０及びフレーム３１０は、互いに垂直に配向される。切り欠き３３０（例えば、窓用）が外板細部２１０を貫通している。航空機の幾何学的形状の理解を考慮しつつ、バレル部分１３２の所望の形状からの偏位が議論される。
【００１６】
図４は、例示的な実施形態におけるパネルの所望の輪郭からの偏位を示す図である。図４は、図１のビュー矢印２によって示された図である。図４によると、パネル４１０、４２０、４３０、４４０は、完成したバレル部分１３２の９０度の円弧を占めるように各々が設計されている。パネル４１０−４４０は、輪郭４５０（例えば、本実施形態では、所望のアウターモールドライン（Ｏｕｔｅｒ  Ｍｏｌｄ  Ｌｉｎｅ：ＯＭＬ）輪郭、円形）に適合／一致するように最初に形成されるが、最初にそれらを形成した支持構造から除去されるときに、その輪郭を下回ったりその輪郭を上回ったりするようになることがある。これは、パネル４１０−４４０が組み立てのために円弧上に載置されるときに、互いに又はバレル部分１３２の所望の形状に正しく位置合わせされないことを意味する。これは、次に外板の重ね継ぎを介してパネル４１０−４４０をバレル部分に組み立てようとするときに、問題を引き起こす。
【００１７】
図５は、図４の部分５の図であり、外板の重ね継ぎ５００を示している。外板の重ね継ぎ５００は、パネル４１０及び４２０を重ね、次に複数の列５１２の固定要素５１０（例えば、リベット、ボルト、ピン）を重ねられたパネル内へと動かすことによって作られる。しかしながら、パネル４１０及び４２０は、円弧５２０で保持されても、輪郭４５０からの形状偏位をなおも示すことがある。これにより、作業台５２０における位置の差Δが生じ、次に外板の重ね継ぎ５００を固定するために、複数の列５１２の固定要素５１０を正しく適用する難しさが増大する。偏位はまた、航空機１００の完全なバレル部分１３２が正しく湾曲せず、よって隣接するバルク部分の隔壁上に一致せず、胴体１３０の組み立てを複雑にすることを意味する。更に、連続するバレル部分の外板とストリンガとを接合する際に、位置ずれした部分が如何なる不整合をも克服するために、シミング及び他の接合手段を必要とし得る点で、問題に遭遇する。類似の態様では、隣接するバレル部分のタイトな領域／衝突領域は、凹み得る／傾斜し得る。
【００１８】
パネル輪郭支持に関するこの問題に対処するために、強化されたブレースが提供され、バレル部分のパネルの方に向かって輪郭が強化される。パネル用の支持構造（例えば、パネルを最初に組み立てる／製造するために使用される治具）に関するブレースの載置について、図６から図１４を参照して説明される。バレル部分の接合を促進するために、ブレースが、所望の輪郭に対する許容誤差の範囲内でバレルの端を保持する。
【００１９】
図６は、例示的な実施形態における支持構造６００においてのパネル４１０の組み立てを示す図である。本実施形態では、支持構造６００は、パネル（例えば、パネル４１０）が輪郭４５０に保持される治具である。しかしながら、更なる実施形態では、支持構造６００は、部品基準組立プロセスを促進するために用いられる複数の支持体を含み得る。この時点で、パネル４１０は、外板アセンブリ４１２（支持構造６００の向こう側に隠れているが、図９に示される）、外板アセンブリ４１４、及び外板アセンブリ４１６を含む、複数の外板アセンブリを含む。外板アセンブリ４１２−４１６が支持構造６００に装着される前に、外板アセンブリ４１２−４１６は、ストリンガ３２０及びリング細部８５２−８５６を外板細部２１０に取り付けることによって、作成され得る。外板の重なりに使用される部品基準組立穴６１０は、パネルを互いに対して位置付けるために位置合わせされる。これにより、外板アセンブリ４１２−４１６は、輪郭４５０に従ってまとめてフレーム３１０（図３に示される）に取り付け可能となる。図６では、ストリンガ３２０及びフレーム３１０は、これらの要素がパネル４１０の下側に位置しているので、見えない。
【００２０】
フレーム３１０が取り付けられた後であるが、パネル４１０が支持構造６００から除去される前に、ブレース７００は、図７に示されるように、パネル４１０の端４１１でパネル４１０に取り付けられ得る。図７は、図６のビュー矢印７によって示された図である。パネル４１０とブレース７００との間の関係を示し、更にブレース７００の設計における変形例を示す図８から図１２には、ブレース７００の更なる細部が示される。パネル４１０に取り付けられたブレース７００が接合される。重ね継ぎがパネル４１０−４４０として所望の輪郭を維持する一部としてまとめて重ね継ぎされるときに、接合部が接合され得る際に重ね継ぎと一致するこれらの接合部（取り付け点として本明細書中に更に記載される）は接合されて、バレル部分を形成する。スーパーパネルのブレースは、更にまとめて重ね継ぎされ、１つの単一ブレースを形成し得る。ブレース７００について本明細書に記載の接合部は、本明細書に記載の外板の重ね継ぎと更に一致し得る。
【００２１】
図８は、図７のビュー矢印８によって示される図による、例示的実施形態のブレース７００の図である。図８において、ブレース７００は、スプレッダ部分８００と、分割されたリングアセンブリ８５０とを含む。本実施形態では、リングアセンブリ８５０は、パネルに直接かつ取り外し可能に取り付け（例えば、パネル４１０−４４０、リングアセンブリ８５０、及び／又はボルトや他の固定要素自体を損傷させることなく、リングアセンブリ８５０から取り外しできるボルト又は他の固定要素を介して）、支持体６００によってパネルの上で強化された輪郭と一致するように、寸法が決定される。その一方で、スプレッダ部分８００は、支持構造（例えば、支持構造６００）によって最初に画定された所望の輪郭（例えば、輪郭４５０）にリングアセンブリ８５０を保持する。スプレッダ部分８００は、取り付け点８１２（先ほど「接合部」とも称された）を介して、リングアセンブリ８５０に回転可能に及び／又は取り外し可能に取り付けられる（例えば、ねじ込型クレビスとのピン結合を介して）、スプレッダバー８１０を含む。取り付け点８１２は、リングアセンブリ８５０によって画定された円弧８５８の終点を構成する。スプレッダ部分８００はまた、ストラット８２０が取り付け点８２４を介して回転可能に取り付けられるベース８１４を含む。ストラット８２０は、更に、取り付け点８２２を介して、リングアセンブリ８５０に回転可能に取り付けられる。取り付け点８２２はまた、円弧８５８に沿って位置付けられる。リングアセンブリ８５０は、各々が、対応する外板アセンブリ（４１２、４１４、４１６、図９に示される）に取り外し可能に取り付けられ、図７の輪郭４５０と位置合わせされる、複数のリング部分８５２、８５４、８５６を含む。各リング部分（８５２、８５４、８５６）はまた、リングアセンブリ８５０を形成するために、リング部分をまとめて取り付け可能にする連結部８５５を含み得る。図８のゾーン１０００は、ブレース７００が別のパネル用の別のブレースに取り付けられ得る場所であり、以下でより詳しく検討されることになる。実際、リングアセンブリ８５０は、パネルの組み立て中に又はその前に取り付けられてもよいが、スプレッダ部分８００は、組み立てられたパネルで輪郭を維持し得る。
【００２２】
図９は、ブレース７００とパネル４１０との間の機械的結合／連結を示す。特に、図９は、例示的な実施形態におけるパネル４１０の端４１１に取り付けられたブレース７００の図である。図９によれば、パネル４１０は、外板アセンブリ４１２、４１４、４１６を含む。リング部分８５２、８５４、８５６は、外板アセンブリ４１２、４１４、４１６にそれぞれ取り外し可能に取り付けられる（例えば、ボルト、ねじ、又は他の取り外し可能な固定要素を介して）。スプレッダ部分８００は、リングアセンブリ８５０を輪郭４５０に保持する。したがって、パネル４１０に取り付けられると、ブレース７００は、支持構造６００とは無関係な方法で、パネル４１０の方に向かって輪郭４５０を強化する。これにより、パネル４１０は、不所望な方法で輪郭を変えることなく、支持構造６００から除去し、輸送することが可能になる。ブレース７００によって保持された複数のパネル（例えば、４１０、４２０、４３０、４４０）は、次いで、図４のバレル部分を形成するために、まとめて配置され、持続的に取り付けられ得る（例えば、リベットボルト、ピンなどを介して）。
【００２３】
パネル（例えば、パネル４１０−４４０）に取り付けられているブレース７００の間の結合は、パネルが正しく組み立てられ、バレル部分１３２を形成することを確実にするために、パネルをまとめて位置合わせする際に有利であろう。ブレース７００は、１つのバレル部分が最小のシミング及び位置合わせの労力で対応するバレル部分に接合できるように、バレル部分に周方向の許容誤差を維持させるために用いられ得る。図１０は、例示的な実施形態における、パネル４１０、４２０を固定するために２つのブレース７００の間での取り付けを示す図である。特に、図１０は、図９のゾーン１０００の拡大図である。図１０に示されるように、第１のブレース７００の第１のスプレッダバー８１０が、第１のブレース７００のリング部分８５６に取り付けられる一方で、第２のブレース７００の第２のスプレッダバー８１０は、第２のブレース７００のリング部分８５２に取り付けられる。連結部１０５０は、第１のブレース７００を第２のブレース７００に接合するために用いられ、ブレースはゾーン１１００でまとめて結合される。更に、連結部１０５０は、外板の重なりを固定する製造プロセスを促進するために、ストリンガ３２０がそこを通って延びる空間１０２０を画定する。図１１は、図１０のゾーン１１００の拡大図である。図１１は、例示的実施形態において２つのブレースをまとめて保持する固定要素１１２０を示している。図１１に示されるように、第２のブレース７００のリング部分８５２は、第１のブレース７００のリング部分８５６の連結部１０４０の後で可視状態を維持している。更に、図１１に示されるように、固定要素１１２０は、各パネルに関連する許容誤差を考慮する要求通りに側方にスライドし得る。ブレースの所望のパネル輪郭維持を補助するために調節されてもよい。本実施形態では、固定要素１１２０は、ブレース７００の間での許容誤差の調節を可能にするためにスライド可能に装着される偏心ブシュである。
【００２４】
図１２は、例示的な実施形態における更なるブレース７００を示す図である。本実施形態では、ブレース７００は、非線形であり（即ち、真っ直ぐでない）、陥凹領域１２６０を含む。航空機胴体１３０の最上部パネル及び底部パネルで使用されるとき、陥凹領域１２６０は、専門技術者が、ブレース７００につまずいたりぶつかったりせずに胴体１３０内で操作するための追加のヘッドスペース及び／又はフットスペースを提供する。即ち、陥凹領域１２６０は、ブレース７００がバレル部分１３２内に配置されるとき、整備士のヘッドの高さのより良いアクセスを可能にする。本実施例ではて、ブレース７００は、スプレッダ部分１２００と、分割されたリングアセンブリ１２５０とを含む。リングアセンブリ１２５０が、直接（かつ取り外し可能に）パネル（例えば、パネル４１０）に取り付けられる一方で、スプレッダセクション１２００は、支持構造６００によって最初に画定された所望の輪郭にリングアセンブリ１２５０を保持する。本実施形態では、スプレッダ部分１２００は、取り付け点１２１２を介してリングアセンブリ１２５０に回転可能に取り付けられるスプレッダバー１２１０を含む。スプレッダ部分１２００はまた、ストラット１２２０が取り付け点１２２４を介して回転可能に取り付けられるベース１２１４を含む。ストラット１２２０はまた、取り付け点１２２２を介して、リングアセンブリ１２５０に回転可能に取り付けられる。リングアセンブリ１２５０は、各々が、対応する外板アセンブリ（４１２、４１４、４１６、図９に示される）に取り外し可能に取り付けられる、複数のリング部分１２５２、１２５４、１２５６を含む。各リング部分はまた、リング部分をまとめて単一の剛性分割リングアセンブリ１２５０内に取り付け可能にする連結部１２５５を含み得る。
【００２５】
上記の図に示された両種類のブレース７００は、航空機のバレル部分用の輪郭を強化するために用いられ得る。図１３は、例示的な実施形態における、複数のパネルをバレル部分内に保持するためにまとめて取り付けられた複数のブレースを示す図である。図１３に示されたように、パネル４１０−４４０は、複数の外板の重ね継ぎ１０００が、バレル部分１３２を形成するためにまとめて完成し得るように配置される。本実施形態では、パネル毎に使用されるブレース７００の選択は、パネルがバレル部分１３２の最上部／底部（例えばパネル４１０及び４３０）を占めることになるか、バレル部分１３２の側面を占めることになるかによって決定される。
【００２６】
本明細書に示されるようにブレースのパネルへの取り付けは、新しいハードウェア、個々のパネルへの変更又は他の物理的代替物を必要とすることはない。よって、本明細書で検討されるブレースは、個々のパネルを完成させることに関する製造時間を増加させる必要はない。図１４は、例示的な実施形態におけるブレース用の取り付け穴を示す図である。特に、図１４では、ブレースは、バレル部分１４３０、１４４０から既に除去されており、これらのバルク部分は、現在、バルクヘッド１４２０を介して（例えば、バルクヘッド１４２０上でバレル部分をスライドさせることにより）接合されている。
【００２７】
図１４には、既にパネル４１０及び４２０の設計の一部である本体統合穴１４１０が図示されている。特に、本体統合穴１４１０は、航空機１００の機体の一部を受容することを目的とする場所で、パネル４１０及び４２０内に既に置かれている。本実施形態では、機体の一部は、胴体の完成したバレル部分を胴体の別のバレル部分に取り付けるバルクヘッド１４２０である。バルクヘッド１４２０（又は機体の任意の他の適した部分）を対象にしたこれらの本体統合穴１４１０は、パネルがバレル部分１３２内で組み立てられてしまう前に、ブレース７００の分割されたリングアセンブリをパネル（例えば、パネル４１０又はパネル４２０）の端に取り付けるために利用されてもよい。よって、バルクヘッド１４２０用に設計された穴１４１０は、有利には、パネル間での外板の重ね継ぎの形成を促進するために、ブレース７００によって用いられてもよいが、その一方で穴１４１０はまた、許容誤差の輪郭が最小であり、シミングも最小である状態で、バレル部分接合を促進するために使用されてもよい。ブレース７００は、穴１４１０がバルクヘッド１４２０の設置に必要とされる前に除去されてもよい。
【００２８】
図１５に関して、ブレース７００の設置及び／又は動作の例示的な詳細が検討されることになる。本実施形態について、一組の外板細部２１０が、胴体のフープ方向のバレル部分１３２に組み立てられると想定する。
【００２９】
図１５は、例示的な実施形態におけるブレース７００を用いるための方法１５００を示すフロー図である。方法１５００のステップは、図に示されたブレース７００を参照して説明されるが、当業者は、方法１５００が所望の通り他のブレースに対して実行され得ることを理解するだろう。本明細書に記載のフローチャートのステップは、網羅的というわけではなく、図示されない他のステップを含んでもよい。本明細書に記載のステップはまた、他の順序で実行されてもよい。
【００３０】
例えば、ベンダーから外板細部２１０を受け取ることによって、組み立て用の外板細部２１０が得られる（ステップ１５０２）。分割されたリング細部８５２−８５６は、外板細部２１０の輪郭を維持するために、外板細部２１０に取り外し可能に取り付けられる（ステップ１５０４）。本明細書で使用されるように、取り外し可能な取り付けとは、除去するために破壊的作業を必要としない取り付けの形態を指す。更に、本明細書で使用されるように、取り外し可能な取り付けは、取り付けられている部品の持続的変更／変形を含む必要がない。例えば、１つの実施形態では、取り外し可能な取り付け技術は、外板細部２１０に追加の穴を開けること、又は別の方法で外板細部２１０を損傷させることを含まない。胴体のパネルを構築するために、胴体１３０用の外板細部２１０が成形され、次にフレーム３１０及びストリンガ３２０に取り付けられるべきである。よって、ストリンガ３２０は、外板アセンブリ（例えば、４１２、４１４、４１６）を形成する外板細部２１０に取り付けられる（ステップ１５０６）。外板アセンブリは、次に支持構造６００の上に位置付けられ／載置され（ステップ１５０８）、外板の重なり及びフレームが固定されてパネル４１０を作成し、輪郭４５０で（例えば、支持体、治具などによって）保持される（ステップ１５１０）。パネル４１０は、支持構造６００によって輪郭４５０に保持された状態であるが、パネル４１０は、その内部応力（又はパネルの除去時の保持のされ方）により輪郭を上回る又は下回るように製造されてもよい。したがって、パネル４１０の支持構造６００からの除去により、パネルは、不所望にも輪郭が変わってしまう。
【００３１】
パネル４１０は、バレル部分１３２に組み立てられる場所への輸送前に、支持構造６００から除去されることになるので、パネル４１０が支持構造６００とは無関係に装置によって形状が保持されなくても、輪郭が変わることになるだろう。このために、ブレース７００は、パネル４１０上にスプレッダ部分８００（スプレッダバー８１０を含む）を設置する（ステップ１５１２）ことによって完成し、よってスプレッダバー８１０は、パネル４１０上のリング細部に取り付けられる。要するに、ブレース７００は、パネル４１０の方に向かって輪郭を強化する（ステップ１５０６）。更なる実施形態では、ブレース７００の構成要素は、例えば、分割されたリングアセンブリ８５０の各細部８５２−８５６をパネル４１０の異なる外板アセンブリ（４１２、４１４、４１６）に取り外し可能に取り付けることと、スプレッダバー８１０をリングアセンブリ８５０によって画定された円弧の終点に取り付けることと、ストラット８２０をスプレッダバー８１０と分割されたリングアセンブリ８５０との間に取り付けることとによって、取り付けられ得る。１つの実施形態では、ブレース７００は、輪郭４５０がパネル４１０の両端で確実に強化されるように、パネル４１０の各端に取り付けられる。更なる実施形態では、パネル４１０が分割されたリングアセンブリ８５０に取り付けられることになる場所で、パネル４１０に穴が開けられる。例えば、これらの穴は、図１４の本体統合穴１４１０であり得る。パネル４１０のために画定された既存の穴にブレース７００を取り付けることによって、ブレース７００は、支持構造６００に直接取り付けずに、外板アセンブリ４１２−４１６の各々に取り付けられるようになる。
【００３２】
ブレース７００が取り付けられた状態で、パネル４１０がその支持構造に取り付けられた状態であるかどうかに関わらず、輪郭が強化される（例えば、支持構造６００が所望の輪郭でパネル４１０を保持するかどうかに関わらず、ブレース７００は輪郭を強化する）。したがって、パネル４１０（任意の取り付けられたブレース７００を含む）は、ブレース７００が輪郭を強化する間に輸送される（ステップ１５１４）。所望の目的地に到着すると、パネル４１０は、他のパネル（例えば、４２０、４３０、４４０）に取り付けられ、航空機用の胴体のバレル部分１３２を形成し、その一方で、ブレース７００は、それらの対応するパネル用の輪郭を強化する（ステップ１５１６）。例えば、異なるパネルのブレース７００は、互いに取り付けられることになり、次いでパネル４１０−４４０は、外板の重ね継ぎ５００及びフレームの重ね継ぎを介して取り付けられる。バレル部分が完成した後に、外板の重なり及びフレームの重ね継ぎを固定することによってパネルが所定位置でロックされた状態で、ブレース７００は、バレル部分１３２から除去される（ステップ１５１８）。これは、例えば、バレル部分１３２が完成した直後に、又はバレル部分１３２がブレース７００と共に新しい場所に輸送され、別のバレル部分１３２と位置合わせされ、他のバレル部分１３２と接合されようとしている後に起こり得る。
【００３３】
方法１５００を使用して、パネルを製造するために使用される支持構造によってパネル（例えば、４１０）用に画定される輪郭は、有利には、パネルが他のパネルと確実に正しく統合されるように、ブレース７００によって一時的に強化され得る。したがって、この輪郭／形状の一時的な強化は、パネルがそれらの対応する支持体から除去され、バレル部分１３２内のアセンブリに輸送されるときにさえ、継続し得る。ブレース７００は、次いで、その一時的な役割を果たした後に除去され得る。これは、外板の重ね継ぎを容易に完成させ得ることを確実にすることによって、バレル部分１３２に対する組み立て時間を短縮する。
【実施例】
【００３４】
以下の実施例において、追加の処理、システム及び方法が、航空機胴体のパネル用の輪郭を強化するブレースに照らして説明される。
【００３５】
図１６は、例示的な実施形態におけるバレル部分１６６０の一部のブロック図である。図１６に示されるように、バレル部分１６６０は、パネル１６１０及びブレース１６２０を含む。他のパネル及びブレースは、明確さを高める目的で本図面から省略されており、よって、バレル部分１６６０は、完全なフープ方向の／円形の形状を形成するために、複数のパネル１６１０及び対応するブレース１６２０を含み得る。この実施例では、パネル１６１０は、フレーム１６０４及びストリンガ１６０６を介してまとめて保持される外板細部１６０２を含む。ブレース１６２０は、部分１６３２及びリング部分をまとめて取り付ける連結部１６３４を含む、分割されたリングアセンブリ１６３０を介してパネル１６１０に（例えば、外板細部１６０２に）取り付けられる。ブレース１６２０は、スプレッダバー１６４２、及びストラット１６４７６が取り付け点１６４７で取り付けられるベース１６４４を含むスプレッダ部分１６４０を更に含む。ストラット１６４６は、取り付け点１６４５でリング部分１６３２に取り付けられ、スプレッダバー１６４２は、取り付け点１６４３でリング部分１６３２に取り付けられる。本実施形態では、部分１６３２の外板細部１６０２への直接的な取り付けは、部分１６３２とフレーム１６０４とが重なるだろうから、図示されていない。
【００３６】
本開示の実施形態は、図面を更に具体的に参照しながら、図１７に示す航空機の製造及び保守方法１７００、及び図１８に示す航空機１７０２に照らして説明され得る。製造前段階では、例示的な方法１７００は、航空機１７０２の仕様及び設計１７０４と、材料の調達１７０６とを含み得る。製造段階では、航空機１７０２の構成要素及びサブアセンブリの製造１７０８とシステムインテグレーション１７１０とが行われる。その後、航空機１７０２は、認可及び納品１７１２を経て、運航１７１４に供され得る。顧客による運航中、航空機１７０２には、改造、再構成、改修なども含み得る、定期的な整備及び保守１７１６が予定されている。
【００３７】
方法１７００の各工程は、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって実行され、又は実施され得る。本明細書の目的のために、システムインテグレータとは、限定しないが、任意の数の航空機製造者及び主要システムの下請業者を含んでもよく、第三者とは、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含んでもよく、オペレータとは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってもよい。
【００３８】
図１８に示すように、例示的な方法１７００によって製造された航空機１７０２は、複数のシステム１７２０及び内装１７２２を備えた機体１７１８を含み得る。高レベルのシステム１７２０の例には、推進システム１７２４、電気システム１７２６、油圧システム１７２８、及び環境システム１７３０のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてよい。航空宇宙産業の例を示しているが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用されうる。
【００３９】
本明細書中で具現化される装置及び方法は、製造及び整備方法１７００の任意の一又は複数の段階において用いられうる。例えば、製造段階１７０８に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機１７０２の運航期間中に製造される構成要素又はサブアセンブリと類似の方法で作製又は製造されうる。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせは、例えば、航空機１７０２の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機９０２のコストを削減することにより、製造段階１７０８及び１７１０で利用されうる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機１７０２の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守１７１６に利用することができる。例えば、本明細書に記載される技術及びシステムは、ステップ１７０６、１７０８、１７１０、１７１４、及び／又は１７１６で使用され、及び／又は機体１７１８及び／又は内装１７２２において使用されうる。これらの技術及びシステムは、例えば、推進１７２４、電気１７２６、油圧１７２８、及び／又は環境１７３０を含むシステム１７２０に対してさえも用いることが可能である。
【００４０】
１つの実施形態では、ブレース７００は、機体１１８のバレル部分の組み立て中にパネル４００の方に向かって輪郭を強化し、構成要素及びサブアセンブリの製造１７０８中に製造される。ブレース７００は、次いで、バレル部分がサブアセンブリ製造１７０８で完成した後に、除去されてもよい。
【００４１】
図示され、又は本明細書に記載される様々な制御要素（例えば、電気部品又は電子部品）のうちの任意のものが、ハードウェア、プロセッサが実装するソフトウェア、プロセッサが実装するファームウェア、又はこれらの何らかの組み合わせとして実装され得る。例えば、ある要素は専用ハードウェアとして実装され得る。専用ハードウェア要素は、「プロセッサ」、  「コントローラ」、又は同様の何らかの専門用語で称されうる。プロセッサによって提供される場合、単一の専用プロセッサによって、単一の共有プロセッサによって、又はそのうちの幾つかが共有となりうる複数の個別のプロセッサによって機能が提供されうる。更に、「プロセッサ」又は「コントローラ」という用語の明示的な使用は、ソフトウェアの実行が可能なハードウェアのみを表わすと解釈されるべきでなく、限定するものではないが、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）ハードウェア、ネットワークプロセッサ、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、もしくは他の回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、ソフトウェア記憶用のリードオンリメモリ  （ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ  （ＲＡＭ）、不揮発性ストレージ、ロジックもしくは何らかの他の物理的ハードウェアコンポーネントもしくはモジュールなどを黙示的に含みうる。また、ある要素は、その要素の機能を実施するためにプロセッサ又はコンピュータによって実行可能な命令として実装されうる。命令の幾つかの例は、ソフトウェア、プログラムコード、及びファームウェアである。命令は、その要素の機能を実施するようにプロセッサに指示するためにプロセッサによって実行されるときに動作可能である。命令は、プロセッサが読むことができる記憶装置に記憶されうる。記憶装置の幾つかの例は、デジタルもしくはソリッドステートメモリ、磁気ディスク及び磁気テープなどの磁気記憶媒体、ハードドライブ、又は光学式可読デジタルデータ記憶媒体である。
【００４２】
したがって、要約すると、本発明の第１態様により、下記が提示される。
Ａ１．  分割されたリング細部を航空機外板細部に取り外し可能に取り付けること（１５０４）と、
外板アセンブリを作成するためにストリンガを外板細部に取り付けること（１５０６）と、
外板アセンブリを輪郭を画定する支持構造に位置付けること（１５０８）と、
パネルを作成するためにフレームを外板アセンブリに固定すること（１５１０）と、
パネルの除去前にブレースの組み立てを完成させるために、スプレッダ部分をパネルの上に取り外し可能に設置すること（１５１２）と、
ブレースが輪郭を強化する間に、パネルを輸送すること（１５１４）と、
ブレースが輪郭を強化する間に、航空機の胴体のバレル部分を形成するために、ブレースを他のパネル用の他のブレースに取り付けること（１５１６）と、
バレル部分が形成された後に、ブレースをバレル部分から除去すること（１５１８）と
を含む方法。
Ａ２．  輪郭（４５０）が、外板細部（４１２、４１４、４１６）を互いに対して所定位置に保持する支持構造（６００）によって画定され、ブレース（７００）は、支持構造がパネルを輪郭に対して保持するかどうかに関わらず、輪郭を強化する、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
Ａ３．  ブレースを取り付けることが、
各外板細部の方に向かって輪郭を強化するために、ブレースの分割されたリングアセンブリを外板細部に取り付けること（１５０４）と、
ブレースのスプレッダバーをパネル（４１０）によって画定された円弧（８５８）の終点（８１２）で分割されたリングアセンブリ（８５０）に取り付け、これによってパネルの外板細部の結合体の方に向かって輪郭（４５０）を強化することと
を含む、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
Ａ４．  ブレースを取り付けることが、スプレッダバー（８１０）と前記分割されたリングアセンブリ（８５０）との間にストラット（８２０）を取り付けることを含む、段落Ａ３に記載の方法がまた提示される。
Ａ５．  パネルが分割されたリングアセンブリに取り付けられることになる場所で、パネルに穴１４１０を開けることを更に含む、段落Ａ３に記載の方法がまた提示される。
Ａ６．  リングアセンブリが、複数のリング細部（８５２、８５４、８５６）を備え、方法が、輪郭を強化するために、リング細部の各々をパネルの異なる外板細部（４１２、４１４、４１６）に取り付けることを更に含む、段落Ａ３に記載の方法がまた提示される。
Ａ７．  ストリンガ（３２０）及びフレーム（３１０）をパネル（４１０）に取り付けることが、ストリンガをフレームに垂直に配向することを含む、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
Ａ８．  パネル（４１０）を他のパネル（４２０、４３０、４４０）に取り付けることが、パネルの間に外板の重ね継ぎ（５００）を形成することを含む、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
Ａ９．  外板の重ね継ぎを形成することが、パネルを重ねることと、複数の列（５１２）のリベット（５１０）を重ねられたパネル内へと動かすこととを含む、段落Ａ８に記載の方法がまた提示される。
Ａ１０．  外板の重ね継ぎの形成前に、パネルの各々からのブレースをまとめて取り付けること
を更に含む、段落Ａ８に記載の方法がまた提示される。
Ａ１１．  バレル部分内のパネルの場所に基づき、複数の種類のブレース（１２００）からブレース（７００）を選択すること
を更に含む、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
Ａ１２．  バレル部分を別のバレル部分に取り付けること
を更に含む、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
Ａ１３．  ブレースを取り付けることが、外板細部を輪郭内に配置する支持構造にブレースを直接取り付けずに、ブレースを外板細部の各々に取り付けること（１５１２）を含む、段落Ａ１に記載の方法がまた提示される。
【００４３】
本発明のさらなる態様によれば、下記が提示される。
Ｂ１．  パネル（４１０）の端（４１１）に取り外し可能に装着され、パネルの方に向かって輪郭（４５０）を用化する、輪郭形成されたブレース（７００）であって、
パネルの外板細部（４１２、４１４、４１６）に取り付けられた、分割されたリングアセンブリ（８５０）と、
分割されたリングアセンブリによって画定された円弧（８５８）の終点（８１２）で、分割されたリングアセンブリに取り付けられたスプレッダバー（８１０）と
を備えるブレースと
を備える胴体輪郭工具。
Ｂ２．  ブレースは、パネルがパネルを製造するために使用される支持構造（６００）から分離されているかどうかに関わらず、輪郭を強化する、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
Ｂ３．  ブレースが、ブレースの他のパネル用のブレースへの取り付けを可能にする取り付け点（８１２）を分割されたリングアセンブリの上に含む、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
Ｂ４．  分割されたリングアセンブリが、複数の部分（８５２、８５４、８５６）を備え、各部分が、パネルの異なる外板細部（４１２、４１４、４１６）に取り付けられている、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
Ｂ５．  スプレッダバー（１２１０）が非線形の形状を形成する、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
Ｂ６．  スプレッダバーが、分割されたリングアセンブリに回転可能に取り付けられる、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
Ｂ７．  パネルが航空機胴体（１３０）の一部であり、ブレースが、パネルの輸送中にパネルの方に向かって輪郭（４５０）を強化する、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
Ｂ８．  スプレッダバーを分割されたリングアセンブリに取り付けるストラット（８２０）
を更に備える、段落Ｂ１に記載の工具がまた提示される。
【００４４】
本発明のさらなる態様によれば、下記が提示される。
Ｃ１．  パネル（４１０−４４０）を成形するための輪郭（４５０）を画定する支持構造（６００）と、
支持構造に装着されるパネル（４１０）であって、
輪郭に従う複数の外板細部（４１２、４１４、４１６）と、
外板細部をまとめて取り付けるストリンガ（３２０）及びフレーム（３１０）と
を備えるパネルと、
パネルの端（４１１）に装着され、支持構造とは異なり、パネルの輸送中に輪郭を強化するブレース（７００）であって、
外板細部に取り付けられた、分割されたリングアセンブリ（８５０）と、
分割されたリングアセンブリによって画定された円弧（８５８）の終点（８１２）で、分割されたリングアセンブリに取り付けられたスプレッダバー（８１０）と
を備えるブレースと
を備えるシステム。
Ｃ２．  ブレースは、パネルが支持構造から分離されているかどうかに関わらず、輪郭を強化する、段落Ｃ１に記載のシステムがまた提示される。
Ｃ３．  各外板細部がアルミニウムシートを備える、段落Ｃ１に記載のシステムがまた提示される。
Ｃ４．  分割されたリングアセンブリが、パネルの各外板細部に取り付けられた１つのリング要素（８５２、８５４、８５６）を備える、段落Ｃ１に記載のシステムがまた提示される。
Ｃ５．  スプレッダバーが、分割されたリングアセンブリに回転可能に取り付けられる、段落Ｃ１に記載のシステムがまた提示される。
Ｃ６．  スプレッダバーに回転可能に取り付けられ、かつ分割されたリングアセンブリに回転可能に取り付けられているストラット（８２０）
を更に備える、段落Ｃ１に記載のシステムがまた提示される。
【００４５】
特定の実施形態が本明細書に記載されたが、本開示の範囲はそれら特定の実施形態に限定されるものではない。本開示の範囲は、下記の特許請求の範囲及びその全ての均等物によって規定されるものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【外国語明細書】
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