(57)【要約】  複合胴体セクションと他のパネルアセンブリとをともに接合するための構造および方法が開示される。一実施例では、この発明に従って構成されたシェル構造は第２のパネル部分に隣接して位置付けられた第１のパネル部分を含む。第１のパネル部分は第１の複合被覆部材に取付けられた第１の補強材を含んでもよく、第２のパネル部分は第２の複合被覆部材に取付けられた第２の補強材を含んでもよい。シェル構造はさらに第１のパネル部分の第１のエッジ領域および第２のパネル部分の第２のエッジ領域にわたって延在する取付具を含み得る。第１のパネル部分を第２のパネル部分に接合するように、取付具の第１の端部部分は第１の補強材および第１の複合被覆部材に取付けられてもよく、取付具の第２の端部部分は第２の補強材および第２の複合被覆部材に取付けられてもよい。
2008514484.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
シェル構造であって、
第１のパネル部分を含み、前記第１のパネル部分は、
第１の被覆部材と、
前記第１の被覆部材に取付けられた第１の補強材とを含み、前記シェル構造はさらに、
前記第１のパネル部分に隣接して位置付けられた第２のパネル部分を含み、前記第２のパネル部分は、
第２の被覆部材と、
前記第２の被覆部材に取付けられた第２の補強材とを含み、前記シェル構造はさらに、
前記第１のパネル部分の第１のエッジ領域および前記第２のパネル部分の第２のエッジ領域にわたって延在する取付具を含み、前記第１のパネル部分を前記第２のパネル部分に接合するように前記取付具の第１の端部部分は前記第１の補強材および前記第１の被覆部材に取付けられ、前記取付具の第２の端部部分は前記第２の補強材および前記第２の被覆部材に取付けられる、シェル構造。
【請求項２】
前記第１の補強材は前記第１の被覆部材に取付けられた第１のフランジ部分および前記第１被覆部材から突出する第１の一段高い部分を含み、前記第２の補強材は前記第２の被覆部材に取付けられた第２のフランジ部分および前記第２の被覆部材から突出する第２の一段高い部分を含み、前記取付具の前記第１の端部部分は前記第１の補強材の前記第１のフランジ部分の上に重ねて取付けられ、前記取付具の前記第２の端部部分は前記第２の補強材の前記第２のフランジ部分の上に重ねて取付けられる、請求項１に記載のシェル構造。
【請求項３】
前記第１の補強材は前記第２の補強材と縦方向に位置合わせされる、請求項１に記載のシェル構造。
【請求項４】
前記第１の被覆部材は前記第２の被覆部材とエッジで位置合わせして位置付けられる、請求項１に記載のシェル構造。
【請求項５】
前記第１の被覆部材を前記第２の被覆部材に継ぐように前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けられたストラップをさらに含む、請求項１に記載のシェル構造。
【請求項６】
前記第１の被覆部材を前記第２の被覆部材に継ぐように前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けられたストラップをさらに含み、前記ストラップの少なくとも一部分は前記取付具および前記第１の被覆部材の前記第１のエッジ領域ならびに前記第２の被覆部材の前記第２のエッジ領域の間に挟まれる、請求項１に記載のシェル構造。
【請求項７】
前記第１の被覆部材は航空機胴体の第１の複合被覆部材であり、前記第２の被覆部材は前記航空機胴体の第２の複合被覆部材である、請求項１に記載のシェル構造。
【請求項８】
航空機構造であって、
第１のパネル部分を含み、前記第１のパネル部分は、
第１の被覆部材と、
前記第１の被覆部材に取付けられた第１のフランジ部分および前記第１の被覆部材から突出する第１の一段高い部分を有する第１の補強材と、
前記第１の被覆部材に取付けられた第２のフランジ部分および前記第１の被覆部材から突出する第２の一段高い部分を有する第２の補強材とを含み、前記航空機構造はさらに、
前記第１のパネル部分に隣接して位置付けられた第２のパネル部分を含み、前記第２のパネル部分は、
第２の被覆部材と、
前記第２の被覆部材に取付けられた第３のフランジ部分および前記第２の被覆部材から突出する第３の一段高い部分を有する第３の補強材と、
前記第２の被覆部材に取付けられた第４のフランジ部分および前記第２の被覆部材から突出する第４の一段高い部分を有する第４の補強材とを含み、前記航空機構造はさらに、
第２の端部部分から間隔を空けられる第１の端部部分を有する取付具を含み、前記第１の端部部分は前記第１の補強材の前記第１のフランジ部分および前記第２の補強材の前記第２のフランジ部分に取付けられ、前記第２の端部部分は前記第３の補強材の前記第３のフランジ部分および前記第４の補強材の前記第４のフランジ部分に取付けられる、航空機構造。
【請求項９】
前記取付具の前記第１の端部部分は前記第１の補強材の前記第１のフランジ部分および前記第２の補強材の前記第２のフランジ部分の上にあり、前記取付具の前記第２の端部部分は前記第３の補強材の前記第３のフランジ部分および前記第４の補強材の前記第４のフランジ部分の上にある、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１０】
前記第１の補強材の前記第のフランジ部分および前記第２の補強材の前記第２のフランジ部分のうちの少なくとも１つは、前記第１の補強材の前記第１の一段高い部分および前記第２の補強材の前記第２の一段高い部分の間に延在する少なくともほぼ連続する表面を形成するように他方に向かって延在し、前記ほぼ連続する表面は前記取付具の前記第１の端部部分と前記第１の被覆部材との間に挟まれる、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１１】
前記第１の被覆部材を前記第２の被覆部材に継ぐように前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けられたストラップをさらに含み、前記ストラップの少なくとも一部分は前記取付具および前記第１の被覆部材の前記第１のエッジ領域ならびに前記第２の被覆部材の前記第２のエッジ領域の間に挟まれる、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１２】
前記第１および第２のパネル部分は胴体の外部部分を形成し、前記航空機構造はさらに、
前記胴体と、
少なくとも前記胴体の近傍に位置付けられた揚力を生成するための手段とを含む、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１３】
前記取付具はＵ字型の断面を有する、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１４】
前記取付具はベース部分および少なくとも１つの直立エッジ領域を有し、前記ベース部分は前記第１の補強材の前記第１のフランジ部分、前記第２の補強材の前記第２のフランジ部分、前記第３の補強材の前記第３のフランジ部分、および前記第４の補強材の前記第４のフランジ部分に留められる、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１５】
前記取付具はベース部分、前記ベース部分の第１の側に向かって位置付けられた第１の直立エッジ部分、および前記ベース部分の第２の側に向かって位置付けられた第２の直立エッジ部分を有し、前記第１の直立エッジ部分は前記第１の補強材の前記第１の一段高い
部分および前記第３の補強材の前記第３の一段高い部分の近傍に位置付けられ、前記第２の直立エッジ部分は前記第２の補強材の前記第２の一段高い部分および前記第４の補強材の前記第４の一段高い部分の近傍に位置付けられる、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１６】
前記第１および第２の被覆部材は複合材料を含む、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１７】
前記第１および第２の被覆部材ならびに前記取付具は複合材料を含む、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１８】
少なくとも前記第１および第２の補強材は開いた端部を備えた囲まれた通路を形成する、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項１９】
前記第１の被覆部材は切り窓の第１の部分を含み、前記第２の被覆部材は切り窓の第２の部分を含む、請求項８に記載の航空機構造。
【請求項２０】
縦軸に沿って位置合わせされる航空機胴体であって、
前記縦軸の周りに３６０度延在する第１の複合被覆部材と、
前記第１の複合被覆部材に隣接して位置付けられ、かつ前記縦軸の周りに３６０度延在する第２の複合被覆部材と、
前記第１の複合被覆部材に取付けられた少なくとも第１の補強材と、
前記第２の複合被覆部材に取付けられた少なくとも第２の補強材と、
前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の複合被覆部材の第２のエッジ領域にわたって延在する取付具とを含み、前記第１の複合被覆部材を前記第２の複合被覆部材に接合するように前記取付具の第１の端部部分は前記第１の複合被覆部材に取付けられ、前記取付具の第２の端部部分は前記第２の複合被覆部材に取付けられる、航空機胴体。
【請求項２１】
前記取付具の前記第１の端部部分は前記第１の補強材に取付けられ、前記取付具の前記第２の端部部分は前記第２の補強材に取付けられる、請求項２０に記載の航空機胴体。
【請求項２２】
前記第１の補強材は前記第２の補強材と縦方向に位置合わせされる、請求項２０に記載の航空機胴体。
【請求項２３】
客室をさらに含む、請求項２０に記載の航空機胴体。
【請求項２４】
前記第１の複合被覆部材は少なくとも約１０フィートの断面幅を有するたる状セクションを少なくとも部分的に形成する、請求項２０に記載の航空機胴体。
【請求項２５】
第１の複合被覆部材の前記第１のエッジ領域は切り窓の第１の部分を含み、前記第２の複合被覆部材の前記第２のエッジ領域は前記切り窓の第２の部分を含む、請求項２０に記載の航空機胴体。
【請求項２６】
前記第１の被覆部材の前記第１のエッジ領域は切り窓の第１の部分を含み、前記第２の複合被覆部材の前記第２のエッジ領域は前記切り窓の第２の部分を含み、前記航空機胴体はさらに前記切り窓と位置合わせされる開口部を有するストラップを含み、前記ストラップは前記第１の複合被覆部材の前記第１のエッジ領域および前記第２の複合被覆部材の前記第２のエッジ領域に留められる、請求項２０に記載の航空機胴体。
【請求項２７】
シェル構造を製造するための方法であって、
第１の複合被覆部材を第２の複合被覆部材とエッジで位置合わせして位置付けるステッ
プと、
取付具の第１の端部を前記第１の複合被覆部材および前記第１の複合被覆部材上の第１の補強材に取付けるステップと、
前記取付具の第２の端部を前記第２の複合被覆部材および前記第２の複合被覆部材上の第２の補強材に取付けるステップとを含む、方法。
【請求項２８】
前記取付具が取付けられた前に前記第１および第２の複合被覆部材を継ぎ合わせるようにストラップを前記第１の複合被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の複合被覆部材の第２のエッジ領域に取付けるステップをさらに含む、請求項２７に記載の方法。
【請求項２９】
前記取付具が取付けられた前に前記第１および第２の複合被覆部材を継ぎ合わせるようにストラップを前記第１の複合被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の複合被覆部材の第２のエッジ領域に取付けるステップをさらに含み、前記取付具を取付けるステップは前記ストラップの一部分を前記取付具および前記第１の複合被覆部材の前記第１のエッジ領域ならびに前記第２の複合被覆部材の前記第２のエッジ領域の間に挟むステップを含む、請求項２７に記載の方法。
【請求項３０】
前記第１の複合被覆部材は第１の軸の周りに３６０度延在し、前記第２の複合被覆部材は第２の軸の周りに３６０度延在する、請求項２７に記載の方法。
【請求項３１】
取付具の第１の端部を前記第１の補強材に取付け、かつ前記取付具の第２の端部を前記第２の補強材に取付けるステップは液体の排出のために前記第１および第２の補強材の端部部分を開いたままにするステップを含む、請求項２７に記載の方法。
【請求項３２】
航空機胴体を製造するための方法であって、
少なくとも第１の補強材を第１の複合被覆部材に取付けるステップを含み、前記第１の複合被覆部材は第１の軸の周りに３６０度延在し、前記方法はさらに、
少なくとも第２の補強材を第２の複合被覆部材に取付けるステップを含み、前記第２の複合被覆部材は第２の軸の周りに３６０度延在し、前記方法はさらに、
前記第１および第２の軸が少なくともほぼ位置合わせされるように前記第１の複合被覆部材を前記第２の複合被覆部材に隣接して位置付けるステップと、
前記第１の複合被覆部材を前記第２の複合被覆部材に接合するように取付具の第１の端部部分を前記第１の補強材および前記第１の複合被覆部材に取付け、かつ前記取付具の第２の端部部分を前記第２の補強材および前記第２の複合被覆部材に取付けるステップとを含む、方法。
【請求項３３】
少なくとも第３の補強材を前記第１の複合被覆部材に取付けるステップと、
少なくとも第４の補強材を前記第２の複合被覆部材に取付けるステップと、
前記取付具の前記第１の端部部分を前記第３の補強材に取付け、かつ前記取付具の前記第２の端部部分を前記第４の補強材に取付けるステップとを含む、請求項３２に記載の方法。
【請求項３４】
前記第１の補強材の第１のフランジ部分および第３の補強材の第２のフランジ部分が少なくともほぼ連続する第１の支持表面を形成するように少なくとも第３の補強材を前記第１の複合被覆部材に取付けるステップと、
前記第２の補強材の第３のフランジ部分および第４の補強材の第４のフランジ部分が少なくともほぼ連続する第２の支持表面を形成するように少なくとも第４の補強材を前記第２の複合被覆部材に取付けるステップとを含み、取付具の第１の端部部分を前記第１の補強材に取付けるステップは前記第１の端部部分を前記第１の支持表面に取付けるステップを含み、前記取付具の第２の端部部分を前記第２の補強材に取付けるステップは前記第２
の端部部分を前記第２の支持表面に取付けるステップを含む、請求項３２に記載の方法。
【請求項３５】
前記第１の複合被覆部材を前記第２の複合被覆部材に隣接して位置付けるステップは、約１５フィート以上の第１の幅を有する第１のたる状セクションを約１５フィート以上の第２の幅を有する第２のたる状セクションと位置付けるステップを含む、請求項３２に記載の方法。
【請求項３６】
航空機胴体構造システムであって、
軸の周りに３６０度延在する第１の複合被覆部材と、
前記第１の複合被覆部材に隣接して位置付けられ、かつ前記軸の周りに３６０度延在する第２の複合被覆部材と、
前記第１の複合被覆部材を補強するための少なくとも第１の補強手段と、
前記第２の複合被覆部材を補強するための少なくとも第２の補強手段と、
前記第１の複合被覆部材の第１のエッジ領域を前記第２の複合被覆部材の第２のエッジ領域に取付けるための継ぎ手段と、
前記第１の補強手段を前記第２の補強手段に構造的に接続するための前記継ぎ手段とは別の取付け手段とを含む、航空機胴体構造システム。
【請求項３７】
前記第１の複合被覆部材を補強するための前記第１の補強手段に隣接して位置付けられた第３の補強手段と、
前記第２の複合被覆部材を補強するための前記第２の補強手段に隣接して位置付けられた第４の補強手段とをさらに含み、前記取付け手段は前記継ぎ手段にわたって延在し、かつ前記第１および第３の補強手段を前記第２および第４の補強手段に構造的に接続する、請求項３６に記載の航空機胴体。
【請求項３８】
前記第１の補強手段は前記第１の複合被覆部材から突出する第１の一段高い部分および前記第１の複合被覆部材に直接取付けられた少なくとも第１のフランジ部分を有し、前記第２の補強手段は前記第２の複合被覆部材から突出する第２の一段高い部分および前記第２の複合被覆部材に直接取付けられた少なくとも第２のフランジ部分を有し、前記取付け手段は前記第１および第２のフランジ部分に取付けられる、請求項３６に記載の航空機。
【請求項３９】
前記第１の補強手段は前記第１の複合被覆部材から突出する第１の一段高い部分および前記第１の複合被覆部材に直接取付けられた少なくとも第１のフランジ部分を有し、前記第２の補強手段は前記第２の複合被覆部材から突出する第２の一段高い部分および前記第２の複合被覆部材に直接取付けられた少なくとも第２のフランジ部分を有し、前記取付け手段は前記第１および第２のフランジ部分に取付けられるが、前記第１および第２の一段高い部分には取付けられない、請求項３６に記載の航空機。
【請求項４０】
前記第１の複合被覆部材は少なくとも約１０フィートの断面幅を有するたる状セクションを少なくとも部分的に形成する、請求項３６に記載の航空機。
【請求項４１】
当接するパネル間の周状の継手であって、各パネルは少なくとも２つの縦方向の補強材で補強され、前記継手は、
前記パネルに重なり、かつ第１および第２の端部部分を有する少なくとも１つの添え板を含み、前記第１および第２の端部部分は前記板をともに接続するように前記補強材間の領域へと延在する、周状の継手。
【請求項４２】
前記添え板は前記補強材の部分に取付けられる、請求項４１に記載の周状の継手。
【請求項４３】
シェル構造であって、
第１のパネル部分を含み、前記第１のパネル部分は、
第１のエッジ切抜き部分を有する第１の被覆部材と、
前記第１の被覆部材に取付けられた第１の補強材とを含み、前記シェル構造はさらに、
第２のパネル部分を含み、前記第２のパネル部分は、
第２のエッジ切抜き部分を有する第２の被覆部材を含み、前記第２のパネル部分は前記第１のエッジ切抜き部分が前記第２のエッジ切抜き部分と位置合わせされるように前記第１のパネル部分に隣接して位置付けられ、前記第２のパネル部分はさらに、
前記第２の被覆部材に取付けられた第２の補強材を含み、前記シェル構造はさらに、
前記第１のパネル部分の第１のエッジ領域および前記第２のパネル部分の第２のエッジ領域にわたって延在する取付具を含み、前記第１のパネル部分を前記第２のパネル部分に接合するように前記取付具の第１の端部部分は前記第１の補強材および前記第１の被覆部材に取付けられ、前記取付具の第２の端部部分は前記第２の補強材および前記第２被覆部材に取付けられる、シェル構造。
【請求項４４】
前記第１の被覆部材を前記第２の被覆部材に継ぐように前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けられたストラップをさらに含み、前記ストラップは第１のエッジ部分切抜きおよび第２のエッジ部分切抜きと位置合わせされる開口部を含む、請求項４３に記載のシェル構造。
【請求項４５】
前記第１の被覆部材を前記第２の被覆部材に継ぐように前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けられたストラップをさらに含み、前記ストラップは第１のエッジ部分切抜きおよび第２のエッジ部分切抜きと位置あわせされる開口部を含み、前記ストラップの少なくとも一部分は前記取付具および前記第１の被覆部材の前記第１のエッジ領域ならびに前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域の間に挟まれる、請求項４３に記載のシェル構造。
【請求項４６】
前記第１の被覆部材は航空機胴体の第１の複合被覆部材であり、前記第２の被覆部材は前記航空機胴体の第２の複合被覆部材であり、前記第１および第２のエッジ切抜き部分は前記航空機胴体で切り窓を形成する、請求項４３に記載のシェル構造。
【請求項４７】
シェル構造を製造するための方法であって、
少なくとも第１の補強材を第１のエッジ切抜き部分を有する第１の被覆部材に取付けるステップと、
少なくとも第２の補強材を第２のエッジ切抜き部分を有する第２の被覆部材に取付けるステップと、
前記第１のエッジ切抜き部分が前記第２のエッジ切抜き部分と少なくともほぼ位置合わせされるように前記第１の被覆部材を前記第２の被覆部材とエッジで位置合わせして位置付けるステップと、
取付具の第１の端部を前記第１の補強材および前記第１の被覆部材に取付け、かつ前記取付具の第２の端部を前記第２の補強材および前記第２の被覆部材に取付けるステップとを含む、方法。
【請求項４８】
前記第１および第２被覆部材を継ぎ合わせるようにストラップを前記第１の被覆部材の第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けるステップをさらに含み、前記ストラップは前記第１および第２の被覆部材の前記第１および第２のエッジ切抜き部分と少なくともほぼ位置合わせされる開口部を含む、請求項４７に記載の方法。
【請求項４９】
前記第１および第２被覆部材を継ぎ合わせるようにストラップを前記第１の被覆部材の
第１のエッジ領域および前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域に取付けるステップをさらに含み、前記ストラップは前記第１および第２の被覆部材の前記第１および第２のエッジ切抜き部分とほぼ少なくとも位置合わせされる開口部を含み、前記取付具を取付けるステップは前記ストラップの一部分を前記取付具および前記第１の被覆部材の前記第１のエッジ領域ならびに前記第２の被覆部材の第２のエッジ領域の間に挟むステップを含む、請求項４７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
以下の開示は、一般にシェル構造に関し、特に複合胴体セクションおよび他のシェル構造物をともに接合するための継手接合に関する。
【背景技術】
【０００２】
背景
大型の旅客機および他の大型の航空機の主要な構造的要素は典型的には金属から作られる。そのような航空機のための胴体シェルは、たとえば、典型的には高強度のアルミニウム合金または類似の金属から製造される。しかしながら、性能を向上させるために、多くの航空機の製造業者は、比較的高い単位重量強度を有する繊維強化樹脂材料（すなわち、「複合」材料）に目を向けている。従来の複合材料は、典型的にはエポキシまたは他のタイプの樹脂の母材にガラス、カーボンまたはポリアラミドの繊維を含む。主要構造物にそのような材料を使用することは、主に戦闘機、高性能の私的な航空機およびビジネス機などの小型の航空機に限られている。
【０００３】
ビジネス機の機体を複合材料で製造するための１つの既知の方法は、Premier IおよびHawker Horizonビジネス機を製造するためにカンサス州ウィッチトーのRaytheon Aircraft
Companyによって用いられている。この方法は、自動化された繊維配置システムでカーボン繊維を回転心棒に巻付けることを伴う。心棒は縦方向の胴体セクションの基本的な形状を提供する。カーボン繊維は熱硬化性エポキシ樹脂が事前に含浸され、回転心棒上に複数の層で適用されて胴体セクションの内装を形成する。内装は次にハニカムコアの層で覆われる。繊維配置システムは次に事前に含浸されたカーボン繊維の付加的な層をハニカムコア上に適用して外装を形成し、複合サンドイッチ構造ができる。
【０００４】
Premier Iの胴体は、上述の態様で形成された２つの３６０度のセクションを含む。Hawker Horizonの胴体は、この態様で形成された３つのそのようなセクションを含む。Premier Iの胴体の２つの７０インチの直径のセクションはリベットで留められ、次に、周状の継手接合で互いに結合されて完全な胴体構造を形成する。８４インチの直径を備えたはるかに大型のHawker Horizonの胴体は、２つの周状の継手でアルミニウムの添え板を使用して、３つの胴体セクションをともに接合して完全な構造にする。
【０００５】
Hawker Horizonの胴体にアルミニウムの添え板を正確に設置するために、Raytheonは特別な自動化された継ぎ機械を作った。この機械は、コンピュータ支援のレーザアライメントシステムを使用して３つの胴体セクションを位置合わせし、次にアルミニウムの添え板および下にあるサンドイッチ構造を通る取付穴を開ける。この機械は次にサイズの品質について各穴を検査し、各穴についての統計的なプロセス制御データを記録する。ドリルヘッドは、継手接合の各々に沿って約１８００ヶ所で封止材を適用し、かつ高せん断留め具を設置する（「RAYTHEON AIRCRAFTのHAWKER HORIZONが画期的な胴体に到達した」と題されるhttp://www.beechcraft.de/presse/2000/100900b.htmのRaytheon Aircraftのニュースリリースを参照）。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
概要
この発明は、一般に複合胴体セクションおよ他のパネルアセンブリをともに接合するための構造および方法に向けられる。この発明の一局面によって構成されたシェル構造は、第２のパネル部分に隣接して位置付けられた第１のパネル部分を含む。第１のパネル部分
は、第１の複合被覆部材に取付けられた第１の補強材を含んでもよく、第２のパネル部分は第２の複合被覆部材に取付けられた第２の補強材を含んでもよい。シェル構造はさらに、第１のパネル部分の第１のエッジ領域および第２のパネル部分の第２のエッジ領域にわたって延在する取付具を含む。第１のパネル部分を第２のパネル部分に接合するように、取付具の第１の端部部分は第１の補強材および第１の複合被覆部材に取付けられてもよく、取付具の第２の端部部分は第２の補強材および第２の複合被覆部材に取付けられてもよい。
【０００７】
この発明の別の局面によるシェル構造を製造するための方法は、少なくとも第１の補強材を第１の複合被覆部材に取付けるステップと、少なくとも第２の補強材を第２の複合被覆部材に取付けるステップとを含む。この方法はさらに、第１の複合被覆部材を第２の複合被覆部材とエッジで位置合わせして位置付けるステップと、取付具の第１の端部を第１の補強材および第１の複合被覆部材に取付けるステップと、取付具の第２の端部を第２の補強材および第２の複合被覆部材に取付けるステップとを含み得る。一実施例では、この方法はさらに、取付具が取付けられた前に第１および第２の複合被覆部材を継ぎ合わせるようにストラップを第１の複合被覆部材の第１のエッジ領域および第２の複合被覆部材の隣接する第２のエッジ領域に取付けるステップを含み得る。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
詳細な説明
以下の開示は複合胴体セクションおよび他のパネルアセンブリをともに接合するための構造および方法を説明する。この発明のさまざまな実施例を完全に理解できるように、以下の説明および図１〜３Ｃで詳細を示す。複合部品および関連の組立技術にしばしば関連する周知の構造およびシステムを説明する他の詳細は、この発明のさまざまな実施例の説明をわかりにくくするのを避けるために以下の開示では示されない。
【０００９】
図面に示される詳細、寸法、角度および他の特徴の多くは、この発明の特定の実施例を単に例示するものである。したがって、他の実施例は、この発明の精神および範囲を離れることなく、他の詳細、寸法、角度および特徴を有し得る。さらに、この発明の別の実施は、以下に記載される詳細のいくつかなしに実現され得る。
【００１０】
図面では、同一の参照番号は、同一または少なくとも一般に類似の要素を示す。特定の要素の議論をしやすくするために、参照番号の最上位の有効桁はその要素が最初に紹介された図面を示す。たとえば、要素１０６は、図１に関して最初に紹介され、論じられている。
【００１１】
図１は、この発明の実施例によって構成された複合胴体１０２を有する航空機１００の等角図である。この実施例の一局面では、胴体１０２は複数の対応する継手接合１０６（継手接合１０６ａ〜ｆとして個々に識別される）によってともに接合される複数の複合たる状セクション１０４（たる状セクション１０４ａ〜ｅとして個々に識別される）を含む。たる状セクション１０４の各々は、縦軸１０８の周りに３６０度延在する複合被覆部材１１２（複合被覆部材１１２ａ〜１１２ｅとして個々に識別される）を含む。図示の実施例では、複合被覆部材１１２の各々は、約１５フィートから約３５フィートなどの、少なくとも約１０フィートの断面幅を有し得る。一実施例では、たとえば、複合被覆部材１１２は約１８フィートの断面幅を有し得る。この開示全体にわたって、「たる状セクション」という用語は、便宜上軸の周りに３６０度延在するあらゆるシェル構造を指すために使用される。したがって、この用語は円筒形状を有する円筒形の構造物に制限されず、円形、楕円形、長円形、卵型、直線、テーパまたは他の断面形状を有する構造物を含み得る。さらに、一実施例では、たる状セクション１０４は、複合被覆部材１１２が軸の周りに３６０度連続的に延在する「１個の」被覆部材である「１個の」たる状セクションであり得
る。他の実施例では、しかしながら、被覆部材１１２は完全な３６０度のたる状セクションを形成するように継ぎ合わされるか、また他の態様で接合された２つ以上の被覆部材セグメントから形成され得る。
【００１２】
胴体１０２はさらに、約５０席から約７００席の複数の客席１０５を保持するように構成された客室１０３を含み得る。たとえば、図示の実施例では、客室１０３は約１５０席から約６００席の客席１０５を保持することができる。他の実施例では、客室１０３は、この開示の精神および範囲を離れることなく、より多くまたはより少ない客席を保持するように構成され得る。たる状セクション１０４の各々は、客室１０３の席に着いている乗客に航空機１００の外の景色を提供するように複数の切り窓１４０を含み得る。
【００１３】
図２Ａ〜２Ｃはともに、この発明の実施例による、第１のたる状セクション１０４ａを第２のたる状セクション１０４ｂに接合するための方法を示す。まず図２Ａを参照すると、この図は、胴体１０２（図１）の内部から第２の継手接合１０６ｂの一部分で外側を見る、部分的に分解された拡大等角図である。図２Ａに示される第１のたる状セクション１０４ａの部分は第１のパネル部分２１０ａを含む。図２Ａに示される第２のたる状セクション１０４ｂの部分は、第１のパネル部分２１０ａとエッジで位置合わせして位置付けられた第２のパネル部分２１０ｂを含む。一実施例では、パネル部分２１０は、ともにここに全体として引用により援用される、２００４年５月２０日に出願された同時係属中の米国特許出願第１０／８５１，３８１号、および２００４年５月２５日に出願された第１０／８５３，０７５号に詳細に説明されるパネルアセンブリと構造および機能で少なくとも一般に類似であり得る。たとえば、第１のパネル部分２１０ａは、第１の被覆部材１１２ａに取付けられた複数の補強材２１４（補強材２１４ａ〜２１４ｅとして個々に識別される）を含み得る。補強材２１４の各々は、第１の被覆部材１１２ａから突出する一段高い部分２２４、および第１の被覆部材１１２ａに直接取付けられた複数のフランジ部分（第１のフランジ部分２２６ａおよび第２のフランジ部分２２６ｂとして個々に識別される）を含み得る。図示の実施例では、補強材２１４は帽子型の断面を有する。他の実施例では、しかしながら、補強材２１４は、「Ｌ」型、「Ｃ」型、逆「Ｔ」型、「Ｉ」型等を含む他の断面形状を有し得る。さらに他の実施例では、パネル部分２１０は、全体としてここに引用により援用される、２００４年４月６日に出願された同時係属中の米国特許出願第１０／８１９，０８４号に開示されるものを含む他の特徴を含み得る。
【００１４】
補強材２１４は第１の被覆部材１１２ａに位置付けることができるため、１つの補強材２１４の第１のフランジ部分２２６ａは隣接する補強材２１４の対応する第２のフランジ部分２２６ｂと位置合わせされる。上述の態様でフランジ部分２２６を位置合わせすることにより、フランジ部分２２６は、補強材２１４の一段高い部分２２４間に延在する複数の少なくともほぼ連続する支持表面２２８（支持表面２２８ａおよび２２８ｂとして個々に識別される）を形成することができる。
【００１５】
第１のパネル部分２１０ａはさらに支持部材またはフレーム２１６ａの部分を含む。図示の実施例では、フレーム２１６ａは第１のフレームセクション２１８および第２のフレームセクション２１９を含む２片のフレームである。第１のフレームセクション２１８は、米国特許出願第１０／８５１，３８１号に詳細に説明されるように、支持表面２２８に直接取付けることができる。他の実施例では、第１のフレームセクション２１８は他の方法を使用して第１のパネル部分２１０ａに取付けることができる。さらに別の実施例では、第１のパネル部分２１０ａは、より多いかまたはより少ないフレームセクションを含む他のフレームの部分を含み得る。またはこれに代えて、フレーム２１６ａは省略してもよい。
【００１６】
第２のパネル部分２１０ｂは、構造および機能で上述の第１のパネル部分２１０ａと少
なくとも一般に類似であり得る。したがって、第２のパネル部分２１０ｂは、第２の被覆部材１１２ｂに取付けられた複数の補強材２１４（補強材２１４ｆ〜ｊとして個々に識別される）を含み得る。第２のパネル部分２１０ｂはさらに、第１のパネル部分２１０ａについて上述の態様で補強材２１４のフランジ部分に取付けられた第２のフレーム２１６ｂを含み得る。
【００１７】
図２Ｂを参照すると、第１の被覆部材１１２ａを第２の被覆部材１１２ｂに継ぐように、細長いストラップ２２０が第１の被覆部材１１２ａの第１のエッジ領域２１３ａおよび第２の被覆部材１１２ｂの隣接する第２のエッジ領域２１３ｂに取付けられる。ストラップ２２０は、胴体１０２（図１）の外部で滑らかな空気力学的にかなった表面を維持するように、それぞれの被覆部材１１２の内側に取付けられる。一実施例では、ストラップ２２０は、グラファイト−エポキシなどの複合材料、または類似の材料を含み得る。他の実施例では、ストラップ２２０は、アルミニウム、チタン、スチール等の金属材料を含む他の材料を含み得る。ストラップ２２０は、ストラップ２２０および被覆部材１１２を通って延在する複数の留め具２２１で被覆部材１１２に取付けられてもよい。他の実施例では、ストラップ２２０は被覆部材１１２に結合されるか、または被覆部材１１２に接合されかつ留められてもよい。さらに、実施例では、ストラップ２２０は、継手接合１０６ｂの周りに連続的に延在するか、または少なくともほぼ連続的に延在してもよい。他の実施例では、ストラップ２２０は継手接合１０６ｂの周りでセグメント化され得る。たとえば、一実施例では、継手接合１０６ｂは、ストラップ２２０の６つのセグメントを含み得る。他の実施例では、ストラップ２２０のより多く（たとえば、８つ）またはより少ないセグメントが使用され得る。
【００１８】
図示の実施例では、ストラップ２２０は被覆部材１１２と少なくともほぼ同じ厚みであり得るが、補強材２１４の隣接するフランジ部分２２６より厚い。隣接する表面間での段を避けるため、くさびパッドまたは充填材２２２（第１の充填材２２２ａおよび第２の充填材２２２ｂとして個々に識別される）がストラップ２２０に隣接してフランジ部分２２６に位置付けられる。一実施例では、充填材２２２は、グラファイト−エポキシを含む複合材料または類似の材料を含み得る。他の実施例では、充填材２２２は、アルミニウムおよび他の金属を含み得る。さらに別の実施例では、ストラップ２２０、被覆部材１１２、および／またはフランジ部分２２６は、他の相対的な厚みを有してもよく、および／または充填材２２２は省略されてもよい。
【００１９】
次に図２Ｃを参照すると、複数の取付具２３０がストラップ２２０に位置付けられ、かつ補強材２１４間で継手接合１０６ｂにわたって延在する。各取付具２３０の第１の端部部分２３２ａは、対応する第１の充填材２２２ａおよび隣接する補強材２１４のフランジ部分２２６の上にある。同様に、各取付具２３０の第２の端部部分２３２ｂは、対応する第２の充填材２２２ｂおよび隣接する補強材２１４のフランジ部分２２６の上にある。図示の実施例では、取付具２３０の各々は、ベース部分２３４、ベース部分２３４の第１の側に向かって位置付けられた第１の直立エッジ部分２３６ａ、およびベース部分２３４の第２の側に向かって位置付けられた第２の直立エッジ部分２３６ｂを含む、溝または「Ｕ字型」の断面を有する。他の実施例では、取付具２３０は、いくつか挙げると「Ｃ」型、「Ｌ」型、反転された「Ｐｉ」型、および平坦な形状を含む、他の断面形状を有し得る。取付具２３０および下にある構造物（すなわち、充填材２２２、フランジ部分２２６、ストラップ２２０、および被覆部材１１２）を通って延在する複数の留め具２３８は、取付具２３０を下にある構造物に取付けて、継手接合１０６ｂにわたって構造的荷重経路を形成する。
【００２０】
取付具２３０、補強材２１４、ストラップ２２０、および被覆部材１１２は、グラファイト−エポキシおよび／または他の好適な複合材料を含む複合材料を含み得る。たとえば
、一実施例では、被覆部材１１２は、強化エポキシ樹脂およびカーボン繊維で、たとえば、９８４４６  ワシントン州タコマ、50th Avenue East 19002のToray Composites America, Inc.からの中間のカーボン繊維で製造することができる。この実施例では、被覆部材１１２はさらに、樹脂で事前に含浸されたファイバテープ（すなわち、「プリプレグ」）、およびプリプレグ生地の外側の層を含んでもよい。別の実施例では、ストラップ２２０および取付具２３０はエポキシ樹脂およびカーボン繊維から製造することもできる。被覆部材１１２、ストラップ２２０および取付具２３０は、準等方性の補強部材、すなわち、０、＋４５、−４５、および９０度の配向の等しい（または、ほぼ等しい）数の層を有する補強部材を有し得る。補強材２１４は軸優位性繊維配向を有し得る。他の実施例では、被覆部材１１２、ストラップ２２０、取付具２３０、および補強材２１４は、他の繊維配向を有し得る。
【００２１】
金属の代わりに複合材料を使用することの１つの利点は、取付具２３０および下にある構造物（たとえば、被覆部材１１２および補強材２１４）が少なくとも一般的に類似の熱膨張係数を有する点である。結果として、航空機１００（図１）の運行中に経験される温度の変動が取付具２３０と下にある構造物との間で相違した熱膨張を生じさせず、したがって、継手接合１０６ｂで大きな応力を誘発しない。他の実施例では、しかしながら、取付具２３０は、アルミニウム、チタン、スチール等の金属材料を含み得る。金属の使用は、航空機が運行中に幅広い温度の変動を経験しないと予想される状況で適切であり得る。
【００２２】
複合材料および金属材料に加え、さらに他の実施例では、被覆部材１１２、ストラップ２２０、取付具２３０、および補強材２１４、ならびにそれらの組合せは、繊維／金属の積層物などのハイブリッド材料を含む他の材料を含み得る。そのような積層物は、ガラス繊維／アルミニウムの積層物、およびチタン強化グラファイト積層物（Ｔｉ／Ｇｒ）を含む。アルミニウムおよびガラス繊維の交互の層を含む１つのハイブリッド積層物は「GLARE（登録商標）」と称される。この積層物は、従来のアルミニウムより良好な疲労特性を提供し得る。Ｔｉ／Ｇｒ積層物は、従来のアルミニウムまたはグラファイト−エポキシを上回る重量の利点を提供し得るが、この積層物はより高価でもあり得る。
【００２３】
図２Ｃに示される継手接合１０６ｂの１つの特徴は、取付具２３０がストラップ２２０に重なる点である。この構造の１つの利点は、亀裂または他の構造的な欠陥がストラップ２２０の一部分を通って伝搬するというありそうにない出来事でフェールセーフの冗長な荷重経路を提供する点である。そのような出来事では、取付具２３０は単独で継手接合１０６ｂにわたって構造的荷重を支える。さらに、取付具２３０は、補強材２１４が終わるところから継手接合１０６ｂにわたって冗長な荷重経路も提供する。さらに、セグメント化されたストラップ２２０が使用される場合、取付具２３０は、隣接するストラップセグメントに対する添え板としても使用され得る。継手接合１０６ｂの別の特徴は、補強材２１４の端部が開いたままである点である。この特徴の１つの利点は、それが結露および他の原因で生じた水分を補強材２１４から逃がして十分な排水を可能にする点である。
【００２４】
図示の実施例の取付具２３０の１つの特徴は、第１および第２の直立エッジ部分２３６ａおよび２３６ｂである。直立エッジ部分２３６は取付具２３０に剛性を付加し、かつ補強材２１４の一段高い部分２２４の近傍に位置付けることができる。この構成の１つの利点は、それが特に圧縮荷重下で継手接合１０６ｂの安定性を増加させ得る点である。
【００２５】
図示の実施例のさらに別の特徴は、対向する補強材２１４の一段高い部分２２４が継手接合１０６ｂにわたって継ぎ合わされない点である。この特徴の１つの利点は、一段高い部分２２４が完璧に位置合わせされる必要がないため、取付具２３０の設置を比較的容易にする点である。一段高い部分２２４は他の実施例では継ぎ合わされてもよく、そうすることは継手接合の製造に時間および費用を付加する可能性が高いが、なぜなら、位置合わ
せおよびくさびを打つことについてのさまざまな考慮すべき事項が関与するからである。さらに、一段高い部分２２４を継ぎ合わせることは、補強材２１４の端部を閉鎖させる可能性があり、それによって十分な排水が妨げられ、一段高い部分２２４の下に位置付けられた留め具の視覚的な検査が妨げられる。
【００２６】
図示の実施例の継手接合１０６ｂはいくつかの別々の部品（たとえば、ストラップ２２０および取付具２３０）から作られるが、他の実施例では、これらの部品のうちの２つ以上は、その２つ以上の部品の機能を実行するか、および／またはその機能を有する単一の部品へと一体化することができる。たとえば、１つの他の実施例では、継手接合１０６ｂは、ストラップ２２０および取付具２３０の機能を一体化する単一の部品によって少なくとも部分的に形成され得る。別の実施例では、継手接合１０６ｂは、ストラップ２２０および隣接する充填材２２２の特徴を一体化する単一の部品を含み得る。部品を一体化することは、部品点数を低減すること、および／または強度を増加させる利点を有し得るが、別々の部品を使用することは、部品構成の簡略化および／または設置手順の簡略化の利点を有し得る。
【００２７】
図３Ａ〜３Ｃはともに、この発明の実施例による、切り窓１４０のうちの１つの近傍で第１のたる状セクション１０４ａを第２のたる状セクション１０４ｂに接合する方法を示す。図３Ａを参照すると、この図は、切り窓１４０の周りで第２の継手接合１０６ｂの一部分で外側を見る、部分的に分解された拡大等角図である。図３Ａに示される第１のたる状セクション１０４ａの部分は第３のパネル部分３１０ａを含む。図３Ａに示される第２のたる状セクション１０４ｂの部分は、第３のパネル部分３１０ａとエッジで位置合わせして位置付けられた第４のパネル部分３１０ｂを含む。パネル部分３１０は、図２Ａ〜図２Ｃに関して詳細に上述のパネル部分２１０と構成および機能で少なくとも一般的に類似である。たとえば、第３のパネル部分３１０ａは、第１の被覆部材１１２ａに取付けられた複数の補強材２１４（補強材２１４ｋ〜２１４ｍとして個々に識別される）を含み得る。同様に、第４のパネル部分３１０ｂは、第２の被覆部材１１２ｂに取付けられた複数の補強材２１４（２１４ｎ〜２１４ｐとして個々に識別される）を含み得る。図示の実施例の一局面では、しかしながら、切り窓１４０は、第１の被覆部材１１２ａの第３のエッジ領域３１３ａおよび第２の被覆部材１１２ｂの隣接する第４のエッジ領域３１３ｂに形成される。
【００２８】
次に図３Ｂを参照すると、細長いストラップ３２０は、第１の被覆部材１１２ａの第３のエッジ領域３１３ａおよび第２の被覆部材１１２ｂの隣接する第４のエッジ領域３１３ｂに取付けられる。ストラップ３２０の張り出した部分を通って延在する開口部３２４を除いて、ストラップ３２０は、図２Ａ〜２Ｃに関して上述のストラップ２２０と構造および機能で少なくとも一般的に類似であり得る。設置では、開口部３２４は切り窓１４０と位置合わせされ、ストラップ３２０は複数の留め具２２１で被覆部材１１２に取付けられる。他の実施例では、ストラップ３２０は被覆部材１１２に結合されるか、または被覆部材１１２に結合されかつ留められ得る。
【００２９】
ストラップ３２０の１つの特徴は、開口部３２４が切り窓１４０の周りに完全に延在する点である。この特徴の１つの利点は、ストラップ３２０が１個の２機能部品として作用し、それにより切り窓１４０の周りに効率的な荷重経路を提供する点である。この特徴のさらに別の利点は、それが、単一の、一体化された部品で窓の２機能部品の特徴を継ぎストラップの特徴と組合せることによって、部品点数を低減する点である。
【００３０】
図示の実施例では、ストラップ３２０は補強材２１４の隣接するフランジ部分２２６より厚い。隣接する表面間の段を避けるため、第１の充填材２２２ａおよび第２の充填材２２２ｂは、切り窓１４０から離れて位置付けられた継手接合１０６ｂの部分でストラップ
３２０に隣接してフランジ部分２２６に位置付けられる。切り窓１４２の近傍の区域で、より細い充填材３２２（第３の充填材３２２ａおよび第４の充填材３２２ｂとして個々に識別される）が補強材フランジ部分２２６に位置付けられる。
【００３１】
次に図３Ｃを参照すると、複数の取付具２３０は、図２Ａ〜２Ｃに関して上述のように切り窓１４０から離れて補強材の仕切壁内で継手接合１０６ｂにわたって延在する。より細い取付具３３０が切り窓１４０の対向する端部に同様の態様で継手接合１０６ｂにわたって取付けられる。図示の実施例のより細い取付具３３０は「Ｌ」型の断面を有する。他の実施例では、しかしながら、より細い取付具３３０は、「Ｕ」型、「Ｃ」型、および平坦な形状を含む他の断面形状を有し得る。窓フレーム３５０は、切り窓１４０の周りでストラップ３２０および下にある構造物に留められるかまたは他の態様で取付けられる。一実施例では、窓フレーム３５０は、アルミニウムなどの高強度の金属材料から機械加工されるか、または他の態様で形成され得る。他の実施例では、窓フレーム３５０は複合材料および／または他の好適な材料を含み得る。
【００３２】
上に述べられ、かつ図３Ａ〜３Ｃに示される実施例の１つの特徴は、継手接合１０６ｂが切り窓１４０の中間を通って延在する点である。この特徴の１つの利点はそれが設計の柔軟性を提供する点である。たとえば、この特徴は、継ぐ位置に関わりなく、窓のパターンおよびたる状セクションの長さを選択することを可能にする。図４は、図２Ｃの線４−４に実質的に沿った継手接合１０６ｂの断面端面図である。この図は、この実施例では、取付具２３０がストラップ２２０上に位置付けられ、かつ留め具２３８が取付具２３０、ストラップ２２０、および被覆部材１１２ｂを通って延在することを示す。この図はさらに、取付具２３０がそれぞれの補強材２１４の間であるが、それらの近傍に位置付けられることも示す。
【００３３】
２００３年８月２２日に出願された「大きいたる状セクション構成要素の製造のための複数ヘッド自動化複合積層機械（“MULTIPLE HEAD AUTOMATED COMPOSITE LAMINATING MACHINE FOR THE FABRICATION OF LARGE BARREL SECTION COMPONENTS”）」と題される、第１０／６４６，５０９号、２００３年１１月１８日に出願された「大きい硬化されない複合積層物を移動する方法（“METHOD OF TRANSFERRING LARGE UNCURED COMPOSITE LAMINATES”）」と題される、第１０／７１７，０３０号、２００３年８月２２日に出願された「内部胴体心棒に対する自動化された複合補強部材（“AUTOMATED COMPOSITE LAY-UP TO AN
INTERNAL FUSELAGE MANDREL”）」と題される、第１０／６４６，３９２号、２００３年７月２８日に出願された「複合胴体機械（“COMPOSITE FUSELAGE MACHINE”）」と題される、第１０／６３０，５９４号、２００３年８月２２日に出願された「一方向複数ヘッド繊維配置（“UNIDIRECTIONAL, MULTI-HEAD FIBER PLACEMENT”）」と題される、第１０／６４６，３１６号、２００２年１１月２２日に出願された「平行構成複合材料製造機（“PARALLEL CONFIGURATION COMPOSITE MATERIAL FABRICATOR”）」と題される、第１０／３０１，９４９号、２００４年３月１２日に出願された「材料配置機械で自動化された欠陥への戻りおよび／または欠陥の修理を可能にするシステムおよび方法“SYSTEMS AND METHODS ENABLING AUTOMATED RETURN TO AND/OR REPAIR OF DEFECTS WITH A MATERIAL PLACEMENT MACHINE”」と題される第１０／７９９，３０６号、２００３年１２月２日に出願された「複合構造の欠陥特性を判定するためのシステムおよび方法“SYSTEMS AND METHODS FOR DETERMINING DEFECT CHARACTERISTICS OF A COMPOSITE STRUCTURE”」と題される、第１０／７２６，０９９号、２００３年７月２８日に出願された「複合構造の製造中に異物（ＦＯＤ）および破片ならびに欠陥を識別するためのシステムおよび方法“SYSTEMS AND METHODS FOR IDENTIFYING FOREIGN OBJECTS AND DEBRIS (FOD) AND DEFECTS DURING FABRICATION OF A COMPOSITE STRUCTURE”」と題される、第１０／６２８，６９１号、および２００４年４月１２日に出願された「複合構造で欠陥位置を示すために光を使用するためのシステムおよび方法“SYSTEMS AND METHODS FOR USING LIGHT TO INDICATE DEFECT L
OCATIONS ON A COMPOSITE STRUCTURE”」と題される、［代理人事件整理番号第７７８４−０００６９６号］の同時係属中の米国特許出願の主題が全体としてここに引用により援用される。さらに、米国特許第６，１６８，３５８号の主題も全体としてここに引用により援用される。
【００３４】
上述のことから、この発明の特定の実施例が例示のためにここに説明されているが、この発明の精神および範囲を離れることなくさまざまな変形が可能であることが理解されるであろう。たとえば、航空機などの特定の乗物の文脈で説明される局面は、ヘリコプター、ロケット、船舶等の他の乗物にも等しく適用され得る。さらに、特定の実施例の文脈で説明される局面は、他の実施例では組合されるかまたは排除され得る。したがって、この発明は、添付の特許請求の範囲によってを除いて制限されない。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】この発明の実施例によって構成された複合胴体を有する航空機の等角図である。
【図２Ａ】この発明の実施例による、第１の胴体たる状セクションを第２の胴体たる状セクションに接合する方法を示す図である。
【図２Ｂ】この発明の実施例による、第１の胴体たる状セクションを第２の胴体たる状セクションに接合する方法を示す図である。
【図２Ｃ】この発明の実施例による、第１の胴体たる状セクションを第２の胴体たる状セクションに接合する方法を示す図である。
【図３Ａ】この発明の別の実施例による、切り窓の近傍で第１の胴体たる状セクションを第２の胴体たる状セクションに接合する方法を示す図である。
【図３Ｂ】この発明の別の実施例による、切り窓の近傍で第１の胴体たる状セクションを第２の胴体たる状セクションに接合する方法を示す図である。
【図３Ｃ】この発明の別の実施例による、切り窓の近傍で第１の胴体たる状セクションを第２の胴体たる状セクションに接合する方法を示す図である。
【図４】図２Ｃの線４−４に実質的に沿った図２Ｃの継手接合の断面端面図である。
【図１】
2008514484.tif 000003
【図２Ａ】
2008514484.tif 000004
【図２Ｂ】
2008514484.tif 000005
【図２Ｃ】
2008514484.tif 000006
【図３Ａ】
2008514484.tif 000007
【図３Ｂ】
2008514484.tif 000008
【図３Ｃ】
2008514484.tif 000009
【図４】
2008514484.tif 000010
【国際調査報告】
2008514484.tif 000011
2008514484.tif 000012
2008514484.tif 000013