JP2009526697A - 航空機用構成要素の非オートクレーブ接着方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、特に航空機用大型構造体構成要素（１）を形成するための、構成要素（２−６）の非オートクレーブ接着方法に関し、以下の工程を有する：少なくとも１個の接着フィルム（１６）をストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）の接合点（１５）部分に塗布する工程であって、エポキシ樹脂を含浸した接着フィルム（１６）を裏打ち布として形成すること；ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）を互いに支持構造体（７）上位置決め且つ整列させる工程；真空バッグ（１２）を形成するために、整列されたストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）を真空フィルム（１１，１８）で被覆する工程であって、真空フィルム（１１，１８）を接着するストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）に直接的に適用すること；周囲空気圧Ｐ_{ａｉｒ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ}によって十分な接触圧力をストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）に付与するために、部分真空Ｐ_{ｉｎｓｉｄｅ}を真空バッグ（１２，２８）に付与する工程；最終的にストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）を互いに接着させるために、少なくとも１個の接着フィルム（１６）を硬化する工程であって、少なくとも１個の接着フィルム（１６）の硬化を室温よりも高い温度で生じさせること。

Description

本発明は、特に航空機用大型構造体構成要素を形成するための、複数の構成要素の非オートクレーブ接着方法に関する。

航空機産業においては、大型構造体構成要素は現今、少なくとも必要なリベット接合数を低減できるように、金属構成要素同士を接着させて製造されることが多い。例えば、胴体外板全体は、ストリンガ及び／又は窓切抜き補強材（ダブラ）をアルミニウム合金板と接着させて製造される。大型の翼外板は、ストリンガ及び／又は交差リブを接着させることにより、時間及び費用の点で経済的に製造され得る。モノリシック構造体だけでなく、金属薄板−ハニカム−金属薄板からなるサンドイッチ構造もまた、このようにして製造され得る。

個々の構成要素を接着させるために、エポキシ樹脂等による樹脂材料が含浸された裏打ち材料（マット又は布）を備えた接着フィルムが使用される。
大型構造体構成要素を形成するために、構成要素は最初に、周知の方法に従い適当な支持構造体上で、互いに位置決め且つ整列させられる。接着フィルムは、前もって互いに接着させられる構成要素の間に配置される。

周知の接着方法においては、装置全体が真空フィルムで被覆されると共に、接着フィルムを硬化させるためにオートクレーブに載置される前に、特に装置全体の鋭角部分即ちセクションを接着テープ等の適当な被覆手段によって保護することが必要である。このことにより、オートクレーブ内での最終硬化のために、構造体構成要素全体に圧力を付与する時に、真空フィルムが破損することを防止する。また、周知の接着方法においては、局所的な面圧（ｓｕｒｆａｃｅ ｐｒｅｓｓｉｎｇ）を増加させるために、シリコン圧力要素を特定部分に使用しなければならない。シリコン不純物により接着接合部の強度に悪影響が及ぶことを回避するために、シリコン圧力要素を使用する時には、これらの要素を特に注意して適切な離型フィルムで被覆することが必要である。固定ピンは、最初に構成要素を互いに固定するためのものであるが、フィルムが破損するのを回避するために、適切な手段で入念に被覆されなければならない。このようにして準備される構造体のみが、フィルムで被覆され、続いて最終的に、完成構造体構成要素を形成するために、オートクレーブ内で硬化され得る。充分な程度まで機械的に荷重がかけられ得る接着接合部を形成するために、構成要素間における高い接触圧が必要であるという理由から、オートクレーブにおける硬化が必要とされている。

周知の製造方法によれば、後に続くオートクレーブ内で構造体全体を硬化するために、互いに位置決め及び整列させられる構成要素の準備には極めて時間がかかり、従って費用が嵩む。更に、硬化を目的としてオートクレーブ内に構造体を載置するには、オートクレーブ内で生じる力に伴い、鋼等から製造された固く重い支持構造体を必要とする。

従って、本発明の目的は、大型構造体構成要素における接着接合部を製造するための簡素化された方法を提供することにある。

本目的は、以下の工程を有する方法によって達成される：
−少なくとも１個の接着フィルムを、構成要素の接合点部分に配置する工程と、
−構成要素を支持構造体上で互いに位置決め及び整列させる工程と、
−真空バッグを形成するために、整列された構成要素を真空フィルムで被覆する工程と、
−周囲空気圧Ｐ_{ａｉｒ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ}によって構成要素に十分な接触圧を付与するために、真空バッグに部分真空（ｐａｒｔｉａｌ ｖａｃｕｕｍ）を付与する工程と、
−構成要素を最終的に接着させるために、少なくとも１個の接着フィルムを硬化させる工程とを含み、該少なくとも１個の接着フィルムを硬化させる工程は、室温よりも高い温度で行われる。

本発明の方法における硬化工程は、真空フィルムによって形成される真空バッグ内でのみ行われ、オートクレーブ内の１０００ＫＰａ程度の過剰圧力では行われない。そのため、真空フィルムの破損や、そのような破損による漏出を回避するために、真空フィルムが適用される前に、独立した適切な被覆手段、例えば接着テープ等を鋭角な部分に備える必要がない。被覆手段の範囲画定は結果的に、時間及び費用の点で著しい節約をもたらす。

更に、真空バッグでの硬化は、より軽量な支持構造体を使用することを可能にすると共に、このような構造体は、例えばアルミニウム材料から全体が形成され得る。
また、構成要素を空間内で固定するために通常提供されるその他の必要な接着ピンのマスキングは、置き換えを必要とすることなく排除され得る。

更に、大面積ダブラ構造体のマスキングも不要となり得る。
真空バッグでの硬化時における低い圧力効果により、構成要素が互いに変位させられる傾向が低減される。また、沈降運動は、相対的に小さい程度でのみ生じる。従って、特定の環境下では、他に製造誤差を変化させないで、構成要素を固定するために必要な接着ピンの数を減少させることが可能である。

更に、接触圧を局所的に増加させるために、ストリンガフィート部分にシリコン圧力要素を配置する必要がない。このような配置は、シリコン蒸着による接着面の汚染を回避するために、圧力要素自体に離型フィルムを備えることを必要とする。

従来構成要素上の少なくとも特定部分に載置されているナイロン又はポリエステルから作られた換気布（「Ａｉｒｗｅａｖｅ」等という）も必要としない。或いは、このような換気布は、接着結果を改善するために極めて僅かな程度に必要とする。

従って、接着工程の完了後に、上記の必要な被覆手段及び資源を除去することも不要となる。
真空バッグでの硬化中に生じる低圧は同時に、好ましくない部分、例えば真空フィルムの曲げ部分等における接着の発生を低減させ、その結果、更に洗浄作業等の後処理作業が削減される。後処理作業が削減されることにより、例えば化学溶媒や強度の冷却洗浄剤等の洗浄溶媒の使用がより少なくなり、これは、特に環境保護の点において重要である。

硬化オーブンにおける真空バッグでの硬化はまた、オートクレーブにおける硬化と比較して、エネルギ集中がより小さく、その結果、環境保護対策を取ると共に、エネルギ費用を最小化することを可能にする。更に、本発明の方法はまた、航空機の作動中に、破損に対する完全な補修のために使用され得る。本明細書において、真空バッグでの硬化は、例えば、可動支持構造体、また特定の環境下では、屋外（「現地工程（ｆｉｅｌｄ ｐｒｏｃｅｓｓ）」という）で使用可能な支持構造体でも利用可能となる。この場合、支持構造体で必要な硬化温度は、例えば、伝達可能な高温空気ブロアによって発生させられ得る。

また、本発明の方法の用途において使用される変更硬化パラメータにより、大型構造体構成要素が連続的に製造され得る（オーブンライン）ように、本方法を連続作動原理に適用することも可能となる。

最後に、本方法は、真空バッグで硬化が行われる時に、互いに接着される構成要素の好ましくない変位を多分に回避するように、オートクレーブでの硬化と比較して、１０以下の係数でより低い真空バッグ接触圧が生じるため、製造誤差の低減を可能にする。

本発明の方法は、航空機産業において大型構造体構成要素を形成するために、アルミニウム合金から作られる構成要素の接着に限定されると見なされるべきではない。代わりに、本発明の方法はまた、所望の複合材料をアルミニウム構成要素に接着させるために、及び／又は、複合構成要素を互いに直接的に接着させるために使用することも可能である。

本方法の一つの有利な改良点は、７００ｋＰａから１００ｋＰａの間の部分真空で、且つ１１５°Ｃから１２５°Ｃの間の温度で硬化される少なくとも１個の接着フィルムを提供することにある。

接着フィルムによる構成要素の接着は、相対的に低い部分真空で、また適度の温度でのみ生じるので、著しく簡素化された方法手順が可能となる。７０ｋＰａから１００ｋＰａの間の部分真空は、硬化が真空バッグでのみ生じ、オートクレーブで１０００ｋＰａ程度の過剰圧力では生じないとしても、接着される構成要素の十分な接触圧を保証する。

更に有利な改良点によれば、構成要素は支持構造体上において、互いに位置決め及び整列させられ、この構造体の面形状は、接着され且つ構成要素からなる構造体構成要素の面形状とほぼ対応する。

構成要素を互いに位置決めし、整列させ、続いて接着するために、下部構造を使用することにより、厳しい製造誤差を伴うコンプライアンスが可能になる。
本方法の更に有利な改良点によれば、接着される構成要素上に直接位置決めされる真空フィルムが提供される。

その結果、真空バッグを形成するために、最終的に接着される構成要素に塗布される真空フィルムの一貫性を実現すべく接触圧を増加するための、被覆細片、離型フィルム、圧力要素、及び圧力細片を備えたこれまでの手間のかかる高価な構造体が不要となる。

更に有利な改良点によれば、構成要素はアルミニウム合金及び／又は複合材料で形成される。
そのため、本方法はまた、少なくとも部分的に複合材料で形成される大型構造体構成要素に適用され得る。

更なる改良点は、エポキシ樹脂が含浸される裏打ち布で形成される少なくとも１個の接着フィルムを提供することにある。
この改良点は、接着される接合部の高度な寸法精度が、構成要素間に生じることを保証する。更に、接着フィルムは、接合点の部分に容易に使用、即ち適用できる。

図面において、同一の構造体要素は、各々の場合で同じ符号を有する。
図１は、本発明方法に従い、大型構造体構成要素１を製造するために、互いに接着される複数の構成要素を有する構造体の断面図を示す。

大型構造体構成要素１は例えば、着陸フラップ、エーロフォイル用被覆外板、方向舵ユニット、エレベータユニット、例えば複数の窓切抜きを有する胴体外板用セグメント等であってもよい。本発明の方法の手順を、図１の例を参照して以下に詳細に説明する。

本方法を実施するために、構成要素２，３，４，５，６は、支持構造体７上に互いに載置、位置決め及び整列される。図１に示す実施形態の構成要素２は、構成要素３−６を補強するために、位置決めされた構成要素３−６に接着されるアルミニウム合金からなるスキンパネルである。構成要素３−６はまた、ほぼＺ形状断面の形状を備えたストリンガ即ち補強断面ともいい、このストリンガは、とりわけ、スキンパネルの機械特性を向上させるために作用する。スキンパネルに使用される材料に対応するように、ストリンガはまた、アルミニウム合金で形成される。使用されるアルミニウム合金材料と対照的に、構成要素２−６はまた、複合材料、例えば炭素繊維補強樹脂等で形成されてもよい。或いは、構成要素２−６は、被覆金属樹脂複合材料、例えば「Ｇｌａｒｅ」等で形成されてもよい。

実際の接着工程の前に、実際の接合部を製造するために必要な接着フィルムが、構成要素２−６間の必要な接合点に配置される。
ロール形状からなる接着フィルムは、例えばナイロン布の形態をなす裏打ち材料で形成され、この裏打ち材料には硬化可能な樹脂材料が予め含浸されている。裏打ち材料を予め含浸させるために、例えば、予め硬化させられたエポキシ樹脂を硬化可能な樹脂材料として使用することも可能であり、これは、早期硬化を回避するために低温で保管される。例えば、以下の接着フィルムが、本発明の方法を実施するために使用され得る：米国ベイポイントに所在するヘンケル（Ｈｅｎｋｅｌ）社より販売される接着フィルムＥＡ９６９６．０３ＮＷ、及び英国レクサムに所在するサイテック・エンジニアド・マテリアルズ（Ｃｙｔｅｃ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｅｄ Ｍａｔｅｒｉａｌｓ）社より販売される接着フィルムＥＭ９４Ｍ．０３。図面をより明瞭に示すために、構成要素２−６の間の接着フィルムは、図１には示されていない。

接着位置を設定する前に、構成要素２−６間の接合点は、例えば化学洗浄、アルカリ及び酸エッチング、陽極処理方法、及び下塗剤の塗布等の適当な前処理が施されて、接着効果を、ひいては接着接合部で達成可能な機械的負荷特性を高める。

支持構造体７は２個の支持体８，９上で保持されると共に、支持体８，９を支持構造体７に固定式に或いは変位可能に接合させる。図１に示す実施形態において、支持体９の水平方向への変位可能性は、とりわけ、構成要素２−６、又は支持構造体７の間で温度変動が存在する時に生じ得る機械的応力の補償を可能にする。支持体８，９は更に、下位面１０に恒久的に接合される。支持構造体７の面形状は、好適には、高度な寸法精度の大型構造体構成要素１の製造を確実にするために、構造体構成要素１の面形状に可能な限り精確に適合させられる。

本発明の方法の過程で構成要素２−６を接合させるために使用される接着フィルムの硬化は、１１５°Ｃから１２５°Ｃの間の低温で、また７０ｋＰａから１００ｋＰａの間の硬化圧力で生じる。そのため、オートクレーブ内で極めて高い圧力及び／又は硬化温度で作用する周知の接着方法における過程とは対照的に、構造体全体は、接着される構成要素２−６の部分において、被覆手段（接着細片、Ａｉｒｗｅａｖｅ等）並びに局所的接触圧増加手段（シリコン細片又はシリコン塊等）がなく、連続真空フィルム１１で被覆され得る。低い硬化パラメータにより、被覆手段がなく、且つ真空バッグ内で接触圧手段がなく硬化される構成要素２−６から形成される構造体が可能となり、結果的に、製造手順が極めて簡素化される。

真空フィルム１１は、下部構造７の上側と合わせて接着される構成要素２−６の間への十分な接触圧のために、対応する部分真空Ｐ_{ｉｎｓｉｄｅ}が周囲空気圧Ｐ_{ａｉｒ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ}によって供給された後に、高い機械的荷重を受け得る接着接合部を製造するために役立つ気密真空バッグ１２を形成する。真空フィルム１１が配置された後に、このようにして形成された真空バッグ１２は、周囲空気圧Ｐ_{ａｉｒ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ}が構成要素２−６の間に最適な接着接合を得るために必要な接触圧を生じさせるように、部分的に排気され、即ち、７０ｋＰａから１００ｋＰａの間の内圧Ｐ_{ｉｎｓｉｄｅ}に置かれる。

接着接合部を形成する接着フィルム１６の硬化工程全体は、ここでは、６０分から９０分の間の時間に亘り継続し、１１５°Ｃから１２５°Ｃの間の温度が維持される。
より低い硬化パラメータを有する接着フィルム１６を使用することにより、ここで説明された温度間隔において、７０から１００ｋＰａの間の相対的に低い圧力で、上述の真空バッグ１２での構造体又は装置全体の硬化が可能となる。

構成要素２−６の硬化はまた、本発明の方法の過程において、オートクレーブで実施されてもよい。この目的のために、構成要素２−６、真空フィルム１１、及び支持構造体７から形成される構成体全体、また接着フィルムを完全に硬化させる装置全体は、オートクレーブ内に載置され、オートクレーブは、硬化工程の十分な手順に必要な１１５°Ｃから１２５°Ｃの間の温度をもたらすためのみに作用する。また、オートクレーブは、１０００ＫＰａ程度のエネルギ集中的過剰圧力を受けることはない。代わりに、本発明の方法を実施するオートクレーブには、圧力が加えられておらず、即ち周囲空気圧のレベルで作用させられる。このようにして、未だ存在するいかなるオートクレーブも、本発明の非オートクレーブ硬化工程を実施するように、継続的に使用され得る。

しかしながら、本発明の方法によれば、硬化工程はとりわけ、連続作動する流動炉で有利に行われるものであり、その結果、連続的な、従ってより費用効率の高い航空機用大型構造体構成要素の製造が、製造時の相対的に大きな中断を生じることなく可能となる。

硬化工程の完了後に、再度使用され得ない真空フィルム１１が、接着されたばかりの構成要素２−６から外されて、大型構造体構成要素１は、更なる後処理工程を施される。しかしながら、上述したように、特に鋭角部分や接着ピンへのマスキング細片等のような付加的な被覆手段、又は局所的接触圧増大手段が、本質的にもはや必要とされず、また結果的に、これらはもはや取り除かれる必要もないため、構造体構成要素１に対する後処理費用は、オートクレーブを用いない本発明の方法により、著しく低減させられる。

接着される構成要素２−６の間の真空硬化により、低減させられた接触圧のみが存在し、これは接着される構成要素２−６の間の不確定的な接着の発生（スピニングという）を大きく抑えるため、接着された構成要素２−６に対する後洗浄作業もまた、本発明の方法が適用された時に著しく削減される。例えば強度の冷却洗浄剤、化学的粗面化手段、研磨剤、及び／又は艶出し剤等を伴う洗浄作業による、接着フィルム１６の硬化後に、以前は概ね必要であった作業集中的な構成要素２−６の後処理はまた、置換されることなく本質的に排除され得る。

接着される構成要素２−６は、オートクレーブを用いることなく、即ち、本質的に真空バッグ１２で相対的に低い接触圧力でのみ硬化されるため、支持構造体７はより簡単に、静止状態で具体化され得る。従って、相対的に頑丈で、高価で且つ製造が複雑な鋼等から作られた支持構造体７を使用する必要がない。

図２は、オートクレーブでストリンガ１３をスキンパネル１４に接着するために使用されてきた、従来技術において必要であった複雑な構成体の例を示す。
スキンパネル１４とストリンガ１３との間の実際の機械的接合部を形成する接着フィルム１６は、接合点１５部分において、スキンパネル１４とストリンガ１３との間に配置される。接着ピン１７は、ストリンガ１３のスキンパネル１４に対する位置の初期固定のために、硬化工程の完了まで使用される。硬化工程の完了後に、接着ピン１７は取り除かれてもよい。真空フィルム１８がオートクレーブ１９内で加工対象物に作用する高い過剰圧力により破損させられることを回避するために、接着ピン１７には接着テープ２０が被覆される。第１シリコンブロック２２は、ストリンガ１３の下側リブ２１の部分における局所的な接触圧を増加させるために、この部分へ圧力要素として配置される。第２シリコンブロック２３は、圧力が付与された時に、ストリンガ１３の傾動を防止するために、ストリンガ１３の上側リブ２４とスキンパネル１４との間に圧力要素として配置される。シリコンブロック２２，２３からのシリコン蒸着によるスキンパネル１４上の接合点１５の汚染を回避するために、第１シリコンブロック２２は離型フィルム２５によって包囲される。これに対応して、第２シリコンブロック２３もまた、必要に応じてこの離型フィルムで包み込まれなければならない。ストリンガ１３の上側リブ２４及びストリンガ１３の中心ウェブ２６は、構造体又はオートクレーブ内に載置される装置全体を製造するために、接着細片２７で被覆される。ストリンガ１３及び接着ピン１７の鋭角部分を接着テープ２０，２７で被覆することにより、オートクレーブ１９内にある１０００ｋＰａ程度の高い過剰圧力による破壊又は貫通による真空フィルム１８の破損が防止される。構造体全体又は装置全体は、次にオートクレーブ１９に載置されると共に、接着フィルム１６は、最終的にストリンガ１３をスキンパネル１４に接合させるために、１２５°Ｃから１３０°Ｃの温度で、また１０００ｋＰａ程度の圧力で、数時間に亘り硬化される。

図３は、本発明の方法を実施するために必要な簡素化構造体を示す。
ストリンガ１３は、図２の例に従い、スキンパネル１４に配置される。接着フィルム１６は、接合点１５部分においてストリンガ１３とスキンパネル１４との間に配置される。ストリンガ１３をスキンパネル１４上に初期固定するための接着ピン１７は、従来技術において必要な接着テープ２０で被覆する必要がない。同じことが、離型フィルム２５を備えたシリコンブロック２２，２３用カバーを含む第１及び第２シリコンブロック２２，２３にも当てはまる。更に、ストリンガ１３の上側鋭角部分を被覆するための接着細片２７が排除される。

本発明の方法において必要なことは、ストリンガ１３、スキンパネル１４、接着フィルム１６及び真空フィルム１８からなる構造体の製造又は改良方法のために被る支出が著しく削減されるように、スキンパネル１４及びストリンガ１３を接合点１５の部分に設けることである。

図３に係る構造体の製造に関する上記説明によれば、真空フィルム１８によって形成される真空バッグ２８は、周囲空気圧力Ｐ_{ａｉｒ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ}により、ストリンガ１３とスキンパネル１４との間に必要な機械的接触圧力を生じさせるために、約７０ｋＰａから１００ｋＰａの間の内圧Ｐ_{ｉｎｓｉｄｅ}が真空バッグ２８に得られる程度に、部分的に排気される。

このようにして形成される構造体は、続いて、６０から９０分の硬化時間において、７０ｋＰａから１００ｋＰａの間の圧力で、必要な硬化温度１１５°Ｃから１２５°Ｃを維持するために、オートクレーブ内に最終硬化のために載置される。本発明によれば、オートクレーブは、必要な硬化温度を１１５°Ｃから１２５°Ｃの間の範囲に維持するためにのみ作用し、さらに、１０００ｋＰａ程度の過剰圧力を発生させることは必要とされない。

これと対照的に、連続的、ひいてはより費用効率のよい製造工程を提供するために、本発明方法が特に有利に非加圧流動オーブンに適用されるならば、例示した構造体は硬化され得る。

大型構造体構成要素の概略断面図。 オートクレーブにおけるストリンガのスキンパネルへの接着例を用いる、従来技術において必要であった複雑な構造体を示す図。 本発明の方法により同じ接着工程を提供する簡素化された構造体を示す断面図。

符号の説明

１ 構造体構成要素、２ 構成要素（スキンシェル）、３ 構成要素（ストリンガ）、４ 構成要素（ストリンガ）、５ 構成要素（ストリンガ）、６ 構成要素（ストリンガ）、７ 支持構造体、８ 支持体、９ 支持体、１０ 下位面、１１ 真空フィルム、１２ 真空バッグ、１３ ストリンガ、１４ スキンパネル、１５ 接合点、１６ 接着フィルム、１７ 固定ピン、１８ 真空フィルム、１９ オートクレーブ、２０ 接着テープ、２１ 下側リブ（ストリンガ）、２２ 第１シリコンブロック、２３ 第２シリコンブロック、２４ 上側リブ（ストリンガ）、２５ 離型フィルム、２６ 中心ウェブ、２７ 接着テープ、２８ 真空バッグ

Claims (4)

1. 航空機用大型構造体構成要素（１）を形成するために、アルミニウム合金又は硬化複合材料ストリンガ（１３）をアルミニウム合金スキンパネル（１４）に接着させる非オートクレーブ方法であって、
   −少なくとも１個の接着フィルム（１６）を前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）の接合点（１５）部分に塗布する工程と、該接着フィルム（１６）は、エポキシ樹脂が含浸された裏打ち布として形成されることと、
   −前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）を支持構造体（７）上で互いに位置決め及び整列させる工程と、
   −真空バッグ（１２，２８）を形成するために、前記整列されたストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）を真空フィルム（１１，１８）で被覆する工程と、該真空フィルム（１１，１８）は、接着された前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）に直接塗布されることと、
   −周囲空気圧Ｐ_{ａｉｒ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ}によって十分な接触圧を前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）に付与するために、部分真空Ｐ_{ｉｎｓｉｄｅ}を前記真空バッグ（１２，２８）に適用する工程と、
   −最終的に前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）を互いに接着させるために、前記少なくとも１個の接着フィルム（１６）を硬化する工程と、該少なくとも１個の接着フィルム（１６）の硬化は、室温よりも高い温度で生じることとを特徴とする方法。
2. 前記少なくとも１個の接着フィルム（１６）は、７０ｋＰａから１００ｋＰａの間の部分真空、及び１１５°Ｃから１２５°Ｃの間の温度で硬化させられる請求項１に記載の方法。
3. 前記支持構造体（７）の面形状は、接着され、且つ前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）からなる構造体構成要素（１）の面形状と本質的に対応する請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記ストリンガ（１３）及びスキンパネル（１４）は、アルミニウム合金及び／又は複合材料により形成される請求項１乃至３のいずれか１項に記載の方法。

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