JP2014159262A - 複合構造パネルおよび航空機胴体 - Google Patents

Abstract

【課題】製造人時などを節約し得る複合構造パネルおよび航空機胴体を提供する。
【解決手段】構造パネル組立体１０は、端と端を接した位置合わせで配置される第１および第２の複合パネル１１２、１１４を含み、少なくとも１つのタブ１２０が、第１のパネルの接合縁部１１６から延在しており、かつ第２の複合パネルの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされる外側表面１２４を含んでいる。対応部分は、タブと相互嵌合するための陥凹部１３６を含むか、そうでない場合はタブを受け入れるように構成される。タブの外側表面は、対応部分から離間されて、複合パネルを結合するためにそれらの間に結合材料を受け入れる。
【選択図】図２

Description

本開示はシェル構造に関し、より詳細には、複合構造パネルおよびセクションの連結方法、ならびにそのような方法に従って形成された構造組立体に関する。

典型的には大型ジェット旅客機などの大型航空機である多くの航空機の主要構造要素は、金属製であることが多い。例えば、そのような航空機のための胴体シェルおよびセクションは、典型的には、高力アルミニウム合金または類似の金属で製造される。しかし最近では多くの航空機製造業者が、繊維強化樹脂材料などの複合材料をその比較的高い強度重量比のために使用し始めてきた。適切な複合材料は、通例、エポキシ樹脂または他のタイプの樹脂の母材中に、ガラス繊維、炭素繊維、または合成繊維（例えば、ポリアミド繊維、ポリエステル繊維など）を含むものである。

複合材料を用いた航空機胴体の１つの製造方法例は、回転マンドレルの周りへの繊維または繊維テープの巻回を伴い、一般に、自動化された器具またはシステムを用いる。マンドレルは、長手方向の胴体セクションの基本形状を提供する。繊維またはテープは、前もってエポキシ樹脂を含浸させるか、複合材料が回転マンドレルに接触する直前に樹脂浴を通過させることができ、複数の層になるように貼り付けて、胴体セクションの外板を形成する。マンドレルは、技法によっては、所定の位置に残されて巻回構成要素の一部とされる場合があり、または取り外される場合もある。外板は、ハニカム形コアの層などの追加的な層で覆うことができ、そこに複合材料の追加的な層をあてがって、複合「サンドイッチ」構造にすることができる。

この方式で形成された複合胴体セクションを互いに連結する１つの方法は、隣接した胴体セクション間の円周方向添接連結部分にわたって所定の位置に固定される、１つまたは複数の添接板の使用を伴う。一般に、添接板が所定の位置に保持されるのと同時に、取付穴が、添接板および下層の複合構造を貫いて正確に開けられる。それぞれの穴は、通常、各穴に関する統計的工程管理データを記録することもできる機械の使用を通じるなどして、サイズクオリティが調べられる。次いで、正確に測定されたトルクに従って留め具が適用されて、添接板が所定の位置に固着される。

広胴型航空機などのより大型の航空機の場合、複式添接板システムが使用されうる。典型的には、長手方向のスティフナや横方向のフレームなどの構造梁系が、補強を目的として胴体セクションに取り付けられる。複式添接板システムは、隣接したスティフナ間で添接板の両側の領域まで延在するように添接板に沿って配置された長手方向拡張部、および／または添接板の両側までかつ隣接したスティフナ間で延在するように添接板に交差するように固定された独立した長手方向の取付具を有する、添接板を伴いうる。拡張部および／または取付具は、添接板と同様の方式で複合構造に固定される。場合により、拡張部または取付具には、追加的な剛性などのために直交フランジが設けられ、この直交フランジ自体は、スティフナおよび／またはフレームに取り付けられてもよい。

それゆえ、複合胴体セクションの添接板連結方法は、特に広胴型航空機において、労働集約的な組立手順および大規模な工具設備を伴いうる。例えば、広胴型航空機における胴体の内径は、典型的には約２００インチ（約５メートル）である。このサイズの隣接した胴体セクションを連結するのに必要な留め具の数は、５，０００を超えうる。自動化されていたとしても、必要な数の穴を開けて留め具を適切にあてがうのに必要とされる時間は、セクション当たり４００人時を上回りうる。さらに、広胴型航空機胴体は、いくつかの胴体セクションから組み立てられ、例えば、Ｂｏｅｉｎｇ ７８７ Ｄｒｅａｍｌｉｎｅｒは、５つの胴体セクションから組み立てられる。よって、このサイズおよびタイプの航空機用の胴体セクションの場合、上述の連結技法は、２０，０００を超える留め具数と、２，０００を上回る人時とを要求しうる。

本開示は、複合構造パネル、およびシェル構造などの構造組立体を形成するための複合構造パネルの連結方法について述べる。

本明細書においてより詳細に説明するように、本開示による複合パネル組立体は、第１および第２の複合パネルを含むことができ、これら複合パネルは、端と端を接した位置合わせで相対的に配置される、対応する接合縁部を有しており、少なくとも１つのタブ（いくつかの実施形態では、複数のタブ）が、第１の複合パネルの接合縁部から長手方向に延在しており、各タブは、第２の複合パネルの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされる外側表面を含んでいる。対応部分は、タブと相互嵌合するための陥凹部を含むか、そうでなければ、タブおよび対応部分の向かい合う表面が近接離間されるように構成されうる。タブは、結合材料をこの空間内に注入するための１つまたは複数の注入穴を含むことができ、さらに、結合材料の注入を検証するために、（１つまたは複数の）注入穴に近接して配置された１つまたは複数の検証穴を含むことができる。よって、組立体は、第１のパネルと第２のパネルを互いに結合する結合材料を含みうる。

いくつかの実施形態は、構造パネルの性質に適切とされうるような追加的な構成および／または特徴を含みうる。例えば、航空機胴体セクションは通常、航空機胴体セクションの内側表面に固定された、典型的には（胴体の中心軸に平行するように）長手方向および／または（胴体の中心軸周りである程度まで延在するように）横方向に走る細長い補強梁の形態をなした、いくつかの構造構成要素を含む。長手方向の梁はストリンガまたはスティフナと呼ばれ、横方向の梁はフレームと呼ばれる。したがって、一方または両方の構造パネルの内側表面に１つまたは複数の構造構成要素が組み付けられるいくつかの実施形態では、タブはそれに応じたサイズまたは形状になされうる。例えば、いくつかの実施形態では、タブは、隣接した長手方向梁の端部間にしっくり納まる大きさになされた幅を有しうる。いくつかの実施形態では、タブは、横方向梁の側面上のフランジと嵌合するように適応された遠位端部または縁部を有するような１つまたは複数の構造構成要素の一部分と相互嵌合するように構成されうる。

いくつかの実施形態では、構造複合パネルは、胴体セクションや全樽形セクションなどの、航空機のための外板セクションを形成することができ、これら外板セクションは、タブおよび結合材料を使用することによって互いに連結されうる。

複合材料で製作された航空機胴体セクションを連結することによる方法などの、本開示による航空機胴体の形成方法例は、第１の胴体セクションにその接合縁部から長手方向に延在するタブを備え付けること、ならびに第１の胴体セクションのタブおよび接合縁部をつがい関係をなして受け入れるように適応された対応する接合縁部を有する第２の胴体セクションを構成することを含みうる。第１および第２の胴体セクションの各接合縁部が、端と端を接した位置合わせで係合され、次いで、（タブに設けられた注入穴を通じて結合材料を注入することなどによって）各胴体セクションを互いに結合するために、結合材料が使用されうる。いくつかの方法例では、タブは、複合材料などで、独立した構成要素として形成され、次いで、例えば第１の胴体セクションが形成されている間に、第１の胴体セクションの中に組み込まれる。いくつかの方法では、タブは第１の胴体セクションと一体にされる場合もある。

本開示による構造パネル組立体の概略横断面図である。 本開示による構造パネル組立体の説明に役立つ包括的な例の、部分的に分解した部分概略斜め図である。 図２の構造パネル組立体の複合パネルおよび結合タブの構成例の、部分概略横断面図である。 本開示による複合パネルおよび結合タブの別の構成例の、部分概略横断面図である。 本開示による複合パネルおよび結合タブのさらに別の構成例の、部分概略横断面図である。 本開示による複合構造パネルまたはセクションの連結方法の説明に役立つ包括的な例を表す流れ図である。 本開示による航空機胴体の形成方法の説明に役立つ包括的な例を表す流れ図である。 本開示に従って構成された複合胴体を有する航空機の、簡略化した斜め図である。

本明細書において開示および例示される複合パネルおよびセクションの構造組立体の実施形態例は、下記のように構成および互いに連結される複合樽形セクションから航空機胴体を形成することを含む（しかし限定されない）、乗り物の設計に関する様々な態様に応用することができる。

一般に、本開示に従って構成された複合構造パネルは、一方のパネルの接合縁部から長手方向に延在するタブによって連結することができ、このタブは、他方のパネルの対応するように構成された部分に結合される。この構成された部分は、タブを受け入れるように構成された内側表面、タブと相互嵌合する構造要素、これらの組合せ、などとされうる。

特に胴体などの航空機シェル構造という面においては、この方式で複合胴体セクションを連結することにより、例えば添接連結技法によって得られる連結と比べて、適切な連結を得るのに通常必要とされる労力および／または部品数を減らすことができる。

本開示はまた、上記で簡潔に述べた構造複合パネルを製造しかつ／または連結することができる方法例を提供する。

図１は、本開示による構造パネル組立体１０の説明に役立つ包括的な例を示す、概略横断面図である。一般に、構造パネル組立体１０は、第１および第２の複合パネル１２、１４を含み、これら複合パネルのそれぞれに、接合縁部（それぞれ１６、１８で示す）が設けられる。第１および第２の複合パネル１２、１４は、互いに端と端を接した位置合わせで、つまり、接合縁部１６、１８が合わせられて、位置決めされる。第１および第２の複合パネル１２、１４が端と端を接して位置合わせされると、接合縁部１６、１８の少なくとも一部分は互いに接触し、また、以下で説明するように、接合縁部１６、１８の他の部分は互いに離間されうる。

第１の複合パネル１２は、第１の複合パネル１２から、具体的には第１の複合パネル１２の接合縁部１６から長手方向に延在する、少なくとも１つのタブ２０を含む。「長手方向に」とは、タブが通常複合パネル１２の軸または面に沿って延在することを意味する。以下で説明するように、いくつかの例では、複合パネル１２、１４は、航空機の外板セクションまたは樽形セクションを形成することができ、その中で「長手方向」は（航空機もしくは胴体の長軸に対しておおむね直角な方向または配置を意味しうる、「横方向」または「径方向」とは対照的に）、タブが航空機または航空機胴体の長軸に対して平行に延在することを意味しうる。しかし、そのような用語は、限定的な意味で解釈されるべきではなく、説明を明瞭にするためのものである。

本明細書において結合タブとも呼ばれるタブ２０は、上面すなわち内側表面２２と、底面すなわち外側表面２４と、遠位縁部２８で終わっている遠位端部２６とを有する。航空機胴体という面においては、胴体が、通常、ある体積を少なくとも部分的に画定し、また、「内側」および「外側」は一般に、この体積に対する構成要素の配置を意味するが、これらの用語は説明のために用いられるものである。例えば、ある実施形態では「内側」として述べられる構成要素またはその一部が、他の実施形態では「外側」とされる場合があり、またその逆の場合もある。

下記でより詳細に説明するように、結合タブ２０の物理的構成は、本開示に整合した例によって異なっていてもよく、また、図１に示した概略図には図示されていない随意的な特徴または特質（リップや他の突出部など）を含むことができる。

さらに、結合タブ２０は、第１の複合パネル１２の（例えば一体の）拡張部とするか、または、パネル１２に連結される独立した構成要素とすることができる。後者の構成は、結合タブ２０の任意選択による周辺または縁部を示す破線で図示されている。以下で説明するように、タブ２０をパネル１２に組み合わせるのに様々な製作方法を用いることができる。その上、図１に示したように、タブ２０の内側表面２２は、第１の複合パネル１２の上面すなわち内側表面３０と同一平面であることが図示されている。しかし、このことはすべての実施形態に求められるのではなく、以下でより詳細に述べるように、ある実施形態では、タブ２０のすべての表面が第１の複合パネル１２の接合縁部１６から突出することがある一方で、他の実施形態では、タブ２０の内側表面２２が、第１の複合パネル１２の内側表面３０に対して傾斜して、または他の位置合わせで配置されて、第１の複合パネル１２の内側表面３０より上方に突出することがある。

第２の複合パネル１４の接合縁部１８は、第１の複合パネル１２の接合縁部１６に対応するように構成される。第２の複合パネル１４は、上面すなわち内側表面３２をさらに含み、内側表面３２は、３４で示された少なくとも１つの対応部分を含み、この対応部分３４は、タブ２０と少なくとも部分的に相互嵌合するように適応された陥凹部３６を含むことなどにより、タブ２０を補完しかつ／またはさもなければタブ２０に対応する。結合タブ２０の物理的構成と同様に、対応部分３４（および／または陥凹部３６）の物理的構成は、図１に示した概略図には図示されていない随意的な特徴または特質（リップを受け入れるためのチャネル、など）を含むことができる。

上記の方式では、第２の複合パネル１４の接合縁部１８は、第１の複合パネル１２の接合縁部１６をつがい関係をなして受け入れるか、そうでなければ接合縁部１６と嵌合するように、構成される。図に示すように、接合縁部１６、１８は、接合されると、少なくとも一部分は互いに接触するが、他の部分は離間されうる。例えば、タブ２０の外側表面２４と、第２の複合パネル１４の内側表面３０の対応部分３４は、離間されて、それらの間に結合材料４０として示されている結合材料を受け入れることができる。結合材料４０は、それぞれの表面の間で結合状態を形成するように構成され、それにより第１の複合パネル１２と第２の複合パネル１４とを結合する、１種または複数種の任意の材料とすることができる。したがって、結合材料４０は、エポキシ樹脂、または接合されるそれぞれの表面を形成する（１種または複数種の）材料と相性が良い（１種または複数種の）化合物などの、接着剤を含みうる。

流動形態である結合材料などの、結合材料４０の導入を容易にするために、タブ２０には、内側表面２２から外側表面２４まで延在する１つまたは複数の注入穴４２を設けることができ、この注入穴４２を通じて（結合材料４０などの）結合材料を注入することができる。結合材料４０の注入を検証するために、タブ２０には、同様にタブ２０を貫いて延在しかつ（１つまたは複数の）注入穴４２に近接して配置される１つまたは複数の検証穴４４を、さらに設けることができる。（１つまたは複数の）注入穴４２および（１つまたは複数の）検証穴４４のサイズおよび構成は、用途に適したものとすることができる。例えば、（１つまたは複数の）注入穴４２は、注入工具や注入器具などのノズルを入れられるように、注入技法に対応した直径または形状を有することができる。同様に、（１つまたは複数の）検証穴４４は、光学的検証や（プローブを用いるような）機械的検証などを可能とするように、検証技法に対応した直径または形状を有することができる。

所望により、（１つまたは複数の）注入穴４２および（１つまたは複数の）検証穴４４は、どちらのタイプも注入および／または検証に使用することができるように、同じように構成することができ、それにより、隣り合った複合パネル１２、１４の様々な向きにおける注入と、それに続く検証とを容易にすることができる。例えば、パネル１２、１４の向きがおおむね水平であるならば、結合材料は、通常（必ずではないが）、注入部位から外方に広がることになり、この場合、中央に配置した注入穴４２を注入のために使用し、周囲の１つまたは複数の検証穴４４を検証のために使用することができる。パネル１２、１４の向きがおおむね垂直であるかまたは直立である例では、注入された結合材料の流れに重力が影響を与える可能性があり、この場合、最も上方にある穴４２、４４のうちの１つまたは複数の穴を注入穴として使用し、下方の穴を注入の検証のための検証穴４４として使用することなどが、適切とされうる。

さらに、タブ２０上の（１つまたは複数の）注入穴４２および（１つまたは複数の）付随する検証穴４４の数ならびに配置は、用途に適した量の結合材料４０に予想される流れに対応した間隔に従ったものとすることができ、この予想される流れは、タブ２０および／または結合される対応部分３２の領域のサイズ、タブ２０と対応部分３２の間隔の寸法、粘性や硬化時間または他の特性などの結合材料４０の性質、などの要因に依存しうる。いくつかの例では、単一の注入穴４２が、タブ２０の幅にわたって測定された間隔で繰り返されるパターンにおいてほぼ等距離の所にある複数の検証穴４４によって、取り囲まれている。しかし、（１つまたは複数の）注入穴４２および（１つまたは複数の）検証穴４４の任意所望の配列を用いることができる。

いくつかの実施形態では、図１において破線の第２の型で示されているように、１つまたは複数の注入穴４２および／または検証穴４４が、第２の複合パネル１４に所望により設けられうる。

所望により、また、本明細書においてより詳細に説明するように、第２の複合パネル１４（および／または第１の複合パネル１２）は、第１および第２の複合パネル１２、１４が使用される用途に適しうるような、複合パネルに組み付けられる１つまたは複数の構造構成要素を有することができる。例えば、航空機胴体という面においては、構造構成要素は、スティフナおよび／またはフレームなどの補強梁を含みうる。構造構成要素は、図１において、複合パネル１２および１４の一部分と重複した関係で、破線により５０で概略的に図示されており、そのような構造構成要素がパネル１２、１４の一方または両方の１つまたは複数の部分に取り付けられうること、その部分と結合されうること、その部分と相互嵌合すること、および／またはさもなければその部分と相互作用することが、表されている。例えば、いくつかの実施形態では、構造構成要素５０は、タブ２０の遠位端部２６や遠位縁部２８などのタブ２０の一部分と相互嵌合するように構成された、１つまたは複数の部分５２を含みうる。

図１には示していないが、結合材料４０によってもたらされる結合状態は、追加的な結合領域（例えば、複合パネル１２、１４の他の接合表面同士の間）、鋲やねじ、ボルトなどの、１つまたは複数の機械的留め具、などを用いて補完することができる。所望により、タブ２０および対応部分３４の適切な構成によって得られる機械的相互嵌合により、結合状態を補完することができる。図２〜図５を参照しながら本明細書において構成例を論じる。

第１の複合パネル１２接合縁部１６は、１つのタブ２０を含むことが例示されている。それに応じて、第２の複合パネル１４の接合縁部１８は、１つの対応部分３４を含むことが例示されている。多くの実施形態において、接合縁部１６、１８は、タブ２０および対応部分３４を何度も繰り返して含み、それらのタブ２０および対応部分３４は、寸法、細部、および他の特徴に関して、互いに同じように構成されうるか、または異なるように構成されうる。例えば、第１の複合パネル１２は様々な幅の複数のタブ２０を含むことができ、第２の複合パネル１４はそれに応じた寸法になされた対応する複数の対応部分３４を含むことができる、などということである。

その上、いくつかの実施形態例は、対応する構成のタブ２０および部分３４を含む第２の複合パネル１４とつがい関係をなすように、１つまたは複数のタブ２０と１つまたは複数の対応部分３４とを含む接合縁部１６を有する、第１の複合パネル１２を含む。さらに、複合パネルは、２つ以上の接合縁部を含むことができ、これらの接合縁部は、本明細書において論ずる原理に従って複合パネルを端と端を接した位置合わせで接合できるように適応された、タブ、部分、または他の構造的特徴の、任意適切な組合せをもつように、構成することができる。そのような構成は、すべて本開示の範囲内であると見なされる。

ここで図２〜図５を参照すると、複合パネルならびにその組立体および／または構成要素の説明に役立つ包括的な例が示されている。必要に応じて、複合パネル構造、その組立体、および／またはそれらの構成要素の対応する部分を指定するために、図１の概略図からの参照番号が１００刻みで繰り返されている。例えば、図１において概略的に表される第１および第２の複合パネルは、それぞれ参照番号１２および１４が付けられている。図２は、外板セクションの形態をなした複合パネルを表し、これら複合パネルはそれぞれ参照番号１１２および１１４が付けられているが、これは、図２に示された外板セクションが、図１に示された複合パネル１２、１４の特性を共有するか、さもなければ図１に示された複合パネル１２、１４に相当することを、示している。同様に、図４における外板セクション２１２、２１４は、図１の複合パネル１２、１４に対応し、以下同様である。

図２〜図５の例は包括的なものであって、例示した実施形態に対する構成の可能性を限定するものではない。つまり、複合パネルおよび様々な構成要素、組立体、構成、ならびにそれらの他の特質は、特定の実施形態に限定されるものではなく、図１に例示しかつ図１の概略図および／または実施形態を参照しながら論じた複合パネル構造ならびにその変形形態の、任意の数の様々な態様、構成、特質、特性、などを、そのような態様、構成、特質、特性、などのすべてを包含する必要なしに、取り入れることができる。簡潔さのために、前述の各構成要素、部品、部分、態様、領域など、またはそれらの変形は、後述の実施形態に対しては再度論述、例示、および／または明示しない場合がある。しかし、前述の特徴、変形などが、本明細書に記載の複合パネルおよび構造組立体のうちの任意のものまたはすべてとともに利用されうることは、本開示の範囲内である。

図２は、本開示による構造パネル組立体１０の説明に役立つ包括的な実施形態の、部分的に分解した、部分概略内部図である。図２の構造パネル組立体１０、および例示されたその構成要素は、全体が１００で示された例示的な航空機胴体組立体の形態および構成で示されている。しかし、下記の概念および構成は、航空機胴体組立体以外のシェル構造、例えば、翼構造などの他の航空機シェル構造、他の乗り物のためのシェル構造、などに適用可能であることが意図されている。そのような用途は、本開示の範囲内であると見なされる。

したがって、航空機胴体組立体１００は、第１および第２の外板、すなわち外板セクション１１２、１１４を含むことが示されており、これら外板セクションはそれぞれ、少なくとも部分的に、複数の複合材料の層で形成される。したがって、外板セクション１１２、１１４は、各セクションが「サンドイッチ」構造かその他の方法で複合材料および／または他の材料を用いて形成された、樽形セクションなどの胴体セクションとすることができる。本明細書において、「樽形セクション」という用語は、軸（例えば、航空機胴体の長手方向軸）周りの３６０度に延在するシェル構造を意味し、したがって、円筒構造および樽形状を有する構造を含むだけではなく、円形、楕円形、長円形、卵形、直線、テーパ、または他の断面形状を有する構造を含みうる。いくつかの実施形態では、外板セクション１１２、１１４のうちの一方または両方が、軸周りの３６０度にわたって連続的に延在する、「一体形」樽形セクションとされうる。いくつかの実施形態では、外板セクション１１２、１１４は、３６０度の完全な樽形セクションなどを形成するように互いに連結される、半分または４分の１の（またはその他の）セクションとされうる。

よって、図２に示した例示的な航空機胴体組立体１００では、外板セクション１１２、１１４は、例えば、通常は少なくとも約１２０インチ（おおよそ３メートル）の断面幅、例として約１８０インチ（おおよそ４．５メートル）から約３６０インチ（おおよそ９メートル）の特定の断面幅を有する航空機胴体を形成するのにある程度適するように、全体的な構成において凹面形とされうる。広胴型航空機などのための一例では、断面幅は約２００インチ（おおよそ５メートル）になることもある。

第１の外板セクション１１２は、外板セクション１１２の接合縁部１１６から長手方向に延在するタブ１２０を含む。航空機胴体組立体１００において、タブ１２０は、例示されたタブ１２０と同様の形で接合縁部１１６に沿って配置されて接合縁部１１６から延在している、複数のそのようなタブ（図示せず）のうちの１つである。

他の構成も可能であるが、タブ１２０は、その外側表面１２４上に、そこから実質的に直角に延在する突出部１６０を含むことが示されている。詳細には、突出部１６０は、タブ１２０の遠位端部１２６上に、より具体的にはタブ１２０の遠位縁部１２８上に配置された、リップ１６２の形態であることが示されている。

第２の外板セクション１１４の内側表面１３２は、タブ１２０の外側表面１２４と一致するように構成された、陥凹部１３６の形態をなす部分１３４を含むことが示されている。より具体的には、陥凹部１３６は、タブ１２０の外側表面１２４が対応部分１３４と向かい合って位置合わせされた状態で、タブ１２０と少なくとも部分的に相互嵌合するように構成される。詳細には、さらに図３も参照すると、第２の外板１１４の部分１３４の陥凹部１３６は、１６４で示された結合表面を含むと考えられ、この結合表面は、第１の外板１１２の接合縁部１１６と第２の外板１１４の対応する接合縁部１１８とが位置合わせされたときに、結合タブ１２０の外側表面１２４から離間される。上記で言及したように、この間隔の寸法は、離間した表面間に導入される結合材料（図示せず）を収容するのに適したものとすることができる。いくつかの例では、結合される各表面は、０．０２０インチ〜０．１００インチ（おおよそ０．５ｍｍ〜２．５ｍｍ）の範囲内であるような、約０．０２０インチ（おおよそ０．５ｍｍ）を超える距離、例えば約０．０５０インチ（おおよそ１．３ｍｍ）だけ、離間されうる。しかし、他の例では、それぞれの結合表面は、異なる値、範囲に従って離間されるか、または、ある範囲などにわたって変化しうる。

その上、すべての実施形態に求められるわけではないが、図２および図３の例示的な航空機胴体組立体１００の陥凹部１３６は、リップ１６２を受け入れるように構成された浅いチャネル１６６を含むことなどにより、タブ１２０、詳細にはタブ１２０上に配置されたリップ１６２と、スナップ式係合の形で相互嵌合するように構成されていることが、示されている。

それゆえ、第１の外板セクション１１２のタブ１２０と第２の外板セクション１１４の対応部分１３４とを係合させる方法例では、タブ１２０は対応部分１３４に合わせられ、それぞれのセクションの接合縁部１１６、１１８は、互いに向かって並進される。リップ１６２は、図３に示したように、チャネル１６６に受け入れられるまで、結合タブ１２０をわずかに反らしながら、結合表面１６４に係合して、チャネル１６６に向かって結合表面１６４に沿って移行する。

結合タブ１２０、より詳細には結合タブ１２０の外側表面１２４は、例えば、それぞれの結合表面が互いとの位置合わせにおいて維持されることが確実とされるように、接合または相互嵌合するように適応された他の表面特徴を含むことにより、第２の外板セクション１１４の対応部分１３４との任意所望の構成の相互嵌合を達成するように、構成されうる。

そのような他の特徴の構成の一例を、例として、図４に示した。図４では、構造パネル組立体１０の複合パネルおよび結合タブの構成の別の例の部分概略横断面図が、航空機胴体組立体２００の形態で示されている。組立体２００は、端と端を接した位置合わせで配置される第１および第２の外板セクション２１２、２１４を含み、第１の外板セクション２１２の結合タブ２２０は、第２の外板セクション２１４の内側表面２３２の対応部分２３４と相互嵌合する外側表面２２４を有する。

しかし、タブ２２０の遠位端部上のリップ２６２を受け入れるように適応されたチャネル２６６に加えて、内側表面２３２はまた、結合タブ２２０の外側表面２２４上に配置された他の突出部２６０を受け入れるように配列および適応された、１つまたは複数の戻り止め２６８を含む。当然ながら、他の構成が可能であり、本開示の範囲内である。

図２に戻ると、タブ１２０は、２つの注入穴１４２を含むことが示されており、これらの注入穴１４２を通じて、結合材料４０（図示せず）を注入し、タブ１２０（またはより詳細にはタブ１２０の外側表面１２４）を第２の外板セクション１１４の内側表面１３２の対応部分１３４に結合して、それにより、第１および第２の外板セクション１１２、１１４を連結することができる。各注入穴１４２は、結合材料の注入を検証するために、複数の検証穴１４４によって取り囲まれていることが示されている。上記で言及したように、任意適切な数、構成、および／もしくは間隔の注入穴１４２ならびに／または検証穴１４４を、結合タブ１２０に設けることができる。例えば、タブ１２０は、２つの注入穴１４２を含むことが示されているが、より広い幅を有する別の結合タブ（図２に示した結合タブ１２０がそのうちの一例である複数の結合タブのうちの、別の結合タブなど）が、２つより多くの注入穴１４２（および対応する検証穴１４４の群）を含むことができる一方で、より狭い幅を有する結合タブは、１つの注入穴１４２（および検証穴１４４の１つの群）しか含むことができない、などといったことである。

タブ１２０などの、第１の外板セクション１１２の接合縁部１１６から延在する結合タブの配置、構成、数、間隔、および他の特質は、その用途に適切であるように構成されうる。例えば、結合タブは、第２の外板セクション１１４の接合縁部１１８の構成、および／または接合縁部１１８に近接して第２の外板セクション１１４に組み付けられる構造構成要素の構成、などに関連して配置されうる。例えば図２では、第２の外板セクション１１４は、第２の外板セクションの内側表面１３２に沿って長手方向に配置されたスティフナ１７０の形態をなす構造構成要素１５０を含むことが示されている（この図には示されていないが、第１の外板セクション１１２は、第１の外板セクション１１２に組み付けられる同様の配置のスティフナ１７０および／または他の構造構成要素１５０を有することができる）。他の構成も可能であるが、スティフナ１７０は、２つのフランジセクション１７４から中央隆起セクション１７２が延在している、ハット形状断面を有することが示されており、また、通常、第２の外板セクション１１４を補強するように適応されている。各スティフナ１７０は、第２の外板セクション１１４の接合縁部１１８に向かって延在するまたは接合縁部１１８に近接して配置される端部１７６を含むことが示されている。それに応じて、タブ１２０は、隣接したスティフナ１７０の端部１７６間にしっくり納まる大きさになされた幅を有することが示されている。

やや同様に、複数のタブのうちの他のタブ１２０は、隣接したスティフナ１７０または他の細長い補強梁、または第２の外板セクションの接合縁部１１８に近接して組み付けられた他の構造構成要素１５０間にしっくり納まる大きさになされた幅を有しうる。そのような構成要素１５０は、第２の外板セクション１１４の接合縁部１１８に対して規則的および／または不規則に配置することができ、したがって、第１の外板セクション１１２の接合縁部１１６から延在する結合タブ１２０は、それに応じて、隣接したスティフナ１７０間にしっくり納まるような、および／またはそうでなければそのような構成要素１５０の配置に一致するような、規則的かつ／または不規則な幅を有しうる。

所望により、上記で言及したように、１つまたは複数の構造構成要素１５０は、タブ１２０などのタブの一部分と相互嵌合するように構成することができる。図５は、例として、航空機胴体組立体３００の形態で示されている、構造パネル組立体１０の複合パネルおよび結合タブの構成のさらに別の例の、部分概略横断面図を示す。組立体３００では、第１および第２の外板セクション３１２、３１４が、端と端を接した位置合わせで配置されており、第１の外板セクション３１２の結合タブ３２０が、第２の外板セクション３１４の内側表面３３２の対応部分３３４と相互嵌合する外側表面３２４を有している。加えて、第２の外板セクション３１４には、フレーム３７２の形態をなす構造構成要素３５０が組み付けられ、この構造構成要素３５０は、通常第２の外板セクション３１４の内側表面３３２に沿って（図２のスティフナ１７０などのスティフナの通常の向きである長手方向とは対照的に）横方向または径方向に延在する補強梁のタイプのものである。したがって、フレーム３７２は、第２の外板セクション３１４の接合縁部３１８に近接して、第２の外板セクション３１４に沿って横方向に延在する。

図５では、接合縁部３１６に近接したフレーム３７２の側面上に配置されたフランジ３７４の形態をなす、フレーム３７２の部分３５２は、結合タブ３２０の遠位縁部３２８上に配置されたリップ３６２と相互嵌合するように適応されている。より具体的には、フランジ３７４は、リップ３６２の形状に対応するように適応されたチャネル形状の断面を有することが、示されている。

図３〜図５では、図２で例示されている注入穴１４２および検証穴１４４は具体的には示されていないが、結合されるそれぞれの表面や構成要素、部品間での結合材料の注入とそれに続く検証とを行えるように、上述の原理に従って設けることができる。

上記で言及したように、各第１および第２の外板セクションの様々なタイプの相互嵌合構造および構成は、各セクションの内側表面に組み付けられた補強構造の構成にある程度応じて、種々の形態を取ることができる。相互嵌合の方式は、結合されるそれぞれの表面間の所望の離間関係の維持に役立つように、任意適応させることができる。所望により、相互嵌合は、結合材料などの使用によって得られる結合状態を強化するかあるいは増大させる機械的係合を提供することができる。例えば、例示的な組立体１００、２００、および３００の構成要素は、スナップ式係合の形で相互嵌合するように構成されるが、本開示に整合する他の例は、異なるタイプの係合を達成するように適応されうる。そのような例の１つでは、結合タブ２０および対応部分３４は、ツイストロックまたは他の方式の回転式係合で相互嵌合するように構成される場合があり、これは、２つの複合パネル１２、１４を一緒に移行し、次いで一方のパネルを他方に対して回転させて、各パネルの相対する結合表面が向かい合って位置合わせされて維持される嵌合を達成するものである。

図６は、複合パネルを連結することなどによる、本開示による上記の構造組立体の生産方法６００の説明に役立つ包括的な例を表す流れ図を、概略的に提供する。上記で言及したように、構造複合パネルは、胴体セクションや全樽形セクションなどの航空機のための外板セクションを形成することができ、これら外板セクションは、タブおよび結合材料を使用して互いに連結されうる。よって、方法６００は、（外板セクション１１２、１１４、２１２、２１４、３１２、３１４、などの）胴体セクションから組み立てられる（組立体１００、２００、３００、などの）航空機胴体組立体に関連して、図６に示され、以下で述べられるが、方法６００で論じられるステップ、作用、および概念は、（第１および第２の複合パネル１２、１４などの）複合パネルから組み立てられる、任意の（構造パネル組立体１０などの）構造パネル組立体に適用することができる。

しかしながら、本開示による方法６００のすべてが、本明細書に示しかつ記載したステップを含むことを必要とするわけではない。図６に例示した方法６００およびステップは、限定的なものではなく、また、本明細書で論じることから理解されるように、図６に例示したステップよりも多くのまたはより少ない数のステップを有する方法、および／または図６に例示したのとは異なる順序で行われるステップを有する方法を含めて、他の方法およびステップが、本開示の範囲内である。

簡単に述べると、方法６００は、６１０において、第１の胴体セクションにその接合縁部から長手方向に延在するタブを設けるまたは備え付けるステップを含むことができ、また、６２０において、第１の胴体セクションのタブおよび接合縁部をつがい関係をなして受け入れるように適応された対応する接合縁部をもつ第２の胴体セクションを構成することを含むことができる。６３０において、方法６００は、第１および第２の胴体セクションの各接合縁部を端と端を接した位置合わせで係合させることを含むことができ、また、６４０において、方法６００は、結合材料を利用して第１の胴体セクションを第２の胴体セクションに結合することを含むことができる。

６１０において、タブを設ける／備え付けるステップは、所望により、第１の胴体セクションと連続的にまたは第１の胴体セクションから独立させてタブを形成することを含むことができる。前者の場合では、方法６００は、６１０において、第１の胴体セクションを製作して、その製作したセクションから（余分な材料を切り取ることなどにより）タブを成形することを含むことができる。所望により、タブは、胴体セクションが形成されるときに、言い換えれば第１の胴体セクションの形成の一環として、その最終形態に成形されてもよい。後者の場合では、タブは、独立した構成要素として製作されてもよく、また、胴体セクションを形成するのと同じ複合材料のうちの１種または複数種で形成されてもよく、または、異なる材料で形成されてもよい。いくつかの方法６００では、６１０でのタブを設けることは、タブのうちのいくつかを胴体セクションと一体に形成することと、他のタブを独立して形成することとを組み合わせて含むことができる。

第１の胴体セクションから独立して形成する場合、６１０でのタブを設ける／備え付けるステップは、所望により、第１の胴体セクションの製作中などにタブを第１の胴体セクションに結合することを含むことができる。結合技法の一例は、タブの少なくとも一部分、例えば近位端部を、第１の胴体セクションを製作する複合材料の中に組み込むことを含みうる。例えば、マンドレル上に複合材料の層を堆積させることにより第１の胴体セクションが製作される方法６００では、６１０でのステップは、複合層がタブを所定の位置に結合するように、タブをマンドレルに対して位置決めすることを含みうる。

さらに、タブが組み込まれる胴体セクションに対して独立して形成されるタブの所望の構成に応じて、製作工程において様々な技法が用いられうる。例えば、図２および図３における構造パネル組立体１００は、外板セクション１１２内に完全に組み込まれた近位端部をもつ結合タブ１２０を例示している。そのような構成は、外板セクションを部分的に形成し、次いで結合タブを所定の位置に置き、次いで結合タブの近位端部上に追加的な複合層を積み重ねる製作技法で、生成することができる。対照的に、図４および図５における構造パネル組立体２００、３００は、それぞれの外板セクション２１２、３１２の上面／内側表面と実質的に同一平面になることが示された部分をもつ上面／内側表面を有する結合タブ２２０、３２０を、それぞれ例示している。そのような構成は、結合タブの近位端部を受け入れるための領域を画定するために所定の位置に一時的な挿入物などを用いて外板セクションをほぼ完全に形成し、続いてその挿入物を取り除いてそれぞれの領域内に結合タブを取り付ける製作技法で、生成することができる。当然ながら、上記に簡潔に述べた技法例は、簡略化したものであり、追加的または代替的なプロセスステップを含むことができる。

６２０での構成するステップは、所望により、少なくとも１つのタブの外側表面をつがい関係をなして受け入れるように適応された少なくとも１つの陥凹部を第２の胴体セクションの内側表面の一部分に設けることなどにより、第２の胴体セクションの内側表面の少なくとも一部分を、少なくとも１つのタブの外側表面をつがい関係をなして受け入れるように構成することを含みうる。

上記のように、タブおよび対応部分の接合構造は、結合される２つの表面が互いに向かい合って位置合わせされて保持される相互嵌合を達成するのに望ましいものとされうる。よって、方法６００は、所望により、相対的な構造を形成することができる適切なステップを含みうる。例えば、６０１でのタブを設けるまたは備え付けるステップは、所望により、タブの外側表面から実質的に直角に延在する突出部（タブの遠位端部または縁部上に配置されたリップなど）を有する少なくとも１つのタブを形成することを含むことができ、また、６２０での構成するステップは、少なくとも１つのタブの突出部をつがい関係をなして受け入れるように、第２の胴体セクションの内側表面の少なくとも一部分（チャネルや他の受入構造など）を構成することを含むことができる。

よって、６３０での係合させるステップは、所望により、第２の胴体セクションの内側表面の少なくとも１つの部分を、少なくとも１つのタブの突出部と、スナップ式係合などで相互嵌合させることを含むことができる。さらに、上記で言及したように、６３０での係合させるステップは、少なくとも１つのタブの外側表面を第２の胴体セクションの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされて配置することを含むことができる。

所望により、６３０での係合させるステップは、第２の胴体セクションの内側表面に組み付けられる構造構成要素などの、胴体セクションに組み付けられる１つまたは複数の構造構成要素を伴うことができる。上記で言及したように、例示的な構造構成要素は、胴体セクションに対して通常横方向に延在するフレーム、および／または胴体セクションに対して通常長手方向に延在するスティフナなどの、補強梁を含みうる。したがって、方法６００は、所望により、例えば６１０において、タブの外側表面から実質的に直角に延在しかつ構造構成要素の少なくとも一部分（例えば、第２の胴体セクションの接合縁部に近接したフレームの側面上に配置されたフランジ）と相互嵌合するように適応された突出部を有する、少なくとも１つのタブを形成すること、および、６３０において、少なくとも１つのタブの突出部と構造構成要素の部分とをスナップ式係合や他の方法などで相互嵌合させることを、含むことができる。

６４０での結合材料を利用するステップは、所望により、第１および第２の胴体セクションが係合されたときに結合表面のうちの１つまたは複数が向かい合って位置合わせされて保持されるように、タブの１つまたは複数の部分、および第２の胴体セクションの接合縁部の１つまたは複数の部分に結合材料を塗布することを含むことができる。上記で言及したように、結合材料は、結合タブに形成された１つまたは複数の注入穴を通じて注入されうる。よって、方法６００は、所望により、タブを設けるステップ６１０において、結合材料の注入のために、各タブを貫いて１つまたは複数の注入穴を形成することを含むことができる。そのような方法では、６４０での結合材料を利用するステップは、１つまたは複数の注入穴を通じて結合材料を注入することを含みうる。

結合材料を利用するステップ６４０は、結合材料の注入を検証することをさらに含みうる。よって、いくつかの方法６００は、タブを設けるステップ６１０において、結合材料の注入の検証のために、１つまたは複数の注入穴に近接して配置される、各タブを貫く１つまたは複数の検証穴を形成することを含みうる。

方法６００、またはそのステップは、航空機胴体などの種々のシェル構造の任意のものを製作する方法に組み込まれてもよく、またはそうでなければその製作方法の一部（またはいくつかの部分）を形成してもよい。

例えば、図７は、本開示による航空機胴体を形成するいくつかの方法７００の説明に役立つ包括的な例を提示する流れ図を、概略的に提供している。上記で言及したように、本明細書に記載の構造複合パネルは、胴体セクションや全樽形セクションなどの航空機のための外板セクションを形成することができ、これら外板セクションは、タブおよび結合材料を使用することによって互いに連結されうる。上述の実施形態および方法例の多くは、１つまたは複数のタブを含む第１の複合パネル（または外板セクション、または胴体セクション、など）と、第１の複合パネルのタブをつがい関係をなして受け入れかつ／またはタブと相互嵌合するように構成された１つまたは複数の対応部分を含む第２の複合パネル（または外板セクション、または胴体セクション、など）とに関して記載された。しかし、上記で言及したように、隣接した複合パネルの対応する各接合縁部は、タブと対応部分の両方を組み合わせて含むことができる。その上、本開示による構造複合パネルは、２つ以上の接合縁部を含むことができる。複合パネルが樽形セクションの形態をなしている１つの例では、樽形セクションは、２つの円周方向接合縁部を、樽形セクションの各端部に１つ、含むことができる。そのような例では、両方の接合縁部は、結合タブだけを含むように構成されていてもよく、または、結合タブを受け入れるように適応された対応部分だけを含むように構成されていてもよく、または、結合タブと対応部分を組み合わせて含んでいたりしていてもよい。

説明を容易にするために、方法７００は、挿入可能外板セクションとして１つまたは複数の結合タブを有する外板セクション（またはその部分）の形態をなす複合パネルを参照する。それに応じて、方法７００はまた、受入側外板セクションとして結合タブを受け入れかつ／または結合タブと相互嵌合するように適応された１つまたは複数の対応部分を備える外板セクション（またはその部分）の形態をなす複合パネルを参照する。しかし、先の説明を踏まえると、方法７００は、結合タブおよび結合タブを受け入れるための対応部分の両方を含む接合縁部を有している外板セクションならびに他の構造複合パネルに適用することができる。

方法６００と同じように、本開示による方法７００のすべてが、本明細書に示しかつ記載したステップを含むことを必要とするわけではない。本明細書において論じたことから理解されるように、図７に例示した方法７００およびステップは限定的なものではなく、また、図７に例示したステップよりも多くのまたは少ない数のステップ、および／または図７に提示したのとは異なる順序で実行されるステップを有する方法を含めて、他の方法およびステップが本開示の範囲内である。

図７に示すように、方法７００は、７１０において、複合材料の複数の層から受入側外板セクションを製作するステップを含み、７２０において、受入側外板セクションの接合縁部に向かって長手方向に延在する複数のスティフナにより受入側外板セクションを補強するステップを含む。方法７００は、７３０において、複数のスティフナのうちの対応する隣接した対の間にしっくり納まる大きさになされた幅をもつ端部をそれぞれが有する、複数の結合タブを形成するステップを含むことができ、また、７４０において、タブの端部が挿入可能外板セクションの接合縁部から長手方向に延在するように、結合タブを複合材料の複数の層から製作された挿入可能外板セクションに位置決めするステップを含むことができる。方法７００は、７５０において、タブの端部を複数のスティフナのうちの対応する隣接した対の端部間に挿入して、受入側外板セクションおよび挿入可能外板セクションのそれぞれの接合縁部を端と端を接した位置合わせで係合させるステップを含むことができる。方法７００は、７６０において、結合材料を利用して、タブの端部と受入側外板セクションとを結合するステップを含むことができる。

いくつかの方法７００では、係合させるステップ７５０は、所望により、タブの端部の外側表面を受入側外板セクションの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされて配置することを含みうる。そのような方法では、製作するステップ７１０は、所望により、前述のタブの端部の外側表面をつがい関係をなして受け入れるように、前述の受入側外板セクションの内側表面の対応部分を形成することを含みうる。さらに、それに応じて、結合材料を利用するステップ７６０は、結合材料の使用などを通じてタブの端部の外側表面と受入側外板セクションの内側表面の対応部分とを結合することを含みうる。上記で言及したように、結合材料は、形成ステップ７３０または他の方法で設けられうるようなタブの端部に設けられた注入穴を通じて、注入されうる。

図８は、飛行機８１０の形態をなす航空機８００の主要構造要素を示す、概略斜視図である。図８では、飛行機８１０は、主翼８１２、胴体８１４、垂直安定板８１６、および水平安定板８１８などの、様々な構造要素を含む。胴体８１４は、方法６００および／または方法７００に従うような、飛行機８１０の長手方向軸８２４に沿って複数の連結部８２２のところで互いに連結された複数の複合樽形セクション８２０を含むことが、さらに示されている。つまり、航空機胴体８１４は、複数の結合タブおよび／または対応部分を含みかつ相対的な結合表面が向かい合って位置合わせされて係合されているような、上記で示しかつ記述したように構成された接合縁部（個別に番号付けせず）を有する樽形セクション８２０（１つまたは複数の複合パネル１２、１４、外板セクション１１２、１１４、２１２、２１４、３１２、３１４、などを含むことができる）からなる、１つまたは複数の（航空機胴体組立体１００、２００、３００などの）構造パネル組立体１０を含み、連結部８２２のところで結合材料が樽形セクションを互いに結合している。

本開示による発明の主題の説明に役立つ包括的な例を、以下に列挙した段落に記載する。

Ａ 接合縁部を有する第１の複合パネルと、
第１の複合パネルの接合縁部と端と端を接した位置合わせで位置決めされる対応する接合縁部を有する、第２の複合パネルと、
第１の複合パネルの接合縁部上に配置されかつそこから長手方向に延在する少なくとも１つのタブであって、第２の複合パネルの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされる外側表面を含む、タブと
を備える、構造パネル組立体。

Ａ．１ 第１の複合パネルを第２の複合パネルに取り付けるために、タブの外側表面および第２の複合パネルの内側表面の対応部分が、それらの間に結合材料を受け入れるために離間される、段落Ａに記載のパネル組立体。

Ａ．２ 結合材料の注入のために、タブが、タブを貫いて形成された注入穴を含む、段落ＡまたはＡ．１に記載のパネル組立体。

Ａ．２．１ 結合材料の注入を検証するために、タブが、タブを貫いて形成され注入穴に近接して配置された検証穴を含む、段落Ａ．２に記載のパネル組立体。

Ａ．２．２ 結合材料の注入を検証するために、タブが、タブを貫いて形成され注入穴に近接して配置された複数の検証穴を含む、段落Ａ．２またはＡ．２．１に記載のパネル組立体。

Ａ．３ タブが、タブを貫いて形成されタブに沿って配置された、それぞれが結合材料を注入するための注入穴である、２つ以上の注入穴を含む、段落Ａ〜Ａ．２．１のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．３．１ タブが、結合材料の注入を検証するためにタブを貫いて形成され注入穴に近接して配置された少なくとも１つの検証穴を、各注入穴に対して含む、段落Ａ．３に記載のパネル組立体。

Ａ．４ 第１の複合パネルと第２の複合パネルとの間に結合状態を形成するように構成され、かつ第１の複合パネルと第２の複合パネルとの間に配置される結合材料を、さらに備える、段落Ａ〜Ａ．３．１のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．５ 第１の複合パネルと第２の複合パネルとの間に結合状態を形成するように構成され、かつタブの外側表面と内側表面の対応部分との間に配置される結合材料を、さらに備える、段落Ａ〜Ａ．４のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．６ 第１の複合パネルと第２の複合パネルとの間に結合状態を形成するように構成され、かつタブを貫いて形成された１つまたは複数の注入穴内へ注入される結合材料を、さらに備える、段落Ａ〜Ａ．５のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．７ 第１の複合パネルと第２の複合パネルとの間に結合状態を形成する結合材料をさらに備える、段落Ａ〜Ａ．６のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．８ 第２の複合パネルが、タブと少なくとも部分的に相互嵌合するように構成されている、段落Ａ〜Ａ．７のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．９ タブの外側表面と向かい合って位置合わせされる第２の複合パネルの内側表面の対応部分が、タブの外側表面をつがい関係をなして受け入れるように適応された陥凹部を含む、段落Ａ〜Ａ．８のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１０ タブが、その外側表面から実質的に直角に延在する突出部を含む、段落Ａ〜Ａ．９のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．１ タブが遠位端部を含み、また、
突出部が、タブの遠位端部上に配置されたリップを形成する、
段落Ａ．１０に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．２ タブが遠位縁部を含み、また、
突出部が、タブの遠位縁部上に配置されたリップを形成する、
段落Ａ．１０またはＡ．１０．１に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．３ 第２の複合パネルが、その内側表面に組み付けられた構造構成要素を含み、また、
構造構成要素が、突出部と相互嵌合する部分を含む、
段落Ａ．１０〜Ａ．１０．２のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．３．１ 構造構成要素が、第２の複合パネルの接合縁部に近接して延在する細長い補強梁の形態であり、また、
突出部と相互嵌合する構造構成要素の部分が、第２の複合パネルの接合縁部に近接した補強梁の側面上に配置されたフランジの形態である、
段落Ａ．１０．３に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．３．２ 構造構成要素の前述の部分が、突出部とスナップ式係合で相互嵌合するように適応された、段落Ａ．１０．３またはＡ．１０．３．１に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．３．３ 第１および第２の複合パネルが、航空機の隣接した第１および第２の胴体セクションの隣接部分をそれぞれ形成し、また、
細長い補強梁が、第２の胴体セクションの内側表面に沿って延在するフレームの形態である、
段落Ａ．１０．３．１またはＡ．１０．３．２に記載のパネル組立体。

Ａ．１０．４ 突出部が、外側表面と向かい合って位置合わせされる第２の複合パネルの内側表面上に配置された陥凹部と相互嵌合する、段落Ａ．１０〜Ａ．１０．３．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１１ 第２の複合パネルが、その内側表面に組み付けられた２つ以上の構造構成要素を含み、これらの構造構成要素がそれぞれ、第２の複合パネルの接合縁部に向かって延在する部分を含み、また、
タブが、構造構成要素の前述の部分間にしっくり納まる大きさになされた幅を有する、
段落Ａ〜Ａ．１０．４のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１１．１ 構造構成要素が、平行する細長い補強梁の対の形態であり、また、
第２の複合パネルの接合縁部に向かって延在する構造構成要素の部分が、細長い補強梁の端部である、
段落Ａ．１１に記載のパネル組立体。

Ａ．１１．２ 第１および第２の複合パネルが、航空機の隣接した第１および第２の胴体セクションの隣接部分をそれぞれ形成し、また、
細長い補強梁が、第２の胴体セクションの内側表面に沿って延在するスティフナの形態である、
段落Ａ．１１またはＡ．１１．１に記載のパネル組立体。

Ａ．１２ 第１および第２の複合パネルのそれぞれが、複合材料の複数の層をさらに備える、段落Ａ〜Ａ．１１．２のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１２．１ タブもまた、複合材料の複数の層をさらに備えかつ第１の複合パネルと連続的に形成されている、段落Ａ．１２に記載のパネル組立体。

Ａ．１２．２ タブがまた、複合材料の複数の層をさらに備え、これらの層が、第１の複合パネルの複合材料の層から独立した別個のものである、段落Ａ．１２に記載のパネル組立体。

Ａ．１２．３ タブが、第１の複合パネルを形成している複合材料の複数の層内に組み込まれる独立した構成要素である、段落Ａ．１２に記載のパネル組立体。

Ａ．１３ 第１および第２の複合パネルが、乗り物本体の、隣接した第１および第２のセクションの隣接部分を形成する、段落Ａ〜Ａ．１２．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１４ 第１および第２の複合パネルが、乗り物本体の、隣接した第１および第２のセクションである、段落Ａ〜Ａ．１２．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１５ 第１および第２の複合パネルが、航空機の、隣接した第１および第２のセクションの隣接部分を形成する、段落Ａ〜Ａ．１２．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１６ 第１および第２の複合パネルが、航空機の、隣接した第１および第２のセクションである、段落Ａ〜Ａ．１２．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１７ 第１および第２の複合パネルが、航空機胴体の、隣接した第１および第２の外板セクションの隣接部分を形成する、段落Ａ〜Ａ．１２．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１８ 第１および第２の複合パネルが、航空機胴体の、隣接した第１および第２の外板セクションである、段落Ａ〜Ａ．１２．３のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．１９ 第１および第２の複合パネルが、航空機胴体の、隣接した第１および第２の樽形セクションである、段落Ａ〜Ａ．１２．３またはＡ．１８のいずれか一段落に記載のパネル組立体。

Ａ．２０ 段落Ａ〜Ａ．１９のいずれか一段落に記載のパネル組立体を組み込んだ、乗り物本体。

Ａ．２０．１ 段落Ａ．２０に記載の乗り物本体を組み込んだ、乗り物。

Ａ．２０．１．１ 航空機である、段落Ａ．２０．１に記載の乗り物。

Ａ．２１ 段落Ａ〜Ａ２０．１．１のいずれか一段落に記載のパネル組立体を、乗り物またはその一部の部品に使用すること。

Ａ．２２ 段落Ａ〜Ａ．２０．１．１のいずれか一段落に記載のパネル組立体を、航空機またはその一部の部品に使用すること。

Ａ．２３ 段落Ａ〜Ａ．１９のいずれか一段落に記載のパネル組立体の生産方法。

Ａ．２３．１ 段落Ｃ〜Ｃ．１３．２．１またはＤ〜Ｄ．１．２．２のいずれか一段落に挙げられるステップのうちのいずれかを含む、段落Ａ．２３の方法。

Ｂ 各外板セクションが複合材料の複数の層を含みかつ接合縁部有し、接合縁部が互いに端と端を接した位置合わせで配置される、第１および第２の外板セクションと、
第１の外板セクションの接合縁部から第２の外板セクションの内側表面に沿って長手方向にそれぞれが延在する複数のタブと
を備え、各タブが、第２の外板セクションの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされる外側表面を含み、前述のタブのそれぞれがさらに、第１および第２の外板セクションを取り付けるために前述の外側表面と前述の対応部分との間に結合材料を注入するための、前述のタブを貫いて形成された少なくとも１つの注入穴を含む、航空機胴体組立体。

Ｂ．１ 第１の外板セクションと第２の外板セクションとの間に結合状態を形成するように構成され、かつ前述のタブのうちの少なくとも１つのタブの外側表面と第２の外板セクションの内側表面の対応部分との間に配置される結合材料をさらに備える、段落Ｂに記載の組立体。

Ｂ．２ 結合材料の注入を検証するために、前述のタブのそれぞれが、タブを貫いて形成され注入穴に近接して配置された少なくとも１つの検証穴をさらに含む、段落ＢまたはＢ．１に記載の組立体。

Ｂ．３ 前述のタブのそれぞれが、ある幅、およびタブを貫いてそれぞれが形成された複数の注入穴を含み、また、
注入穴が各タブの幅に沿って配置されている、
段落Ｂ〜Ｂ．２のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．３．１ 各注入穴を通じて注入される結合材料の量に予想される流れに応じた間隔に従って、注入穴が各タブの幅に沿って配置されている、段落Ｂに記載の組立体。

Ｂ．４ 各注入穴を通じて注入される結合材料の量に予想される流れに応じた間隔に従って、少なくとも１つの検証穴のそれぞれが、対応する注入穴に対して配置されている、段落Ｂ．２〜Ｂ．３．１のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．５ 第２の外板セクションの内側表面が、複数のタブと少なくとも部分的に相互嵌合するように構成された、段落Ｂ〜Ｂ．４のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．６ 前述の対応部分のうちの少なくとも１つが、複数のタブのうちの少なくとも１つのタブの外側表面をつがい関係をなして受け入れるように適応された陥凹部を含む、段落Ｂ〜Ｂ．５のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．７ 複数のタブのうちの少なくとも１つが、その外側表面から実質的に直角に延在する突出部を含む、段落Ｂ〜Ｂ．６のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．７．１ 突出部が、少なくとも１つのタブの遠位端部上に配置されたリップを形成する、段落Ｂ．７に記載の組立体。

Ｂ．７．２ 突出部が、少なくとも１つのタブの遠位縁部上に配置されたリップを形成する、段落Ｂ．７またはＢ．７．１に記載の組立体。

Ｂ．７．３ 第２の外板セクションが、その内側表面に組み付けられたフレームを含み、このフレームが、突出部と相互嵌合する部分を有する、段落Ｂ．７〜Ｂ．７．２のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．７．３．１ フレームの前述の部分が、第２の外板セクションの接合縁部に近接したフレームの側面上に配置されたフランジである、段落Ｂ．７．３に記載の組立体。

Ｂ．７．３．２ フランジが、突出部とスナップ式係合で相互嵌合する、段落Ｂ．７．３またはＢ．７．３．１に記載の組立体。

Ｂ．７．４ 突出部が、外側表面と向かい合って位置合わせされる第２の外板セクションの内側表面上に配置された陥凹部と相互嵌合する、段落Ｂ．７〜Ｂ．７．２のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．８ 第２の外板セクションが、その内側表面に長手方向に組み付けられた少なくとも２つのスティフナを含み、各スティフナが、第２の外板セクションの接合縁部までまたは第２の外板セクションの接合縁部に向かって延在する端部を有し、また、
複数のタブのうちの少なくとも１つが、少なくとも２つのスティフナのうちの隣接する２つのスティフナの端部間にしっくり納まる大きさになされた幅を有する、
段落Ｂ〜Ｂ．７．４のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．９ 第２の外板セクションが、その内側表面にそれぞれが長手方向に組み付けられた複数のスティフナを含み、複数のスティフナのそれぞれが、第２の外板セクションの接合縁部までまたは第２の外板セクションの接合縁部に向かって延在する端部を有し、また、
第１の外板セクションが、対応する複数のタブを含み、複数のタブのそれぞれが、対応する隣接したスティフナの端部間にしっくり納まるように適応されるように、ある幅を有して、隣接したスティフナの端部に対して配置される、
段落Ｂ〜Ｂ．８のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．１０ 複数のタブのうちの少なくともいくつかがまた、複合材料の複数の層をさらに含む、段落Ｂ〜Ｂ．９のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．１１ 複数のタブのうちの少なくともいくつかが、第１の外板セクションと連続的に形成されている、段落Ｂ〜Ｂ．１０のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．１２ 複数のタブのうちの少なくともいくつかが、第１の外板セクションを形成している複合材料の複数の層の中に組み込まれた独立した構成要素である、段落Ｂ〜Ｂ．９のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．１３ 外板セクションのうちの少なくとも１つが樽形セクションであり、また、
少なくとも１つの樽形セクションの接合縁部が円周方向接合縁部である、
段落Ｂ〜Ｂ．１２のいずれか一段落に記載の組立体。

Ｂ．１４ 段落Ａ〜Ａ．１８のいずれか一段落に記載の構造パネル組立体、および／または段落Ｂ〜Ｂ．１３のいずれか一段落に記載の航空機胴体組立体を組み込んだ、航空機胴体。

Ｂ．１５ 段落Ｂ．１４に記載の胴体を組み込んだ、航空機。

Ｂ．１６ 段落Ｂ〜Ｂ．１３のいずれか一段落に記載の航空機胴体組立体を、航空機に使用すること。

Ｂ．１７ 段落Ｂ〜Ｂ．１３のいずれか一段落に記載の航空機胴体組立体の生産方法。

Ｂ．１７．１ 段落Ｃ〜Ｃ．１３．２．１またはＤ〜Ｄ．１．２．２のいずれか一段落に挙げられるステップのうちのいずれかを含む、段落Ｂ．１７に記載の方法。

Ｃ 複合材料から製作された航空機胴体セクションを連結する方法であって、
第１の胴体セクションにその接合縁部から長手方向に延在するタブを備え付けるステップと、
第１の胴体セクションのタブおよび接合縁部をつがい関係をなして受け入れるように適応された対応する接合縁部を有する第２の胴体セクションを構成するステップと、
第１および第２の胴体セクションの接合縁部を、端と端を接した位置合わせで係合させるステップと、
結合材料を利用して、第１の胴体セクションを第２の胴体セクションに結合するステップと
を含む、方法。

Ｃ．１ タブを備え付けるステップが、タブを形成するステップをさらに含む、段落Ｃに記載の方法。

Ｃ．２ タブを備え付けるステップが、第１の胴体セクションと連続的にタブを形成するステップをさらに含む、段落ＣまたはＣ．１に記載の方法。

Ｃ．３ 段落Ｃ〜Ｃ．２のいずれか一段落に記載の方法であって、タブを備え付けるステップが、
第１の胴体セクションを製作するステップ、および
製作した第１の胴体セクションからタブを成形するステップ、
をさらに含む、方法。

Ｃ．３．１ 第１の胴体セクションを製作するステップが、少なくとも第１の胴体セクションの第１の最終長さとタブの第２の最終長さとを組み合わせた程度の初期長さを有するように、第１の胴体セクションを製作するステップを含み、また、
タブを成形するステップが、前述の第１の最終長さを有するように、タブを形成し、それにより、前述の第２の最終長さを有するように、第１の胴体セクションを短くするステップを含む、
段落Ｃ．３に記載の方法。

Ｃ．４ タブを備え付けるステップが、第１の胴体セクションから独立させてタブを形成するステップをさらに含む、段落Ｃに記載の方法。

Ｃ．４．１ タブを形成するステップが、第１の胴体セクションを製作する複合材料とは異なる材料からタブを製作するステップを含む、段落Ｃ．４に記載の方法。

Ｃ．４．２ タブを形成するステップが、第１の胴体セクションを製作する複合材料と同じ複合材料のうちの１種または複数種からタブを製作するステップを含む、段落Ｃに記載の方法。

Ｃ．４．３ タブを備え付けるステップが、タブを第１の胴体セクションに結合するステップをさらに含む、段落Ｃ〜Ｃ．４．２のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．４．４ タブを備え付けるステップが、第１の胴体セクションの製作中にタブを第１の胴体セクションに結合するステップをさらに含む、段落Ｃ〜Ｃ．４．３のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．４．４．１ タブを結合するステップが、第１の胴体セクションを製作する複合材料の中にタブの少なくとも一部分を組み込むステップを含む、段落Ｃ．４．４に記載の方法。

Ｃ．５ 第２の胴体セクションを構成するステップが、第２の胴体セクションの内側表面の少なくとも一部分を、少なくとも１つのタブの外側表面をつがい関係をなして受け入れるように構成するステップを含む、段落Ｃ〜Ｃ．４．４．１のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．６ 第２の胴体セクションを構成するステップが、少なくとも１つのタブの外側表面をつがい関係をなして受け入れるように適応された第２の胴体セクションの内側表面の一部分に、少なくとも１つの陥凹部を備え付けるステップを含む、段落Ｃ〜Ｃ．５のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．７ タブを備え付けるステップが、その外側表面から実質的に直角に延在する突出部を有する少なくとも１つのタブを形成するステップを含み、また、
第２の胴体セクションを構成するステップが、第２の胴体セクションの内側表面の少なくとも一部分を、少なくとも１つのタブの突出部をつがい関係をなして受け入れるように構成するステップをさらに含む、
段落Ｃ〜Ｃ．６のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．７．１ 突出部が、タブの遠位端部上に配置されたリップを形成する、段落Ｃ．７に記載の方法。

Ｃ．７．２ 突出部が、タブの遠位縁部上に配置されたリップを形成する、段落Ｃ．７またはＣ．７．１に記載の方法。

Ｃ．７．３ 係合させるステップが、第２の胴体セクションの内側表面の少なくとも１つの部分を、少なくとも１つのタブの突出部とスナップ式係合で相互嵌合させるステップを含む、段落Ｃ．７〜Ｃ．７．２のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．８ 係合させるステップが、少なくとも１つのタブの外側表面を、第２の胴体セクションの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされて配置するステップを含む、段落Ｃ〜Ｃ．７．３のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．９ 第２の胴体セクションが、その内側表面に組み付けられた少なくとも１つの構造構成要素を含み、また、
タブを備え付けるステップが、少なくとも１つのタブを、第１および第２の胴体セクションの各接合縁部が端と端を接した位置合わせで係合されたときに、構造構成要素に係合するのに適応しているように形成するステップを含む、
段落Ｃ〜Ｃ．８のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．１０ 第２の胴体セクションが、その内側表面に組み付けられた少なくとも１つの構造構成要素を含み、
タブを備え付けるステップが、タブの外側表面から実質的に直角に延在しかつ構造構成要素の少なくとも一部分と相互嵌合するように適応された突出部を有する少なくとも１つのタブを形成するステップを含み、また、
係合させるステップが、少なくとも１つのタブの突出部を、構造構成要素の前述の部分と相互嵌合させるステップをさらに含む、
段落Ｃ〜Ｃ．９のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．１０．１ 相互嵌合させるステップが、スナップ式係合で係合させるステップを含む、段落Ｃ．１０に記載の方法。

Ｃ．１０．２ 構造構成要素が、第２の胴体セクションの内側表面に沿って延在するフレームであり、また、
タブと相互嵌合するように適応される構造構成要素の部分が、第２の胴体セクションの接合縁部に近接したフレームの側面上に配置されたフランジである、
段落Ｃ．９〜Ｃ．１０．１のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．１１ 第２の胴体セクションが、その内側表面に組み付けられた２つ以上の構造構成要素を含み、各構造構成要素が、第２の胴体セクションの接合縁部までまたは第２の胴体セクションの接合縁部に向かって延在する端部を有し、また、
タブを備え付けるステップが、隣接した２つの構造構成要素の端部間にしっくり納まる大きさになされた幅を有するように、少なくとも１つのタブを形成するステップを含む、
段落Ｃ〜Ｃ．１０．２のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．１２ 結合材料を利用するステップが、タブの１つまたは複数の部分、および第２の胴体セクションの接合縁部の１つまたは複数の部分に結合材料を塗布するステップを含む、段落Ｃ〜Ｃ．１１のうちのいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．１３ 係合させるステップが、少なくとも１つのタブの外側表面を第２の胴体セクションの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされて配置するステップを含み、また、
結合材料を利用するステップが、少なくとも１つのタブの外側表面、および／または第２の胴体セクションの内側表面の１つまたは複数の対応部分に結合材料を塗布するステップを含む、
段落Ｃ〜Ｃ．１２のいずれか一段落に記載の方法。

Ｃ．１３．１ タブを備え付けるステップが、結合材料の注入のために、各タブを貫いて１つまたは複数の注入穴を形成するステップを含み、また、
結合材料を利用するステップが、１つまたは複数の注入穴を通じて結合材料を注入するステップを含む、
段落Ｃ．１３に記載の方法。

Ｃ．１３．２ 結合材料を利用するステップが、結合材料の塗布を検証するステップをさらに含む、段落Ｃ．１３またはＣ．１３．１に記載の方法。

Ｃ．１３．２．１ タブを備え付けるステップが、結合材料の注入を検証するために、１つまたは複数の注入穴に近接して配置される１つまたは複数の検証穴を、各タブを貫いて形成するステップを含む、段落Ｃ．１３．２に記載の方法。

Ｄ 航空機胴体の形成方法であって、
複合材料の複数の層から受入側外板セクションを製作するステップと、
受入側外板セクションの接合縁部に向かって長手方向に延在する複数のスティフナを用いて受入側外板セクションを補強するステップと、
複数のスティフナの対応する隣接した対の間にしっくり納まる大きさになされた幅をもつ端部をそれぞれが有する、複数の結合タブを形成するステップと、
タブの端部が挿入可能外板セクションの接合縁部から長手方向に延在するように、複合材料の複数の層から製作された挿入可能外板セクションに結合タブを配置するステップと、
タブの端部を複数のスティフナのうちの対応する隣接した対の端部間に挿入して、受入側外板セクションと挿入可能外板セクションのそれぞれの接合縁部を、端と端を接した位置合わせで係合させるステップと、
結合材料を利用して、タブの端部と受入側外板セクションを結合するステップと
を含む、方法。

Ｄ．１ 係合させるステップが、タブの端部の外側表面を受入側外板セクションの内側表面の対応部分と向かい合って位置合わせされて配置するステップを含む、段落Ｄに記載の方法。

Ｄ．１．１ 受入側外板セクションを製作するステップが、前述の受入側外板セクションの内側表面の対応部分を、前述のタブの端部の外側表面をつがい関係をなして受け入れるように形成するステップを含む、段落Ｄ．１に記載の方法。

Ｄ．１．２ 結合材料を利用するステップが、タブの端部の外側表面を受入側外板セクションの内側表面の対応部分と結合するステップを含む、段落Ｄ．１またはＤ．１．１に記載の方法。

Ｄ．１．２．１ タブを形成するステップが、結合材料を注入するための１つまたは複数の注入穴、および／または結合材料の注入を検証するための１つまたは複数の検証穴をタブの端部に形成するステップを含む、段落Ｄ．１．２に記載の方法。

Ｄ．１．２．２ 結合材料を利用するステップが、各タブの端部を貫いて形成された注入穴を通じて結合材料を注入するステップを含む、段落Ｄ．１．２に記載の方法。

本明細書において、「適応された」および「構成された」という用語は、要素、構成要素、または他の対象が所与の機能を果たすように設計および／または意図されていることを意味する。したがって、「適応された」および「構成された」という用語の使用は、所与の要素、構成要素、または他の対象が単に所与の機能を果たす「ことができる」ことを意味すると解釈されるべきではなく、その要素、構成要素、および／または他の対象は、その機能を果たすことを目的として明確に選択、生成、実装、利用、プログラム、および／または設計されるものである。また、特定の機能を果たすように適応されているものとして挙げられる要素、構成要素、および／または他の挙げられた対象が、その機能を果たすように構成されていると追加的または代替的に記載されうること、またその逆の場合も同様に、本開示の範囲に含まれる。

本明細書において開示された装置の種々の要素、および方法のステップは、本開示によるすべての装置および方法に必要とされるわけではなく、本開示は、本明細書において開示された種々の要素およびステップの新規かつ非自明な組合せならびにサブコンビネーションのすべてを含む。その上、本明細書において開示された種々の要素およびステップのうちの１つまたは複数は、開示された装置または方法のすべてから切り離された、独立した発明の主題を画定することができる。したがって、そのような発明の主題は、本明細書において明白に開示された特定の装置および方法と関連している必要はなく、また、そのような発明の主題は、本明細書において明白に開示されていない装置および／または方法において有用性を見いだすことができる。

１０ 構造パネル組立体
１２ 第１の複合パネル
１４ 第２の複合パネル
１６ 第１の複合パネルの接合縁部
１８ 第２の複合パネルの接合縁部
２０ タブ、結合タブ
２２ タブの内側表面
２４ タブの外側表面
２６ タブの遠位端部
２８ タブの遠位縁部
３０ 第１の複合パネルの内側表面
３２ 第２の複合パネルの内側表面
３４ 対応部分
３６ 陥凹部
４０ 結合材料
４２ 注入穴
４４ 検証穴
５０ 構造構成要素
５２ 構造構成要素の一部分
１００ 航空機胴体組立体
１１２ 第１の外板セクション
１１４ 第２の外板セクション
１２０ タブ、結合タブ
１２４ タブの外側表面
１２６ タブの遠位端部
１３２ 第２の外板セクションの内側表面
１３４ 対応部分
１３６ 陥凹部
１４２ 注入穴
１４４ 検証穴
１５０ 構造構成要素
１６０ 突出部
１６２ リップ
１６４ 結合表面
１６６ チャネル
１７０ スティフナ
１７２ 中央隆起セクション
１７４ フランジセクション
１７６ 端部
２００ 航空機胴体組立体
２１２ 第１の外板セクション
２１４ 第２の外板セクション
２２０ タブ、結合タブ
２２４ タブの外側表面
２３２ 第２の外板セクションの内側表面
２３４ 対応部分
２６０ 突出部
２６２ リップ
２６６ チャネル
２６８ 戻り止め
３００ 航空機胴体組立体
３１２ 第１の外板セクション
３１４ 第２の外板セクション
３１８ 第２の外板セクションの接合縁部
３２０ 結合タブ
３２４ タブの外側表面
３２８ 遠位縁部
３３２ 第２の外板セクションの内側表面
３３４ 対応部分
３５０ 構造構成要素
３５２ フレームの一部分
３６２ リップ
３７２ フレーム
３７４ フランジ
８００ 航空機
８１０ 飛行機
８１２ 主翼
８１４ 胴体
８１６ 垂直安定板
８１８ 水平安定版
８２０ 樽形セクション
８２２ 連結部
８２４ 長手方向軸

Claims (13)

1. 各外板セクションが複合材料の複数の層を含みかつ接合縁部を有し、前記接合縁部（１１６、１１８）が互いに端と端を接した位置合わせで配置される、第１（１１２）および第２（１１４）の外板セクションと、
   前記第１の外板セクション（１１２）の前記接合縁部（１１６）から前記第２の外板セクション（１１４）の内側表面に沿って長手方向にそれぞれが延在する複数のタブ（１２０）と
   を備え、各タブ（１２０）が、前記第２の外板セクション（１１４）の前記内側表面（１３２）の対応部分と向かい合って位置合わせされる外側表面（１２４）を含み、前記タブ（１２０）のそれぞれがさらに、前記第１（１１２）および第２（１１４）の外板セクションを取り付けるために前記外側表面（１２４）と前記対応部分との間に結合材料（１４０）を注入するための、前記タブを貫いて形成された少なくとも１つの注入穴（１４２）を含む、航空機胴体組立体（１００）。
2. 前記第１の外板セクション（１１２）と前記第２の外板セクション（１１４）との間に結合状態を形成するように構成され、かつ前記タブ（１２０）のうちの少なくとも１つのタブの前記外側表面（１２４）と前記第２の外板セクション（１１４）の前記内側表面（１３２）の前記対応部分との間に配置される結合材料（１４０）をさらに備える、請求項１に記載の胴体組立体（１００）。
3. 結合材料（１４０）の注入を検証するために、前記タブ（１２０）のそれぞれが、前記タブ（１２０）を貫いて形成され前記注入穴（１４２）に近接して配置された少なくとも１つの検証穴（１４４）をさらに含む、請求項１または２に記載の胴体組立体（１００）。
4. 前記第２の外板セクション（１１４）の前記内側表面（１３２）が、前記複数のタブ（１２０）と少なくとも部分的に相互嵌合するように構成された、請求項１ないし３のいずれか一項に記載の胴体組立体（１００）。
5. 前記対応部分のうちの少なくとも１つが、前記複数のタブ（１２０）のうちの少なくとも１つのタブの前記外側表面（１２４）をつがい関係をなして受け入れるように適応された陥凹部（１３６）を含み、前記複数のタブ（１２０）のうちの少なくとも１つが、その前記外側表面（１２４）から実質的に直角に延在する突出部（１６０）を含み、また、前記突出部（１６０）が、少なくとも１つのタブ（１２０）の遠位端部上に配置されたリップ（１６２）を形成する、請求項１ないし４のいずれか一項に記載の胴体組立体（１００）。
6. 前記第２の外板セクション（１１４）が、その前記内側表面（１３２）に組み付けられたフレームを含み、前記フレームが、前記突出部（１６０）と相互嵌合する部分を有しており、前記フレームの前記部分が、前記第２の外板セクション（１１４）の前記接合縁部に近接した前記フレームの側面上に配置されたフランジ（１７４）であり、また、前記フランジ（１７４）が、前記突出部（１６０）とスナップ式係合で相互嵌合する、請求項５に記載の胴体組立体（１００）。
7. 前記突出部（１６０）が、前記外側表面（１２４）と向かい合って位置合わせされる前記第２の外板セクション（１１４）の前記内側表面（１３２）上に配置された陥凹部（１３６）と相互嵌合する、請求項５に記載の胴体組立体（１００）。
8. 前記複数のタブ（１２０）のうちの少なくともいくつかが、前記第１の外板セクション（１１２）を形成している複合材料の複数の層の中に組み込まれた独立した構成要素である、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の胴体組立体（１００）。
9. 前記複数のタブ（１２０）のうちの少なくともいくつかがまた、複合材料の複数の層をさらに含む、請求項１ないし８のいずれか一項に記載の胴体組立体（１００）。
10. 前記第２の外板セクション（１１４）が、その前記内側表面に長手方向に組み付けられた少なくとも２つのスティフナ（１７０）を含み、各スティフナ（１７０）が、前記第２の外板セクション（１１４）の前記接合縁部までまたは前記第２の外板セクション（１１４）の前記接合縁部に向かって延在している端部を有し、また、
    前記複数のタブ（１２０）のうちの少なくとも１つが、前記少なくとも２つのスティフナ（１７０）のうちの隣接する２つのスティフナ（１７０）の前記端部間にしっくり納まる大きさになされた幅を有する、請求項１ないし９のいずれか一項に記載の胴体組立体（１００）。
11. 複合材料から製作された航空機胴体セクション（８２０）を連結する方法であって、
    第１の胴体セクションにその接合縁部から長手方向に延在するタブ（１２０）を備え付けるステップと、
    前記第１の胴体セクションの前記タブ（１２０）および接合縁部をつがい関係をなして受け入れるように適応された対応する接合縁部をもつ第２の胴体セクションを構成するステップと
    を含む、方法。
12. 前記第１および第２の胴体セクションの前記接合縁部を、端と端を接した位置合わせで係合させるステップと、
    結合材料（１４０）を利用して前記第１の胴体セクションを前記第２の胴体セクションに結合するステップと
    をさらに含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記備え付けるステップが、
    前記タブ（１２０）を前記第１の胴体セクションとは別々に形成するステップと、
    前記タブ（１２０）を前記第１の胴体セクションに結合するステップと
    をさらに含む、請求項１１または１２に記載の方法。

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