JP2022540837A - 航空機の胴体構造とその製造方法 - Google Patents

Abstract

航空機の胴体構造が開示される。胴体構造は、胴体スキンと、胴体スキンを支持するために航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに間隔を置いて配置された複数のフレーム要素（３０）とを含む。胴体スキンは、それに接続されている、フレーム要素の各対の間に延びる複数の相互接続された繊維強化複合スキンパネル（６）で構成される。複合スキンパネルは、各複合スキンパネルに一体的に形成された補強材（６６）をさらに含む。また、胴体スキンの製造方法が開示される。複合スキンパネルは、誘導溶接接続を介して相互接続及び／又はフレーム要素に接続することができる。

Description

本発明は、航空機の胴体構造及びその製造方法に関する。本発明はさらに、複数の繊維強化複合スキンパネルを互いに接続する方法、及び／又は胴体のフレーム要素に接続して、一体化された胴体スキン部分を形成する方法に関する。

航空機は、長時間飛行できる乗り物で構成されている。旅客機は、商業目的で乗客又は貨物を運ぶように設計されている。通常、現代の旅客機は、その形状と機能性から、空気より重い固定翼航空機として分類される。航空機の揚力は翼によって発生し、構造に固定されており、揚力を生み出すには対気速度を必要とする。航空機は多くの異なる負荷を受けるケースがあり、一部のピーク荷重は、例えば大気の乱れによる動的挙動によって支配される。これらの荷重を吸収する航空機の主な構造は、何年にもわたってほとんど変わっていない。近代化によっても構造と材料が最適化されるだけであり、一般的には潜在的に質量を小さくすることを目的としている。

航空機の主な胴体構造は、航空機の長手方向軸に沿って延び、内部空間を囲む外側の胴体スキンと、航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに間隔を置いて配置され、胴体スキンの内面に沿って円周方向に延在して胴体スキンを支持する複数のフレーム要素を備える。このいわゆるセミモノコック設計では、胴体スキンが荷重の大部分を受け、構造の応力がかかった構成要素を表す。フレーム要素（又はフォーマー）は胴体の形状を提供し、また、追加のストリンガーと補強材を使用して胴体の外板を安定させ、構造に追加的な強度と剛性を加えることができる。このスキンストリンガーフレーム構造は、通常、現代の航空機、特に旅客機で使用される。乗客の快適さのために、客室内の気圧は、飛行高度での航空機の外側の気圧よりも高い圧力に人工的に維持されている。これは、内側の圧力が外側よりも高いことを意味するので、その効果として、胴体のスキンは圧力容器のように負荷を受ける。これは、スキンが円周フレームから剥がされることを意味する。接着剤接合や溶接などのほとんどの複合接合方法は、この荷重条件下では強度が低くなるが、せん断荷重下では、同様の接合でもはるかに高い耐荷重能力が示される。

航空業界では、航空機の重量が非常に重要な要素である。空の操作重量（ｅｍｐｔｙ ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｗｅｉｇｈｔ、ＥＯＷ）と最大離陸重量（ｍａｘｉｍｕｍ ｔａｋｅ－ｏｆｆ ｗｅｉｇｈｔ、ＭＴＯＷ）の差により、有料貨物と燃料を運ぶために利用できるマージンが決まる。また、航空機の重量は、飛行中に発生する抗力の量に直接影響し、したがって抗力に対抗するために使用される燃料の量に直接影響する。航空機の重量を減らすと、重量マージンが増え、運用コストが削減される。重要ではあるが、軽量化の見通しは、必ずしも新しい設計や技術を採用するように航空機メーカーを説得するものではない。新しいテクノロジーは、多くの場合、高い製造コスト、複雑なメンテナンス手順、損傷許容度の低下などの欠点をもたらす。このため、最新の航空機のほとんどは、アルミニウムなどの従来の材料を使用して、古いが実績のある技術を使用して製造されている。

航空機構造に複合材料を導入することで、設計形状の柔軟性が高まり、機体の質量が減少してきた。ただし、複合航空機の製造と認証のコストは増え続けている。旅客機の胴体を製造するためのほとんどの方法は、オートクレーブと、オートクレーブ内で使用される高温高圧に耐えなければならない非常に大きな金型を必要とする。熱硬化性複合材料を使用する場合、主に後者の方法のより厳しい認証要件のために、構造が徐々に構築される段階的な結合プロセスよりも、すべての部品を共同に硬化させることが好ましい。共同硬化は、複雑で高価な工具や機器につながる。

また、典型的な複合胴体スキンは、スキンの層間剥離に対して脆弱である。実際、比較的剛性の高いフレーム要素は、客室の圧力下での胴体のスキンの膨張に抵抗するため、比較的大きな層間剥離応力を引き起こす。

本発明は、公知の胴体構造よりも効率的かつ潜在的に低コストで製造され得る航空機の胴体構造を提供することを目的とし、それでもなお、改善された層間剥離抵抗を有する胴体構造を提供する。

本発明は、添付の請求項１に記載の航空機の胴体構造を提供する。胴体構造は、前記航空機の長手方向軸に沿って延び、内部空間を囲み、さらに内部空間に面する内面を有する胴体スキンと、前記航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに間隔を置いて配置され、前記胴体スキンの内面に沿って円周方向に延在して、前記胴体スキンを支持する複数のフレーム要素とを含み、前記胴体スキンは、複数の相互接続された繊維強化複合スキンパネルを含み、前記複合スキンパネルは、フレーム要素の各対の間に延び、複合スキンパネルとフレーム要素の結合された第１の壁部分によって接続され、前記複合スキンパネルは、各複合スキンパネルに形成され、前記内面から半径方向内側に延びる補強材をさらに含み、前記補強材は前記航空機の長手方向軸に平行な方向に延びる。

本発明によれば、胴体スキン全体は、胴体構造のフレーム要素にさらに接続されている複数の繊維強化複合スキンパネルを相互接続することによって構築される。パネルは比較的小さいので、圧縮成形などの効率的な方法で製造することができる。したがって、胴体構造は、完全に組み立てられ、硬化のためにオートクレーブ内に提供される必要はなく、そのようなオートクレーブの外側で組み立てられてもよい。パネルは公知の胴体スキンパネルと比較して比較的小さいため、高価な金型やその他の工具も必要ではない。

言うまでもなく、胴体構造は、床構造の配置（例えば、航空機の長手方向軸に平行な平面内に延びる床パネル、床パネルの下面に沿って航空機の長手方向軸に垂直に延びる多数の床支持梁、及び床パネルの下面にある床支持梁からそれらが接続されているフレーム要素まで延びる多数の床支持支柱を含む）など、航空機の他の構造に接続することができる。

本発明の好ましい実施形態は、複合スキンパネルの第１の壁部分が、それが結合されるフレーム要素の第１の壁部分よりも半径方向内側に配置される胴体構造を提供する。胴体スキンを加圧するとき、胴体スキンを構成する複合スキンパネルの第１の壁部分は、好ましくない剥離荷重のために、それらが接続されているフレーム要素の第１の壁部分に押し付けられる。これにより、複合スキンパネルが、それらが接続されているフレーム要素の第１の壁部分から外れるのを大いに防ぐことができる。したがって、この実施形態は、複合スキンパネルの第１の壁部分が、それらが結合されるフレーム要素の第１の壁部分よりも半径方向外側に配置される実施形態と比較して、胴体スキンの層間剥離抵抗の増加を提供する。

複合スキンパネル及びフレーム要素の結合された第１の壁部分は、例えば、荷重条件及び設計上の考慮事項に応じて、複合スキンパネル及びフレーム要素の適切な位置で選択され得る。

本発明の一実施形態は、フレーム要素がＩ字形又はＨ字形の断面を有し、フレーム要素の第１の壁部分がＩ字形又はＨ字形のフレーム要素のフランジを含む胴体構造を提供する。この実施形態では、複合スキンパネルとフレーム要素は、複合スキンパネルの第１の壁部分をＩ字型又はＨ字型のフレーム要素のフランジに接合することによって互いに接続される。層間剥離を防ぐために、複合スキンパネルの第１の壁部分は、それらが結合されるフレーム要素のフランジよりも半径方向内側に配置されることが好ましい。

別の好ましい実施形態は、複合スキンパネルの第１の壁部分が、複合スキンパネルの側縁に設けられた側縁ジョグルを含み、側縁ジョグルが、胴体スキンの平らな外面を維持しながら、フレーム要素の第１の壁部分が複合スキンパネルの第１の壁部分と重なることを可能にする胴体構造を提供する。この実施形態は、胴体スキンの比較的滑らかな外面を提供することによって、胴体構造の空気力学的挙動を改善する。

複合スキンパネルと別の複合スキンパネルとの間の接続は、当技術分野で知られている任意の手段によって達成することができる。複合スキンパネルと別の複合スキンパネルとの間のそのような接続は、両方の結合された第２の壁部分を含み、複合スキンパネルの結合された第２の壁部分は、例えば、荷重条件及び設計上の考慮事項に応じて、複合スキンパネルの適切な位置で選択することができる。１つの複合スキンパネルの第２の壁部分が補強材に隣接するジョグルを含む一実施形態では、ジョグルが、胴体スキンの平らな外面を維持しながら、複合スキンパネルの第２の壁部分を他の複合スキンパネルの第２の壁部分と重なることを可能にすることが特に好ましい。

複合スキンパネルを相互に、及び／又は胴体構造のフレーム要素に結合するための多くの技術が存在する。機械的固定及び接着結合は、例えば、パネル及び／又はフレーム要素の２つの接触面を接合するために使用され得る。ただし、機械的固定と接着結合による接着はどちらも費用と時間がかかりそうである。例えば、機械的固定には、高価な穴の位置の特定、穴あけ、シミング、及び留め具の取り付けが必要であり、接着結合には、化学物質を伴う可能性のある複雑な表面前処理が必要である。

従来の接合の上記の欠点に対処する実施形態は、第１の壁部分のいくつか又はすべてが誘導溶接接続を介して接合される胴体構造を提供する。

別の実施形態では、複合スキンパネルの第２の壁部分のいくつか又はすべてが誘導溶接接続を介して結合される胴体構造が提供される。

以下でさらに説明するように、電磁溶接も選択され得る方法である。

各複合スキンパネルには一体化された補強材が設けられており、これは、補強材が複合スキンパネルの一体化部分を形成することを意味する。成形後の複合スキンパネルに補強材が適用される状況とは対照的に、各複合スキンパネルは、補強材を含むように製造されている。本発明による実施形態は、複合スキンパネルの補強材が航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに整列されている胴体構造を提供する。この実施形態では、航空機の長手方向軸に隣接して平行に配置された複数の複合スキンパネルの補強材は、航空機の長手方向軸に平行に走る共通の線に沿って延びる。

改善された機械的特性を提供する別の実施形態は、複合スキンパネルの補強材が互いに接続されて連続ストリンガーを形成する胴体構造に関する。連続ストリンガーは、航空機の長手方向軸に平行に走る線に沿って延びる。複合スキンパネル及びフレーム要素と同様に、補強材が誘導溶接接続を介して接続されている胴体構造が好ましい。

本発明の一実施形態による胴体構造は、円周方向において閉じている複合胴体スキンを含む。

以下でさらに説明されるように、本発明の実施形態は、好ましくは、フレーム要素が繊維強化複合材料製で、より好ましくは、繊維強化複合スキンパネル及び／又はフレーム要素は、熱可塑性マトリックスを有する繊維強化複合材料製である胴体構造を提供する。

本発明の別の態様は、本発明の胴体を含む航空機を提供する。

本発明のさらに別の態様は、航空機の胴体構造を製造するための方法に関する。この方法は、以下のステップ：
前記航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに間隔を置いて配置され、前記航空機の円周方向に延びる複数のフレーム要素を提供すること；
前記フレーム要素の各対の間に延びる複数の繊維強化複合スキンパネルを提供し、これにより、各複合スキンパネルに形成された補強材が、各複合スキンパネルの内面から半径方向内側に、かつ前記航空機の長手方向軸に平行な方向に延びるようにすること；
複合スキンパネルの第２の壁部分を接合することにより、前記複数の繊維強化複合スキンパネルを相互接続し、フレーム要素の各対の間に一体化された胴体スキン部分を形成すること；
各複合スキンパネルと各フレーム要素の第１の壁部分を結合することにより、前記複数の繊維強化複合スキンパネルをフレーム要素の各対に接続すること；そして
前記航空機の長手方向軸に沿って延び、その内部空間を囲み、前記複数のフレーム要素によって支持される胴体スキンが形成されるまで、フレーム要素の各対に対して上記手順を繰り返すこと
を含む。

本発明の一実施形態では、複合スキンパネルの第１の壁部分が、それが結合されているフレーム要素の第１の壁部分よりも半径方向内側に配置される方法が提供される。

本発明の方法のさらに別の実施形態では、フレーム要素は、Ｉ字形又はＨ字形の断面を有し、フレーム要素の第１の壁部分は、Ｉ字形又はＨ字形のフレーム要素のフランジを含む。

さらに別の実施形態は、複合スキンパネルの第１の壁部分が、複合スキンパネルの側縁に設けられた側縁ジョグルを含み、フレーム要素の第１の壁部分が、複合スキンパネルの第１の壁部分と重なるように配置されることで、胴体スキンの平らな外面を維持できるようにする方法を提供する。

別の有用な実施形態は、複合スキンパネルと他の複合スキンパネルは、両方の第２の壁部分を接合することによって接続され、複合スキンパネルの第２の壁部分は、複合スキンパネルの側縁に設けられた側縁ジョグルを含み、他の複合スキンパネルは第２の壁部分は、複合スキンパネルの第２の壁部分と重なるように配置されることで、胴体スキンの平らな外面を維持できるようにする方法を提供する。

本発明の方法の一実施形態では、複合スキンパネルの補強材は、航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに整列され、より好ましくは、互いに接続されて、連続ストリンガーを形成する。

この方法の実際の実施形態では、複合胴体スキンが円周方向において閉じるようになるまで、複数の繊維強化複合スキンパネルが提供される。フレーム要素の各対の間の繊維強化複合スキンパネルの数は、航空機のサイズによって異なり、通常、１０～２００、及びそれ以上の複合スキンパネルの範囲であり得る。繊維強化複合スキンパネルの寸法は、一般に、公知の胴体スキンセクションよりも小さくなる。複合スキンパネルの側面寸法は、０．１～５ｍ、より好ましくは０．４～４ｍ、さらにより好ましくは０．６～３ｍ、さらにより好ましくは１．０～２．０ｍの範囲であり得る。航空機の長手方向軸に沿ったフレーム要素の数も航空機のサイズに依存し、通常は５～５０、及び以上のフレーム要素の範囲であり得る。したがって、胴体のスキンを構成する複合スキンパネルの総数は、通常、５０～１０００、及びそれ以上の範囲であり得る。

好ましい方法では、複合スキンパネルとフレーム要素の第１の壁部分の一部又はすべては、誘導溶接接続を介して結合され、及び／又は、複合スキンパネルの第２の壁部分の一部又はすべては、誘導溶接接続を介して結合される。この方法の別の実施形態では、隣接して配置された複合スキンパネルの補強材も、誘導溶接接続を介して接続される。

そのような誘導溶接接続は、本発明の一実施形態によれば、電磁溶接を含む方法によって提供され得る。そのような方法では、第１及び／又は第２の壁部分の結合は、接合すべき第１及び／又は第２の壁部分の接触面を加圧し、第１及び／又は第２の壁部分の加圧された接触面に沿ってインダクタを動かし、第１及び／又は第２の壁部分の誘導感受性構成要素に電磁場を生成して、第１及び／又は第２の壁部分の熱的に活性化された結合手段を結合手段の溶融温度より高く加熱することと、第１及び／又は第２の壁部分の接触面を溶融された結合手段によって互いに接続することによって達成される。

繊維強化複合スキンパネルなどの成形部品間に溶接接続を作成するには、いくつかの溶接方法を使用できる。振動溶接では、動きによって補強繊維が損傷する可能性があり、また超音波溶接は連続溶接にはあまり適していない可能性がある。

電磁溶接は、個別の留め具の使用を排除し得、成形された複合部品の接触面を比較的高速で結合する機能を提供し得、前処理があったとしてもごくわずかである。電磁溶接は、１つ又は複数の成形部品の誘導感受性構成要素に電磁場を生成して、成形部品の熱的に活性化された結合手段を当該結合手段の溶融温度より高く加熱する。成形部品の接触面は、溶融結合手段によって互いに接合される。結合手段は、例えば、接合される１つ又は複数の部品の熱可塑性樹脂であり得るか、又は別個に適用される熱可塑性樹脂であり得る。熱可塑性成形部品と熱硬化性成形部品を一緒に溶接する場合、誘導感受性部品が溶ける熱可塑性樹脂は、例えばホットメルト接着剤として機能し得る。

好ましい実施形態は、第１及び／又は第２の壁部分が熱可塑性ポリマーマトリックスを有する繊維強化複合材料製であり、熱的に活性化される結合手段が熱可塑性ポリマーマトリックスを含む方法を提供する。別の実施形態は、誘導感受性構成要素が、炭素繊維、金属若しくは金属メッシュ、強磁性粒子、又はこれらの組み合わせから選択される方法を提供する。

電磁溶接で十分な品質の溶接を実現するためには、一般に、溶接で接続すべき第１及び／又は第２の壁部分の接触面に十分な圧力を加える必要がある。接触面に圧力を加えることは、例えば、溶接で接合すべき構成要素に圧力を伝達する膨張可能な要素の使用に基づくことができる。膨張可能な要素は、圧力が加えられなければならない側でのみ開いている金型キャビティに封入することができる。膨張体は、膨張すると放射状に拡張するシリコンホースで構成され得るが、他の解決策も可能である。

接触面を加圧するための工具は、膨張手段を加圧し、接触面に圧力を加えるための加圧手段を含み得る。有用な実施形態は、加圧手段が、剛性体に設けられたチャネリングを含み、当該チャネリングが、一端が圧力源に接続され、他端が膨張手段に接続される工具を提供する。加圧媒体は自由に選択することができるが、液体又は気体が好ましい。一実施形態では、圧力源が加圧空気源を含む工具が提供される。

電磁溶接は、インダクタとその誘導電磁場の到達範囲内にある金属部品を加熱する。これは、いくつかの実施形態では好ましくない場合があり、剛性体がポリマー材料から作られている工具の実施形態が好ましい。任意の高分子材料を使用することができるが、１５０～３００℃の範囲の高温に対して比較的良好な耐性を有する高分子材料が好ましい。そのような材料の例は、ＰＥＥＫ及びＰＥＫＫであるが、エポキシド、ビスマレイミド樹脂などの熱硬化性材料も使用され得る。熱硬化性樹脂を使用する場合、追加の結合手段、例えば熱可塑性ポリマーのインサートが、接触面に提供されることが好ましい。

インダクタは通常、交流電圧の下で電磁界を生成する導電体を備えている。電磁場の形状は、コイル状、又は溶接方向に実質的に円筒形などの任意の公知の形状であり得る。溶接方向において実質的に円筒形の電磁場を使用することにより、非常に制御された均一で的を絞った加熱が可能になり、過熱が可能な限り防止される。過熱は材料の劣化を引き起こし、それによって構造の望ましくない弱体化を引き起こす可能性がある。他のインダクタは、トーラス形の電磁界を生成する複数の巻線を備えている。このような公知のインダクタを誘導の方向としてインダクタに直角な方向で使用することにより、中心に比較的低温なゾーンが発生する加熱パターンが生成される。一方、円筒形の電磁場は、均一な加熱を可能にする、はるかに好ましい加熱プロファイルを生成する。さらに、円筒形の電磁界は、幅１０～２０ｍｍまで非常に狭くすることができる。トーラス形の電磁界では、このような幅は、必要な熱誘導力と貫通を組み合わせて実現することはできない。

インダクタの電磁場は、第１及び／又は第２の壁部分のセクションを介して、及び／又は金型の壁を介して、第１及び／又は第２の壁部分間の接触面に直接到達し得る。本発明の方法は、頑丈で重い工具を使用することなく、第１及び／又は第２の壁部分間の高品質の溶接接続又は接合を迅速かつ効率的な方法で実現することを可能にする。複数の溶接された複合スキンパネルによって組み立てられた胴体スキンは、驚くほど優れた機械的耐荷重能力を備えている。

誘導感受性構成要素は、一般に、金属及び／又は炭素繊維などの導電性構成要素を含む。加熱する必要のないインダクタの近くの金型部品及び他の構成要素は、好ましくは、誘導感受性構成要素を実質的に含まないか、又は適切な遮蔽材料で誘導場から遮蔽される。

この方法では、好ましくは、熱可塑性成形部品は、一般に、導電性構成要素、例えば金属ガーゼを備えているか、又はこの構成要素が成形部品の間に配置されている。フーコー電流又は渦電流は、発電機によって交流電流が供給されるインダクタによって生成される変動する電磁場によって導電性構成要素に誘導される。ジュール効果、ファイバー接合加熱、誘電ヒステリシスなどのいくつかの加熱メカニズムにより、これらのフーコー電流は、熱可塑性材料を溶融したり、結合手段を活性化したりするために必要な熱を生成する。インダクタを接触面に沿って移動させることにより、第１及び／又は第２の熱可塑性壁部分がそれらの接触面上で相互に接続される。インダクタは、接続を実現するために、例えばロボットアームやリニアガイド、又はその他の移動手段によって、接触面上でガイドすることができる。

加熱の目的で、誘導感受性構成要素は、熱的に活性化される結合手段と熱的に接触していてもよい。これは、例えば、誘導感受性構成要素と結合手段を混合することによって可能である。

接合インダクタが金型の外側に配置され、インダクタの電磁場が金型の壁を通って第１及び／又は第２の壁部分間の接触面に到達する実施形態は、溶接中に金型によって圧力下で壁部分を一緒にすることを可能にする。他の実施形態では、結合のための成形部品の誘導加熱が行われた後に圧力を加えることができる。

熱的に活性化される結合手段が熱可塑性ポリマー、好ましくは第１及び／又は第２の壁部分の熱可塑性ポリマーマトリックスを含む場合が有利である。熱可塑性ポリマーは、融合によって簡単な方法で結合することができる。さらに、熱可塑性ポリマーを金属ガーゼや炭素繊維などの誘導感受性構成要素と簡単に混合できる。特に適切な熱可塑性ポリマーの例には、ポリプロピレンなどのポリエチレン、ポリアミド、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）などのポリアリールエーテルケトン、及びポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）が含まれるが、この方法は他の熱可塑性ポリマーにも使用できる。

誘導によって加熱可能な構成要素は、は、好ましくは、炭素繊維及び／又は金属を含む。これらの材料は、誘導によって容易に加熱することができ、電気伝導性に加えて、良好な熱伝導を有し、それにより、生成された熱が十分に分散される。炭素繊維は材料強度も向上させるため、熱可塑性ポリマーに組み込まれた炭素繊維が推奨される。この方法の別の好ましい実施形態では、誘導によって加熱可能な構成要素は、強磁性又はカーボンナノ粒子を含む。

好ましい実施形態では、インダクタは、第１及び／又は第２の壁部分の接触面の位置によって決定される経路に沿って移動する。次に、部分的に組み立てられた胴体構造を静止状態に保つことができる。インダクタは、交流発生器に接続することができ、交流発生器は、インダクタの電気接続手段に電気的に接続される。使用可能な周波数は、一般的に０．１～１０ＭＨｚの範囲である。誘導部品は、当該誘導部品の温度を調節することができる、水などの冷却媒体の通過に適合された供給チャネルを備えていてもよい。適切な誘導部品は、例えば、所望の形状に曲げられた金属管を含み得、それを通して冷却媒体が圧送される。

この特許出願に記載された本発明の実施形態は、これらの実施形態の任意の可能な組み合わせで組み合わせることができ、各実施形態は、分割特許出願の主題を個別に形成することができる。

ここで、本発明は、以下の図を参照して説明されるが、これらに限定されるものではない。

図１Ａは、直近の技術による胴体構造の斜視図を概略的に示す。 図１Ｂは、図１Ａの胴体構造の断面図を概略的に示しており、断面は、胴体構造の長手方向軸に平行に延びる平面で取られている。 図１Ｃは、図１Ａの胴体の断面図を概略的に示しており、断面は、胴体構造の長手方向軸に垂直に延びる平面で取られている。 図２は、本発明の実施形態による繊維強化複合スキンパネルの斜視図を概略的に示す。 本発明の実施形態による、別の繊維強化複合スキンパネルに接合された繊維強化複合スキンパネルの斜視図を概略的に示す。 本発明の実施形態による、フレーム要素に接合された２つの繊維強化複合スキンパネルの斜視図を概略的に示す。 本発明の一実施形態によるＨ字形のフレーム要素の断面図を概略的に示す。 本発明の一実施形態による胴体構造の一部の斜視図を概略的に示す。 本発明の実施形態による、繊維強化複合スキンパネルを製造するための装置の側面図を概略的に示す。 本発明の実施形態による、繊維強化複合スキンパネル同士又は繊維強化複合スキンパネルのフレーム要素への電磁溶接に使用される工具の断面側面図を概略的に示す。 図９は、本発明の実施形態によるいくつかの補強材の設計を概略的に示す。 図１０は、本発明のさらに別の実施形態による、フレーム要素に接合された２つの繊維強化複合スキンパネルの断面を概略的に示す。

図１を参照すると、本開示は、複合航空機構造、より具体的には、アルミニウム又は複合材料で作られた胴体スキン２を備えた航空機胴体構造１に関する。本開示の文脈において、「複合材料」という用語は、繊維強化複合材料（例えば、ポリマー）及び高度なポリマーマトリックス複合材料としても知られる高度な複合材料（これは一般に、マトリックス材料、又は胴体のスキンなどの航空機の構造部品での使用に適した公知又はその他の複合材料によって結合された高強度繊維で構成される）を包含することを意図している。そのような複合材料には、熱硬化性又は熱可塑性マトリックス材料に埋め込まれた炭素、アラミド、及び／又はガラス繊維などの繊維強化材料が含まれ得る。例示的な胴体構造１は、航空機の後部胴体セクション、又は例えば胴体のコックピットセクションなどの胴体構造１の他の任意の部分であり得る。胴体構造１は、胴体の受圧又は非受圧部分であり得る。胴体構造１は、複数のフレーム要素３０を含むフレームサブアセンブリ３をさらに含む。フレーム要素３０は、好ましくは、熱可塑性ポリマーマトリックスを有する繊維強化複合材料製であるか、又はアルミ系合金、チタン系の合金、鋼又は他の適切な金属材料などの金属材料製であってもよい。複合スキンパネル６を金属フレーム要素３０に接続するために誘導溶接が使用される場合、結合又は接続される金属表面は、適切な接着を確実にするために特別な表面処理を必要とする場合がある。フレーム要素３０は、１つ又は複数のロンジロン４を介して相互接続されて、事前に組み立てられたフレームサブアセンブリ３を形成することができる。ロンジロン４は、胴体構造１の長手方向軸１１に平行に延びる。フレーム要素３０は、胴体構造１の横断面１０内に延在し、その横断面１０は、胴体構造１の長手方向軸１１に垂直である。代わりに、又はさらに、複数のフレーム要素３０のうちの１つは、胴体構造の長手方向軸１１に対して斜めの角度の下に配置され得る。フレーム要素３０は、胴体スキン２の内部に支持を提供するのに役立ち、胴体構造１の長手方向軸１１に沿って離間することができる。フレーム要素３０の相対的な間隔３１は、複合胴体スキン２と組み立てる前に選択することができる。

図１にも示されているように、胴体構造１は、胴体構造１の長手方向軸１１に平行に延在し、フレーム要素３０を貫通するいくつかのストリンガー５をさらに備える。ストリンガー５は、一般に、ロンジロン４よりも剛性が低く、いくつかのストリンガー５は、一対のロンジロン４の間に設けられている。ストリンガー５の目的は、ロンジロン４の間の胴体スキン２に、ある程度の形状安定性、剛性、及び座屈抵抗を提供することである。示されるように、胴体スキン２は、一般に、フレーム要素３０、ロンジロン４及びストリンガー５からなる構造上に提供され、それにより、比較的滑らかな外面を提供する。

直近の技術による胴体スキン２は、フルバレル構造を有し得る。これは、胴体スキン２が、その円周方向において閉じられ、航空機の長手方向軸１１の周りに完全に延びる単一の部品を含むことを意味する。このような複合スキン２は、通常、自動繊維配置（ａｕｔｏｍａｔｅｄ ｆｉｂｅｒ ｐｌａｃｅｍｅｎｔ、ＡＦＰ）又は自動テープ敷設（ａｕｔｏｍａｔｅｄ ｔａｐｅ ｌａｙｉｎｇ、ＡＴＬ）などの周知の複合製造方法を使用して製造される。ＡＴＬやＡＦＰなどの技術では、大きな金型が必要であり、コンピューター誘導ロボット工学を使用して、補強繊維テープ又はトウの１つ又は複数の層を金型又はマンドレルに配置して部品又は構造を形成する。テープ敷設後、テープ又はトウの熱硬化性マトリックスポリマーを硬化させるために、テープ敷設構造全体がオートクレーブに入れられる。オートクレーブは通常、真空下で実行される。これには、テープを敷いた構造全体を空気不透過性のフォイルで包む必要がある。言うまでもなく、完全なテープ敷設胴体構造のオートクレーブ処理には多額の投資が必要であり、エネルギーと材料の浪費の観点からはかなり非効率的である。ただし、他の製造方法では、フルバレル胴体スキン構造のオートクレーブ胴体構造の信頼性に匹敵することができることが証明されていない。

今度は図２を参照すると、本発明の実施形態による繊維強化複合スキンパネル６が示されている。パネル６は、２つの第１の側縁６０を有し、これらはそれぞれ、前記第１の側縁６０の長さ６１に沿ってフレーム要素３０に結合されるように構成される。したがって、パネル６は、一対のフレーム要素３０の間に延在し、以下でさらに説明される方法によってそれに接続される。パネル６はさらに、２つの第２の側縁６２を有し、これらは、組み立てられた状態で、胴体構造１の長手方向軸１１に平行な方向に延びる。パネル６の内面６３は、組み立てられた胴体構造１の内側に面しており、パネル６の外面６４は、組み立てられた胴体スキン２の外面の一部を形成する。組み立てられた胴体スキン２の多かれ少なかれ円筒形に対応するために、各複合スキンパネル６は、航空機のサイズ及び完全な胴体スキン２を組み立てるために使用されるパネル６の数に依存し得る曲率半径Ｒで、長手方向軸１１の周りに湾曲している。曲率半径Ｒは、２～６ｍなどの広い範囲で変化し得る。第２の側縁６２は湾曲していてもよいが、好ましくは実質的に平坦である。第２の側縁６２の長さ６５はまた、航空機のサイズ及びフレーム要素３０の相対的な間隔３１に依存する。

本発明の複合スキンパネル６は、各複合スキンパネル６に一体的に形成され、内面６３から半径方向内側に、すなわち胴体構造１の長手方向軸１１に向かって延びる補強材６６をさらに含む。示される実施形態における補強材６６は、２つの直立した壁６６－１及び屋根部分６６－２を備えた帽子形である。補強材６６はさらに、パネル６の第２の側縁６２及び航空機の長手方向軸１１にほぼ平行な線に沿って延びる。示されている実施形態の補強材６６は、帽子形の断面を有する。ただし、この断面は、Ｈ字形又はＩ字形などの他の形状を持ってもよい。製造を容易にするために、帽子形の補強材の断面が好ましい。

複合スキンパネル６と別の複合スキンパネル６との間の接続を提供する方法は、両方のパネルの結合された第２の壁部分（６７－１、６７－２）を含む。例えば図２に示されるように、第２の壁部分（６７－１、６７－２）は各パネル６の第２の縁部６２にほぼ平行に延在し、補強材６６の近く又は隣接して配置される第２の壁部分６７－１、及びパネル６の別の側縁６２に位置する第２の壁部分６７－２を含む。２つのパネルを結合するために、図３の上部に示すように、パネル６の壁部分６７－１は、別のパネル６の壁部分６７－２と重なるように配置される。組み立てられた胴体スキン２の平らな外面６４を維持するために、１つの複合スキン６の第２の壁部分６７－１は、補強材６６に隣接するジョグル６８を備える。ジョグル６８は、第２の側縁６２に沿って延在し、２つのパネル６の間で平らな外面６４を維持しながら、第２の壁部分６７－１を他の複合スキンパネル６の第２の壁部分６７－２と重なることを可能にする。協働する第２の壁部分（６７－１、６７－２）は、互いに押し付けられ、機械的結合、接着剤結合、又は誘導溶接結合などの任意の手段によって結合される。後者は、以下でさらに説明するように好ましい。

例えば、図２に示されるように、第１の壁部分６９－１及び６９－２は、各パネル６の第１の縁部６０とほぼ平行に延び、パネル６の一方の第１の側縁６０に配置された第１の壁部分６９－１と、反対側の第１の側縁６０に配置された第１の壁部分６９－２とを含む。図４に示されるように、第１の壁部分（６９－１、６９－２）は、フレーム要素３０の第１の壁部分（３０－１、３０－２）に結合されるように構成される。図４及び５に示される実施形態では、フレーム要素３０は、Ｉ字形の断面を有し、２つのＵセグメントを含み、それらのバックウェブ（３１－１、３１－２）が互いに対向して配置されて、Ｉ字形のフレーム要素３０を形成し、ウェブプレート（３１－１、３１－２）と２つのフランジ（３０－１、３０－２）及び（３２－１、３２－２）で構成される。各フランジは、必要に応じて追加のフランジプレート（３３－１、３３－２）で覆うことができる。フランジプレート３３－１は、胴体スキン２の外側に近い位置に配置され、フランジプレート３３－２は、胴体スキン２の内側及び長手方向軸１１に向くように配置されている。フレーム要素３０の異なる構成要素（３０、３１、３２）は、機械的結合、接着剤結合、又は誘導溶接結合などの任意の手段によって互いに接続することができ、後者が好ましい。

図４に示されるように、複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）は、フレーム要素３０の外フランジの第１の壁部分（３０－１、３０－２）に接合されている。これは、複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）が、それが結合されるフレーム要素３０の第１の壁部分（３０－１、３０－２）よりも半径方向内側に配置されるように行われることが好ましい。これは、第１の壁部分（６９－１、６９－２）と（３０－１、３０－２）の間の不具合を防ぐのに役立ち得る。実際、加圧された胴体は、図４に示されるように、内側から外側に向かって胴体スキン２（及び胴体スキンパネル６）に圧力Ｐを加える。この圧力Ｐは、パネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）及びフレーム要素の第１の壁部分（３０－１、３０－２）を圧縮する傾向がある。

複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）は、好ましくは、複合スキンパネル６の側縁６０に設けられた側縁ジョグル７０も含む。この側縁ジョグル７０は、胴体スキン２の平らな外面６４を維持しながら、フレーム要素（３０）の第１の壁部分（３０－１、３０－２）が複合スキンパネルの第１の壁部分（６９－１、６９－２）と重なることを可能にする。

図６を参照して、本発明の実施形態による胴体スキン２の部分２ａが示されている。スキン部分２ａは、内側から示され、各複合スキンパネル６の曲率半径Ｒに対応する曲率半径Ｒを有する湾曲したフレーム要素３０を含む。上記のように、いくつかのそのようなパネル６は、第１の側縁６２に沿ってフレーム要素３に接続されている。明確にするために、反対側の第１の側縁６２は、フレーム要素３０に接続されていないように示されている。しかしながら、胴体スキン２を構築するために、これらの反対側の第１の側縁６２は、実際には、隣接するフレーム要素３０から距離３１で離間された他のフレーム要素３０に接続されている。また示されるように、フレーム要素３０の間に配置され得るパネル６の数は、例えば、胴体構造１の長手方向軸１１を横切る方向の異なるパネル長さ６１を採用することによって変化し得る。示される実施形態では、フレーム要素３０の下のパネル６は、前記フレーム要素３０の上のパネル６の半分に小さい。

組み立てられた胴体部分２ａでは、複合スキンパネル６の補強材６６は、胴体構造１の長手方向軸１１に平行な方向に互いに整列されている。

図９を参照すると、補強材６６のいくつかの実施形態が概略的に示され、特に、それらが胴体構造１の他の部分、例えばフレーム要素３０に接続され得る方法が示されている。従来の胴体構造１では、ストリンガー５は、一般に、胴体構造１の全長に沿って走り、フレーム要素３０を通って延びる。パネル６が一体的に形成された補強材６６を含む本発明によれば、これらの補強材６６は、２つのフレーム要素３０間の距離３１（又はピッチ長さ）よりもはるかに長くてはならないことは必然的である。断続的な補強材６６は、疑似ストリンガー構造を形成するように整列させることができるが、従来の連続ストリンガー５より劣る座屈抵抗を胴体スキン２に対して提供する場合がある。この欠点を少なくとも部分的に克服するために、いくつかの補強材６６の設計が提案されている。図９Ｃ及び９Ｅに示される補強材の設計では、各補強材６６は、示されるように、別個のコネクタ９０によって、又は補強材６６にコネクタリップ９１を提供することによって、フレーム要素３０に接続される。図９Ａ及び９Ｂに示される設計では、補強材６６は、フレーム要素３０に直接接続せず、むしろパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）を介して接続する。

複合スキンパネル６に加えて、フレーム要素３０はまた、例えば、炭素／ＰＥＥＫ複合材料などの熱可塑性マトリックスを有する繊維強化複合材料から作られ得る。

図１０の断面図に示すように、複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）は、フレーム要素３０の外フランジの第１の壁部分（３０－１、３０－２）に接合されている。上記の理由により、これは、複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）が、それが結合されるフレーム要素３０の第１の壁部分（３０－１、３０－２）よりも半径方向内側に配置されるように行われることが好ましい。図４に示される実施形態と同様に、複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）は、好ましくは、複合スキンパネル６の側縁６０に設けられた側縁ジョグル７０も含む。これは、胴体スキン２の平らな外面６４を維持しながら、フレーム要素（３０）の第１の壁部分（３０－１、３０－２）が複合スキンパネルの第１の壁部分（６９－１、６９－２）と重なるようにするためである。示される実施形態では、フレーム要素３０（の一部）及び各パネル６の外面は、金属メッシュ（３０－３、６－３）などの導電性構造又は材料を備えている。これにより、各複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）とフレーム要素３０の外フランジの第１の壁部分（３０－１、３０－２）との間の接続が誘導溶接によって可能になる。同様に、金属メッシュ（３０－３、６－３）の形態の導電性構造又は材料を含む外面は、落雷に対する保護を提供するために導電性とされている。

繊維強化複合スキンパネル６は、プレス成形によって便利に製造することができる。図７を参照すると、ＰＥＥＫなどの熱可塑性ポリマーマトリックスを有するいくつかの炭素繊維一方向テープは、サイズに切断され、［＋４５°／－４５°／０°／９０°］_sレイアップ７などの所望のレイアップ７に積み重ねられる。レイアップ７は、２つの金属プレート（図示せず）の間に挟まれ、真空がプレートの間に適用されて、閉じ込められた空気を減らしている間、大気圧がレイアップ７をいくらか圧縮することができる。次に、レイアップ７は、熱可塑性ポリマーマトリックスが溶融することができるオーブン８に移され、これは、テープ間のマトリックスポリマーの流れを促進し、それを融合するのを助ける。レイアップ７’は、熱可塑性マトリックスポリマーの軟化温度Ｔ_sよりも低い温度で提供される予熱された金型９に移される。金型９は、雄型部品９－１と適合形状の雌型部品９－２とを含み、両方の金型部品（９－１、９－２）が組み合わされ、所定の力５０で互いに押し付けられる。力５０は、ラミネートが、より低温の金型への伝導熱によって、製造されたパネル６のマトリックスポリマーのガラス転移温度Ｔ_gよりも低い温度に再び冷却されるまで保持される。これで、パネル６の形状が統合され、また、パネル６の側縁をサイズに合わせてトリミングできる。比較的小さな金型部品（９－１、９－２）の対が１つだけ必要であるため、製造コストと投資コストを大幅に削減できる。適切なパネル６は、ほとんどが単一湾曲であり得、これにより、製造時にパネル６内の繊維がずれてしまうリスクが低減される。

本発明を用いて航空機の胴体構造１を製造する方法は、航空機又は胴体構造１の長手方向軸１１に平行な方向において距離３１にわたって互いに離間した複数のフレーム要素３０を提供する。フレーム要素３０はそれぞれ、長手方向軸１１にほぼ垂直である平面１０内に延びる。フレーム要素３０の各対の間に、複数の繊維強化複合スキンパネル６が設けられている。パネル６は、例えば図６に示されるように、各複合スキンパネル６に形成された補強材６６が、各複合スキンパネル６の内面６３から半径方向内側に、航空機の長手方向軸１１に平行な方向に延びるように配向される。次に、複数の繊維強化複合スキンパネル６は、各複合スキンパネル６の第２の壁部分（６７－１、６７－２）を他の複合スキンパネル６の第２の壁部分（６７－１、６７－２）に結合することにより相互接続される。このようにして、統合された胴体スキン部分２ａが、フレーム要素３０の各対の間に形成され得る。このプロセスはまた、各複合スキンパネル６の第１の壁部分（６９－１、６９－２）を各フレーム要素３０の第１の壁部分（３０－１、３０－２）と結合することで、複数の繊維強化複合スキンパネル６をフレーム要素３０の各対に接続することを必要とする。上記のステップは、胴体スキン２が胴体構造１の長手方向軸１１に沿って延在し、その内部空間を囲むように形成されるまで、フレーム要素３０の各対に対して繰り返され得る。

繊維強化複合スキンパネル６同士及び／又は繊維強化複合スキンパネル６をフレーム要素３０の各対に接続するための好ましい方法は、図８に概略的に示されているように、電磁溶接を含む。図８に示される成形部品（４０、４１）は、２つの繊維強化複合スキンパネル６か、繊維強化複合スキンパネル６とフレーム要素３０か、又は２つの補強材６６を含み得る。

成形部品（４０、４１）は、好ましくは電磁溶接によって接続されるべきである。他の場所で言及されているように、両方の成形部品（４０、４１）は、好ましくは、炭素繊維で強化された熱可塑性マトリックスポリマーから製造され、炭素繊維は、溶接の目的で熱可塑性ポリマーマトリックスを加熱するための誘導感受性構成要素としても機能する。成形部品（４０、４１）は、結合のための共通の接触面４２を規定するために一緒にされる成形壁部分（４０ａ、４１ａ）に沿って接合される必要がある。インダクタ４３は、例えば、実質的な円筒状電磁場を提供する線形インダクタ４３であり得、成形壁部分（４０ａ、４１ａ）及びそれらの共通接触面４２を、熱可塑性マトリックスポリマー（又は、任意選択で、接触面４２に塗布される熱活性化接着剤）を熱的に活性化するのに十分高い温度に加熱する。インダクタは、壁部分（４０ａ、４１ａ）と物理的に接触することなく、壁部分（４０ａ、４１ａ）に沿って移動することができる。加熱中及び／又は任意選択でその後の短時間、熱的に活性化された接触面４２は、壁部分（４０ａ、４１ａ）の上部に設けられたクランプツール４４及び静止プレート４５を含む適切なツールによって方向Ａに圧縮される。このようにして、成形部品（４０、４１）間の十分に発達した強力な接続をもたらすことができる。

本発明は、上記の実施例に限定されるものではなく、その変形は、添付の特許請求の範囲内で想定され得る。

Claims (26)

1. 航空機の胴体構造であって、
   前記航空機の長手方向軸に沿って延び、内部空間を囲み、さらに内部空間に面する内面を有する胴体スキンと、
   前記航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに間隔を置いて配置され、前記胴体スキンの内面に沿って円周方向に延在して、前記胴体スキンを支持する複数のフレーム要素と
   を含み、
   前記胴体スキンは、複数の繊維強化複合スキンパネルを含み、前記複合スキンパネルは、前記複合スキンパネルの第２の壁部分を介して相互接続され、フレーム要素の各対の間に延び、これにより、複合スキンパネルの第１の壁部分がフレーム要素の第１の壁部分に接続され、
   前記複合スキンパネルは、各複合スキンパネルに形成され、前記内面から半径方向内側に延びる補強材をさらに含み、前記補強材は前記航空機の長手方向軸に平行な方向に延び、
   前記複合スキンパネルの第１の壁部分は、それらが結合されている前記フレーム要素の第１の壁部分よりも半径方向内側に配置されている、
   胴体構造。
2. 前記フレーム要素がＩ字形又はＨ字形の断面を有し、前記フレーム要素の第１の壁部分がＩ字形又はＨ字形のフレーム要素のフランジを含む、請求項１に記載の胴体構造。
3. 前記複合スキンパネルの第１の壁部分は、前記複合スキンパネルの側縁に設けられた側縁ジョグルを含み、前記側縁ジョグルは、前記胴体スキンの平らな外面を維持しながら、前記フレーム要素の第１の壁部分が前記複合スキンパネルの第１の壁部分と重なることを可能にする、請求項１又は２に記載の胴体構造。
4. 複合スキンパネルと他の複合スキンパネルとの間の接続は、両方の結合された第２の壁部分を含み、一方の複合スキンパネルの第２の壁部分は、前記補強材に隣接するジョグルを含み、前記ジョグルは、前記胴体スキンの平らな外面を維持しながら、前記複合スキンパネルの第２の壁部分を他の複合スキンパネルの第２の壁部分と重ねることを可能にする、請求項１～３のいずれか１項に記載の胴体構造。
5. 第１の壁部分の一部又はすべては、誘導溶接接続を介して結合される、請求項１～４のいずれか１項に記載の胴体構造。
6. 前記複合スキンパネルの第２の壁部分の一部又はすべては、誘導溶接接続を介して結合される、請求項１～５のいずれか１項に記載の胴体構造。
7. 複合スキンパネルの前記補強材は、前記航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに整列されている、請求項１～６のいずれか１項に記載の胴体構造。
8. 複合スキンパネルの前記補強材は互いに接続され、連続ストリンガーを形成する、請求項７に記載の胴体構造。
9. 前記補強材は、誘導溶接接続を介して接続される、請求項８に記載の胴体構造。
10. 前記複合胴体スキンは円周方向において閉じている、請求項１～９のいずれか１項に記載の胴体構造。
11. 前記フレーム要素は繊維強化複合材料製である、請求項１～１０のいずれか１項に記載の胴体構造。
12. 前記繊維強化複合スキンパネル及び／又は前記フレーム要素は、熱可塑性マトリックスを有する繊維強化複合材料製である、請求項１～１１のいずれか１項に記載の胴体構造。
13. 請求項１～１２のいずれか１項に記載の胴体構造を含む航空機。
14. 航空機の胴体構造を製造するための方法であって、以下のステップ：
    前記航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに間隔を置いて配置され、前記航空機の円周方向に延びる複数のフレーム要素を提供すること；
    前記フレーム要素の各対の間に延びる複数の繊維強化複合スキンパネルを提供し、これにより、各複合スキンパネルに形成された補強材が、各複合スキンパネルの内面から半径方向内側に、かつ前記航空機の長手方向軸に平行な方向に延びるようにすること；
    複合スキンパネルの第２の壁部分を接合することにより、前記複数の繊維強化複合スキンパネルを相互接続し、フレーム要素の各対の間に一体化された胴体スキンパーツを形成すること；
    各複合スキンパネルと各フレーム要素の第１の壁部分を結合することにより、前記複数の繊維強化複合スキンパネルをフレーム要素の各対に接続すること；そして
    前記航空機の長手方向軸に沿って延び、その内部空間を囲み、前記複数のフレーム要素によって支持される胴体スキンが形成されるまで、フレーム要素の各対に対して上記手順を繰り返すこと
    を含み、
    前記複合スキンパネルの第１の壁部分は、それらが結合されている前記フレーム要素の第１の壁部分よりも半径方向内側に配置されている、方法。
15. 前記フレーム要素がＩ字形又はＨ字形の断面を有し、前記フレーム要素の第１の壁部分がＩ字形又はＨ字形のフレーム要素のフランジを含む、請求項１４に記載の方法。
16. 前記複合スキンパネルの第１の壁部分は、前記複合スキンパネルの側縁に設けられた側縁ジョグルを含み、前記フレーム要素の第１の壁部分は、前記複合スキンパネルの第１の壁部分と重なるように配置されることで、前記胴体スキンの平らな外面を維持できるようにする、請求項１４又は１５に記載の方法。
17. 複合スキンパネルと他の複合スキンパネルは、両方の第２の壁部分を接合することによって接続され、複合スキンパネルの第２の壁部分は、前記複合スキンパネルの側縁に設けられた側縁ジョグルを含み、他の複合スキンパネルは第２の壁部分は、前記複合スキンパネルの第２の壁部分と重なるように配置されることで、前記胴体スキンの平らな外面を維持できるようにする、請求項１４～１６のいずれか１項に記載の方法。
18. 第１の壁部分の一部又はすべては、誘導溶接接続を介して結合される、請求項１４～１７のいずれか１項に記載の方法。
19. 前記複合スキンパネルの第２の壁部分の一部又はすべては、誘導溶接接続を介して結合される、請求項１４～１８のいずれか１項に記載の方法。
20. 複合スキンパネルの前記補強材は、前記航空機の長手方向軸に平行な方向に互いに整列されている、請求項１４～１９のいずれか１項に記載の方法。
21. 複合スキンパネルの前記補強材は互いに接続され、連続ストリンガーを形成する、請求項１４～２０のいずれか１項に記載の方法。
22. 前記補強材は、誘導溶接接続を介して接続される、請求項２１に記載の方法。
23. 前記複合胴体スキンは円周方向において閉じるように、前記複数の繊維強化複合スキンパネルが提供される、請求項１４～２２のいずれか１項に記載の方法。
24. 第１及び／又は第２の壁部分を結合することは、
    接合すべき第１及び／又は第２の壁部分の接触面を加圧し、第１及び／又は第２の壁部分の加圧された前記接触面に沿ってインダクタを動かし、第１及び／又は第２の壁部分の誘導感受性構成要素に電磁場を生成して、第１及び／又は第２の壁部分の熱的に活性化された結合手段を前記結合手段の溶融温度より高く加熱することと、第１及び／又は第２の壁部分の前記接触面を溶融された前記結合手段によって互いに接続することとを含む方法によって達成される、請求項１８又は１９に記載の方法。
25. 第１及び／又は第２の壁部分は、熱可塑性ポリマーマトリックスを有する繊維強化複合材料製であり、熱的に活性化された前記結合手段は、前記熱可塑性ポリマーマトリックスを含む、請求項２４に記載の方法。
26. 前記誘導感受性構成要素は、炭素繊維、金属若しくは金属メッシュ、強磁性粒子、又はこれらの組み合わせから選択される、請求項２４又は２５に記載の方法。

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