JP6159409B2 - 航空機胴体フレームをウィングボックスに取り付ける方法及び装置 - Google Patents

Description

以下の開示は、概して、航空機の構造体に関し、より具体的には、航空機の胴体に対するウィングの取り付けに関する。

航空機の最終的な組み立てに要する時間のかなりの部分は、航空機胴体にウィングアセンブリを連結することに費やされる。従来の胴体に対するウィングの取り付けでは、外側ウィングボックス（outboard wing box）を、センターウィングボックス、及び、航空機胴体の外板を連結する垂直フランジに接合するフレームスタブビーム（frame stub beams）を、ウィングボックスに取り付ける。ウィングボックスとの境界面には、胴体スタブビームと、ウィングボックスストリンガー（wing box stringer）細部部品及び留め具の両方が含まれている。航空機胴体サイドパネルフレームは、２つに分割されており、これよって、下側のフレーム部分を、ウィングと胴体との接合箇所に対して曲げることができるようになっている。このような構成では、航空機の胴体フレーム接合部材によって、フレーム重量が増す。また、二次的燃料バリア付与プロセスは、有害な煙霧を含み、この取り付けが完了するまでは十分に行うことができない。このことによって、胴体とウィングとの一体化の箇所において、費用がかかり且つ複雑なプロセスが必要となっている。

上述の記載が示唆するように、航空機の胴体にウィングを接合するための現在の方法は、時間とコストの両方がかかり、さらに、多数の締結システムによって胴体重量が増すため、航空機の性能や燃費が低下するという問題もある。従って、必要な時間及び構造補強が少なくてすむ、航空機の胴体にウィングを接合するための新規の方法及びシステムが望まれている。本明細書における開示は、このような考慮点及びその他の考慮点に基づいて提示されるものである。

この概要は、選択された概念を簡単に紹介するためのものであり、これらの概念は以下の詳細な説明に詳しく記載されている。この概要は、特許請求の範囲の要旨を限定することを意図したものではない。

本明細書に開示した航空機は、外側部材及び当該外側部材上の機体外板を有する航空機胴体と、当該航空機胴体の一部を通って延びるとともに、封止され、加圧可能とされたウィングボックス、とを含む。取り付け部材及び取り付け用リンク部材の少なくとも一対が、ウィングボックスの外面及び機体外板に固定して取り付けられている。

本明細書に開示した航空機用の取り付け装置は、外側部材及び当該外側部材上の複数の機体フレーム部材を有する航空機胴体と、当該航空機胴体の一部を通って延びるウィングボックスとを含む。当該取り付け装置は、ウィングボックスの外面に固定して取り付けられた取り付け部材及び取り付け用リンク部材の少なくとも一対を含む。当該取り付け部材は、航空機胴体の外側部材を支持する上方延出突出部と、前記外側部材又はセンターウィングボックスの前記外面を支持する下方延出部材と、ウィングボックスの機内外面に連結されている取り付けリンク部材を支持する内向き延出突出部と、を含む。複数の留め具によって、航空機胴体が、取り付け部材及び取り付けリンク部材に固定して取り付けられており、これによって、航空機胴体がウィングボックスに固定されている。

本明細書に開示した航空機の組み立て方法は、ウィングボックスを作製することと、ウィングボックスに連結する航空機胴体を作製することと、ウィングボックスの外面または航空機胴体の外側部材の少なくとも一方に少なくとも１つの取り付け部材を取り付けることと、航空機胴体をウィングボックスに固定して取り付けるために位置合わせすることと、少なくとも１つの取り付け部材を介してウィングボックスに航空機胴体を留め具で締結することと、を含む。

上述した特徴、機能、利点は、本願の開示の様々な実施形態によって個別に達成することができ、あるいは、さらに他の実施形態と組み合わせてもよく、そのさらなる詳細は、以下の記載及び図面を参照することによってより明らかになるものである。

本明細書で提示される実施形態は、詳細な説明及び添付図面からより理解されるであろう。
本明細書で開示される一実施形態による、航空機胴体に接合されたウィング部材を有する航空機の上側等角投影図である。 ウィングボックス及び機体に接合された、第１実施形態のワンピース取り付け部材を示す、一部切欠き等角投影図である。 ウィングボックス及び機体に接合された、図２の第１実施形態のワンピース取り付け部材を示す、一部切欠き前方または後方図である。 ウィングボックス及び機体に接合された、第２実施形態のツーピース取り付け部材を示す、一部切欠き等角投影図である。 ウィングボックス及び機体に接合された、図４の第２実施形態のツーピース取り付け部材を示す、一部切欠き前方または後方図である。 ウィングボックス及び機体に接合されつつある、図４〜図５の第２実施形態のツーピース取り付け部材を示す分解等角投影図である。 ウィングアセンブリを航空機胴体に取り付ける方法を示す、論理的なフローチャートプロセスである。 地上位置及び飛行位置における、航空機胴体に対する負荷過程を示す、論理的なフローチャートプロセスである。

以下の開示は、航空機胴体に航空機ウィングを効率的な方法で取り付けるための種々の方法及びシステムを説明している。以下により詳しく述べるように、一実施形態において、航空機ウィングは、留め具を用いて航空機胴体に取り付けられ、当該留め具を用いることによって、ウィングアセンブリを貫通する締結装置を用いずに、航空機胴体をウィングアセンブリに取り付けることが可能になっている。本明細書に記載した種々の実施形態を完全に理解できるようにするため、一部詳細を以下の説明及び図１〜８に記載している。ただし、本明細書に記載した種々の実施形態の説明を不必要に不明瞭にすることを避けるため、一般的に航空機ウィング、胴体、及び、航空機構造によく関連付けられる周知の構造及びシステムについては、詳しい説明を記載していない。

図面に示された細部、寸法、角度、及び他の特徴は、本明細書に開示した特定の実施形態の単なる例示である。従って、別の実施形態は、本明細書に記載の実施形態の精神または範囲から逸脱することなく、別の細部、寸法、角度、及び他の特徴を有する可能性がある。さらに、当業者であれば理解できるように、以下に記載した詳細の一部がなくても、さらなる実施形態を実施しうる。また、図面における同一の参照数字は、同一または少なくとも概ね類似する要素を示している。上述した特徴、機能、利点は、本願の開示の様々な実施形態によって個別に達成することができ、あるいは、さらに他の実施形態と組み合わせてもよく、そのさらなる詳細は、以下の記載及び図面を参照することによってより明らかになるものである。

図１は、本明細書で提示された一実施形態による、航空機胴体３に取り付けられたウィングアセンブリ２を有する航空機１の上側等角投影図(top isometric view)である。航空機胴体３は、右航空機胴体部材３Ｒと、対応する左航空機胴体部材３Ｌとを含む。ウィングアセンブリ２は、右航空機胴体部材３Ｒから延出する右ウィングアセンブリ部材２Ｒと、左航空機胴体部材３Ｌから延出する左ウィングアセンブリ部材２Ｌとを含む。ウィングアセンブリ２は、航空機胴体３の少なくとも一つの部材を通って延びるウィングボックス１０をさらに含む。ウィングボックス１０によって、右ウィングアセンブリ部材２Ｒが左ウィングアセンブリ部材２Ｌに構造的に取り付けられている。ウィングアセンブリ部材２Ｒ及び２Ｌは、それぞれ、隣接交点５において、航空機胴体部材３Ｒ及び３Ｌにそれぞれ接合されており、当該交点において、ウィングアセンブリ２の主翼外板６が、航空機胴体３の胴体外板７に交差している。

ウィングボックス１０は、その全体がウィングアセンブリ２内に配置されていてもよく、例えば燃料タンクを含むことができる内部キャビティ構造（図示せず）、または、別個に区分けされた、航空機胴体３から独立した他のキャビティを規定していてもよい。例えば、ウィングボックス１０によって規定された内部キャビティ構造に対して、胴体３の耐圧試験とは独立して、耐圧試験を行ってもよい。これによれば、航空機胴体構造体３をウィングアセンブリ２に取り付ける前に、あらゆる圧力漏れに対してテストを行うことができる。ウィングボックスは、垂直方向に配置された前面及び後面をさらに含む。

本明細書で提示した実施形態は、ウィングボックス１０を介して航空機胴体３をウィングアセンブリ２に接合するための新規な方法及びシステムであり、この接合は、ウィングボックス１０の前方または後方の側縁に配置された取り付け部材２０を用いて行われ、その近傍で胴体外板７が主翼外板６に繋がっている。

図示の実施形態においては、航空機１は、右ウィングアセンブリ部材２Ｒによって保持された１エンジン４Ｒと、左ウィングアセンブリ部材２Ｌによって保持された第２エンジン４Ｌとを有する民間航空機である。ただし、他の実施形態において、胴体にウィングを取り付けるための本明細書に記載の方法及びシステムは、他の航空機、例えば上記以外の民間航空機及び非民間航空機、に用いることもできる。例えば、航空機胴体に取り付けられた１つまたは複数のエンジンを有する輸送機に用いることもできる。

図２は一部切欠き等角投影図であり、図３は一部切欠き前方または後方図であり、それぞれ、第１実施形態のワンピース取り付け部材(one-piece attachment member)３０を示している。当該取り付け部材は、一部が図示されたウィングボックス１０の角部と機体構造体５０とに接合されている。ウィングボックス１０は、ウィングボックス１０の上面１２、及び、ウィングボックス１０の前方垂直外面または後方垂直外面１４のどちらかが確認できるよう、部分的に図示されている。この前後の向きは、図１に両方が示されているように、ワンピース取り付け部材３０が、ウィングボックス１０の前方部または後方部のどちらに配置されるかによって決まる。ワンピース取り付け部材３０を、ウィングボックス１０の外側部材（outboard member）に追加的に配置することによって、機体部材５０を介して、航空機胴体３に固定して取り付けることができ、当該機体部材は、機体外板５２と台形パネル５４の両方を含みうる。台形パネル５４と組み合わせて用いた場合、機体部材５０に対する垂直方向の負荷を低減することができる。機体外板５２は、台形パネル５４の外側部材（図示せず）も取り囲む場合もある。

ワンピース取り付け部材３０は、留め具３３によって機体部材５０、特に機体外板５２、に固定連結された上方延出部３２と、機体部材５０の反対側に遠位端３６を有する内向き（inboard）延出部３４とを含む。当該遠位端は、延出部リンク６０を介して、ウィングボックス１０の垂直部材１４にウィングボックス取り付け部品７０によって連結されている。ワンピース取り付け部材３０は、下方延出部３８をさらに含み、当該下方延出部は、留め具３９によって、ウィングボックス１０の垂直部１４に固定連結されており、さらに当該留め具によって台形部材５４に、あるいは、直接、機体外板５２の外側部材（図示せず）に、固定連結されている。

内向き延出部３４は、ウィングボックス１０の上面１２によって規定される平面から、距離Ｄだけ上方に配置されている。機体外板５２の締結位置、及び、ウィングボックス１０／台形部材５４の締結位置にそれぞれ連結された上方延出部３２及び下方延出部３８の取り付け面から内向き延出部３４の遠位端３６が長手方向に相当に離間しているため、曲げモーメントＭ（図３参照）は、一時的または定常の負荷による曲げに対する抵抗や剛性を向上させる。内向き延出部３４の遠位端３６から曲げモーメントＭの中央線までの内向き距離Ｘを、上方延出部３２及び下方延出部３８の幅Ｗ（図３参照）よりも大きくすることによって、この剛性の向上が達成される。

図４は一部切欠き等角投影図であり、図５は一部切欠き前方または後方図であり、それぞれ、第２実施形態のツーピース取り付け部材４０を示している。当該取り付け部材は、一部が図示されたウィングボックス１０の角部と機体構造体５０とに接合されている。本明細書で提示された様々な実施形態間で類似の要素は、同様の参照数字によって示している。ウィングボックス１０は、ウィングボックス１０の上面１２、及び、ウィングボックス１０の前方垂直外面または後方垂直外面１４のどちらかが確認できるよう、部分的に図示している。ツーピース取り付け部材(two-piece attachment member)４０を、ウィングボックス１０の外側部材上にも追加的に配置することによって、機体部材５０を介して、航空機胴体３に固定して取り付けることができ、当該機体部材は、機体外板５２を含みうる。

ツーピース取り付け部材４０は、留め具４３によって機体部材５０、特に機体外板５２、に固定連結された上方延出部４２と、機体部材５０の反対側に遠位端４６を有する内向き延出部４４とを含む。当該遠位端は、延出部リンク６０を介して、ウィングボックス１０の垂直部１４にウィングボックス取り付け部品７０によって連結されている。ツーピース取り付け部材４０は、下方延出部４８をさらに含み、当該下方延出部は、留め具４９によって、台形部材５４及びウィングボックス１０の垂直部１４に固定連結されている。上方延出部４２と下方延出部４８とは、留め具４１によって固定連結されている。

内向き延出部４４は、ウィングボックス１０の上面１２によって規定される平面から、距離Ｄだけ上方に配置されている。機体外板５２の締結位置、及び、ウィングボックス１０／台形部材５４の締結位置にそれぞれ連結された上方延出部４２及び下方延出部４８の取り付け面から内向きから内向き延出部４４の遠位端４６が長手方向に相当に離間しているため、曲げモーメントＭ（図５参照）は、一時的または定常の負荷による曲げに対する抵抗や剛性を向上させる。内向き延出部４４の遠位端４６から曲げモーメントＭの中央線までの内向き距離Ｘを、上方延出部４２及び下方延出部４８の幅Ｗ（図５参照）よりも大きくすることによって、この剛性の向上が達成される。

図６は、図４〜図５に示した第２実施形態のツーピース取り付け部材を、ウィングボックス１０及び機体部材５０に接合する方法を示す分解等角投影図である。当該方法では、留め具４３を用いて、上方延出部４２／内向き延出部４４を、機体部材５０、特に、機体外板５２に取り付ける。取り付けリンク６０は、この場合、内向き延出部４４の遠位端４６に取り付けられるが、これに代えて、ウィングボックス取り付け部品７０に取り付けてもよい（図示せず）。当該方法では、留め具４９を用いて、下方延出部４８を、ウィング台形部材５４及びウィングボックス１０の垂直部１４に取り付ける。取り付け対象部材４８、５４、７０が、それぞれのウィングボックス取り付け位置に取り付けられた後で、且つ、上方延出部４２と下方延出部４８とが互いに固定連結される前に、ウィングボックス１０の内部キャビティに対して耐圧試験を行うことによって、その構造的な完全性を判定することができる。

耐圧試験を行った後、上方延出部４２／内向き延出部４４及びこれらが取り付けられた機体部材５０を含む第１アセンブリを、下方延出部４８及びウィングボックス１０を含む対応する第２アセンブリに対して、位置合わせする。次に、第１アセンブリと第２アセンブリとを、上方延出部４２の連結用下側部材と下方延出部４８の連結用上側部材とで互いに接触させて、留め具４１で固定連結する。次に、取り付けリンク６０を、内向き延出部４４の遠位端４６と、ウィングボックス１０に取り付けられたウィングボックス取り付け部品７０とに連結してもよい。

追加的にはウィングボックス１０内に配置された燃料タンクの任意の外部部品に対して、機体圧力限界に共通の二次的な燃料バリア付与プロセス(secondary fuel barrier application process)を、ウィングアセンブリ２を航空機胴体３に連結する前に、制御された環境下で行ってもよく、当該バリアは、機体に対するウィングの接合の際に破られることはない。

ウィングアセンブリ２は、大部分の力を、取り付け部材（３０または４０）、及び、リンク６０が取り付けられたウィングボックス取り付け部品７０を介して、機体部材５０を経由して航空機胴体３に伝える。第１の負荷状態は、航空機１が地上にあり、ウィングアセンブリ２に対する揚力が存在しない時であり、この状態では、取り付け部材（３０または４０）は、航空機胴体３の重量を支え、当該重量をウィングアセンブリ２を介して主着陸装置（図示せず）に伝える。航空機１が離陸すると、第２の負荷状態が起こる。この状態では、取り付け部材（３０または４０）は、飛行中のウィングアセンブリ２によって引き起こされる揚力負荷を、取り付け部材（３０または４０）、及び、リンク６０が取り付けられたウィングボックス取り付け部品７０を介して、航空機胴体３に伝える。

図７は、ウィングアセンブリを図６に示したように航空機胴体に取り付ける方法を示す、論理的なフローチャートプロセスである。当該方法では、まず、１００においてウィングボックス１０を作製し、１０２においてウィングボックス１０に連結する航空機胴体３を作製する。１０４において、取り付け部材３０、４０を、ウィングボックス１０の外面１４、または、機体部材５０の外側部材５２のいずれかに取り付ける。上述したように、当該取り付け部材は、例えば、ウィングボックス１０または機体部材５０のいずれかにも取り付けられるワンピース構造３０を含むか、あるいは、ウィングボックス１０及び機体部材５０のそれぞれに各ピースを連結した後に両者を接合するツーピース構造４０を含む。１０６において、機体部材５０をウィングボックス１０に対して位置合わせし、取り付け部材が、ワンピース構造３０の場合には、対応する機体部材５０またはウィングボックス１０の対象面に連結されるようにし、ツーピース構造４０の場合には、上側取り付け部品４２と下側取り付け部品４８とが互いに連結されるようにする。加えて、ワンピース構造またはツーピース構造の場合において、内向き延出部上の取り付けリンク６０を、ウィングボックス取り付け部品７０に対して、位置合わせする。最後に、１０８において、複数の留め具を用いて機体部材５０をウィングボックス１０に締結することによって、取り付け部材が機体部材５０をウィングボックス１０に対して固定保持した状態となる。

図８は、地上位置及び飛行位置における、航空機胴体に対する負荷過程を示す、論理的なフローチャートプロセスである。図７に示した方法と同様に、２００においてウィングボックス１０が作製され、２０２においてウィングボックス１０に連結する航空機胴体３が作製される。２０４において、取り付け部材３０、４０を、ウィングボックス１０の外面１４、または、機体部材５０の外側部材５２のいずれかに取り付ける。上述したように、当該取り付け部材は、例えば、ウィングボックス１０または機体部材５０のいずれかにも取り付けられるワンピース構造３０を含むか、あるいは、ウィングボックス１０及び機体部材５０のそれぞれに各ピースを連結した後に両者を接合するツーピース構造４０を含む。２０６において、機体部材５０をウィングボックス１０に対して位置合わせし、取り付け部材が、ワンピース構造３０の場合には、対応する機体部材５０またはウィングボックス１０の対象面に連結されるようにし、ツーピース構造４０の場合には、上側取り付け部品４２と下側取り付け部品４８とが留め具４１によって互いに連結されるようにする。加えて、ワンピース構造またはツーピース構造の場合において、内向き延出部上の取り付けリンク６０を、ウィングボックス取り付け部品７０に対して、位置合わせする。２０８において、複数の留め具を用いて機体部材５０をウィングボックス１０に締結することによって、取り付け部材が機体部材５０をウィングボックス１０に対して固定保持した状態となる。当該方法は、さらに、航空機１が地上にあり、ウィングアセンブリ２に対する揚力要素が存在しない状態である第１の負荷状態２１０を含み、この状態では、取り付け部材３０、４０は、航空機胴体３の重量を支え、当該重量をウィングアセンブリ２及びウィングボックス１０を介して主着陸装置（図示せず）に伝える。航空機１が離陸すると、第２の負荷状態２１２が起こる。この状態では、取り付け部材（３０、４０）は、飛行中のウィングアセンブリ２によって引き起こされる揚力負荷を、ウィングアセンブリ２からウィングボックス１０を介して航空機胴体３及び機体部材５０に伝える。

航空機胴体３からウィングボックス１０を分離したことで、ウィングボックスストリンガーと航空機胴体スタブビーム（図示せず）の両方を、軽量化に最適なものとすることができる。さらに、航空機胴体３に連結する前に、ウィングアセンブリ２、特に、ウィングボックス１０を、別個に且つ所望どおりに完成させるとともに、その耐圧試験及び就航準備も行うことができる。航空機胴体支持部材３０、４０は、ワンピースの実施形態の場合は、その全体を機体５０またはウィングボックス１０のいずれかに取り付けることができ、ツーピースの実施形態の場合は、機体５０及びウィングボックス１０に別々に取り付けた後に連結することができる。ウィングボックス１０を機体５０に取り付ける前にワンピースの実施形態３０の全体を機体５０に取り付ける場合は、ウィングと機体とを接合する際に取り付け用の留め具がウィングボックス１０の燃料バリアを貫通するため、機体５０に連結する前にウィングボックス１０の耐圧試験を行うことの構造上の利点はなくなるであろう。

本明細書に開示した実施形態は、ウィングボックス１０の前方または後方垂直面１４に対する航空機胴体フレーム３の連結を、ウィングアセンブリ２とウィングボックス１０内のウィング燃料タンクとの共通の境界面から切り離し可能とするものであり、これは、ウィングボックス１０の外側の垂直取り付けインターフェース３２、３８及び４２、４８を介して、航空機胴体フレーム取り付け部材３０、４０をウィングアセンブリ２のウィングボックス１０に取り付けることだけで実現される。この構成によれば、ウィングボックス１０を航空機胴体３に接合する前に完成させることができる。また、この構造によれば、ウィング２に接合する前に、航空機胴体フレーム全体を一体構造として航空機胴体外板５２に取り付けることができ、これによって、重量を低減し、複数のフレーム部品同士を接合する工程を省くことができる。この構成によれば、ウィングボックスに機体フレームのスタブビームの取り付けるという困難な作業を大幅に減らすことによって、ウィングと機体との接合位置における軽量化及び製造作業の削減を実現することができる。

上述した要旨は、単に例示的なものであり、開示を限定するものと解釈されるべきではない。本明細書で説明した要旨に対し、例示した実施形態ならびに図示及び説明した実用例に従うことなく、且つ、以下の特許請求の範囲に記載される本開示の真の精神及び範囲から逸脱することなく、種々の修正及び変更を行ってもよい。

Claims (13)

1. 航空機胴体であって、当該航空機胴体のアウトボード部上に機体外板を有する航空機胴体と、
   前記航空機胴体の一部を通って延びるウィングボックスであって、封止され、加圧可能とされたウィングボックスと、
   前記ウィングボックスの外面及び前記機体外板に固定して取り付けられた少なくとも一対の取り付け部材及び取り付け用リンク部材と、を含み、
   前記取り付け部材は、前記機体外板からインボード距離離間した遠位端を有するインボード延出部を含み、
   前記取り付けリンク部材は、前記インボード延出部の前記遠位端及び前記ウィングボックスの前記外面に連結されている、航空機。
2. 前記取り付け部材は、複数の留め具によって、前記ウィングボックスの垂直外面に固定されている、請求項１に記載の航空機。
3. 前記ウィングボックスの前記垂直外面は、
   前記ウィングボックスの前面、または、
   前記ウィングボックスの後面、の一方をさらに含む、請求項２に記載の航空機。
4. 前記複数の留め具は、前記ウィングボックスの内部キャビティの外側に設けられている、請求項２又は３に記載の航空機。
5. 航空機胴体であって、当該航空機胴体のアウトボード部上に機体外板を有する航空機胴体と、
   前記航空機胴体の一部を通って延びるウィングボックスであって、封止され、加圧可能とされたウィングボックスと、
   前記ウィングボックスの外面及び前記機体外板に固定して取り付けられた少なくとも一対の取り付け部材及び取り付け用リンク部材と、を含み、
   前記取り付け部材は、インボード延出部を含み、
   前記取り付けリンク部材は、前記インボード延出部と前記ウィングボックスの前記外面とに連結されている、航空機。
6. 前記取り付け部材は、
   前記航空機胴体の前記機体外板に連結された上方延出部と、
   前記航空機胴体の前記機体外板及び前記ウィングボックスに連結された下方延出部と、をさらに含み、
   前記取り付け部材の前記上方延出部及び下方延出部は、固定して取り付けられている、
   請求項１〜５のいずれかに記載の航空機。
7. 前記ウィングボックスは、前記ウィングボックスの内部キャビティ内に配置されたウィング燃料容器をさらに含む、請求項１〜６のいずれかに記載の航空機。
8. ウィングボックスを作製することと、
   前記ウィングボックスに連結する航空機胴体を作製することと、
   前記ウィングボックスの外面または前記航空機胴体のアウトボード部の少なくとも一方に少なくとも１つの取り付け部材を取り付けることと、
   前記航空機胴体を前記ウィングボックスに固定して取り付けるためにアラインメントすることと、
   前記少なくとも１つの取り付け部材を介して、前記ウィングボックスに前記航空機胴体を留め具で締結することと、
   前記ウィングボックスの外面及び前記航空機胴体における機体外板に、取り付け用リンク部材と前記少なくとも１つの取り付け部材とを固定して取り付けることであって、前記取り付けリンク部材は、前記少なくとも１つの取り付け部材におけるインボード延出部と前記ウィングボックスの前記外面とに連結されていることと、を含む、航空機の製造方法。
9. 前記ウィングボックスの前記外面に前記少なくとも１つの取り付け部材を取り付けた後で、
   前記ウィングボックスに前記航空機胴体を締結する前に、
   前記ウィングボックスの内部キャビティに対して耐圧試験を行うこと、をさらに含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記ウィングボックスの前記外面における、前記航空機胴体の前記アウトボード部から所定距離の位置に、前記少なくとも１つの取り付け部材の前記インボード延出部を取り付けることをさらに含む、請求項８又は９に記載の方法。
11. 少なくとも１つの取り付け部材を取り付けることは、
    前記ウィングボックスの垂直外面のうちの前面または後面の１つに、少なくとも１つの取り付け部材を取り付けること、をさらに含む、請求項８〜１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記ウィングボックスに前記航空機胴体を取り付けることは、
    締結中に前記留め具が前記ウィングボックスの内部キャビティに入るのを防止することをさらに含む、請求項８〜１１のいずれかに記載の方法。
13. 前記少なくとも１つの取り付け部材は、上方延出部及び下方延出部を含み、少なくとも１つの取り付け部材を取り付けることは、
    前記上方延出部を前記航空機胴体の前記アウトボード部に取り付けることと、
    前記下方延出部をウィングボックスの前記外面に取り付けること、とをさらに含み、
    前記ウィングボックスに前記航空機胴体を取り付けることは、前記少なくとも１つの取り付け部材の前記上方延出部及び前記下方延出部を介して、前記航空機胴体を前記ウィングボックスに留め具で締結することをさらに含む、請求項８〜１２のいずれかに記載の方法。

Images