现役F-18“大黄蜂”战斗机和“鹰”（Global Hawk）无人机已经使用了胶结式结构接头，但航空工业界由于过去的经验对此种接合方式还是不太放心，主要原因就是很难分辨胶结“良好”与胶结“不良”的差别，阻碍了这种结构接合方式广泛应用。

　　CAI在胶结式结构的研究成果主要是π形接头，是一种剖面形状类似希腊字母π的加劲结构，可与机体蒙皮及其搭接结构同步固化（co-cure）或是同步胶结（co-bond）。π形接头具有许多优点︰先是提供结构余裕度（redundancy），π形接头的两根垂直凸缘，作用类似双搭接剪力（double lap shear）接头，可增加与搭接结构（如︰梁、肋、保形框、加强条……等）胶结的面积，形成强固的传力接合件；π形接头的水平凸缘与蒙皮大面积胶合，提供充裕的胶结强度，若此部位因胶结不良须以金属固定件补强时，也能承受固定件的承载（bearing）应力。另外，胶结式结构在使用胶料时，都得注意胶料暴露于空气中会逐渐失去粘着性的外置时间（out time），π形接头在涂抹胶料时，耗费时间相对较短，所以粘性失效的问题较小。

CAI开发出的π形接头

　　CAI所做的试验显示︰在低温下与结构蒙皮同步固化的π形接头，其本身强度是它与蒙皮搭接强度的五倍，也就是说如果用在飞机主结构上，π形接头不会是先被破坏的结构弱点。CAI将类似X-45A的机翼贯穿结构和类似X-45C的机翼，依序进行了设计限制负载（design limit load）静力试验（static test）、损伤情况下的两倍服役寿命疲劳试验（fatigue test）、设计极限负载（design ultimate load）静力试验、以及后的结构损坏负载测试，证明外力需超过设计极限负载才会造成两试验结构完全损坏。另外还以F-35机翼的全尺寸结构试验件，进一步证明了复合材料结构对枪、炮弹射击有相当好的抵抗性，且结构组装时间还可以大幅度减少。和传统的零件接合先对齐、钻孔、去除钻孔毛边、再对齐、安装固定件的施工时间相比较，依结构尺寸大小，以π形接头接合的组装时间可以节省50~80%，换算成组装成本约可节约20~50%。

　　CAI虽然成功开发了真空辅助树脂转注成模及π形接头，但国防工业界对此并不十分捧场，只有C-17运输机的主起落架舱门使用了该技术。洛马（Lockheed Martin）的JSF规划书中，计划在主要承受负载结构件上采用π形接头，而架的系统发展验证机（System Development and Demonstration）也的确使用了这种结构，但后来洛马的生产型F-35在遭遇经费超支及重量超重问题时，公司高层决定把π形接头改用金属接合来取代，声称这样可以降低成本和减轻重量。

　　CAI团队检讨后，认为如果能用全尺寸飞机进行一次大型复合材料一体成形和胶结式结构的飞行验证，那么国防工业界在以后发展新飞机时必能增加使用复合材料的信心。