BR102016007308B1

BR102016007308B1 - Método para fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto, e, sistema para fabricação uma peça de aeronave para um conjunto

Info

Publication number: BR102016007308B1
Application number: BR102016007308-1A
Authority: BR
Inventors: Donald Leroy Erion; David Ray Turner
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2015-05-04
Filing date: 2016-04-01
Publication date: 2022-12-13
Also published as: BR102016007308A2; EP3091408A3; CA2921114A1; EP3091408B1; US20180107194A1; US20160327937A1; EP3715980A1; EP3091408A2; EP3715980B1; ES2837653T3; CA2921114C; US9857789B2; US10520921B2

Abstract

MÉTODO PARA FABRICAÇÃO DE UMA PEÇA DE AERONAVE PARA UM CONJUNTO, E, SISTEMA PARA FABRICAÇÃO UMA PEÇA DE AERONAVE PARA UM CONJUNTO Um método de fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto inclui criar um modelo de geometria 3D para uma peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados pelo modelo de geometria 3D e dimensionado para dimensões nominais. O método inclui gerar um programa de usinagem de CN diretamente a partir do modelo de geometria 3D, com instruções para um único aparelho de usinagem de CN para usinar a peça de aeronave, e incluindo instruções para usinar os furos para nominal. E o método inclui usinar a peça de aeronave usando o programa de usinagem de CN. Para isto, o aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de formação de furo definida substancialmente no nominal, em vez de em um lado alto ou baixo de uma faixa de tolerância relacionada de diâmetro de furo para permitir os requisitos de tolerância e dimensionamento geométrico apertados, por meio dos quais os furos são usinados substancialmente para o nominal. Este método possibilita a capacidade de processo completa da usinagem de CCN enquanto utiliza tolerâncias de inspeção que (...).

Description

CAMPO TECNOLÓGICO

[001] A presente descrição se refere em geral à peça de montagem e usinagem de aeronave e, em particular, para definição com base no modelo para usinar peças de aeronave.

FUNDAMENTOS

[002] Projetos de fabricação complexos tais como o projeto e a fabricação de aeronave em geral necessitam de integração de projeto com sucesso da engenharia de projeto, engenharia de fabricação e algumas vezes programação por controle numérico (CN). A produção de aeronave, por exemplo, tipicamente requer a integração com sucesso de centenas de milhares de peças e processos associados de acordo com um plano compreensivo para produzir uma aeronave de acordo com dados de projeto de engenharia, e inclui a fabricação automatizada de um número de componentes, conjuntos e subconjuntos de acordo com técnicas de programação de CN.

[003] Engenharia de projeto geralmente faz o uso de sistemas de projeto auxiliado por computador (CAD) intensivos de cálculo gráfico para preparar desenhos, especificações, listas de peças e outros elementos relacionados com projeto. Em sistemas de CAD modernos, peças de componente são projetadas modelando as mesmas de maneira geométrica em três dimensões (3D) para obter uma definição de componente. O projeto e o desenvolvimento de modelos de geometria 3D complexos para muitas peças de componente de aeronave moderna é um processo poderoso, mas caro e complicado onde restrições de projeto e de desempenho de peça de componente são equilibradas contra custo e capacidade de fabricação. Os fabricantes gastam grandes quantidades de esforço e recursos equilibrando estes problemas. Um produto chave deste esforço são os modelos de geometria 3D de peças de componente e conjuntos de peças de componente incluindo suas respectivas tolerâncias dimensionais predefinidas. O volume do processo de fabricação revolve em torno de alcançar eficientemente as restrições definidas nos e entre os modelos de geometria 3D de peças de componente e conjuntos.

[004] Atualmente, fabricantes modernos gastam uma porcentagem significativa dos seus recursos para desenvolver e refinar modelos de geometria 3D para cada peça de componente e conjunto. Engenheiros devem então criar desenhos bidimensionais (2D) para detalhar, e incluem faixas de dimensão e tolerância para as características de peça de componente e configurações de montagem. Este processo define o desenho 2D como o controle de configuração e a “autoridade para a fabricação”. Este processo requer gerar uma série de perspectivas de 2D dos componentes que precisam ser criados e, a seguir, as tolerâncias precisam ser designadas e detalhadas em um desenho 2D, onde faixas de tolerância são designadas com base no ajuste e função das características de peça de componente. Por exemplo, no caso de montar furos centralizados em dois flanges grandes de 25,4 milímetros (1 polegada) coplanares que encaixam lado a lado entre si, a dimensão de largura nominal é 25,4 milímetros (1,000 polegada) e a tolerância para a largura do flange deve ser de +0/-0,762 milímetros (+,000/-,030 polegada) já que o posicionamento de dois flanges tendo uma largura maior do que 25,4 (1,000) um ao lado do outro pode causar a montagem centralizada dos furos a ser deslocados mais afastados entre si e potencialmente interferir com alinhamento de furo em um componente de conjugação. Designando uma tolerância de 25,4 +0/-0,762 milímetros (1,000 +,000/-,030 polegadas) a largura do flange pode ser usinada para uma dimensão menor do que 25,4 milímetros (1,000 polegada), que meramente pode deixar uma lacuna entre os flanges quando posicionada uma ao lado da outra e montada através dos furos de montagem.

[005] Assim, para um flange de peça tendo uma largura de flange nominal de 25,4 milímetros (1 polegada), um desenho de peça 2D com esta tolerância designada de 25,4 +0/-0,762 milímetros (1,000 +,000/-,030 polegada) pode resultar no fabricante definindo a usinagem do flange em um ponto médio da tolerância, na largura dimensional de 25,019 milímetros (+0,381/-0,381 milímetros) (0,985 polegadas (+,015/-,015 polegada)), para permitir possíveis variações de fabricação que resultam em uma largura acima e abaixo da largura de 25,019 milímetros (0,985 polegada) que, independentemente, pode permanecer dentro de tolerância de desenho 2D de 25,4 +0/-0,762 milímetros (1,000 +,000/-,030 polegada).

[006] Este processo de fabricação de características de peça está dentro das faixas de tolerância também tipicamente resulta em lacunas para calçar peças de componente na montagem, e uma definição inexata da forma dos detalhes de peça; e as peças de componente resultantes ou a sua montagem então geralmente é forçada para a forma usando múltiplas ferramentas grandes durante a fabricação.

[007] Durante a fabricação e programação de CN, programas de CN geralmente são projetados para usinar larguras e características de peças de componente não para dimensões nominais (por exemplo, 25,4 milímetros) (1,000 polegada), mas em vez disso para uma dimensão específica dentro de uma faixa de tolerância especificada no desenho de peça 2D (por exemplo, 25,4 +0/-0,762) (1,000 +,000/-,030), tal que variações de fabricação independentemente disso podem permanecer dentro da tolerância de desenho 2D para mitigar o risco de não conformidade.

[008] Ferramentas de usinagem de CN também podem ser definidas para usinar furos ou características em uma extremidade ou outra das suas várias tolerâncias de dimensão para permitir o desgaste e maximizar a utilidade das ferramentas usadas para usinar as peças, ou reduzir o tempo de usinagem. Por exemplo, em vez de um tamanho nominal para um furo a ser usinado, um maquinista pode instalar uma ferramenta de formação de furo ou broca de um tamanho que está dentro de uma tolerância mas deslocado para uma extremidade da faixa de tolerância, que pode resultar em diâmetros de furo que inicialmente estão em uma extremidade da faixa de tolerância, e quando a broca de perfuração desgasta os diâmetros de furo resultantes se deslocam para a outra extremidade da faixa de tolerância, tal que um número máximo de peças pode ser produzido usando a broca de perfuração já que ela gradualmente se desgasta e o diâmetro do furo muda mas permanece dentro da tolerância, para desta forma prolongar o tempo antes de a broca de perfuração precisar ser substituída com outra broca de perfuração.

[009] Em outro exemplo, o caminho de uma máquina de fresar pode ser programado para fresar até uma profundidade de bolso mínima permitida de permanecer na tolerância, que pode reduzir o número de passes de caminho de ferramenta de máquina repetidos necessário para alcançar uma profundidade de bolso que está dentro da faixa de tolerância durante o processo de usinagem. Isto por sua vez pode reduzir o tempo de usinagem total e pode reduzir o risco de rachadura da parede fina para mitigar o risco de não conformidade.

[0010] Após a fabricação de peças de componente, técnicas de fabricação convencionais são usadas para montar peças de componente para produzir as montagens, algumas das quais podem ser subconjuntos para conjuntos ainda maiores. Tradicionalmente este processo confia em técnicas de ferramental com característica que forçam peças de componente para certas posições e temporariamente aperta as mesmas juntas para localizar as peças com relação aos requisitos de engenharia predefinidos. Para as peças de componente unidas e presas pelos fixadores, o processo de montagem tipicamente também envolve furos piloto pré-perfurados em uma das peças unidas, e um equipamento de perfuração de tamanho de furo final para perfurar os furos piloto e através de outras das peças unidas, para desta forma produzir furos do tamanho final desejado em ambas as peças.

[0011] O uso dos calços mencionados anteriormente, bem como as características de localização e equipamentos de perfuração de tamanho de furo final durante a montagem é custoso, e geralmente resulta em um nível alto de não conformidade que deve ser reparado. O processo de montagem tradicional geralmente também envolve o uso de múltiplos calços, o que também confere custo e tempo. Algumas técnicas foram desenvolvidas que envolvem escanear peças de componente após a montagem, e então programar cada peça conjugada (customizada para uma única montagem) para conjugar exatamente com a superfície. Mas isto requer a montagem e a desmontagem repetida das peças de componente para completar o processo de montagem.

BREVE SUMÁRIO

[0012] Exemplos de implementações da presente descrição são direcionados para peça de montagem e usinagem de aeronave aprimoradas. De acordo com implementações de exemplo, um modelo de geometria tridimensional (3D) para uma peça em que suas características de superfície e furos podem ser modelados para dimensões nominais da peça acabada. Um programa de usinagem controlado numericamente (CN) pode ser gerado diretamente a partir do modelo de geometria 3D, sem desenhos 2D da peça - e assim as lacunas para calçar e definições inexatas que geralmente acompanhar desenhos 2D. A peça então pode ser usinada para as dimensões nominais a partir do modelo de geometria 3D em um único aparelho de usinagem de CN, em vez de para uma extremidade ou outra das suas várias tolerâncias dimensionais.

[0013] Peças usinadas de acordo com implementações de exemplo podem incluir furos usinados substancialmente para um diâmetro nominal. Com relação à montagem das peças usinadas, estes furos podem ser pré- perfurados (perfurados durante a usinagem e antes da montagem). Os furos sendo usinados substancialmente para um diâmetro nominal podem possibilitar a montagem sem o uso de qualquer calço, acessórios de localização ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final (isto é, sem o uso de qualquer calço, sem o uso de quaisquer acessórios de localização e sem o uso de qualquer equipamento de perfuração de tamanho de furo final). Implementações de exemplo usam a capacidade inerente da usinagem de CN moderna para alcançar precisão para permitir o alinhamento de todos os furos na montagem. As peças podem ser usinadas exatamente como modelado (projetado), sem necessitar de interpretação tanto pelo maquinista quanto operador de montagem a jusante ou time.

[0014] Mais particularmente, peças podem ser usinadas substancialmente para nominal, o que pode permitir a sua montagem sem calço. Furos pré-perfurados nas peças podem ser usados para o alinhamento e a montagem das peças, sem precisar de múltiplos acessórios de localização de peça; e pelos furos sendo pré-perfurados, as peças podem ser montadas sem equipamentos de perfuração de tamanho de furo final para perfurar os furos na montagem. As peças podem ser montadas sem escanear uma peça para obter o seu perfil de superfície para usinar um perfil de peça conjugada. Peças podem ser usinadas em múltiplas localizações de fornecedor, e ainda ser facilmente encaixadas na montagem.

[0015] A partir pelo menos do dito anteriormente, implementações de exemplo podem reduzir o custo de montagem de conjuntos de estrutura de aeronave diminuindo o seu tempo de montagem, reduzindo o retrabalho, reduzindo o ferramental necessário, e eliminando calços. O conjunto de estrutura de aeronave resultante pode ser um conjunto de qualidade superior devido ao encaixe de peça superior. Implementações de exemplo também podem adicionar pouco a nenhum custo adicional na base de fornecedor, reduzir os detritos de objeto estranho potenciais, e/ou reduzir o custo de qualidade para os furos que não são perfurados para diagrama.

[0016] A presente descrição assim inclui, sem limitação, as seguintes implementações de exemplo. Em algumas implementações de exemplo, um método de fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto inclui criar um modelo de geometria tridimensional (3D) para uma peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. As características de superfície e furos no modelo de geometria 3D são dimensionadas para respectivamente uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e possuem respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma.

[0017] O método inclui gerar um programa de usinagem controlado numericamente (CN) diretamente a partir do modelo de geometria 3D. O programa de usinagem de CN possui instruções para um único aparelho de usinagem de CN para usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos. E estas instruções incluem instruções para usinar os furos para o diâmetro de furo nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0018] O método também inclui usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos no único aparelho de usinagem de CN usando o programa de usinagem de CN. O aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de formação de furo para usinar os furos. Esta ferramenta de formação de furo é definida substancialmente no diâmetro de furo nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça, em vez de uma dimensão específica dentro do desenho de peça 2D faixa de tolerância que vai permitir fabricar variações e mitigar o risco de não conformidade, ou em vez de uma dimensão em um lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir o desgaste da ferramenta, em que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0019] Em algumas implementações de exemplo do método da implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o método compreende adicionalmente desabilitar a entrada do operador para o aparelho de usinagem de CN para definir a ferramenta de formação de furo com um valor de deslocamento para usinar os furos para um diâmetro que é deslocado dentro da tolerância para permitir para fabricar variações e mitigar o risco de não conformidade, ou para usinar os furos para um diâmetro para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir o desgaste da ferramenta.

[0020] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, as instruções do programa de usinagem de CN incluem instruções para usinar as características de superfície para a dimensão de característica de superfície nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0021] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de usinagem de superfície para usinar as características de superfície. Nestas implementações de exemplo, a ferramenta de usinagem de superfície é definida substancialmente na dimensão de característica de superfície nominal que está especificado no modelo de geometria 3D, em vez de uma dimensão específica dentro da faixa de tolerância no desenho de peça 2D correspondente que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou em vez de uma dimensão em um lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir o desgaste da ferramenta ou reduzir uma quantidade de material removida. De maneira apropriada, o programa de CN e aparelho de usinagem de CN são definidos para usinar cada peça tal que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0022] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o método compreende adicionalmente desabilitar a entrada do operador para o aparelho de usinagem de CN para definir a ferramenta de usinagem de superfície com um valor de deslocamento para usinar as características de superfície para longe da dimensão de característica de superfície nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça (para uma dimensão dentro da faixa de tolerância de desenho 2D que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir o desgaste da ferramenta ou reduzir a quantidade de material removido).

[0023] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o método compreende adicionalmente comparar um peso da peça de aeronave usinada para um peso de linha de base para a peça de aeronave com dimensões nominais especificadas no modelo de geometria 3D para confirmar que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal especificada no modelo de geometria 3D para a peça, e que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0024] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, as instruções do programa de usinagem de CN incluem instruções para um aparelho de usinagem de CN de múltiplos eixos geométricos para usinar características de superfície e furos em cada um de dois ou mais planos ortogonais.

[0025] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, a peça de aeronave, modelo de geometria 3D e programa de usinagem de CN são cada um primeiro do mesmo. Nestas implementações de exemplo, o método compreende adicionalmente criar um segundo modelo de geometria 3D para uma segunda peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. As características de superfície da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave respectivamente no primeiro modelo de geometria 3D e o segundo modelo de geometria 3D possuem um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico.

[0026] O método destas implementações de exemplo também compreende adicionalmente gerar um segundo programa de usinagem de CN diretamente a partir do segundo modelo de geometria 3D, e usinar a segunda peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos em um único aparelho de usinagem de CN usando o segundo programa de usinagem de CN. As características de superfície da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave respectivamente no primeiro modelo de geometria 3D e o segundo modelo de geometria 3D possuem o perfil de característica de superfície de conjugação idêntico, e o primeiro programa de usinagem de CN e o segundo programa de usinagem de CN são gerados diretamente respectivamente a partir do primeiro modelo de geometria 3D e do segundo modelo de geometria 3D, para, desta forma, possibilitar a usinagem da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave com um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico.

[0027] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, os furos da segunda peça de aeronave no segundo modelo de geometria 3D são dimensionados para um diâmetro de furo nominal. Nestas implementações de exemplo, o único aparelho de usinagem de CN que usina a segunda peça de aeronave utiliza uma ferramenta de formação de furo para usinar os furos da segunda peça de aeronave. A ferramenta de formação de furo para usinar os furos da segunda peça de aeronave é definida substancialmente no diâmetro de furo nominal dos furos da segunda peça de aeronave como especificado no modelo de geometria 3D para a segunda peça de aeronave. De maneira apropriada, o programa de CN e aparelho de usinagem de CN são definidos para usinar a segunda peça de aeronave tal que os furos da segunda peça de aeronave são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal a partir dos modelos de geometria 3D do mesmo. Preferivelmente, o método compreende adicionalmente comparar um peso da peça de aeronave usinada para um peso de linha de base para a peça de aeronave com dimensões nominais para confirmar que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal, e que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal.

[0028] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o diâmetro de furo nominal substancialmente em que os furos da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave são usinados é o mesmo e um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador. Desta forma, isto possibilita a instalação de fixadores para montar a primeira peça de aeronave e segunda peça de aeronave sem qualquer operação de perfuração, alargamento ou calçamento.

[0029] Em algumas outras implementações de exemplo, um método de fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto inclui criar um modelo de geometria 3D para uma peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. As características de superfície e furos no modelo de geometria 3D são dimensionadas para respectivamente uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e possuem respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma que são determinadas com base na forma, ajuste ou função da peça de aeronave com relação às outras peças montadas.

[0030] O método inclui gerar um programa de usinagem de CN diretamente a partir do modelo de geometria 3D. O programa de usinagem de CN possui instruções para um único aparelho de usinagem de CN para usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos. E estas instruções incluem instruções para usinar as características de superfície para a dimensão de característica de superfície nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0031] O método também inclui usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos no único aparelho de usinagem de CN usando o programa de usinagem de CN. O aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de usinagem de superfície para usinar as características de superfície. Esta ferramenta de usinagem de superfície é definida substancialmente na dimensão de característica de superfície nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça, em vez de uma dimensão dentro da faixa de tolerância de desenho 2D que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou uma dimensão em um lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir o desgaste da ferramenta ou reduzir uma quantidade de material removida. De maneira apropriada, o programa de CN e aparelho de usinagem de CN são definidos para usinar cada peça tal que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal especificada no modelo de geometria 3D para a peça.

[0032] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o método compreende adicionalmente desabilitar a entrada do operador para o aparelho de usinagem de CN para definir a ferramenta de usinagem de superfície com um valor de deslocamento para usinar as características de superfície para longe da dimensão de característica de superfície nominal especificada no modelo de geometria 3D para a peça (para uma dimensão dentro da faixa de tolerância de desenho 2D que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir o desgaste da ferramenta ou reduzir a quantidade de material removido).

[0033] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, as instruções do programa de usinagem de CN incluem instruções para usinar os furos para o diâmetro de furo nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0034] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de formação de furo para usinar os furos. Nestas implementações de exemplo, a ferramenta de formação de furo é definida substancialmente no diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça, em vez de uma dimensão dentro da faixa de tolerância de desenho 2D que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou uma dimensão em um lado alto da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir o desgaste da ferramenta, em que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal que está especificado no modelo de geometria 3D para a peça. Também nestas implementações de exemplo, o método compreende adicionalmente desabilitar a entrada do operador para o aparelho de usinagem de CN para definir a ferramenta de formação de furo com um valor de deslocamento para usinar os furos para longe do diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça, para o lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir para variação de fabricação e mitigar o risco de não conformidade, ou para permitir o desgaste da ferramenta.

[0035] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o método compreende adicionalmente comparar um peso da peça de aeronave usinada para um peso de linha de base para a peça de aeronave com dimensões nominais especificadas no modelo de geometria 3D para a peça, para confirmar que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal especificada no modelo de geometria 3D para a peça, e que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0036] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, as instruções do programa de usinagem de CN incluem instruções para um aparelho de usinagem de CN de múltiplos eixos geométricos para usinar características de superfície e furos em cada um de dois ou mais planos ortogonais.

[0037] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, a peça de aeronave, modelo de geometria 3D e programa de usinagem de CN são cada um primeiro do mesmo. Nestas implementações de exemplo, o método compreende adicionalmente criar um segundo modelo de geometria 3D para uma segunda peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. As características de superfície da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave respectivamente no primeiro modelo de geometria 3D e o segundo modelo de geometria 3D possuem um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico.

[0038] O método destas implementações de exemplo também compreende adicionalmente gerar um segundo programa de usinagem de CN diretamente a partir do segundo modelo de geometria 3D, e usinar a segunda peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos em um único aparelho de usinagem de CN usando o segundo programa de usinagem de CN. As características de superfície da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave respectivamente no primeiro modelo de geometria 3D e o segundo modelo de geometria 3D possuem o perfil de característica de superfície de conjugação idêntico, e o primeiro programa de usinagem de CN e o segundo programa de usinagem de CN são gerados diretamente respectivamente a partir do primeiro modelo de geometria 3D e do segundo modelo de geometria 3D, para, desta forma, possibilitar a usinagem da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave com um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico.

[0039] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, os furos da primeira peça de aeronave no primeiro modelo de geometria 3D são dimensionados para um diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça. Nestas implementações de exemplo, o único aparelho de usinagem de CN que usina a primeira peça de aeronave utiliza uma ferramenta de formação de furo para usinar os furos da primeira peça de aeronave. A ferramenta de formação de furo para usinar os furos da primeira peça de aeronave é definida substancialmente no diâmetro de furo nominal dos furos especificado no modelo de geometria 3D para a primeira peça de aeronave, em que os furos da primeira peça de aeronave são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a primeira peça do mesmo.

[0040] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, os furos da segunda peça de aeronave no segundo modelo de geometria 3D são dimensionados para um diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a segunda peça de aeronave. Nestas implementações de exemplo, o único aparelho de usinagem de CN que usina a segunda peça de aeronave utiliza uma ferramenta de formação de furo para usinar os furos da segunda peça de aeronave. A ferramenta de formação de furo para usinar os furos especificados no modelo de geometria 3D para a segunda peça de aeronave é definida substancialmente no diâmetro de furo nominal dos furos da segunda peça de aeronave, em que os furos da segunda peça de aeronave são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a segunda peça de aeronave do mesmo.

[0041] Em algumas implementações de exemplo do método de qualquer implementação de exemplo anterior ou de qualquer subsequente implementação de exemplo, ou qualquer combinação das mesmas, o diâmetro de furo nominal especificado nos modelos de geometria 3D é o diâmetro substancialmente em que os furos da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave são usinados, e é o mesmo e um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador, permitindo, desta forma, a instalação de fixadores para montar a primeira peça de aeronave e segunda peça de aeronave sem qualquer operação de perfuração, alargamento ou calçamento.

[0042] Estas e outras características, aspectos, e vantagens da presente descrição serão aparentes a partir de uma leitura da seguinte descrição detalhada junto com os desenhos anexos, que são descritos brevemente abaixo. A presente descrição inclui qualquer combinação de duas, três, quatro ou mais características ou elementos definidos nesta descrição, independentemente de se tais características ou elementos são expressamente combinados ou de outra forma citados em uma implementação de exemplo específica descrita aqui. Esta descrição está intencionada a ser lida de maneira holística tal que quaisquer características ou elementos separáveis da descrição, em qualquer um dos seus aspectos e implementações de exemplo, devem ser de observados como intencionado, designadamente para ser combináveis, a menos que o contexto da descrição dite claramente de outra forma.

[0043] Portanto, será percebido que este Breve Sumário é provido meramente para os propósitos de sumarizar algumas implementações de exemplo de forma a prover um entendimento básico de alguns aspectos da descrição. De maneira apropriada, será percebido que as implementações descritas acima de exemplo são meramente exemplos e não devem ser interpretadas para estreitar o escopo ou o espírito da descrição de qualquer modo. Outras implementações de exemplo, aspectos e vantagens serão aparentes a partir da seguinte descrição detalhada tomada em conjunto com os desenhos anexos que ilustram, por meio de exemplo, os princípios de algumas implementações de exemplo descritas.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[0044] Tendo descrito assim as implementações de exemplo da descrição em termos gerais, referência será feita agora aos desenhos anexos, que não necessariamente estão desenhados em escala, e em que: a figura 1 ilustra um sistema de acordo com implementações de exemplo da presente descrição; a figura 2 ilustra um sistema de usinagem e definição com base em modelo, de acordo com algumas implementações de exemplo; a figura 3 ilustra um sistema de montagem de componente, de acordo com algumas implementações de exemplo; as figuras 4 a 14 ilustram uma porção de um sistema de montagem de componente, e que pode ser útil para montar uma estrutura de aeronave sem o uso de quaisquer acessórios de localização para o alinhamento das seções ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final para perfurar furos, de acordo com algumas implementações de exemplo; as figuras 15 e 16 são fluxogramas ilustrando várias etapas nos métodos para fabricar uma peça de aeronave para um conjunto, de acordo com algumas implementações de exemplo; e a figura 17 ilustra um aparelho de acordo com algumas implementações de exemplo.

DESCRIÇÃO DETALHADA

[0045] Algumas implementações da presente descrição serão descritas agora aqui a seguir de maneira mais completa com referência aos desenhos anexos, em que algumas, mas não todas as implementações da descrição são mostradas. De fato, várias implementações da descrição podem ser incorporadas de muitas formas diferentes e não devem ser interpretadas como limitadas às implementações definidas aqui; em vez disso, estas implementações de exemplo são providas de forma que esta descrição será total e completa, e vai transportar completamente o escopo da descrição para os versados na técnica. Numerais de referência semelhantes se referem a elementos semelhantes através da mesma.

[0046] Implementações de exemplo da presente descrição em geral são direcionadas para a peça de montagem e usinagem de aeronave e, em particular, para definição com base no modelo para usinar peças de aeronave, e montagem de peças sem o uso de qualquer calço, acessórios de localização ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final. A figura 1 ilustra um sistema 100 de acordo com implementações de exemplo da presente descrição. O sistema pode incluir de qualquer de um número de diferentes subsistemas (cada um sendo um sistema individual) para realizar uma ou mais funções ou operações. Como mostrado, por exemplo, o sistema pode incluir um ou mais de cada um de um subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102 e subsistema de montagem de componente 104. Apesar de mostrado como peça do sistema, deve ser entendido que qualquer um ou ambos os subsistemas podem funcionar ou operar como um sistema separado sem relação com o outro subsistema. Também deve ser entendido que o sistema pode incluir um ou mais subsistemas adicionais ou alternativos do que aqueles mostrados na figura 1.

[0047] O subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102 em geral é configurado para possibilitar o projeto e a modelagem de peças de aeronave de uma maneira em que as peças podem ser usinadas e montadas sem calço, múltiplos acessórios de localização de peça, ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final. Estas peças de aeronave podem incluir, por exemplo, peças fundidas brutas, forjas, componentes compostos brutos e semelhantes. O subsistema de usinagem e definição com base em modelo pode criar um modelo de geometria tridimensional (3D) para as peças de aeronave - tal como modelos de projeto auxiliado por computador (CAD) de 3D relativos para peças de conjugação - com características de superfície, furos e localizações dimensionadas e com tolerância para encaixar de maneira confiável na montagem, quando se usa técnicas de montagem sem perfuração ou sem calço.

[0048] O subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102 pode ser configurado para criar um modelo de geometria 3D de uma peça de aeronave em que suas características podem ser dimensionadas para dimensões nominais da peça acabada exatamente para uma forma final desejada. Um programa de usinagem controlado numericamente (CN) - tal um programa de usinagem de CN (CCN) de computador - pode ser gerado diretamente a partir do modelo de geometria 3D, e um aparelho de usinagem de CN apropriado pode ser configurado para usinar a peça para a forma nominal da peça desejada para o modelo de geometria 3D. A peça pode ser usinada para as dimensões nominais exatas do programa de usinagem de CN, em vez de sobreposição em certas localizações como em geral é prática comum. As peças resultantes então podem ser montadas usando nenhum calço, ferramental mínimo e nenhuma perfuração no momento da montagem dos componentes de aeronave. Neste sentido, o subsistema de usinagem e definição com base em modelo pode usar uma capacidade inerente de aparelhos de usinagem de CN modernos para alcançar a precisão para permitir que todos os furos na montagem se alinhem. As peças podem ser usinadas exatamente como modelado (projetado), sem interpretação tanto por um fornecedor de peça ou time de montagem a jusante.

[0049] O subsistema de montagem de componente 104 em geral pode ser configurado para possibilitar a montagem de conjuntos de estrutura de aeronave compostos de seções, tal como seções usinadas através do subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102. O subsistema de montagem de componente pode possibilitar a montagem de conjuntos de estrutura de aeronave com seções usinadas em múltiplas localizações de fornecedor, sem calço, múltiplos acessórios de localização de peça, ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final. De acordo com implementações de exemplo da presente descrição, seções da montagem de estrutura incluem furos de fixador pré-perfurados que podem ser usados para o alinhamento e a montagem das seções. Os furos de fixador podem ser pré- perfurados antes da montagem, como oposto a durante a montagem usando equipamentos de perfuração, com a maioria se não todos os furos sendo perfurados no momento da usinagem de detalhe. O subsistema de montagem de componente também pode possibilitar a montagem de peças sem escanear uma peça para obter o seu perfil de superfície para usinar um perfil de peça conjugada. Através do sistema 100 das implementações de exemplo, peças de aeronave podem ser projetadas, usinadas e montadas em menos tempo, com retrabalho reduzido, ferramental reduzido e sem calços. Isto pode resultar em conjuntos de estrutura com maior qualidade devido ao encaixe de seção superior. O sistema pode ser implementado sem custo adicional na base de fornecedor, pode reduzir detritos de objeto estranho potenciais, e/ou pode reduzir o custo de qualidade para os furos que não são perfurados para o diagrama.

[0050] A figura 2 ilustra um sistema de usinagem e definição com base em modelo 200 que em alguns exemplos pode corresponder ao subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102 da figura 1. O sistema de usinagem e definição com base em modelo pode incluir um ou mais de cada de um número de componentes acoplados entre si, tal como um modelador de geometria 3D 202, um gerador de programa de CN 204, e um aparelho de usinagem de CN 206 com uma ferramenta de formação de furo 208 e/ou ferramenta de usinagem de superfície 210. Em alguns exemplos, no entanto, o sistema de usinagem e definição com base em modelo pode incluir apenas um único aparelho de usinagem de CN.

[0051] O modelador de geometria 3D 202 pode ser configurado para criar um modelo de geometria 3D 212 para uma peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. Para isto, em alguns exemplos, o modelador de geometria 3D pode ser, incluir ou de outra forma se beneficiar a partir de um sistema de CAD comercialmente disponível, tal como o sistema de modelagem digital de CATIA, disponível a partir de Dassault Systèmes S.A. de Vélizy-Villacoublay, França. De acordo com implementações de exemplo da presente descrição, as características de superfície e furos no modelo de geometria 3D são dimensionadas para respectivamente uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e podem ter respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma que pode ser com base na forma, encaixe ou função da peça. Mais em geral, o modelo de geometria 3D para a peça de aeronave pode incluir uma armação de fio de 3D ou modelo sólido da peça de aeronave, bem como dados de engenharia necessários para usinar ou inspecionar a peça. Estes dados de engenharia podem incluir a faixa de tolerância mencionada anteriormente de característica de superfície e faixa de tolerância de diâmetro de furo (um ou mais de cada), bem como incluir notas de bandeira, requisitos de acabamento e semelhantes.

[0052] Em uma implementação de exemplo, um modelo de geometria 3D para uma peça de aeronave é criado com características de superfície e furos dimensionados para encaixe e função, tal como um tamanho de furo de fixador padrão ou uma largura de flange de valor inteiro, por exemplo, e um programa de CN é criado diretamente a partir do modelo de geometria 3D para a peça de aeronave. O programa de CN inclui instruções de programa para usinar os furos e características de superfície para as dimensões nominais que são especificadas no modelo de geometria 3D para a peça de aeronave, onde a dimensão nominal quer dizer o valor de modelo de geometria uma dimensão ou o tamanho como modelado e perfil de características de superfície e furos criados no modelo de geometria 3D, como oposto a um valor dimensional mediano que está dentro ou em peça do caminho entre uma faixa de tolerância para um furo diâmetro ou característica da peça de aeronave.

[0053] O gerador de programa de CN 204 pode ser configurado para gerar um programa de usinagem de CN 214 diretamente a partir do modelo de geometria 3D 212, e em alguns exemplos pode ser, incluir ou de outra forma se beneficiar de um sistema de CAD comercialmente disponível (por exemplo, CATIA). O programa de usinagem de CN pode ter instruções para o único aparelho de usinagem de CN 206 para usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos, incluindo instruções para usinar os furos para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça. De maneira apropriada, instalações de fabricação podem ser necessárias para criar um programa de CN a partir do modelo de geometria 3D de forma a incluir instruções de programa para usinar furos e características de superfície para as dimensões nominais no modelo de geometria 3D, em vez de criar instruções de programa de CN que alteram a dimensão nominal para uma dimensão específica dentro da faixa de tolerância em um desenho de peça 2D que pode permitir a fabricação de variações e reduzir a propensão de variações de dimensão que excedem limites de tolerância (mitigando o risco de peças que não estão em conformação). Em um exemplo, a faixa de tolerância é aumentada (por exemplo, expandida, relaxada) para dimensões de característica de superfície e furo, para reduzir preocupações de não conformidade de fabricação de instalações que usinam as peças e encorajam instalações de fabricação para não alterar ou deslocar dimensões programadas de CN para longe de dimensões nominais especificadas no modelo de geometria 3D (por exemplo, uma dimensão de largura nominal de 1,00 polegada) para uma diferente dimensão dentro da faixa de tolerância (por exemplo, uma dimensão de 25,019 (0,985) dentro de uma faixa de tolerância de 25,4 +0/-0,762) (1,000 +,000 / -,030) em um esforço para fazer subsídios para variações de fabricação, desgaste de ferramenta, velocidade de corte, etc. O aparelho de usinagem de CN, então, pode ser configurado para usinar a peça de aeronave 216 incluindo suas características de superfície e furos usando o programa de usinagem de CN, que inclui instruções para usinar as características de superfície e furos para as dimensões nominais especificadas no modelo de geometria 3D para a peça de aeronave. Em alguns exemplos, o aparelho de usinagem de CN pode ser um aparelho de usinagem de CN de múltiplos eixos geométricos configurado para usinar características de superfície e furos em cada um de dois ou mais planos ortogonais em uma única configuração de usinagem, tal que furos e superfícies em um segundo plano ortogonal não são usinadas em uma operação de usinagem secundária em um segundo aparelho de usinagem após furos de usinagem de CN e superfícies em um primeiro plano ortogonal em um primeiro aparelho de usinagem.

[0054] O aparelho de usinagem de CN 206 pode ser qualquer um de um número de aparelhos adequados configurados para manter material apropriado no local e usinar o material para a peça de aeronave de acordo com o programa de usinagem de CN 214. Em alguns exemplos, o aparelho de usinagem de CN pode ser um único aparelho de usinagem de CN. Em outros exemplos, o aparelho de usinagem de CN pode incluir um aparelho de usinagem de CN para tornar áspera a peça, e outro, único aparelho de usinagem de CN para realizar usinagem de acabamento ou final, tal como para usinar características de superfície que são marcadas entre si no modelo de geometria 3D em uma única configuração.

[0055] O aparelho de usinagem de CN pode incluir um controlador de CN configurado para direcionar a ferramenta de formação de furo 208 e/ou ferramenta de usinagem de superfície 210 de acordo com um programa de usinagem de CN apropriado. Exemplos de ferramentas de usinagem CN adequadas com ferramentas de usinagem de superfície apropriadas incluem uma máquina de fresar, torno mecânico, máquina de estampagem e semelhantes. Exemplos de ferramentas de formação de furo adequadas incluem uma broca, moinho de extremidade, escariador, barra de perfuração, punção de furo e semelhantes.

[0056] O aparelho de usinagem de CN 206 pode usar a ferramenta de formação de furo 208 para usinar os furos. A ferramenta de formação de furo pode ser definida substancialmente no diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça, em vez de uma dimensão dentro da faixa de tolerância de desenho 2D que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou uma dimensão em um lado alto da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir o desgaste da ferramenta, em que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça. Isto pode ser alcançado pelo programa de usinagem de CN 214. Em alguns exemplos, entrada de operador para o aparelho de usinagem de CN 206 pode ser descrita para definir a ferramenta de formação de furo com um valor de deslocamento para usinar os furos para um diâmetro que é deslocado dentro da faixa de tolerância para permitir para fabricar variações e mitigar o risco de não conformidade, ou para usinar os furos para um diâmetro para o lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir o desgaste da ferramenta. Isto pode ser alcançado em qualquer de um número de diferentes maneiras, tal como através de instruções apropriadas no programa de usinagem de CN, que podem proteger o diâmetro do furo correspondendo ao diâmetro nominal no modelo de geometria 3D de ser editado pelo maquinista ou outro operador.

[0057] As instruções do programa de usinagem de CN 214 podem incluir instruções para usinar as características de superfície da peça de aeronave 216 para a dimensão de característica de superfície nominal. O aparelho de usinagem de CN 206 pode usar a ferramenta de usinagem de superfície 210 para usinar as características de superfície. Similar com a ferramenta de formação de furo 208, a ferramenta de usinagem de superfície pode ser definida substancialmente na dimensão de característica de superfície nominal, em vez de uma dimensão dentro da faixa de tolerância de desenho 2D que vai permitir fazer variação e mitigar o risco de não conformidade, ou uma dimensão em um lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir o desgaste da ferramenta ou reduzir uma quantidade de material removida, em que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal especificada no modelo de geometria 3D para a peça. Novamente, isto pode ser alcançado pelo programa de usinagem de CN. Também similar com a ferramenta de formação de furo, em alguns exemplos, entrada de operador para o aparelho de usinagem de CN pode ser descrita para definir a ferramenta de usinagem de superfície com um valor de deslocamento para usinar as características de superfície para longe da dimensão de característica de superfície nominal no modelo de geometria 3D para um diferente diâmetro dentro da faixa de tolerância para permitir para fabricar variações e mitigar o risco de não conformidade, ou para um diâmetro para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir o desgaste da ferramenta ou reduzir a quantidade de material removido, tal como novamente através de instruções apropriadas no programa de usinagem de CN, que podem proteger a dimensão de característica de superfície de ser editada.

[0058] Adicionalmente ao dito acima, considere um exemplo de um moinho de extremidade para usinar uma peça tendo uma característica de superfície com uma faixa de tolerância de característica de superfície de +2,54/-0,0762 (+.010/- 0.003). O maquinista pode ser inclinado para definir um deslocamento de ferramenta em +0,127 milímetros (+0,005 polegadas), para ajustar ou deslocar a posição de um moinho de extremidade por +0,127 milímetros (+0,005 polegadas) para um lado alto de uma faixa de tolerância, quando a moagem de uma borda de dados ou perfil na peça. Produtividade de fabricação pode ser aprimorada através de velocidade de ferramenta aumentada, etc., já que menos material é removido e mais material é deixado na borda ou superfície de dados resultante, que independentemente disso pode permanecer na tolerância resultante em uma peça que vai passar por inspeção. Enquanto esta prática produz peças que vão cair dentro de tolerâncias especificadas, resulta em furos e outras características dimensionadas a partir dos dados para ser diferente de uma peça relativa com outro. Isto pode ser evitado em pelo menos algumas implementações de exemplo desabilitando entrada de operador para o aparelho de usinagem de CN.

[0059] Em alguns exemplos, a peça de aeronave usinada 216 pode ser pesada e o seu peso comparado com um peso de linha de base para a peça de aeronave com dimensões nominais. Isto pode possibilitar que o sistema de usinagem e definição com base em modelo 200 para confirmar que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal especificada no modelo de geometria 3D para a peça, e que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a peça.

[0060] Em alguns exemplos, a peça de aeronave 216, modelo de geometria 3D 212 e programa de usinagem de CN 214 podem cada um ser um primeiro do mesmo. Ou seja, a peça de aeronave pode ser uma primeira peça de aeronave, o modelo de geometria 3D pode ser um primeiro modelo de geometria 3D, e o programa de usinagem de CN pode ser um primeiro programa de usinagem de CN. Nestes exemplos, o modelador de geometria 3D 202 também pode ser configurado para criar um segundo modelo de geometria 3D 212’ para uma segunda peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. Neste sentido, as características de superfície da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave respectivamente no primeiro modelo de geometria 3D e o segundo modelo de geometria 3D pode ter um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico. Isto pode ser alcançado em um número de diferentes maneiras, tal como com o uso de um perfil de superfície de conjugação na definição de ambos os modelos de geometria 3D 212, 212’.

[0061] O gerador de programa de CN 204 também pode ser configurado para gerar um segundo programa de usinagem de CN 214’ diretamente a partir do segundo modelo de geometria 3D 212’. Em alguns exemplos, o primeiro e o segundos programas de usinagem de CN 214, 214’ pode incluir instruções para o mesmo caminho de ferramenta para usinar o perfil de característica de superfície de conjugação em ambas as peças 216, 216’.

[0062] Um único aparelho de usinagem de CN 206 pode ser configurado para usinar a segunda peça de aeronave 216’ incluindo suas características de superfície e furos usando o segundo programa de usinagem de CN 214’. Aqui, o aparelho de usinagem de CN que usina a segunda peça de aeronave pode ser o mesmo aparelho de usinagem de CN que usina a primeira peça de aeronave (como mostrado), ou eles podem ser diferentes aparelhos de usinagem de CN. O perfil de característica de superfície de conjugação idêntico das características de superfície da primeira peça de aeronave 216 e da segunda peça de aeronave, e o primeiro programa de usinagem de CN 214 e o segundo programa de usinagem de CN sendo gerados diretamente respectivamente a partir do primeiro modelo de geometria 3D 212 e segundo modelo de geometria 3D, desta forma, podem possibilitar que o aparelho de usinagem de CN para usinar respectivamente a primeira peça de aeronave e segunda peça de aeronave com um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico. Isto pode possibilitar a montagem das peças sem qualquer subsequente operação de calço ou aterramento.

[0063] Em alguns exemplos, os furos da segunda peça de aeronave no segundo modelo de geometria 3D 212’ podem ser dimensionados para um diâmetro de furo nominal especificado no modelo de geometria 3D para a segunda peça de aeronave. Nestes exemplos, o único aparelho de usinagem de CN 206 que usina a segunda peça de aeronave 216’ pode usar a ferramenta de formação de furo 208 para usinar os furos da segunda peça de aeronave. Similar ao aparelho de usinagem de CN, a ferramenta de formação de furo que usina os furos da segunda peça de aeronave pode ser a mesma ferramenta de formação de furo que usina os furos da primeira peça de aeronave 216 (como mostrado), ou elas podem ser diferentes ferramentas de formação de furo.

[0064] A ferramenta de formação de furo 208 pode ser definida substancialmente no diâmetro de furo nominal dos furos especificado no modelo de geometria 3D para a segunda peça de aeronave 216’, em que os furos da segunda peça de aeronave podem ser usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal nos modelos de geometria 3D do mesmo. Em alguns exemplos, o diâmetro de furo nominal especificado nos modelos de geometria 3D é o diâmetro substancialmente em que os furos da primeira peça de aeronave 216 e da segunda peça de aeronave são usinados pode ser o mesmo e um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador. Isto pode possibilitar a instalação de fixadores para montar a primeira peça de aeronave e segunda peça de aeronave sem qualquer operação de perfuração, alargamento ou calçamento. Exemplos de tipos adequados de fixadores incluem parafusos ou cavilhas rosqueados externamente, rebites, pinos ou semelhantes.

[0065] Em uma implementação de exemplo, a peça de aeronave 216, modelo de geometria 3D 212 e programa de usinagem de CN 214 são uma primeira peça de aeronave, um primeiro modelo de geometria 3D, e um primeiro programa de usinagem de CN, e modelador de geometria 3D 202 está configurado para criar a pluralidade de modelos de geometria 3D para uma pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça. De maneira apropriada, em uma implementação de exemplo, um método é provido para fabricar peças de aeronave para um conjunto, que compreende criar um primeiro programa de usinagem de CN 214 para uma primeira peça de aeronave com base em um primeiro modelo de geometria 3D criado, em que uma pluralidade de modelos de geometria 3D adicionais com furos e características de superfície em dimensões nominais são criadas para uma pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça para um conjunto. Desta forma, o método compreende criar uma pluralidade de modelos de geometria 3D para uma pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça, em que os programas de usinagem de CN para usinar cada peça são criados a partir de cada um da pluralidade de modelos de geometria 3D em que cada um inclui perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação, tal que a pluralidade de peças está sendo usinada em CN com base em modelos de geometria 3D tendo perfis de característica de superfície idênticos de forma a produzir uma pluralidade de peças com perfis de superfície de conjugação substancialmente idênticos.

[0066] Na implementação de exemplo acima, o método pode compreender adicionalmente a etapa de criar um conjunto de modelos de geometria 3D com furos e características de superfície nas dimensões nominais para uma pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça, com cada um dos modelos de geometria 3D incluindo perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação, e a etapa de usinar cada uma da pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça usando programas de usinagem de CN que são cada um criado com base no modelo de geometria 3D para cada peça respectiva, tal que cada uma da pluralidade de peças individuais são usinadas para ter superfícies de conjugação substancialmente idênticas com base no conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação das respectivas peças de conjugação.

[0067] Na implementação de exemplo acima, o método pode compreender adicionalmente a etapa de criar um conjunto de modelos de geometria 3D com furos e características de superfície nas dimensões nominais para uma pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça, com cada um dos modelos de geometria 3D incluindo perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação, e a etapa de enviar modelos individuais de geometria 3D para diferentes instalações de fabricação individual para criar programas de usinagem de CN com base nos modelos de geometria 3D tendo perfis de característica de superfície idênticos. Assim, o método funciona de forma a usinar uma pluralidade de peças individuais em um número de diferentes instalações de fabricação para ter perfis de superfície de conjugação substancialmente idênticos com base no conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação das respectivas peças de conjugação.

[0068] Na implementação de exemplo, o método inclui um subconjunto da pluralidade de peças sendo usinadas em diferentes instalações de fabricação que cada um possui um aparelho de usinagem controlado numericamente, em vez de usinar todas as peças na mesma instalação de fabricação. De maneira apropriada, o método compreende adicionalmente as etapas de criar um conjunto de modelos de geometria 3D com furos e características de superfície nas dimensões nominais para uma pluralidade de peças a ser montadas com a primeira peça, com cada um dos modelos de geometria 3D incluindo perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação, e enviando modelos individuais de geometria 3D para diferentes instalações de fabricação individual para criar programas de usinagem de CN com base nos modelos de geometria 3D tendo perfis de característica de superfície idênticos, de forma a usinar uma pluralidade de peças individuais em um número de diferentes instalações de fabricação para ter superfícies de conjugação substancialmente idênticas com base no conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação das respectivas peças de conjugação. Na implementação de exemplo, o método também implica usinar as peças a ser usinadas por CN em uma temperatura substancialmente consistente que é eficaz para usinar de maneira consistente os furos e as superfícies de cada peça para dimensões nominais em uma pluralidade de diferentes instalações de fabricação individual, tal que a pluralidade de peças são usinadas por CN com base nos modelos de geometria 3D tendo perfis de característica de superfície idênticos de forma a ter superfícies de conjugação substancialmente idênticas sem expansão térmica devido às diferentes temperaturas que afetam as dimensões dos furos e superfícies usinadas. Da mesma forma, cada uma das peças a ser usinada pode ser suportada em um acessório para inibir a deflexão da peça durante a usinagem de furos e superfícies para dimensões nominais, onde a peça pode ser uma seção de armação alongada tendo porções de extremidade que podem defletir como um resultado da elasticidade da peça, do peso da peça, do comprimento da peça, etc.

[0069] A figura 3 ilustra um sistema de montagem de componente 300 que em alguns exemplos pode corresponder ao subsistema de montagem de componente 104 da figura 1. Como indicado acima e explicado em maior detalhe abaixo, o sistema de montagem de componente pode facilitar a montagem de um conjunto de estrutura de aeronave sem o uso de qualquer calço, acessórios de localização ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final. De acordo com implementações de exemplo, o conjunto de aeronave pode ser composto de uma pluralidade de seções incluindo primeira e segunda seções de armação 302, 304, uma seção de armação de interconexão 306 e uma pluralidade de seções de conjugação estrutural 308. Em alguns exemplos, pelo menos duas destas seções 302 a 308 podem ser usinadas por CN tal como por um subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102, 200 com base nos respectivos modelos de geometria 3D do mesmo. E nestes exemplos, as seções nos respectivos modelos de 3D podem ter um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico, tal que as seções podem ser usinadas para ter um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico.

[0070] Como mostrado na figura 3, o sistema de montagem de componente 300 pode incluir um ou mais de cada de um número de componentes, tal como suportes ajustáveis 310 e um sistema de metrologia de laser 312. A primeira e a segunda seções de armação 302, 304 podem ser suportadas em respectivos suportes ajustáveis posicionados para alinhar a primeira e a segunda seções de armação em uma relação espaçada. Em alguns exemplos, o sistema de metrologia de laser 312 pode ser usado para posicionar os suportes ajustáveis em posições de linha de base para posicionar e alinhar a primeira e a segunda seções de armação na relação espaçada.

[0071] A seção de armação de interconexão 306 pode ser posicionada entre a primeira e a segunda seções de armação 302, 304. Como explicado em maior detalhe abaixo, em alguns exemplos, a primeira e a segunda seções de armação podem ser respectivamente seções de borda dianteira e armação traseira, e a seção de armação de interconexão pode incluir seções de envergadura interna e externa. Nestes exemplos, as seções de envergadura interna e externa da seção de armação de interconexão podem ser posicionadas entre as seções de borda dianteira e armação traseira sem o uso de qualquer calço, acessórios de localização ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final.

[0072] Mais particularmente ao sistema de metrologia de laser 312, por exemplo, a primeira e a segunda seções de armação 302, 304 podem incluir primeiros furos de conjugação pré-perfurados 314 que podem estar alinhados automaticamente entre si, bem como com primeiros furos pré- perfurados 316 na seção de armação de interconexão 306. O sistema de metrologia de laser então pode ser usado para posicionar os suportes ajustáveis 310 e assim a primeira e a segunda seções de armação na sua relação espaçada tal que os seus primeiros furos pré-perfurados podem se alinhar, e desta forma facilitar o subsequente alinhamento com os primeiros furos pré-perfurados na seção de armação de interconexão. Notavelmente, no entanto, os suportes ajustáveis não são necessários para localizar as respectivas primeira e segunda seções de armação ou qualquer uma das suas características, mas simplesmente para suportar a primeira e a segunda seções de armação para a facilidade de montagem. As seções de armação podem localizar a si mesmas tal como pelos furos pré-perfurados, e talvez um ou mais outros furos, características de superfície ou semelhantes. Em alguns exemplos, os suportes ajustáveis podem ser posicionados em posições de linha de base para posicionar e alinhar a primeira e a segunda seções de armação na relação espaçada, em uma distância predeterminada entre si correspondendo ao comprimento de uma seção de armação de interconexão a ser instalada entre a primeira e a segunda seções de armação. Notavelmente, cada uma da primeira e da segunda seções de armação pode ser ajustada pelos suportes ajustáveis para posicionar as seções espaçadas na distância predeterminada e alinhamento apropriado, e para levar em conta a deflexão que pode ocorrer onde a seção ou peça é uma seção alongada tendo porções de extremidade que passam por deflexão mínima como um resultado da elasticidade, do peso, do comprimento da peça etc.

[0073] Um operador pode alinhar primeiros furos de conjugação pré- perfurados 316 na seção de armação de interconexão 306 com primeiros furos de conjugação pré-perfurados 314 na primeira e a segunda seções de armação 302, 304, e instalar fixadores 318 (por exemplo, parafuso ou cavilha rosqueados de maneira externa, rebite, pino) apesar dos primeiros furos de conjugação pré-perfurados alinhados. Para cada seção de conjugação estrutural 308 de uma pluralidade de seções de conjugação estrutural, a seção de conjugação estrutural pode ser posicionada com relação a primeira e a segunda seções de armação e seção de armação de interconexão. O operador pode alinhar segundos furos de conjugação pré-perfurados 320 na seção de conjugação estrutural com segundos furos de conjugação pré-perfurados 322, 324 em pelo menos uma da seção de armação de interconexão, primeira seção de armação ou segunda seção de armação, e instalar fixadores 326 (por exemplo, parafuso ou cavilha rosqueados de maneira externa, rebite, pino) através dos segundos furos de conjugação pré-perfurados alinhados para prender a seção de conjugação estrutural. Em alguns exemplos, a seção de conjugação estrutural pode ser posicionada, os segundos furos de conjugação pré-perfurados podem ser alinhados e fixadores podem ser instalados através dos segundos furos de conjugação pré-perfurados alinhados para a pluralidade de seções de conjugação estrutural para montar o conjunto de estrutura de aeronave para dentro a partir da primeira e da segunda seções de armação que formam uma estrutura de perímetro externo do mesmo.

[0074] Em um exemplo, os primeiros furos de conjugação pré- perfurados 314, 316 podem ser pré-perfurados antes do seu alinhamento, e pré-perfurados substancialmente para um diâmetro de furo nominal que é um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador 318. Similarmente, em alguns exemplos, segundos furos de conjugação pré-perfurados 320 a 324 podem ser pré-perfurados antes do seu alinhamento, e pré-perfurados substancialmente para um diâmetro de furo nominal que é um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador 326. Nestes exemplos, os fixadores podem ser inseridos através dos primeiros furos de conjugação pré-perfurados alinhados sem o uso de acessórios de localização para posicionar e prender a seção de armação de interconexão 306 e primeira e segunda seções de armação 302, 304 uma com relação a outra. Adicionalmente ou alternativamente, os fixadores podem ser inseridos através dos segundos furos de conjugação pré- perfurados alinhados sem o uso de acessórios de localização para posicionar e prender a seção de conjugação estrutural 308 e a seção de armação de interconexão, primeira seção de armação e/ou segunda seção de armação uma com relação a outra.

[0075] Em uma implementação de exemplo, um método de montar um conjunto de estrutura de aeronave compreende adicionalmente a etapa de usinagem de CN pelo menos duas das seções com base nos respectivos modelos de geometria 3D do mesmo, as pelo menos duas das seções nos respectivos modelos de 3D tendo um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico tal que as pelo menos duas das seções são usinados para ter um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico. O método pode incluir adicionalmente a etapa de criar um conjunto de modelos de geometria 3D, tendo furos e características de superfície nas dimensões nominais, para uma pluralidade de peças a ser montadas, com cada um dos modelos de geometria 3D incluindo perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação. O método inclui adicionalmente a etapa de usinar cada uma da pluralidade de peças a ser montadas usando programas de usinagem de CN que são cada um criado com base no modelo de geometria 3D para cada peça respectiva, tal que cada uma da pluralidade de peças individuais são usinadas para ter superfícies de conjugação substancialmente idênticas com base no conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação das respectivas peças de conjugação.

[0076] O método pode compreender adicionalmente a etapa de enviar modelos individuais de geometria 3D a partir do ajuste para diferentes instalações de fabricação individual para criar programas de usinagem de CN com base nos modelos de geometria 3D tendo perfis de característica de superfície idênticos. Assim, o método funciona de forma a usinar uma pluralidade de peças individuais em um número de diferentes instalações de fabricação para ter perfis de superfície de conjugação substancialmente idênticos com base no conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação das respectivas peças de conjugação.

[0077] De maneira apropriada, um método de exemplo de montar um conjunto de estrutura de aeronave pode compreender montar primeira e segunda seções de armação com uma seção de interconexão e outras seções de conexão interna, em que uma pluralidade de peças seção de armação individuais é usinada em um número de diferentes instalações de fabricação para ter perfis de superfície de conjugação substancialmente idênticos com base no conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies de conjugação das respectivas peças de conjugação, em vez de usinar todas as peças de seção de armação na mesma instalação de fabricação. No método de exemplo, uma pluralidade de furos são usinados em cada um de a primeira e a segunda seções de armação, seção de interconexão e outras seções de conexão interna, para uma dimensão nominal para um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador, em que as peças individuais de seção de armação são usinados em um número de diferentes instalações de fabricação, usando programas de usinagem de CN com base no conjunto de modelos de geometria 3D, para usinar diâmetros de furo e localizações em dimensões substancialmente nominais para cada das peças e/ou seções. Em vez de usinar ou perfurar todos os furos para duas peças ou peças de conjugação para um tamanho de furo final na mesma instalação de fabricação para garantir que os furos são alinhados e perfurados para um tamanho de fixador (por exemplo, usando um equipamento de perfuração de tamanho de furo final para perfurar furos em uma operação de usinagem secundária após a usinagem de CN das peças), um subconjunto do conjunto de modelos de geometria 3D são enviados para diferentes instalações de fabricação individual para criar programas de usinagem de CN com base nos modelos de geometria 3D para usinar uma pluralidade de peças individuais em um número de diferentes instalações de fabricação, onde as peças e/ou seções de armação foram pré-perfuradas para dimensões nominais para um tamanho de furo final correspondendo a um fixador em um número de diferentes instalações de fabricação. Mesmo que os furos para a pluralidade de peças ou seções de armação foram pré-perfurados em um número de diferentes instalações de fabricação, já que as peças foram usinadas usando programas de usinagem de CN com base nos conjuntos de modelos de geometria 3D para usinar e pré-perfurar furos para o tamanho nominal e dimensões de localização em um único aparelho de usinagem controlado numericamente (sem qualquer operação secundária para peças de acessório e furos de perfuração), os furos pré-perfurados usinados por CN com diâmetros e localizações nas dimensões nominais possibilitam que a pluralidade de seções de armação seja montada alinhando furos de conjugação pré- perfurados em peças correspondentes e inserir fixadores através dos furos de conjugação pré-perfurados alinhados sem o uso de acessórios de localização para posicionar e prender as seções de armação uma com relação a outra ou equipamentos de perfuração para perfurar furos para o tamanho de furo final no momento da montagem.

[0078] As figuras 4 a 14 ilustram uma porção de um sistema de montagem de componente 400 que em algum exemplo pode corresponder ao sistema de montagem de componente 300 da figura 3, e que pode ser útil para montar uma estrutura de aeronave sem o uso de quaisquer acessórios de localização para o alinhamento das seções ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final para perfurar furos. O sistema de montagem de componente é mostrado como sendo útil para montar um conjunto de asa de aeronave, mas deve ser entendido que o sistema de montagem de componente pode ser útil para montar qualquer de um número de diferentes estruturas de aeronave. Como mostrado nas figuras 6 a 14, o conjunto de asa de aeronave pode ser composto de uma pluralidade de seções incluindo, por exemplo, seções de borda dianteira e armação traseira 602, 604, seções de envergadura interna e externa 702, 704, e uma pluralidade de membros estruturais internos 902 incluindo uma longarina principal 902’, que pode ser montada para dentro de uma estrutura de perímetro externo incluindo as seções de armação e seções de envergadura.

[0079] Como mostrado na figura 4 e mais particularmente na figura 5, o sistema pode incluir suportes ajustáveis 402 cada um dos quais inclui uma braçadeira de suporte ajustável 404. A braçadeira de suporte ajustável pode incluir uma base 502 em que uma braçadeira 504 pode ser presa de maneira ajustável, tal como por uma roda de estrela 506 através de uma abertura alongada 508 definida na braçadeira. A braçadeira de suporte também pode incluir um pino 510 e roda de estrela 512 para anexar uma seção da estrutura de aeronave para o suporte ajustável. A braçadeira de suporte também pode incluir um ou mais pinos de posição nominais 514 para a verificação da precisão de montagem se assim for desejado. A braçadeira de suporte pode ser deslizada para acomodar a inserção de peça na montagem ou crescimento de tolerância acomodado da montagem se for necessário.

[0080] Como mostrado na figura 6, os suportes ajustáveis 402 podem suportar as seções de borda dianteira e armação traseira 602, 604, e podem ser posicionados para alinhar as seções de borda dianteira e armação traseira em uma relação espaçada. Em alguns exemplos, os suportes ajustáveis podem ser posicionados em posições de linha de base para posicionar e alinhar as seções de borda dianteira e armação traseira na relação espaçada, em uma distância predeterminada um a partir do outro correspondendo ao comprimento de uma seção de armação de interconexão a ser instalada entre as seções de borda dianteira e armação traseira. Notavelmente, cada uma das seções de borda dianteira e armação traseira pode ser ajustada pelos suportes ajustáveis 402 para posicionar as seções espaçadas na distância predeterminada e alinhamento apropriado, e para levar em conta a deflexão que pode ocorrer onde a seção ou peça é uma seção alongada tendo porções de extremidade que passa por deflexão mínima como um resultado da elasticidade da peça, do peso da peça, do comprimento da peça, etc. Isto pode ser alcançado, por exemplo, usando um sistema de metrologia de laser (por exemplo, sistema de metrologia de laser 312) do sistema de montagem de componente 400.

[0081] Como mostrado na figura 7, as seções de envergadura interna e externa 702, 704 pode ser posicionada entre as seções de borda dianteira e armação traseira. Primeiros furos de conjugação pré-perfurados nas seções de envergadura interna e externa podem ser alinhados com primeiros furos de conjugação pré-perfurados nas seções de borda dianteira e armação traseira, e fixadores podem ser instalados através dos primeiros furos de conjugação pré- perfurados alinhados, para desta forma formar uma estrutura de perímetro externo do conjunto de asa de aeronave. Como indicado na figura 7, isto é mostrado na figura 8 para o alinhamento dos primeiros furos de conjugação pré-perfurados 802 na seção interna de envergadura 702, e primeiros furos de conjugação pré-perfurados 804 na seção de armação de borda dianteira 602, para a instalação de fixadores 806. Na figura 8, apenas um par de furos alinhados é chamado, e apenas um fixador é mostrado, para os propósitos de ilustração.

[0082] Como mostrado nas figuras 9 a 12, para cada membro de estrutura interna 902 da pluralidade de membros estruturais internos, o membro de estrutura interna pode ser posicionado dentro da estrutura de perímetro externo (incluindo as seções de borda dianteira e armação traseira 602, 604, e as seções de envergadura interna e externa 702, 704). Segundos furos de conjugação pré-perfurados no membro de estrutura interna podem ser alinhados com segundos furos de conjugação pré-perfurados em pelo menos um do outro membro de estrutura interna, a seção interna de envergadura ou a seção externa no sentido comprimento, e fixadores podem ser instalados através dos segundos furos alinhados pré-perfurados alinhados para prender o membro de estrutura interna. Como indicado na figura 9, que é mostrado mais particularmente na figura 10 para o alinhamento dos segundos furos de conjugação pré-perfurados 1002 na longarina principal 902’, e segundos furos de conjugação pré-perfurados 1004 em outro membro de estrutura interna, para a instalação de fixadores 1006. Na figura 10, apenas um par de furos alinhados é chamado, e apenas um fixador é mostrado, para os propósitos de ilustração.

[0083] A figura 11 ilustra membros estruturais internos adicionais 1102 (apenas alguns dos quais são chamados) presos à estrutura de perímetro externo; e como indicado, figura 12 ilustra o alinhamento dos segundos furos de conjugação pré-perfurados 1202 em um membro de estrutura interna com segundos furos de conjugação pré-perfurados 1204 na seção interna de envergadura 702, para a instalação de fixadores 1206. Na figura 12, apenas dois pares de furos alinhados são chamados, e apenas dois fixadores são mostrados, para os propósitos de ilustração.

[0084] Como mostrado na figura 13, em alguns exemplos, o conjunto de asa de aeronave pode ser composto adicionalmente de uma ou mais porções de pele externa 1302. Nestes exemplos, e novamente sem o uso de quaisquer acessórios de localização ou equipamentos de perfuração de tamanho de furo final, as porções de pele externa podem ser posicionadas com relação à estrutura de perímetro externo. Terceiros furos de conjugação pré-perfurados nas porções de pele externa podem ser alinhados com terceiros furos de conjugação pré-perfurados na estrutura de perímetro externo, e fixadores podem ser instalados através dos terceiros furos de conjugação pré- perfurados correspondentes para prender as porções de pele. Que é mostrado mais particularmente na figura 14, por exemplo, para o alinhamento dos terceiros furos de conjugação pré-perfurados 1402 em uma porção de pele externa, e terceiros furos de conjugação pré-perfurados 1404 na seção interna de envergadura 702, para a instalação de fixadores 1406. Uma vez novamente, na figura 14, apenas um par de furos alinhados é chamado, e apenas um fixador é mostrado, para os propósitos de ilustração.

[0085] De maneira apropriada, um método de exemplo de montar um conjunto de estrutura de aeronave pode compreender montar seções de envergadura interna e externa 702, 704 com seções de borda dianteira e armação traseira 602, 604, em que uma pluralidade de as peças individuais de seção de armação são usinados em um número de diferentes instalações de fabricação para ter perfis de superfície de conjugação substancialmente idênticos com base em um conjunto de modelos de geometria 3D que incluem perfis de característica de superfície idênticos para respectivas superfícies conjugadas das respectivas seções de conjugação, em vez de usinar toda a seção ou peças na mesma instalação de fabricação. No método de exemplo, uma pluralidade de furos são usinados em cada um de as seções de envergadura interna e externa 702, 704 e seções de borda dianteira e armação traseira 602, 604, para uma dimensão nominal para um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador, em que as seções individuais são usinadas em um número de diferentes instalações de fabricação, usando programas de usinagem de CN com base no conjunto de modelos de geometria 3D, para usinar diâmetros de furo e localizações em dimensões substancialmente nominais para cada das seções. Em vez de usinar ou perfurar todos os furos para duas peças ou peças de conjugação para um tamanho de furo final na mesma instalação de fabricação para garantir que os furos são alinhados e perfurados para um tamanho de fixador (por exemplo, usando um equipamento de perfuração de tamanho de furo final para perfurar furos em uma operação de usinagem secundária após a usinagem de CN das peças), a pluralidade de seções foram pré-perfuradas para dimensões nominais para um tamanho de furo final correspondendo a um fixador em um número de diferentes instalações de fabricação. Mesmo que os furos para a pluralidade de seções sejam pé-perfurados em um número de diferentes instalações de fabricação, já que as seções foram usinadas usando programas de usinagem de CN com base nos conjuntos de modelos de geometria 3D para usinar e furos pé-perfurados para tamanho nominal e dimensões de localização em um único aparelho de usinagem controlado numericamente (sem qualquer operação secundária para peças de acessório e furos de perfuração), os furos pé-perfurados usinados por CN com diâmetros e localizações nas dimensões nominais possibilitam que a pluralidade de seções de armação seja montada alinhando furos de conjugação pra-perfurados nas seções correspondentes e inserindo fixadores através dos furos de conjugação pé-perfurados alinhados, sem o uso de acessórios de localização para posicionar e prender as seções de armação uma com relação a outra ou equipamentos de perfuração para perfurar furos para o tamanho de furo final no momento da montagem.

[0086] A figura 15 é um fluxograma ilustrando várias etapas em um método 1500 de fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto, de acordo com uma implementação de exemplo da presente descrição. Como mostrado no bloco 1502, o método pode incluir criar um modelo de geometria 3D para uma peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. As características de superfície e furos no modelo de geometria 3D podem ser dimensionadas para respectivamente uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e possuem respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma.

[0087] Como mostrado no bloco 1504, o método pode incluir gerar um programa de usinagem de CN diretamente a partir do modelo de geometria 3D. O programa de usinagem de CN possui instruções para um único aparelho de usinagem de CN para usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos, incluindo instruções para usinar os furos para o diâmetro de furo nominal.

[0088] Como mostrado no bloco 1506, o método pode incluir a usinagem a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos no único aparelho de usinagem de CN usando o programa de usinagem de CN. O aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de formação de furo para usinar os furos. De acordo com esta implementação de exemplo, a ferramenta de formação de furo pode ser definida substancialmente no diâmetro de furo nominal, em vez de em um lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir os requisitos de tolerância e dimensionamento geométrico apertados, em que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal.

[0089] A figura 16 é um fluxograma ilustrando várias etapas em um método 1600 de fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto, de acordo com outra implementação de exemplo da presente descrição. Como mostrado no bloco 1602, o método pode incluir criar um modelo de geometria 3D para uma peça de aeronave tendo características de superfície e furos representados desta forma. As características de superfície e furos no modelo de geometria 3D podem ser dimensionadas respectivamente para uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e possuem respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma.

[0090] Como mostrado no bloco 1604, o método pode incluir gerar um programa de usinagem de CN diretamente a partir do modelo de geometria 3D. O programa de usinagem de CN possui instruções para um único aparelho de usinagem de CN para usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos, incluindo instruções para usinar as características de superfície para a dimensão de característica de superfície nominal.

[0091] Como mostrado no bloco 1606, o método pode incluir a usinagem da peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos no único aparelho de usinagem de CN usando o programa de usinagem de CN. O aparelho de usinagem de CN utiliza uma ferramenta de usinagem de superfície para usinar as características de superfície. De acordo com esta implementação de exemplo, a ferramenta de usinagem de superfície é definida substancialmente na dimensão de característica de superfície nominal, em vez de em um lado alto ou um lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir os requisitos de tolerância e dimensionamento geométrico apertados, em que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal.

[0092] De acordo com implementações de exemplo da presente descrição, o subsistema de usinagem e definição com base em modelo 102, e o exemplo de subsistema de usinagem e definição com base em modelo 200 e its subsistemas incluindo o modelador de geometria 3D 202 e/ou gerador de programa de CN 204 pode ser implementado de vários meios. Meios para implementar o subsistema de usinagem e definição com base em modelo e seus subsistemas podem incluir hardware, sozinho ou sob direção de um ou mais programas de computador a partir de um meio de armazenamento legível por computador. Em alguns exemplos, um ou mais aparelhos podem ser configurados para funcionar como ou de outra forma implementar o subsistema de usinagem e definição com base em modelo e seus subsistemas mostrados e descritos aqui. Nos exemplos que envolvem mais do que um aparelho, os respectivos aparelhos podem ser conectados com ou de outra forma podem estar em comunicação entre si em um número de diferentes maneiras, tal como diretamente ou indiretamente através de uma rede com fios ou sem fios ou semelhantes.

[0093] A figura 17 ilustra um aparelho 1700 de acordo com algumas implementações de exemplo da presente descrição. Em geral, um aparelho das implementações de exemplo da presente descrição pode compreender, incluem ou ser incorporado em um ou mais dispositivos eletrônicos fixos ou portáteis. Exemplos de dispositivos eletrônicos adequados incluem um telefone inteligente, computador do tipo tablet, computador do tipo laptop, computador do tipo desktop, computador de estação de trabalho, computador de servidor ou semelhantes. O aparelho pode incluir um ou mais de cada de um número de componentes tais como, por exemplo, um processador 1702 (por exemplo, unidade de processador) conectado com uma memória 1704 (por exemplo, dispositivo de armazenamento).

[0094] O processador 1702 em geral é qualquer parte de hardware de computador que é capaz de processar informação tal como, por exemplo, dados, programas de computador e/ou outra informação eletrônica adequada. O processador é composto de uma coleção de circuitos eletrônicos alguns dos quais podem ser embalados como um circuito integrado ou múltiplos circuitos integrados interconectados (um circuito integrado em momentos mais comumente referidos como um “chip”). O processador pode ser configurado para executar programas de computador, que podem ser armazenados a bordo do processador ou de outra forma armazenado na memória 404 (do mesmo aparelho ou de outro aparelho).

[0095] O processador 1702 pode ser um número de processadores, um núcleo com múltiplos processadores ou algum outro tipo de processador, dependendo na implementação particular. Adicionalmente, o processador pode ser implementado usando um número de sistemas de processador heterogêneos em que um processador principal está presente com um ou mais processadores secundários em um único chip. Como outro exemplo ilustrativo, o processador pode ser um sistema de múltiplos processadores simétrico contendo múltiplos processadores do mesmo tipo. Em mais um exemplo, o processador pode ser incorporado como ou de outra forma incluir um ou mais arranjos de portal programável por campo (FPGAs), circuitos integrados específicos por aplicação (ASICs) ou semelhantes. Assim, apesar do processador poder ser capaz de executar um programa de computador para realizar uma ou mais funções, o processador de vários exemplos pode ser capa de realizar uma ou mais funções sem o auxílio de um programa de computador.

[0096] A memória 1704 em geral é qualquer parte de hardware de computador que é capaz de armazenar informação tal como, por exemplo, data, programas de computador (por exemplo, código de programa legível por computador 1706) e/ou outra informação adequada tanto em uma base temporária e/ou uma base permanente. A memória pode incluir memória volátil e/ou não volátil, e pode ser fixa ou removível. Exemplos de memória adequada incluem memória de acesso aleatório (RAM), memória somente de leitura (ROM), um disco rígido, uma memória flash, um drive removível, um disquete de computador removível, um disco óptico, uma fita magnética ou alguma combinação do dito acima. Discos ópticos podem incluir disco compacto - memória somente de leitura (CD-ROM), disco compacto - leitura/inscrição (CD-R/W), DVD ou semelhantes. Em vários casos, a memória pode ser referida como um meio de armazenamento legível por computador. O meio de armazenamento legível por computador é um dispositivo não transitório capaz de armazenar informação, e pode ser distinguido dos meios de transmissão legíveis por computador tal como sinais transitórios eletrônicos capazes de portar informação a partir de uma localização para outra. Meio legível por computador como descrito aqui em geral pode se referir a um meio de armazenamento legível por computador ou meio de transmissão legível por computador.

[0097] Em adição à memória 1704, o processador 1702 também pode ser conectado com uma ou mais interfaces para exibir, transmitir e/ou receber informação. As interfaces podem incluir uma interface de comunicações 1708 (por exemplo, unidade de comunicações) e/ou uma ou mais interfaces de usuário. A interface de comunicações pode ser configurada para transmitir e/ou receber informação, tal como para e/ou a partir de outros aparelhos, redes ou semelhantes. A interface de comunicações pode ser configurada para transmitir e/ou receber informação por ligações de comunicações físicas (com fios) e/ou sem fios. Exemplos de interfaces de comunicação adequadas incluem um controlador de interface de rede (NIC), NIC sem fios (WNIC) ou semelhantes.

[0098] As interfaces de usuário podem incluir um visor 1710 e/ou uma ou mais interfaces de entrada de usuário 1712 (por exemplo, unidade de entrada/saída). O visor pode ser configurado para apresentar ou de outra forma exibir informação para um usuário, exemplos adequados dos quais incluem um visor de cristal líquido (LCD), visor de diodo de emissão de luz (LED), painel de exibição de plasma (PDP) ou semelhantes. As interfaces de entrada de usuário podem ser com fios ou sem fios, e podem ser configuradas para receber informação a partir de um usuário para o aparelho, tal como para o processamento, armazenamento e/ou exibição. Exemplos adequados de interfaces de entrada de usuário incluem um microfone, dispositivo de captura de imagem ou vídeo, teclado ou miniteclado, alavanca de comando, superfície sensível ao toque (separada de, ou integrada em uma tela de toque), sensor biométrico ou semelhantes. As interfaces de usuário podem incluir adicionalmente uma ou mais interfaces para comunicar com periféricos tais como impressoras, escâneres ou semelhantes.

[0099] Como indicado acima, instruções de código de programa podem ser armazenadas na memória, e podem ser executadas por um processador, para implementar funções dos sistemas, subsistemas, ferramentas e seus respectivos elementos descritos aqui. Como será percebido, quaisquer instruções de código de programa adequadas podem ser carregadas em um computador ou outro aparelho programável a partir de um meio de armazenamento legível por computador para produzir uma máquina particular, tal que a máquina particular se torna um meio para implementar as funções especificadas aqui. Estas instruções de código de programa também podem ser armazenadas em um meio de armazenamento legível por computador que pode direcionar um computador, um processador ou outro aparelho programável para funcionar de uma maneira particular para desta forma gerar uma máquina particular ou artigo particular de fabricação. As instruções armazenadas no meio de armazenamento legível por computador podem produzir um artigo de fabricação, onde o artigo de fabricação se torna um meio para implementar funções descritas aqui. As instruções de código de programa podem ser recuperadas a partir de um meio de armazenamento legível por computador e carregado em um computador, processador ou outro aparelho programável para configurar o computador, processador ou outro aparelho programável para executar operações a ser realizadas no ou pelo computador, processador ou outro aparelho programável.

[00100] A recuperação, o carregamento e a execução das instruções de código de programa podem ser realizados em sequência tal que uma instrução é recuperada, carregada e executada em um momento. Em algumas implementações de exemplo, a recuperação, o carregamento e/ou a execução podem ser realizados em paralelo tal que múltiplas instruções são recuperadas, carregadas, e/ou executadas juntas. A execução das instruções de código de programa pode produzir um processo implementado em computador tal que as instruções executadas pelo computador, processador ou outro aparelho programável proveem operações para implementar funções descritas aqui.

[00101] A execução das instruções por um processador, ou armazenamento de instruções em um meio de armazenamento legível por computador, suporta combinações de operações para realizar as funções especificadas. Desta maneira, um aparelho 1700 pode incluir um processador 1702 e um meio de armazenamento legível por computador ou memória 1704 acoplada com o processador, onde o processador está configurado para executar código de programa legível por computador 1706 armazenado na memória. Também será entendido que uma ou mais funções, e combinações de funções, podem ser implementadas por sistemas de computador com base em hardware de propósito especial e/ou processadores que realizam as funções especificadas, ou combinações de hardware de propósito especial e instruções de código de programa.

[00102] Muitas modificações e outras implementações da descrição definida aqui serão importantes para um versado na técnica em que a descrição pertence tendo o benefício dos ensinamentos apresentados na descrição anterior e os desenhos associados. Portanto, deve ser entendido que a descrição não está limitada às implementações específicas descritas e que modificações e outras implementações são intencionadas de estar incluídas dentro do escopo das reivindicações anexas. Além disso, apesar de a descrição anterior e os desenhos associados descreverem implementações de exemplo no contexto de certas combinações de exemplo de elementos e/ou funções, deve ser de percebido que diferentes combinações de elementos e/ou funções podem ser providas por implementações alternativas sem fugir do escopo das reivindicações anexas. Neste sentido, por exemplo, combinações de elementos e/ou funções diferentes do que aquelas descritas de maneira explícita acima também são contempladas como pode ser definido em algumas das reivindicações anexas. Apesar de termos específicos serem empregados aqui, eles são usados em um sentido genérico e descritivo apenas e não para os propósitos de limitação.

Claims

1. Método (1500, 1600) para fabricação de uma peça de aeronave (216) para um conjunto, o método caracterizado pelo fato de que compreende: criar (1502, 1602) um modelo geométrico tridimensional (212) para uma peça de aeronave (216) tendo características de superfície e furos representados desta forma, as características de superfície e furos no modelo geométrico tridimensional (212) sendo dimensionados para, respectivamente, uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e tendo respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma; gerar (1504, 1604) um programa de usinagem controlado numericamente (214) diretamente a partir do modelo geométrico tridimensional (212), o programa de usinagem controlado numericamente (214) tendo instruções para um único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) para usinar a peça de aeronave incluindo suas características de superfície e furos, incluindo instruções para usinar os furos para o diâmetro de furo nominal; e usinar a peça de aeronave (216) incluindo suas características de superfície e furos em uma única configuração de usinagem em um único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) usando o programa de usinagem controlado numericamente (214), em que o aparelho de usinagem controlado numericamente (206) utiliza (1506) uma ferramenta de formação de furo (208) para usinar os furos, a ferramenta de formação de furo (208) sendo definida substancialmente no diâmetro de furo nominal, em que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal; em que as instruções do programa de usinagem controlado numericamente (214) incluem instruções para usinar as características de superfície para a dimensão de característica de superfície nominal; em que que o aparelho de usinagem controlado numericamente (206) utiliza (1606) uma ferramenta de usinagem de superfície (210) para usinar as características de superfície, a ferramenta de usinagem de superfície (210) sendo definida substancialmente na dimensão de característica de superfície nominal, em que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal; o método compreendendo adicionalmente comparar um peso da peça de aeronave usinada a um peso de linha de base para a peça de aeronave com dimensões nominais para confirmar que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal, e que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal.

2. Método (1500, 1600) de acordo com a reivindicação 1 caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente desabilitar a entrada de operador para o aparelho de usinagem controlado numericamente (206) para definir a ferramenta de formação de furo (208) com um valor de deslocamento para usinar os furos para longe do diâmetro de furo nominal para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir requisitos de tolerância e dimensionamento geométrico apertados.

3. Método (1500, 1600) de acordo com a reivindicação 1 caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente desabilitar a entrada de operador para o aparelho de usinagem controlado numericamente (206) para definir a ferramenta de usinagem de superfície (210) com um valor de deslocamento para usinar as características de superfície para longe da dimensão de característica de superfície nominal para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de característica de superfície para permitir os requisitos de tolerância e dimensionamento geométrico apertados.

4. Método (1500, 1600) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que as instruções do programa de usinagem controlado numericamente incluem instruções para um aparelho de usinagem controlado numericamente com múltiplos eixos geométricos para usinar características de superfície e furos em cada um de dois ou mais planos ortogonais em uma única configuração de usinagem.

5. Método (1500, 1600) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizado pelo fato de que a peça de aeronave (216), modelo geométrico tridimensional (212) e programa de usinagem controlado numericamente (214) são cada um primeiro do mesmo, e em que o método compreende adicionalmente: criar um segundo modelo geométrico tridimensional (212’) para uma segunda peça de aeronave (216’) tendo características de superfície e furos representados desta forma, as características de superfície da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) respectivamente no primeiro modelo geométrico tridimensional (214) e segundo modelo geométrico tridimensional (214’) tendo um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico; gerar um segundo programa de usinagem controlado numericamente (214’) diretamente a partir do segundo modelo geométrico tridimensional (212’); e usinar a segunda peça de aeronave (216) incluindo suas características de superfície e furos em um único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) usando o segundo programa de usinagem controlado numericamente (214’), em que as características de superfície da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) respectivamente no primeiro modelo geométrico tridimensional (212) e segundo modelo geométrico tridimensional (212’) possuem o perfil de característica de superfície de conjugação idêntico, e o primeiro programa de usinagem controlado numericamente (214) e o segundo programa de usinagem controlado numericamente (214’) são gerados diretamente respectivamente a partir do primeiro modelo geométrico tridimensional (212) e segundo modelo geométrico tridimensional (212’), para, desta forma, possibilitar a usinagem da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) com um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico.

6. Método (1500, 1600) de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que os furos da segunda peça de aeronave (216’) no segundo modelo geométrico tridimensional (212’) são dimensionadas para um diâmetro de furo nominal, e em que o único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) que usina a segunda peça de aeronave (216’) utiliza uma ferramenta de formação de furo (208) para usinar os furos da segunda peça de aeronave (216’), a ferramenta de formação de furo (208) para usinar os furos da segunda peça de aeronave (216’) sendo definida substancialmente no diâmetro de furo nominal dos furos da segunda peça de aeronave (216’), em que os furos da segunda peça de aeronave (216’) são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal dos mesmos.

7. Método (1500, 1600) de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o diâmetro de furo nominal substancialmente em que os furos da primeira peça de aeronave e da segunda peça de aeronave são usinados é o mesmo e um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador, permitindo, desta forma, a instalação de fixadores para montar a primeira peça de aeronave e segunda peça de aeronave sem qualquer operação de perfuração, alargamento ou calçamento.

8. Sistema (200) para fabricação de uma peça de aeronave para um conjunto, o método caracterizado pelo fato de que compreende: um sistema de CAD modelador de geometria 3D (202) arranjado para criar um modelo geométrico tridimensional (212) para uma peça de aeronave (216) tendo características de superfície e furos representados desta forma, as características de superfície e furos no modelo geométrico tridimensional (212) sendo dimensionados para respectivamente uma dimensão de característica de superfície nominal e um diâmetro de furo nominal, e tendo respectivamente uma faixa de tolerância de característica de superfície e uma faixa de tolerância de diâmetro de furo relacionada com a mesma; um gerador de programa de CN (204) arranjado para gerar um programa de usinagem controlado numericamente (214) diretamente a partir do modelo geométrico tridimensional (212), o programa de usinagem controlado numericamente (214) tendo instruções para um único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) para usinar a peça de aeronave (216) incluindo suas características de superfície e furos, incluindo instruções para usinar as características de superfície para a dimensão de característica de superfície nominal; e um único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) para usinar a peça de aeronave (216) incluindo suas características de superfície e furos usando o programa de usinagem controlado numericamente (214), em que o aparelho de usinagem controlado numericamente (206) utiliza uma ferramenta de formação de furo (208) para usinar os furos na peça de aeronave (216), a ferramenta de formação de furo (208) sendo definida substancialmente na dimensão de diâmetro de furo nominal, em que os furos são usinados substancialmente para a dimensão de diâmetro de furo nominal, em que as instruções do programa de usinagem controlado numericamente (214) incluem instruções para usinar as características de superfície para a dimensão de característica de superfície nominal; em que que o aparelho de usinagem controlado numericamente (206) utiliza uma ferramenta de usinagem de superfície (210) para usinar as características de superfície, a ferramenta de usinagem de superfície (210) sendo definida substancialmente na dimensão de característica de superfície nominal, em que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal; o sistema arranjado para comparar um peso da peça de aeronave usinada a um peso de linha de base para a peça de aeronave com dimensões nominais para confirmar que as características de superfície são usinadas substancialmente para a dimensão de característica de superfície nominal, e que os furos são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal.

9. Sistema (200) de acordo com a reivindicação 8 caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente desabilitar a entrada de operador para o aparelho de usinagem controlado numericamente para definir a ferramenta de formação de furo (208) com um valor de deslocamento para usinar os furos para longe da dimensão de diâmetro de furo nominal para o lado alto ou lado baixo da faixa de tolerância de diâmetro de furo para permitir os requisitos de tolerância e dimensionamento geométrico apertados.

10. Sistema (200) de acordo com a reivindicação 8 ou 9, caracterizado pelo fato de que as instruções do programa de usinagem controlado numericamente (214) incluem instruções para um aparelho de usinagem controlado numericamente com múltiplos eixos geométricos (206) para usinar características de superfície e furos em cada um de dois ou mais planos ortogonais em uma única configuração de usinagem.

11. Sistema (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 8 a 10, caracterizado pelo fato de que a peça de aeronave (216), modelo geométrico tridimensional (212) e programa de usinagem controlado numericamente (214) são cada um primeiro do mesmo, e em que o sistema de CAD modelador de geometria 3D (202) cria um segundo modelo geométrico tridimensional (212’) para uma segunda peça de aeronave (216’) tendo características de superfície e furos representados desta forma, as características de superfície da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) respectivamente no primeiro modelo geométrico tridimensional (212) e segundo modelo geométrico tridimensional (212’) tendo um perfil de característica de superfície de conjugação idêntico; o gerador de programa de CN (204) gera um segundo programa de usinagem controlado numericamente (214’) diretamente a partir do segundo modelo geométrico tridimensional (212’); e o único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) usina a segunda peça de aeronave (216’) incluindo suas características de superfície e furos usando o segundo programa de usinagem controlado numericamente (214’), em que as características de superfície da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) respectivamente no primeiro modelo geométrico tridimensional (212) e segundo modelo geométrico tridimensional (212’) possuem o perfil de característica de superfície de conjugação idêntico, e o primeiro programa de usinagem controlado numericamente (214) e o segundo programa de usinagem controlado numericamente (214’) são gerados diretamente respectivamente a partir do primeiro modelo geométrico tridimensional (212) e segundo modelo geométrico tridimensional (212’), para, desta forma, possibilitar a usinagem da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) com um perfil de característica de superfície de conjugação substancialmente idêntico.

12. Sistema (200) de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que os furos da segunda peça de aeronave (216’) no segundo modelo geométrico tridimensional (214’) são dimensionadas para um diâmetro de furo nominal, e em que o único aparelho de usinagem controlado numericamente (206) que usina a segunda peça de aeronave (216’) utiliza uma ferramenta de formação de furo (208) para usinar os furos da segunda peça de aeronave (216’), a ferramenta de formação de furo (208) para usinar os furos da segunda peça de aeronave (216’) sendo definida substancialmente no diâmetro de furo nominal dos furos da segunda peça de aeronave (216’), em que os furos da segunda peça de aeronave (216’) são usinados substancialmente para o diâmetro de furo nominal dos mesmos.

13. Sistema (200) de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que o diâmetro de furo nominal substancialmente em que os furos da primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) são usinados é o mesmo e um tamanho de furo final para um diâmetro de furo de classe correspondendo a um fixador, permitindo, desta forma, a instalação de fixadores para montar a primeira peça de aeronave (216) e segunda peça de aeronave (216’) sem qualquer operação de perfuração, alargamento ou calçamento.