CN108116692B - 用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道 - Google Patents

用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道 Download PDF

Info

Publication number
CN108116692B
CN108116692B CN201711142932.XA CN201711142932A CN108116692B CN 108116692 B CN108116692 B CN 108116692B CN 201711142932 A CN201711142932 A CN 201711142932A CN 108116692 B CN108116692 B CN 108116692B
Authority
CN
China
Prior art keywords
track
axis direction
automated
aircraft fuselage
rail
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201711142932.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN108116692A (zh
Inventor
K·T·小陈
T·西斯科
J·哈特曼
S·C·汤姆奇克
F·C·麦斯特马修
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN108116692A publication Critical patent/CN108116692A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108116692B publication Critical patent/CN108116692B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J15/00—Riveting
    • B21J15/02—Riveting procedures
    • B21J15/022—Setting rivets by means of swaged-on locking collars, e.g. lockbolts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J15/00—Riveting
    • B21J15/10—Riveting machines
    • B21J15/14—Riveting machines specially adapted for riveting specific articles, e.g. brake lining machines
    • B21J15/142—Aerospace structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/01—Aircraft parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23Q—DETAILS, COMPONENTS, OR ACCESSORIES FOR MACHINE TOOLS, e.g. ARRANGEMENTS FOR COPYING OR CONTROLLING; MACHINE TOOLS IN GENERAL CHARACTERISED BY THE CONSTRUCTION OF PARTICULAR DETAILS OR COMPONENTS; COMBINATIONS OR ASSOCIATIONS OF METAL-WORKING MACHINES, NOT DIRECTED TO A PARTICULAR RESULT
    • B23Q9/00—Arrangements for supporting or guiding portable metal-working machines or apparatus
    • B23Q9/0014—Portable machines provided with or cooperating with guide means supported directly by the workpiece during action
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/066—Interior liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)

Abstract

本申请公开了用于自动化飞行器机身内部总装的复合轮廓真空轨道以及使用该轨道的自动化紧固机。轨道与表面(诸如，机身的内部表面)成角度地安装，其中表面具有一个或多个孔，通过该孔插入紧固件。自动化紧固机被安装在轨道上以穿过轨道同时执行紧固功能和步骤。自动化紧固机包括拖板、臂以及末端执行器，其中该臂被安装在拖板上并且末端执行器被安装在臂上。拖板被附连到轨道以用于定位臂和末端执行器，臂被附连到拖板以用于定位末端执行器，并且末端执行器被附连到臂以用于将紧固件安装到表面的孔中。

Description

用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道
技术领域
本发明涉及工厂水平自动化，并且特别涉及用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道。
背景技术
用于飞行器装配件的工厂水平自动化包括自动化钻孔和插入紧固件。例如，可以以此方式来自动化机身的不同区段的结合。
机身可以包括硬壳式(monocoque)壳体或半硬壳式壳体，其中机身截面形状中的一系列箍式(hoop-wise)框架被附连到由蒙皮材料覆盖的纵向纵梁。大多数现代的大型飞行器使用数个大型区段，然后该大型区段通过紧固、铆接或粘结来结合以形成完整的机身。
在飞行器装配件中，限制接近机身内的结构已经造成自动化问题。当前，仅从机身的外部钻孔和插入紧固件(诸如锁紧螺栓)已经被自动化。
例如，定位在机身外部的自动化多轴线钻孔机当前被用于钻孔和插入紧固件。多轴线钻孔机包含拖板，该拖板具有在双轨道上行进的末端执行器。末端执行器在机身中钻孔并且将紧固件插入到该孔中。
当前，在机身内部上执行将套管手动紧固到紧固件上。具体地，机身内部的工艺要求安装间隙管理工具并且提供用于钻孔和插入紧固件的夹具的机构。机构也需要跟随并且对齐定位在机身外部的多轴线钻孔机，并且从机身内部手动安装和模锻套管。
然而，手动紧固造成许多问题，包括人体工程学考虑和安全考虑、产品前置时间以及返工。另一方面，用于定位在机身外部的自动化多轴线钻孔机的轨道不适于用在机身内部。
于是，需要的是改进的特别是用于机身内部总装的工厂自动化的方法。本发明满足该需要。
发明内容
为了克服上述现有技术中的限制，以及为了克服在阅读和理解本说明书后将变得显而易见的其他限制，本发明公开了一种用于自动化飞行器机身内部总装的复合轮廓真空轨道，以及一种使用该轨道的自动化紧固机。
本发明的装置和方法以许多方式来体现，包括但不限于以下列出的下列实施例。
1.一种用于紧固结构的装置或方法，其包括：将轨道安装在结构内部，以便接近结构的第一表面，其中第一表面具有一个或多个孔，通过该孔插入紧固件。自动化紧固机被安装在所述轨道上以穿过所述轨道同时执行紧固功能，其中轨道允许自动化紧固机接触第一表面，使得自动化紧固机与第一表面中的孔对齐，并且自动化紧固机将紧固件安装在孔中。
2.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道被安装为与第一表面成一角度。
3.根据实施例1所述的装置或方法，其中第一表面是飞行器机身的内部表面。
4.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道被成形为匹配第一表面。
5.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道被安装使得其宽度与第一表面成一角度。
6.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道与第一表面成约90度的角度。
7.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道与第一表面成从约80度到约100度范围内的角度。
8.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道与第一表面成角度地安装在第二表面上。
9.根据实施例8所述的装置或方法，其中第二表面是飞行器机身的尾部压力舱壁。
10.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道被直接安装在第一表面上。
11.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道沿着X-轴线方向和Z-轴线方向被安装，该X-轴线方向包括横向位置，并且该Z-轴线方向包括竖直位置。
12.根据实施例11所述的装置或方法，其中自动化紧固机沿着轨道在至少X-轴线方向和Z-轴线方向上被定位。
13.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道包括一个或多个区段。
14.根据实施例13所述的装置或方法，其中拼接件(splice)被用于连接在区段之间。
15.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道通过使用一个或多个可移除附连装置被安装在结构内部。
16.根据实施例1所述的装置或方法，其中轨道包括驱动支架以用于接合自动化紧固机并且沿着轨道移动自动化紧固机。
附图说明
现在参照附图，在该附图中，相同的名称和附图标记通篇表示相应的部件：
图1示出定位为被结合的飞行器机身的两个区段。
图2A、图2B和图2C示出一种使用飞行器机身内部的复合轮廓真空轨道和自动化紧固机来紧固结构的系统。
图3A和图3B进一步示出被设计以遵从机身内部的复合轮廓的复合轮廓真空轨道。
图4A-图4H进一步示出根据一个实施例的自动化紧固机。
图5A提供了根据一个实施例的控制系统的系统概述，以及图5B进一步示出根据一个实施例的控制柜。
图6A-图6K示出根据一个实施例的由控制系统导引的自动化紧固机所执行的步骤顺序。
图7是进一步示出图6A-图6K中执行的步骤顺序的流程图。
图8A示出桥式自动化紧固机；以及图8B示出悬臂式自动化紧固机。
图9A是根据一个实施例的飞行器生产和维修方法的流程图。
图9B是根据一个实施例的飞行器的框图。
具体实施方式
在优选实施例的下列描述中，参照构成该描述的一部分的附图，并且附图通过图示说明可以实施本发明的具体实施例的方式示出。需要理解的是，可以利用其它实施例且可以做出结构变化，而不脱离本发明的范围。
图1示出被定位以便被结合的飞行器机身10的两个区段。在一个实施例中，两个区段在尾部压力舱壁(APB)11处或邻近APB 11被结合，但是其它区段也可以在其它方位被结合。尾部压力舱壁11是位于飞行器的机舱和尾翼之间的密闭舱壁，其目的是密封飞机的后部且因此保持飞行器的机舱压力。在飞行器装配件中，限制接近机身10内邻近尾部压力舱壁11的结构已经造成自动化问题。
当前，仅从机身10的外部表面10A钻孔和插入紧固件(诸如锁紧螺栓)已被自动化。如上所述，定位在机身10的外部表面10A上的自动化多轴线钻孔机当前被用于钻孔和插入紧固件。多轴线钻孔机包含拖板，该拖板具有在双轨道上行进的末端执行器，其中该末端执行器在机身10中钻孔并且将紧固件插入到该孔中。然而，将套管手动紧固到紧固件上目前在机身10的内部表面10B上执行，但是手动紧固造成许多问题。本公开通过描述用于机身10内部总装的自动化紧固系统来克服这些问题。
图2A、图2B和图2C示出用于紧固结构的系统的一个实施例，该结构包括定位在机身10的内部表面10B上的复合轮廓真空轨道12。
如图2A中所示，轨道12包括一个或多个区段13，该一个或多个区段13在被装配、被转位(indexed)、被对齐和被安装到机身10上时被成形以配合机身10的内部表面10B(在本文中也被称为第一表面10B)，但是也可以使用其它表面。轨道12的区段13沿着机身10的X-轴线方向和Z-轴线方向被对齐和安装，其中X-轴线方向包括机身10内的横向位置并且Z-轴线方向包括机身10内的竖直位置。区段13上的箭头指示区段13的部署排序，其包括首先定位并且安装中心区段13，并且然后定位并且安装轨道12的相对端上的相邻区段13。
如图2A和图2B中所示，轨道12具有长度(L)、宽度(W)和厚度(T)，并且轨道12被安装，使得其宽度W与第一表面10B成角度(θ)。具体地，轨道12的宽度W没有被平齐地放置在第一表面10B上。相反，轨道12的宽度W相对于第一表面10B成角度θ向上呈悬臂式伸出(cantilevered)。优选地，轨道12与第一表面10B成大于约0度的角度θ向上呈悬臂式伸出，更优选为约90度的角度θ(即，与第一表面10B大体垂直)，并且最优选为从约80度到约100度的范围内的角度θ，即与第一表面10B大体垂直的约+10度内。
为了以此方式定位轨道12，轨道12被安装在尾部压力舱壁11上(本文也被称为第二表面11)，但是也可以使用其它表面。在本实施例中，轨道12从第二表面11呈悬臂式伸出，使得轨道12与第一表面10B成角度θ向上呈悬臂式伸出。然而，在其它实施例中，轨道12被直接安装在第一表面10B(即，机身10自身的内部表面10B)上。
如图2C所示，自动化紧固机14被安装在轨道12上并且沿着轨道12行进以执行紧固功能和步骤，其中轨道12允许自动化紧固机14与第一表面10B接触。在任何情况下，自动化紧固机14沿着轨道12在至少X-轴线方向和Z-轴线方向上定位。
图3A进一步示出轨道12，该轨道12是复合轮廓轨道12，但是其也可以符合其它形状。轨道12是模块化的并且被分割为多个区段13，其中每个区段13是铝，长度为约2英尺且重量为约28磅。拼接件15被用于区段13之间的连接。轨道12使用一个或多个可移除附连装置16被安装在机身10内部的尾部压力舱壁11上，在一个实施例中，该一个或多个可移除附连装置16包括真空吸盘16。
图3B是根据一个实施例的具有被附连的自动化紧固机14的轨道12的区段13的另一视图。自动化紧固机14的轮子17是夹在轨道12之间的双V形轮子17，其中轨道12包括用于接合轮子17的边缘导板18。轨道12也包括用于接合自动化紧固机14且沿着轨道12移动自动化紧固机14的驱动支架19，其中该驱动支架19是被整合到轨道12中的辊支架。
图4A-图4G进一步示出根据一个实施例的自动化紧固机14。
图4A示出自动化紧固机14的主要部件，该自动化紧固机14包括X-轴线拖板20、Y-轴线臂21以及末端执行器22，其中Y-轴线臂21被安装在X-轴线拖板20上并且末端执行器22被安装在Y-轴线臂21上。X-轴线拖板20被附连到轨道12以用于定位Y-轴线臂21和末端执行器22，Y-轴线臂21被附连到X-轴线拖板20以用于定位末端执行器22，并且末端执行器22将紧固件安装到内部表面10B的孔中，例如，其将套管或螺母安装在紧固件上，该紧固件从外部表面10A被插入到孔中，如以下结合图6A-图6K和图7更详细所述。
图4B进一步示出根据一个实施例的X-轴线拖板20，其中X-轴线拖板20被附连到轨道12以用于定位Y-轴线臂21和末端执行器22。X-轴线拖板20包括基板23、驱动马达24、齿轮箱25、双V形轮子17以及轨道释放器26。Y-轴线臂21安装到基板23。驱动马达24和齿轮箱25操作小齿轮传动装置，该小齿轮传动装置与图3B中所示的轨道12上的驱动支架19接合。双V形轮子17是由轨道12导引的辊并且安装到图3B中所示的边缘导板18处的轨道12。轨道释放器26允许从轨道12快速分离双V形轮子17。
图4C进一步示出根据一个实施例的Y-轴线臂21。Y-轴线臂21被附连到X-轴线拖板20以用于定位末端执行器22。Y-轴线臂21包括两个轨27、滚珠丝杠28、控制脐状(umbilical)连接件29以及A-轴线致动器30。末端执行器22被安装在轨27上，并且滚珠丝杠28沿着轨27移动末端执行器22。控制脐状连接件29连接到控制柜，如以下图5A-图5B中所述。A-轴线致动器30改变Y-轴线臂21的角度。
图4D进一步示出根据一个实施例的A-轴线致动器30。A-轴线致动器30位于Y-轴线臂21内部，并且包括线性致动器31和A-轴线枢转件32(其是在图4C中的Y-轴线臂21的外部上唯一可见的A-轴线致动器30的部分)。A-轴线枢转件32是枢转轴承，其用于响应于线性致动器31的操作以某角度来定位Y-轴线臂21和末端执行器22。
图4E进一步示出根据一个实施例的末端执行器22。末端执行器22被安装在Y-轴线臂21的轨27上并且将套管模锻到紧固件上，如以下结合图6A-图6K更详细所述。末端执行器22包括气动的、液压的或电机械的紧固件安装工具33、旋转致动器34、套管锻造机35、夹脚36、夹紧缸(clamp cylinder)37、套管给料机38、套管给料机管39、针尾式溢流管(pintailreturn tube)40、再同步相机41以及常态激光器(normality laser)42。以下结合图6A-图6K更详细描述这些元件的操作。
图4F、图4G和图4H进一步示出自动化紧固机14与其X-轴线拖板20、Y-轴线臂21以及末端执行器22的对齐。具体地，图4F是自动化紧固机14的侧视图，其示出X-轴线(作为点)、Z-轴线、Y-轴线(垂直于X-轴线和Z-轴线)以及作为在由Y-轴线和Z-轴线形成的平面中的一角度的A-轴线；图4G是自动化紧固机14的后视图，其示出Y-轴线(作为点)、Z-轴线以及X-轴线；以及图4H是自动化紧固机14的俯视图，其示出Z-轴线(作为点)、X-轴线以及Y-轴线。
如以上图2A、图2B和图2C中所示，轨道12在X-轴线方向和Z-轴线方向上对齐，并且在任何情况下，自动化紧固机14沿着轨道12在至少X-轴线方向和Z-轴线方向上被定位，其中X-轴线包括在机身10内并且沿着轨道12的横向位置，而Z-轴线包括在机身10内并且沿着轨道12的竖直位置。X-轴线拖板20在轨道12的X-轴线方向和Z-轴线方向上移动自动化紧固机14，以及Y-轴线臂21的滚珠丝杠28沿着Y-轴线臂21的轨27在垂直于X-轴线方向和Z-轴线方向的Y-轴线方向上移动末端执行器22。Y-轴线臂21的A-轴线致动器30围绕由Y-轴线方向和Z-轴线方向形成的平面(其包括A-轴线)中的某角度移动末端执行器22(和Y-轴线臂21自身)。
图5A提供根据一个实施例的与自动化紧固机14一起使用的控制系统43的系统概述。控制系统43包括控制柜44，该控制柜44接受空气45、480V电力46以及真空供应47，并且该控制柜44经由控制脐状件(control umbilical)48、液压管线49、套管给料机管50和针尾式溢流管51被连接到自动化紧固机14。控制柜44可以包括在其上的操作员界面，并且可以接受来自膝上型计算机52和/或手持可移动的操作员的坠饰(HMOP)53的控制。
膝上型计算机52包括触摸屏，该触摸屏允许控制柜44被操作为如同操作员处于控制柜44的主界面。膝上型计算机52可以被容易地携带到机身10中以允许操作员在任何地方对控制柜44进行完全控制。
可替代地，HMOP 53可以被使用。HMOP 53允许简单的机器操作，并且显示简短的操作员消息。
一个实施例提供了独立的机器控制。具体地，控制柜44提供对内部机器(即，自动化紧固机14)和外部机器(即，被定位在机身10的外部上被独立控制的多轴线钻孔机)的命令。本方法的益处在于更简单研发和调试的软件；并且具有单个操作员界面。本方法的缺点在于每个外部机器必须与内部机器配对；每个外部机器将仅与一个具体的内部机器一起工作并且机器不是可互换的；如果外部机器停机，则配对的内部机器也停机；并且外部机器与内部机器之间的通信中断将导致整个系统故障。
另一实施例提供了从属的机器控制。具体地，控制柜44提供对内部机器(即，自动化紧固机14)的命令，并且该控制柜44经由通信链路55与另一控制柜54通信，其中控制柜54提供对外部机器(即，被定位在机身10外部上的多轴线钻孔机)的命令，使得自动化紧固机14与第一表面的相对侧上的外部机器协调，该外部机器钻孔并且将紧固件插入到该孔中。本方法的益处是机器是可互换的，即，任何外部机器将与任何内部机器一起工作；机器之间的通信故障将不会导致整个系统故障；内部机器可以被“联机地/在运行的同时(on thefly)”连接到外部机器；外部机器处理所有编程且已经完成对内部机器的控制；以及仅需要通信脐状件以将内部机器连接到外部机器。本方法的缺点在于编程更复杂；维修更复杂；以及每个机器具有其自身的控制柜44、54。
图5B进一步示出根据一个实施例的控制柜44。控制柜44包括用于供给套管的套管给料机56、紧急停止(E-stop)按钮57、到自动化紧固机14的控制脐状连接件58、电源断开装置59、用于将液压动力提供给自动化紧固机14的液压动力单元60、用于提升控制柜44的吊环61以及用于存储HMOP 53的坠饰安装件62。
图6A-图6K示出根据一个实施例的由如用于将套管模锻到紧固件上的控制系统43导引的自动化紧固机14执行的紧固步骤的顺序。
图6A进一步示出末端执行器22的部件以及由末端执行器22执行的第一步骤，其中末端执行器22被定位在表面63上方，该表面63中具有孔64，通过该孔64插入紧固件(未示出)。(以下结合图6I、图6J和图6K示出和描述紧固件)。在一个实施例中，表面63是第一表面10B(即，机身10的内部表面10B)。
在本第一步骤中，自动化紧固机14使用再同步相机41以将末端执行器22相对于表面63上的一个或多个基准特征件(例如，孔64)(例如，内部圆柱形孔64壁或孔64的边缘)对齐。自动化紧固机14驱动轨道12上的标称目标方位、使用再同步相机41来捕获表面63上的特征件的高分辨率数字图像以及确定实际特征件方位与标称目标方位之间的偏差。外部机器执行类似过程，允许两个机器对机身10并且因此对彼此具有共同基准。
一旦被定位，则自动化紧固机14使用常态激光器42以将末端执行器22定位为垂直于表面63，但是其它传感器也可以被用于该功能。具体地，自动化紧固机14使用来自常态激光器42的信号以旋转Y-轴线臂21和末端执行器22，从而实现末端执行器22与表面63的大体垂直取向。一旦被对齐，末端执行器22就执行下列步骤。
图6B示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中负载销滑块65将负载销66定位在套管给料机管39下面并且夹紧缸37将夹脚36延伸以接合与孔64相邻的表面63。夹脚36是压力脚并且夹紧缸37是气动缸、液压缸或电机械缸，在钻孔64之前和钻孔64期间能够提供作为反作用力的约200英尺-磅(lbf)的力以用于表面63上的夹脚36。
具体地，夹脚36提供用于在紧固步骤中使用的一次装配(one-up assemblyOUA)工艺的向上夹持力。OUA是装配被执行一次的情况，即，钻取、检查和最终紧固，而不去除用于去毛刺、清理、密封等的部件。在OUA工艺中，外部机器使用部件堆叠以执行在表面中的钻孔64和将紧固件插入孔64中。
在本文中，在外部机器开始钻取之前，安装在尾部压力舱壁11上的轨道12提供用于由夹脚36产生的向上夹持力、维护接头完整性以及用于OUA堆叠的界面分离的基础。外部机器被定位为使得其钻鼻在表面63(即，机身10的外部表面10A)的相对侧上推动，同时使表面63的相对侧的轮廓标准化。类似地，自动化紧固机14被定位为使得由夹脚36产生的向上夹持力与外部机器的钻鼻对齐。
图6C示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中通过压缩空气将套管67从套管给料机管39吹送到负载销66上。
图6D示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中通过侧空气喷嘴68将套管67保持在负载销66上并且缩回套管给料机管39。
图6E示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中在套管锻造机35下延伸并且定位负载销滑块65，使得套管67在始终保持在负载销66上的同时被定位在套管锻造机35的给料指状物69之间。
图6F示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中套管锻造机35首先向前移动以推动套管67倚靠给料指状物69并且套管锻造机35移动回到其最后方位置以越过(clear)负载销66。在此阶段，套管67越过负载销66。
图6G示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中缩回负载销滑块65远离套管锻造机35，并且套管67被固定安置在套管锻造机35的给料指状物69中。在套管67正上方或后方是套管锻造机35中的型锻模70。
图6H示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中套管锻造机35朝向表面63前进。
图6I示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中紧固件71例如从表面63的相对侧被插入通过表面63中的孔64，并且套管锻造机35朝向紧固件71前进。
图6J示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中套管67通过套管锻造机35而安置在紧固件71的端部上。一旦套管67在紧固件71的端部上，则套管锻造机35的给料指状物69就由夹脚36的侧面中的特征件来打开。套管锻造机35推动套管67进一步到紧固件71上，并且套管67由紧固件安装工具33模锻，该紧固件安装工具33向型锻模70提供力。在一个实施例中，套管67是由围绕紧固件71的型锻模70变形的松配合的金属环，该紧固件71包括锁紧凹槽。由紧固件安装工具33向下推动型锻模70到套管67上，该紧固件安装工具33减小套管67的直径并且将套管67材料渐进地模锻到型锻模70中。随着施加到型锻模70的力增加，当紧固件71的针尾件(pintail)72破碎时，完成安装。
图6K示出由末端执行器22执行的下一步骤，其中在紧固件71上已经模锻了套管67。套管锻造机35被缩回以将型锻模70脱离模锻的套管67，并且针尾件(未示出)通过针尾式溢流管40被用真空吸尘器扫出到例如控制柜44处的收集点。最后，再同步相机41可以被用于检查紧固件71上的模锻的套管67。
图7是进一步示出图6A-图6K中由末端执行器22执行的紧固步骤顺序的流程图。
块73表示将末端执行器22相对于表面63(即，机身10结构的内部表面10B)进行定位的步骤，该表面63中具有孔64，紧固件71插入通过该孔64。具体地，块73表示通过使用末端执行器22的再同步相机41将末端执行器22相对于内部表面63上的一个或多个特征件对齐的步骤，其结果是将自动化紧固机14与另一机器(即，定位在机身10结构的外部表面10A上的自动化多轴线钻孔机)对齐。块73也表示通过使用末端执行器22的常态激光器42传感器将末端执行器22相对于内部表面63定位的步骤，其中定位包括旋转Y-轴线臂21和末端执行器22以通过使用来自常态激光器42传感器的信号而实现相对于内部表面63的大体垂直取向。
块74表示使用夹紧缸37来延伸夹脚36以接合表面63的步骤，该表面63与将安装紧固件71的孔64相邻。具体地，块74表示通过使用由末端执行器22的夹脚36施加的力向上夹持内部表面63的步骤，其中施加力以用于紧固步骤中使用的一次装配(OUA)工艺。
剩余块75-84表示通过使用末端执行器22的各种部件来安装被插入通过孔64的紧固件71的步骤。
块75表示使用负载销滑块65来将负载销66定位在套管给料机管39下面的步骤。
块76表示通过压缩空气将套管67从套管给料机管39吹送到负载销66上的步骤。
块77表示使用侧空气喷嘴68将套管67保持在负载销66上的步骤。
块78表示缩回套管给料机管39的步骤。
块79表示延伸负载销滑块65以将其定位在套管锻造机35之下的步骤，使得套管67在始终保持在负载销66上的同时被定位在套管锻造机35的给料指状物69之间。
块80表示向前移动套管锻造机35以推动套管67倚靠给料指状物69且然后移动套管锻造机35以越过负载销66的步骤，使得套管67越过负载销66。
块81表示缩回负载销滑块远离套管锻造机35的步骤，其中套管67被固定安置在套管锻造机35的给料指状物69中。
块82表示将套管锻造机35朝向表面63和被插入通过表面63中的孔64的紧固件71前进的步骤。
块83表示使用套管锻造机35将套管67安置在紧固件71的端部上的步骤，其中套管锻造机35的给料指状物69被打开，套管67被推动到紧固件71上，并且套管67由紧固件安装工具33来模锻，使得型锻模70被紧固件安装工具33向下促动到套管67上，该紧固件安装工具33减小套管67的直径且将套管67材料渐进地模锻到型锻模70中，并且当紧固件71的针尾件72破碎时，完成安装。
块84表示以下步骤：缩回套管锻造机35以将型锻模70脱离模锻的套管67、通过针尾式溢流管将针尾件用真空吸尘器扫出到收集点、以及可选地检查紧固件71上的模锻套管67。
益处
本文所述的悬臂式轨道12包括许多益处和优点。一个优点在于自动化紧固机14仅安装到一个轨(即，轨道12)，其提供简单的安装。另一个优点在于自动化紧固机14能够简单地从轨道12移除。
另一方面，存在一些缺点。一个缺点在于机身10的内部表面的粗糙度使得难以将轨道12安装在机身10的内部表面上。另一缺点在于内部结构可能干扰自动化紧固机14沿着轨道12的移动。
可选方案
许多可选方案和改进是可用的。
例如，虽然本文描述了自动化紧固机，但是存在机身10内部自动化的其它机会。机身10内部的自动化紧固机也可以包括用于钻孔和填充孔(即，插入螺栓)、去毛刺、用真空吸尘器清扫FOD(外来物损伤或碎片)控制、密封、所有类型的紧固(扭转、模锻、铆接)以及检查的功能。机身10内部的自动化紧固机可以包括具有不同于本文所述的那些特征的多种特征的末端执行器。
在另一示例中，在具有或者没有相机协助的情况下，机身10内部的自动化也可以与机身10外部的自动化同步运行以便速率改进。如果与被转位且被安装到机身10外部上的轨道一起使用，则这尤为真实。如前所述，若需要，则内部自动化可以与外部自动化一起工作以用于这些附加功能中的任何功能。
在另一示例中，在具有或者没有真空吸盘的情况下，机身10内部的轨道可以是柔性的或难以安装到机身10内部的结构或表面。因此，内部自动化可以应用到机身10的任何区段，并且不限于尾部压力舱壁11。
在又一示例中，机身10内部的轨道可以不是被安装到尾部压力舱壁11上的悬臂式设计。
在一个示例中，图8A示出桥式自动化紧固机85，其中双轨道86被安装到机身10前侧上的内部的结构或表面10B和被安装到机身10尾侧上的尾部压力舱壁11。一个优点在于桥式自动化紧固机85可以潜在地不具有主动的(active)A-轴线，并且相反可以在轨道86之间被动地标准化。另一优点在于，如果需要用于所有孔的200磅夹具，则本设计也将负载分配在两个轨道86之间。桥式自动化紧固机85的一个缺点在于需要两组轨道86。轨道86可能需要彼此对齐以创建合适的常态(normality)，其中将需要控制轨道86间隔、相对高度以及相距距离。
在又一示例中，图8B示出被安装到拼接件前侧上的机身10内部的结构或表面10B的悬臂式自动化紧固机87，其中悬臂式自动化紧固机87具有该安装件前向的反应支撑。一个优点在于悬臂式自动化紧固机87不需要安装在具有真空吸盘的尾部压力舱壁11上。一个缺点在于悬臂式自动化紧固机87将可能需要主动的B-轴线并且将必须建立多个轨道/导板。并且，货舱底板/框架可能必须对大负载做出反应。
飞机装配
在图9A所示的飞行器制造和维护方法和图9B中所示的飞行器的背景中描述了本公开的实施例。
如图9A中所示，在预生产期间，示例性方法88可以包括飞行器的规格和设计89以及材料采购90。在生产过程中，使用用于自动化机身10内部总装的复合轮廓真空轨道12和自动化紧固机14进行飞行器的部件和子配件制造91以及系统整合92，其包括本文所述的工厂水平自动化。此后，飞行器可以经历检验和交付93，以便投入使用94。在由顾客使用时，通过使用用于自动化机身10内部总装的复合轮廓真空轨道12和自动化紧固机14，飞行器定期进行日常维修和维护95(其包括改进、重新配置、翻新等等)，其也包括本文所述的工厂水平自动化。
方法88的每一个过程可以由系统集成商、第三方和/或操作者(例如，顾客)来执行或实施。为了本描述的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造商和主系统承包商；第三方可以包括但不限于任意数量的销售商、转包商和供应商；并且操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。
如图9B中所示，由图9A的示例性方法产生的飞行器96可以包括机体97，该机体97具有多个系统98和内部99。高水平系统98的示例包括推进系统100、电气系统101、液压系统102以及环境系统103中的一个或多个。可以包括任意数量的其它系统。虽然显示的是航空示例，但是本发明的原则可以被应用于其它产业，诸如汽车产业。
本发明也被描述为不与权利要求书混淆的下列条款。
A1.一种用于紧固结构的装置，其包括：
轨道(12)，其被安装在结构内部，以便接近所述结构的第一表面(10B)，其中所述第一表面(10B)具有一个或多个孔(64)，通过所述孔(64)插入紧固件(71)；
其中自动化紧固机(14)被安装在所述轨道(12)上以穿过所述轨道(12)同时执行紧固功能；以及
其中所述轨道(12)允许所述自动化紧固机(14)接触所述第一表面(10B)，使得所述自动化紧固机(14)与所述第一表面(10B)中的所述孔(64)对齐，并且所述自动化紧固机(14)将所述紧固件(71)安装在所述孔(64)中。
A2.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)被安装为与所述第一表面(10B)成角度。
A3.根据段落A1所述的装置，其中所述第一表面(10B)是飞行器机身(10)的内部表面(10B)。
A4.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)被成形为匹配所述第一表面(10B)。
A5.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)被安装为使得其宽度与所述第一表面(10B)成角度。
A6.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成约90度的角度。
A7.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成从约80度到约100度范围内的角度。
A8.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成角度地安装在第二表面(11)上。
A9.根据段落A8所述的装置，其中所述第二表面(11)是飞行器机身(10)的尾部压力舱壁(11)。
A10.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)被直接安装在所述第一表面(10B)上。
A11.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)沿着X-轴线方向和Z-轴线方向被安装，所述X-轴线方向包括横向位置，并且所述Z-轴线方向包括竖直位置。
A12.根据段落A11所述的装置，其中所述自动化紧固机(14)沿着所述轨道(12)在至少所述X-轴线方向和所述Z-轴线方向上被定位。
A13.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)包括一个或多个区段(13)。
A14.根据段落A13所述的装置，其中拼接件(15)被用于连接在所述区段(13)之间。
A15.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)通过使用一个或多个可移除附连装置(16)被安装在所述结构内部。
A16.根据段落A1所述的装置，其中所述轨道(12)包括驱动支架(19)以用于接合所述自动化紧固机(14)并且沿着所述轨道(12)移动所述自动化紧固机(14)。
B1.一种用于紧固结构的方法，其包括：
将轨道(12)安装在结构内部，以便接近所述结构的第一表面(10B)，其中所述第一表面(10B)具有一个或多个孔(64)，通过所述孔(64)插入紧固件(71)；以及
将自动化紧固机(14)安装在所述轨道(12)上以穿过所述轨道(12)同时执行紧固步骤；
其中所述轨道(12)允许所述自动化紧固机(14)接触所述第一表面(10B)，使得所述自动化紧固机(14)与所述第一表面(10B)中的所述孔(64)对齐，并且所述自动化紧固机(14)将所述紧固件(71)安装在所述孔(64)中。
B2.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)被安装为与所述第一表面(10B)成角度。
B3.根据段落B1所述的方法，其中所述第一表面(10B)是飞行器机身(10)的内部表面(10B)。
B4.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)被成形为匹配所述第一表面(10B)。
B5.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)被安装为使得其宽度与所述第一表面(10B)成角度。
B6.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成约90度的角度。
B7.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成从约80度到约100度范围内的角度。
B8.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成角度地安装在第二表面(11)上。
B9.根据段落B1所述的方法，其中所述第二表面(11)是飞行器机身(10)的尾部压力舱壁(11)。
B10.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)被直接安装在所述第一表面(10B)上。
B11.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)沿着X-轴线方向和Z-轴线方向被安装，所述X-轴线方向包括横向位置，并且所述Z-轴线方向包括竖直位置。
B12.根据段落B11所述的方法，其中所述自动化紧固机(14)沿着所述轨道(12)在至少所述X-轴线方向和所述Z-轴线方向上被定位。
B13.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)包括一个或多个区段(13)。
B14.根据段落B13所述的方法，其中拼接件(15)被用于连接在所述区段(13)之间。
B15.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)通过使用一个或多个可移除附连装置(16)被安装在所述结构内部。
B16.根据段落B1所述的方法，其中所述轨道(12)包括驱动支架(19)以用于接合所述自动化紧固机(14)并且沿着所述轨道(12)移动所述自动化紧固机(14)。
本文呈现的设备和方法可以在生产和维护方法88中的任意一个或多个阶段中使用。例如，对应于生产过程的部件或子配件可以按照与飞行器96在使用中时生产的部件或子配件类似的方式被生产或制造。并且，一个或多个设备实施例、方法实施例或其组合可以在生产阶段中被利用，例如，通过充分加快装配或通过降低飞行器96的成本而被利用。类似地，在飞行器96在使用中时(例如但不限于维修和维护95)，设备实施例、方法实施例或其组合中的一个或多个可以被利用。

Claims (7)

1.一种用于紧固结构的装置，其包括：
具有长度和宽度的轨道(12)，所述轨道被安装在包括飞行器机身的结构内部，以便接近包括所述飞行器机身的内表面的所述结构的第一表面(10B)，其中包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面(10B)具有一个或多个孔(64)，通过所述孔(64)插入紧固件(71)；
其中自动化紧固机(14)被安装在所述轨道(12)上以穿过所述轨道(12)同时执行紧固功能；
其中所述轨道(12)允许所述自动化紧固机(14)接触包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面(10B)，使得所述自动化紧固机(14)与包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面(10B)中的所述孔(64)对齐，并且所述自动化紧固机(14)将所述紧固件(71)安装在所述孔(64)中；
其中所述轨道配置为与包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面成角度地安装在包括所述飞行器机身的尾部压力舱壁的所述结构的第二表面上，并且所述轨道配置为从包括所述飞行器机身的尾部压力舱壁的所述第二表面呈悬臂式伸出，使得所述轨道的宽度与包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面成从80度到100度范围内的角度向上呈悬臂式伸出；
其中所述轨道配置为使所述轨道的所述长度沿着X-轴线方向和Z-轴线方向被安装，所述X-轴线方向包括在包括所述飞行器机身的所述结构内的横向位置，并且所述Z-轴线方向包括在包括所述飞行器机身的所述结构内的竖直位置；
其中所述自动化紧固机的X-轴线拖板配置为沿着所述轨道在至少所述X-轴线方向和所述Z-轴线方向上移动所述自动化紧固机；并且
其中所述自动化紧固机的Y-轴线臂配置为在垂直于所述X-轴线方向和所述Z-轴线方向两者的Y-轴线方向上移动所述自动化紧固机的末端执行器以执行紧固功能。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述轨道(12)被成形为匹配所述第一表面(10B)。
3.根据权利要求1所述的装置，其中所述轨道(12)与所述第一表面(10B)成90度的角度。
4.根据权利要求1所述的装置，其中所述轨道(12)包括一个或多个区段(13)，其中拼接件(15)被用于连接在所述区段(13)之间。
5.根据权利要求1所述的装置，其中所述轨道(12)通过使用一个或多个可移除附连装置(16)被安装在所述结构内部。
6.根据权利要求1所述的装置，其中所述轨道(12)包括驱动支架(19)以用于接合所述自动化紧固机(14)并且沿着所述轨道(12)移动所述自动化紧固机(14)。
7.一种用于紧固结构的方法，其包括：
将具有长度和宽度的轨道(12)安装在包括飞行器机身的结构内部，以便接近包括所述飞行器机身的内表面的所述结构的第一表面(10B)，其中包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面(10B)具有一个或多个孔(64)，通过所述孔(64)插入紧固件(71)；
将自动化紧固机(14)安装在所述轨道(12)上以穿过所述轨道(12)同时执行紧固步骤；
其中所述轨道(12)允许所述自动化紧固机(14)接触所述第一表面(10B)，使得所述自动化紧固机(14)与所述第一表面(10B)中的所述孔(64)对齐，并且所述自动化紧固机(14)将所述紧固件(71)安装在所述孔(64)中；
其中所述轨道配置为与包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面成角度地安装在包括所述飞行器机身的尾部压力舱壁的第二表面上，并且所述轨道配置为从包括所述飞行器机身的尾部压力舱壁的所述第二表面呈悬臂式伸出，使得所述轨道的所述宽度与包括所述飞行器机身的所述内表面的所述第一表面成从80度到100度范围内的角度向上呈悬臂式伸出；
其中所述轨道配置为使所述轨道的所述长度沿着X-轴线方向和Z-轴线方向被安装，所述X-轴线方向包括在包括所述飞行器机身的所述结构内的横向位置，并且所述Z-轴线方向包括在包括所述飞行器机身的所述结构内的竖直位置；
其中所述自动化紧固机的X-轴线拖板配置为沿着所述轨道在至少所述X-轴线方向和所述Z-轴线方向上移动所述自动化紧固机；并且
其中所述自动化紧固机的Y-轴线臂配置为在垂直于所述X-轴线方向和所述Z-轴线方向两者的Y-轴线方向上移动所述自动化紧固机的末端执行器以执行紧固功能。
CN201711142932.XA 2016-11-30 2017-11-17 用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道 Active CN108116692B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/365,426 US10710747B2 (en) 2016-11-30 2016-11-30 Compound contour vacuum track for automation of final assembly from the interior of a fuselage
US15/365,426 2016-11-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108116692A CN108116692A (zh) 2018-06-05
CN108116692B true CN108116692B (zh) 2023-05-09

Family

ID=60409231

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711142932.XA Active CN108116692B (zh) 2016-11-30 2017-11-17 用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道

Country Status (5)

Country Link
US (2) US10710747B2 (zh)
EP (1) EP3330173B1 (zh)
CN (1) CN108116692B (zh)
BR (1) BR102017024389A2 (zh)
CA (1) CA2979790C (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9925629B2 (en) * 2013-05-29 2018-03-27 The Boeing Company Modular and reconfigurable support system
DE102018210507A1 (de) 2018-06-27 2020-01-02 Airbus Operations Gmbh Montagesystem für eine automatisierte Innenmontage eines Flugzeugrumpfes
US11033952B2 (en) * 2018-09-24 2021-06-15 The Boeing Company Offset collar delivery for swage tools
US11052454B2 (en) 2019-07-23 2021-07-06 The Boeing Company Dynamic collar swage conformance checking based on swage tool parameters
US11459122B2 (en) * 2019-09-19 2022-10-04 Spirit Aerosystems, Inc. Modular floor system for large vehicle construction

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3575364A (en) 1968-07-22 1971-04-20 Gen Dynamics Corp Flexible track
FI54059C (fi) 1977-04-14 1978-10-10 Enso Gutzeit Oy Drivanordning foer skavarna hos en klarbassaeng
US5555616A (en) * 1993-10-13 1996-09-17 Gemcor Engineering Corporation Method and apparatus for positioning of tooling efficiently
US6098260A (en) * 1996-12-13 2000-08-08 Mcdonnell Douglas Corporation Rivet fastening system for radial fuselage joints
US6172374B1 (en) 1997-11-26 2001-01-09 The Boeing Company Dual laser homing sensor
US6073326A (en) * 1998-11-24 2000-06-13 The Boeing Company Lap splice mini-riveter system
US6843328B2 (en) 2001-12-10 2005-01-18 The Boeing Company Flexible track drilling machine
GB0228259D0 (en) 2002-12-04 2003-01-08 Short Brothers Plc Automated riveting machine
US7488144B2 (en) 2003-06-25 2009-02-10 The Boeing Company Methods and apparatus for track members having a neutral-axis rack
US7216408B2 (en) 2004-05-27 2007-05-15 The Boeing Company Flexible rail multiaxis machine tool and method
US7578642B2 (en) 2005-08-05 2009-08-25 The Boeing Corporation Flexible single rail drilling system
US7398586B2 (en) 2005-11-01 2008-07-15 The Boeing Company Methods and systems for manufacturing a family of aircraft wings and other composite structures
DE102006001385A1 (de) 2005-12-03 2007-06-14 Johannes Lübbering AG Schienengeführtes Bearbeitungssystem
DE102006013850A1 (de) * 2006-03-25 2007-09-27 Fachhochschule Lausitz Anordnung zum Erreichen eines vorgegebenen Luftfeuchtebereiches innerhalb einer Umhüllung
US7730351B2 (en) 2006-05-15 2010-06-01 Oracle America, Inc. Per file dirty region logging
US7677181B2 (en) * 2006-11-06 2010-03-16 The Boeing Company Interlocking precision flexible rail system
US7794183B2 (en) 2007-01-25 2010-09-14 The Boeing Company Burrless flexible track drilling system and method having counterweight tool balancing system
US20100037444A1 (en) 2008-08-15 2010-02-18 Reid Eric M Reconfigurable flexible rail apparatus and method
US8573070B2 (en) 2011-02-22 2013-11-05 The Boeing Company Force and normality sensing for end effector clamp
US9395041B2 (en) * 2013-05-14 2016-07-19 The Boeing Company Small frame crawler system
FR3011494B1 (fr) 2013-10-08 2016-04-01 Airbus Operations Sas Machine-outil comportant un rail longitudinal et un bras transversal
US9488213B2 (en) 2014-01-30 2016-11-08 Alcoa Inc. Fastener and fastener installation tool
US9895741B2 (en) 2014-07-09 2018-02-20 The Boeing Company Utility fixture for creating a distributed utility network
FR3029819B1 (fr) 2014-12-11 2017-06-23 Aerolia Barillet de stockage de bagues et procede de distribution de bagues
US10076813B2 (en) 2016-02-29 2018-09-18 The Boeing Company Apparatuses for coupling threaded fasteners

Also Published As

Publication number Publication date
US20180148195A1 (en) 2018-05-31
US20200299000A1 (en) 2020-09-24
CN108116692A (zh) 2018-06-05
EP3330173A1 (en) 2018-06-06
US11511887B2 (en) 2022-11-29
EP3330173B1 (en) 2020-07-22
BR102017024389A2 (pt) 2018-08-14
CA2979790A1 (en) 2018-05-30
US10710747B2 (en) 2020-07-14
CA2979790C (en) 2023-08-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108115380B (zh) 使用用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道的自动化紧固机
CN108116692B (zh) 用于自动化机身内部总装的复合轮廓真空轨道
EP3560624B1 (en) Offset fastener installation system and method
EP2628565B1 (en) Riveting device for aircraft fuselages
CN110936130B (zh) 用于模锻工具的偏置套环输送
US20210170474A1 (en) Fastener Installation
BR122022002227B1 (pt) Dispositivo e, método para fixar estruturas
BR102017022393B1 (pt) Dispositivo e, método para fixar estruturas

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant