CN114313214A - 刚性临时加强结构 - Google Patents

Abstract

一种用于附接至刚性临时加强结构的弹性部件以及一种用于附接至弹性部件的刚性临时加强结构。临时加强结构具有用于将临时加强结构以可释放的方式附接至弹性部件的对应的基准附接特征部的一个或更多个基准附接特征部，其中，弹性部件的基准附接特征部和基准特征部具有共用的基准，并且临时加强结构构造成在将弹性部件组装至结构组件期间刚性地支承弹性部件。

Description

刚性临时加强结构

技术领域

本发明涉及用于附接至刚性临时加强结构的弹性部件、用于附接至弹性部件的刚性临时加强结构以及将临时加强结构附接至弹性部件的方法。

背景技术

飞行器机翼通常组装为翼盒结构，翼盒结构包括夹着结构框架的上盖和下盖，结构框架包括展向翼梁和弦向肋。肋设计成在形成外部空气动力学机翼轮廓时支承所述盖，并且在这样做时将载荷从盖传递至翼梁。

每个肋设计成承载这些特定载荷，同时使其重量最小化。肋包括肋腹板和将肋腹板连接至翼盒的翼梁和盖的肋托架(也被称为肋脚和肋凸缘)。肋的腹板通常相对较薄，并且因此，在将肋组装到翼盒中之前，肋能够挠曲和弯曲。每个肋在组装期间的任何运动都会使肋在翼盒中的精确定位和组装更具挑战性。肋的精确定位特别重要，因为仅在肋定位在其最终组装位置之后才形成用于将肋附接至翼盒的紧固件的导向孔或最终组装孔。为了克服这些困难，在组装至翼盒的其余部分期间，可以使用通常被称为强力背板的刚性临时加强结构来临时加固肋。

各种仪表和传感器被手动地放置在肋上或放置成邻近肋，以便将每个肋定位和紧固至翼盒的翼梁。手动设定仪表用于相对于翼梁的附接凸缘定位肋，而被手动放置在翼盒内部、导向孔/基准孔中的磁性全厚度传感器——通常被称为穿蒙皮传感器(TSS)——用于从翼盒外侧对紧固件孔的钻孔进行导引。

使用手动操纵和定位肋的提升装置手动安装肋中的每个肋，这是个劳动密集且耗时的过程。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种用于附接至刚性临时加强结构的弹性部件，该弹性部件具有用于以可释放的方式附接至临时加强结构的对应的基准附接特征部的一个或更多个基准附接特征部以及用于将弹性部件连结至结构组件的一个或更多个基准特征部，其中，弹性部件的基准附接特征部和基准特征部具有共用的基准，并且临时加强结构构造成在将弹性部件组装至结构组件期间刚性地支承弹性部件。

本发明的第二方面提供了一种用于附接至弹性部件的刚性临时加强结构，该临时加强结构具有用于将临时加强结构以可释放的方式附接至弹性部件的对应的基准附接特征部的一个或更多个基准附接特征部，其中，弹性部件的基准附接特征部和基准特征部具有共用的基准，并且临时加强结构构造成在将弹性部件组装至结构组件期间刚性地支承弹性部件。

本发明的第三方面提供了一种将临时加强结构附接至弹性部件的方法，该方法包括：提供具有一个或更多个基准附接特征部和一个或更多个基准特征部的弹性部件，其中，弹性部件的基准附接特征部和基准特征部具有共用的基准；提供具有一个或更多个基准附接特征部的刚性临时加强结构；将临时加强结构的一个或更多个基准附接特征部与弹性部件的对应的基准附接特征部对准，使得弹性部件的一个或更多个基准特征部与临时加强结构的基准附接特征部共享共用的基准；以及将临时加强结构附接至弹性部件，使得临时加强结构刚性地支承弹性部件。

本发明的第四方面提供了第二方面的刚性临时加强结构以可释放的方式附接至第一方面的弹性部件。

弹性部件是相对于刚性加强结构的柔性/柔韧的部件，并且能够在发生任何挠曲或弯曲之后弹回原形。

临时加强结构是通常用于在将弹性部件组装至组装结构期间临时加强弹性部件的结构。临时是指一旦安装弹性部件就移除加强结构。临时加强结构的示例是强力背板，其在任何后续加工或组装期间支承结构或组件。因此，弹性部件在组装期间、在弹性部件在固定到组装结构中之前可能以其他方式表现出不期望的柔性程度时被支承，在弹性部件固定到组装结构中时，组装结构能够支承弹性部件。组装结构是能够承载结构载荷的组件。

通过提供利用对准的基准特征部来精确定位并且附接在一起的弹性部件和临时加强结构，使得弹性部件和临时加强结构具有穿过其位于基准附接特征部处的相应的连接部的共用的基准，临时加强结构的加强方面可以通过许多辅助特征部——比如机器人端部执行器、摄影测量目标和磁性全厚度传感器——进行补充。这些特征部可以永久地或临时地附接至临时加强结构。这些特征部可以容易地附接至临时加强结构，除了提供用于附接至临时加强结构的基准附接特征部之外，无需对弹性部件进行任何修改，同时由于共用的基准，因而能够使用弹性部件的基准系统。该基准系统用作针对组装结构的整体参考系统。

这些特征部可以帮助提高制造速度。例如，飞行器翼肋安装是劳动密集型任务，该任务可以被显著简化以提高飞行器的建造速度。特别地，这些特征部允许安装的自动化，例如自动定位和/或自动钻削。这些特征部还提高了组装的准确性，降低了操作员受伤的风险，并且降低了在组装期间损坏零件的可能性以及与任何返工相关联的后续成本。

本发明的另一方面提供了一种在结构组件中组装弹性部件的方法，包括将临时加强结构附接至弹性部件；通过将刚性临时加强结构操纵至期望位置而将弹性部件定位在组装位置；以及使用弹性部件的基准特征部将弹性部件连结至结构组件，同时弹性部件由临时加强结构刚性地支承。

由于弹性部件和临时加强结构的共用的基准系统，弹性部件和临时加强结构的位置之间存在已知的关系，使得临时加强结构可以用于在组装期间导引弹性部件的定位。

可选地，其中，所述一个或更多个基准附接特征部包括用于以可释放的方式附接至弹性部件的对应的主基准附接特征部和对应的计时基准附接特征部的主基准附接特征部和计时基准附接特征部。

主基准附接特征部是在两个对象之间提供至少一个固定位置的基准特征部。计时基准(也被称为定时基准)是固定两个对象的相对取向的第二基准特征部。

可选地，其中，所述一个或更多个基准附接特征部各自包括用于与弹性部件的对应的基准孔对准并且能够供销插入穿过以锁定临时加强结构和弹性部件的相对位置的基准孔。

可选地，刚性临时加强结构包括布置成由定位装置检测的一个或更多个定位目标。

可选地，在结构组件中组装弹性部件的方法还包括：追踪临时加强结构上的定位目标以确定弹性部件相对于结构组件的位置，基于所追踪的位置将弹性部件移动到组装位置中。

由于临时加强结构和弹性部件共享共用的基准，因此附接至刚性临时加强件的定位目标也可以同时用作用于弹性部件的定位目标。如果临时加强结构和弹性部件不共享共用的基准，则关于弹性部件使用的任何定位目标将需要直接附接至弹性部件而不是临时加强结构。

定位目标提供许多优点，特别是在与机器人操纵器结合自动化时提供许多优点，比如在各种自由度下实时追踪弹性部件位置、定位机器人与计量系统之间的动态通信/反馈、在制造执行系统(MES)中记录/认证弹性部件定位数据。定位目标还减少了对用于组件的定制设定仪表和钻杆的使用，这些设定仪表和钻杆本身既耗时又难以精确定位。

可选的，其中，一个或更多个定位目标是摄影测量目标，并且定位装置是构造成追踪摄影测量目标的摄影测量装置。

可选地，刚性临时加强结构包括用于利用临时加强结构支承弹性部件的附接部分。

附接部分允许临时加强结构、以及通过其允许弹性部件从临时加强结构上的连接点被移动和操纵。

可选地，其中，附接部分是用于附接至操纵器的连接器。

操纵器可以是允许用户手动操纵的气动操纵器、或自动操纵器。

可选地，其中，连接器是机器人端部执行器。

这允许连接至机器人，从而实现例如具有自动化的翼肋定位的可重复性，从而降低人为错误的风险和在组装期间操作员的风险。

可选地，刚性临时加强结构包括计算机和经由机器人端部执行器连接至弹性部件的机器人臂，其中，计算机配置成从摄影测量装置接收与弹性部件的位置有关的信息，并且机器人臂构造成基于计算机接收到的信息移动弹性部件，以便将弹性部件定位在组装位置以用于将弹性部件连结至结构组件。

这允许基于临时加强结构上的摄影测量目标的位置来自动移动弹性部件。

可选地，其中，定位目标中的一个或更多个定位目标是用于指示相对于弹性部件待钻削的部位的全厚度传感器。

可选地，在结构组件中组装弹性部件的方法还包括：从弹性部件的第一侧检测位于临时加强结构上的全厚度传感器，基于所检测的全厚度传感器确定待钻削的部位，从弹性部件的第一侧对弹性部件进行钻削，其中，临时加强结构邻近弹性部件的与第一侧相反的第二侧。

通过在临时加强结构上提供全厚度传感器，传感器可以在组装过程中更早地被定位。这防止了在弹性部件被定位在组装位置之后手动放置传感器的需要。临时加强结构还可以用于每次安装多于一个的弹性部件，在这种情况下，每个传感器可以用于以高度可重复的精度导引多个孔的钻削，并且从而减少用户错误。由于操作员在对零件进行初始组装之后不再需要手动定位传感器，因此避免了安装期间操作员受伤的任何风险。

传感器可以永久地附接至临时加强结构或被保持在定制的传感器保持架中，使得全厚度传感器固定地附接至临时加强结构并且不会脱落。这节省了大量时间，否则这些时间将花费在找回传感器上。

可选地，其中，全厚度传感器是磁性全厚度传感器。

可选地，其中，全厚度传感器偏离待钻削的部位。特别地，传感器偏离待钻削的孔的轴线。

可选地，其中，弹性部件是飞行器结构部件。

本发明特别适用于飞行器部件在需要高精度和/或组装形成具有受限通道的封闭部段的情况下的组装。

可选地，其中，飞行器结构部件是用于飞行器机翼的翼肋或前缘结构。

附图说明

现在将参照附图对本发明的实施方式进行描述，在附图中：

图1示出了飞行器的平面图；

图2示出了右舷翼盒的立体图；

图3示出了飞行器的右舷机翼的平面图；

图4示出了在展向方向上观察的肋位置处的翼盒结构；

图5示出了在弦向方向上观察的肋位置处的翼盒结构；

图6示出了根据第一示例的翼肋；

图7示出了根据第一示例的刚性临时加强结构；

图8示出了在对应的基准附接特征部处连接的第一示例的翼肋和刚性临时加强结构；

图9示出了由机器人悬挂在翼盒下方的翼肋；

图10示出了安装到翼盒中的翼肋；

图11A示出了检测全厚度传感器的传感器装置；

图11B示出了钻入到下盖中的钻削工具；

图12A示出了由根据第二示例的刚性临时加强结构支承的前缘结构；

图12B示出了组装至翼盒的前缘结构。

具体实施方式

图1图示了具有承载有机翼安装的发动机9的左弦机翼2和右舷机翼3的典型固定翼飞行器1，机翼2、3从机身4延伸。机身具有头部5和尾部6，其中，尾部6附近具有水平稳定表面7和竖向稳定表面8。飞行器1是典型的喷气式跨音速运输飞行器，但是本发明适用于各种各样的固定翼飞行器类型，包括商用、军用、客运、货运、喷气式、螺旋桨式、通用航空等，其中，任意数量的发动机附接至机翼或机身。

每个机翼2、3具有长度沿展向方向从根部延伸至梢部的悬臂结构，根部连结至飞行器机身4。机翼2、3在结构上是类似的，因此将仅参照图2对右舷机翼3进行详细描述。

图2图示了飞行器1的右舷机翼3的翼盒10的示意图。如图1所示，机翼3从机翼3的内侧根端向机翼3的外侧梢端渐缩，使得机翼3的弦长从内侧端部向外侧端部减小。相应地，翼盒10也是渐缩的。翼盒10是布置成支承机翼3上的大部分载荷的支承结构。翼盒10具有一体的翼梁盖11，翼梁盖11由上盖12和前缘翼梁14一体地形成。翼梁盖11基本上从翼根至翼梢在机翼3的整个长度上延伸。

翼梁盖11是整体式结构，其在上盖12与前缘翼梁14之间具有折叠轴线，使得翼梁14的材料穿过折叠区域连续延伸到上盖12中。折叠区域基本上在翼梁盖11的纵向方向上延伸。翼梁盖11是大致Z形的。

前缘翼梁14是在机翼3的展向方向上延伸的纵向翼梁，其具有附接至下盖13的下附接凸缘。

邻近机翼3的后缘，后缘翼梁15在上盖板12与下盖板13之间延伸。后缘翼梁15是大致C形的，其具有分别附接至上盖12和下盖13的上附接凸缘和下附接凸缘。

上盖板12和下盖板13具有外部空气动力学表面。机翼3还包括前缘结构(未示出)和后缘结构(未示出)，前缘结构和后缘结构在空气动力学上定形状成与翼盒10结合以形成翼型体。

盖12、13可以用桁条加强。桁条是附接至盖12、13内部的展向延伸的加强构件。如图3所示，机翼3的翼盒10还包括在翼梁14、15之间以及在盖12、13之间延伸的多个弦向肋18、18a、18b。

飞行器1包括位于机身4的本体内的中央翼盒16。中央翼盒16连结至靠近机翼3的根部的内侧肋18a。机翼3包括位于内侧肋18a与靠近右舷翼梢的外侧肋18b之间的一系列均匀间隔的肋18。

图4示出了利用托架19、19a附接至前缘翼梁14和后缘翼梁15以及利用托架19附接至上蒙皮盖12和下蒙皮盖13的肋18。附接至下盖13的托架19a是一体的托架19a，而所有其他托架19与肋18和盖12、13以及翼梁14、15分开。在替代性示例中，附接至盖12、13或翼梁14、15中的任一者的托架可以是一体的托架19a或分开的托架19。

肋18被设计成在形成外部空气动力学机翼轮廓方面支承盖，特别地，肋18被设计成通过将剪切应力借助于肋18传递至翼梁14、15和翼盒10的其他主要承载结构而在形成外部空气动力学机翼轮廓方面支承盖。

肋18通常被设计成使其重量最小化，并且因此肋18可以是柔韧的，使得肋18在其没有附接至肋托架19、19a和/或由翼盒10的其余结构支承时能够挠曲和弯曲。虽然肋18是弹性的，使得肋18能够在组装期间发生的任何挠曲或弯曲之后弹回原形，但是肋18在组装期间的任何运动会使得在最终组装期间肋18在翼盒10中的对准更具挑战性。

为了在组装期间支承肋18，可以使用刚性临时加强结构——也被称为夹具或强力背板，并且以下被称为强力背板。强力背板刚性地支承肋18，从而防止肋18在组装期间的任何显著的弯曲或挠曲。强力背板附接至肋18，从而刚性地支承肋18，使得肋18可以被移动就位。使用设定仪表或类似的定位装置有助于肋18到翼盒10的精确定位，这些定位装置确定肋18相对于翼盒10的位置并导引肋18相对于翼盒10的定位。一旦肋18就位，肋18就可以利用夹持件和钻杆被临时紧固就位，并且然后通过托架19、19a被紧固或以其他方式连接至翼盒10。随后，当肋18现在由翼盒10支承时，可以将强力背板从肋18移除。

在组装的机翼3中，肋18通常联接至前缘翼梁14、后缘翼梁15、上蒙皮盖12和下蒙皮盖13中的每一者。下蒙皮盖13通常是最后一个附接至机翼3的部件，并且在这样做时，翼盒结构形成封闭部段，其中，每个肋18被封围在内部。由此，每个翼梁14、15和每个蒙皮盖12、13具有内表面和外表面，其中，下机翼蒙皮盖13具有内表面13I和外表面13J，如图5所示。

将下翼盖13组装至肋18中的每个肋可能具有挑战性，因为进入翼盒结构的内部、并且特别是触及肋托架19a和下机翼蒙皮13的内侧部13I是受限的。作为结果，人可能需要爬过机翼3的内部，以便可以在正确的位置从机翼3的内部钻出导向孔，或者将位于翼盒10外部的装置与翼盒10内部的传感器结合使用以指示在肋18中待钻削的部位。然后可以使用导向孔或传感器从机翼3的外部导引钻头或其他工具。

将肋18安装到翼盒10中是飞行器组装中最耗时的任务之一。这由于图2和图3中所示的特定的一体式翼梁盖11而更加复杂化，一体式翼梁盖11使进入翼盒10受限，因为不可能将上盖12与前缘翼梁14分开并提供从翼盒10的顶部进入的通道。

图6示出了根据本发明的肋的第一示例。该肋与关于先前附图所描述的肋大致相同，并且因此使用类似的附图标记，但是以100系列编号。

肋118包括附接至肋118的一体式下肋托架119a，使得肋118和下肋托架119a形成为单件，下肋托架119a用于将肋118附接至下盖13。肋118通过分开的肋托架(未示出)附接至上盖12以及前缘翼梁14和后缘翼梁15。

肋118还包括邻近下盖(未示出)的鼠孔122以及端口孔121，鼠孔122允许附接至下蒙皮的加强件(未示出)延伸穿过肋118，端口孔121提供用于系统和燃料流的肋隔间之间的通道。

肋118包括第一基准孔130a，第一基准孔130a是用于将强力背板以可释放的方式附接至肋118的第一基准附接特征部。肋118包括第二基准孔130b，第二基准孔130b是用于将强力背板以可释放的方式附接至肋118的第二基准附接特征部。第一基准附接特征部130a和第二基准附接特征部130b可以各自被互换地称为主基准特征部和计时/定时基准特征部，其中，主基准特征部提供两个对象之间的固定位置，并且计时基准(也被称为定时基准)确保两个对象的相对取向也是固定的。第一基准附接特征部130a和第二基准附接特征部130b与肋118的基准特征部共享共用的基准，例如肋118的边缘。

在替代性示例中，单个基准附接特征部可以同时用作主基准和计时基准。

图7示出了根据本发明的强力背板150的第一示例，图中朝向强力背板150的端面观察。

强力背板150是刚性临时加强结构，其构造成在肋118未组装到翼盒10中并且未由翼盒10支承时附接至肋118并且刚性地支承肋118，特别地，强力背板150在将肋118组装至翼梁15、14期间刚性地支承肋118。

强力背板150包括框架151，框架151提供强力背板的承载结构并且提供构造成支承肋118的结构刚度。

强力背板150包括用于从外部连接至强力背板150并且允许操纵强力背板150的位置(以及当连接至强力背板时的肋118的位置)的附接部分160。在该特定示例中，附接部分160是用于连接至机器人的机器人臂的机器人端部执行器，如将关于图9进一步描述的。

强力背板150包括多个定位目标170、170a、170b，具体是摄影测量目标170、170a，摄影测量目标170、170a布置成由摄影测量相机追踪(关于图10描述)。

摄影测量涉及摄影图像的记录和后续处理以追踪对象。摄影测量目标170、170a、170b被嵌入在强力背板150上，从而允许实时追踪强力背板150以确定强力背板150的位置和取向。

强力背板150包括三个摄影测量目标170、170a、170b，即中央摄影测量目标170和两个外部摄影测量目标170a、170b。外部摄影测量目标170a、170b还用作锁定销175a、175b，锁定销175a、175b布置成插入到肋118的第一基准孔130a和第二基准孔130b中。锁定销175a、175b限定强力背板150的基准附接特征部。在替代性示例中，摄影测量目标170a、170b可以与锁定销175a、175b分开。

强力背板框架151的下边缘附接有一系列集成的磁性全厚度传感器180。全厚度传感器180偏离强力背板180并且布置成由追踪装置(未示出)检测，追踪装置检测传感器180的磁场，如将关于图9进一步详细描述的。

图8示出了附接至肋118的强力背板150，使得肋118被刚性支承。

为了将强力背板150附接至肋118，基准孔130a、130b与外部摄影测量目标170a的锁定销175a、175b对准。将锁定销175a、175b插入到肋118的基准孔130a、130b中以使强力背板150和肋118锁定在一起，使得强力背板150和肋118的位置相对于彼此固定。

通过连接肋118和强力背板150的相应的基准附接特征部130a、130b、175a、175b，肋118和强力背板150共享共用的基准系统。换句话说，强力背板150相对于肋118的位置是已知的，使得与强力背板150的位置和取向有关的信息固有地提供了与肋118的位置有关的信息。

以此方式，如果强力背板150的位置是实时已知的，则强力背板150可以用于精确定位以可释放的方式附接至强力背板150的肋118。

在图9所示的一个示例中，通过追踪强力背板150的摄影测量目标170、170a、170b，有助于将肋118组装到翼盒10中。

翼盒10包括由上盖12和前缘翼梁14形成的一体式翼梁盖11、后缘翼梁15和沿着上盖12延伸的多个展向桁条17。下盖13未附接，从而提供进入翼盒10内部以插入肋118的通道。

图9示出了附接至强力背板150的肋118，其中，强力背板150的机器人端部执行器160连接至机器人164的机器人臂162。从而，肋118能够由机器人164悬挂在翼盒10下方。

由于肋118的基准特征部(比如肋118的边缘)和基准附接特征部130a、130b共享共用的基准，并且强力背板150的基准附接特征部175a、175b经由连接至肋118的基准附接特征部130a、130b而共享共用的基准，因此强力背板150上的摄影测量目标170、170a可以被摄影测量装置追踪以便将肋118定位在期望位置，如将关于图10说明的。

图10示出了连接至定位装置190的机器人164。定位装置190是摄影测量相机，该摄影测量相机记录强力背板150上的摄影测量目标170、170a以及前缘翼梁14和后缘翼梁15上的摄影测量目标170w的图像。图像用于追踪摄影测量目标170、170a、170w的相对位置。

图像被传输至连接至摄影测量相机190的计算机195。计算机195处理从摄影测量相机190接收到的信息，以便确定强力背板150相对于翼盒10的位置，并且从而确定肋118相对于翼盒10的肋托架19的位置。

摄影测量相机190将实时数据发送至计算机195，使得可以获得肋118和每个肋托架19的精确且最新的位置。由此，摄影测量目标170、170a、170w的位置被实时追踪，同时向计算机195提供与肋118和托架19有关的追踪信息。

计算机195基于经处理的信息向机器人164发送控制信号。控制信号表示下述命令：其指示机器人164经由机器人臂162和强力背板150移动肋118，直至肋118被定位在邻近肋托架19的组装位置为止。这避免了对诸如夹持件和钻杆之类的常规设定工具的需要。

如图10所示，一旦肋118被定位在邻近肋托架19的组装位置，可以例如使用紧固件(未示出)将肋118附接至肋托架19。

下盖13通常是翼盒10的要组装的最后一个部件，并且在这样做时，翼盒结构形成封闭部段，其中，每个肋118被封围在内部。

由于在附接下盖13时形成的封闭部段，因此将下盖13附接至每个肋118可能具有挑战性，因为进入翼盒结构的内部、并且特别是触及肋托架19和下机翼蒙皮13的内部面是受限的。因此，传感器装置可以与配装至翼盒10内侧的一个或更多个传感器180结合使用。然后，传感器180可以各自用于从翼盒10的外侧导引钻头或其他工具。

先前，为了从翼盒内部安装和/或移除传感器180，可能需要人爬过翼盒10的内部以手动定位传感器180。这些传感器180用于指示从下盖13的外部面13J朝向下盖13的内部面13I进行钻削的部位，使得穿过下盖13的孔与肋托架119上的目标位置——例如肋托架119上的紧固件孔——对准。传感器180可以放置在目标位置处或偏离目标位置已知距离。

由于传感器180在组装/加工之后不留在翼盒10内部，所以传感器以可移除的方式附接至翼盒10。在移除传感器180之前，传感器180可能会脱落。

重要的是，传感器180在组装之后不留在翼盒10内部，并且因此需要考虑每个传感器180。如果一个或更多个传感器180被错放在翼盒10内，则可能需要大量的努力来找到并移除这些传感器。

为了解决这个问题，传感器180可以直接附接至强力背板150。例如，传感器180可以放置到传感器保持架182中，传感器保持架182承载传感器180并且防止传感器180在翼盒10的组装期间脱落。传感器180可以永久地附接至强力背板150和/或传感器保持架182。

传感器180是磁性全厚度传感器，其由传感器装置185检测，该传感器装置185定位成邻近下盖13的与传感器180相对的一侧(即，邻近下盖13的外部面13J)，如图11A所示。

传感器装置185邻近下盖13的外部面13J移动，以便追踪传感器180的位置。基于传感器180的位置，在下盖13上确定钻削部位。在图11B中，传感器位置偏离钻削部位，但在替代性示例中，钻削部位可以与传感器180同轴。

如图11B所示，然后将钻削工具186移动至钻削部位以在下盖13中钻出孔，从而可以将紧固件插入到孔中以将下盖13紧固至肋托架119a。

技术人员将清楚的是，用于支承飞行器翼肋118的临时加强结构150(替代性地，被称为强力背板)的示例仅是一个具体示例，并且临时加强结构的替代性示例对技术人员而言将是明显的。例如，机翼2、3的前缘结构通常在组装期间需要临时加强结构。

图12A示出了由第二示例的强力背板支承的前缘机翼结构25的示例。该强力背板与关于先前附图所描述的强力背板大致相同，并且因此使用类似的附图标记，但是以200系列编号。

强力背板250包括用于将强力背板250连接至机器人(未示出)的机器人臂的机器人端部执行器260，从而允许操纵和操作强力背板250(以及当连接至强力背板250时的前缘结构25)。

强力背板250在强力背板250的基准附接特征部275处附接至前缘结构25，基准附接特征部275附接至前缘结构25的对应的基准附接特征部(未示出)。

与关于由强力背板150支承的肋118的先前示例所描述的类似，通过连接强力背板250的基准附接特征部275和前缘结构25，前缘结构25和强力背板250共享共用的基准系统，使得强力背板150可以被用于相对于翼盒10精确定位前缘结构25——如图12B所示。

强力背板250包括可以由摄影测量装置追踪的摄影测量目标270。翼盒10包括可以由同一摄影测量装置追踪的摄影测量目标270w。摄影测量目标270、270w允许追踪前缘结构25和翼盒10的相对位置，使得前缘结构25可以相对于翼盒10被精确地定位在组装位置。

技术人员将清楚的是，可以以各种方式调节上述示例。

在替代性示例中，强力背板250的第二示例可以包括与关于图6至图11讨论的第一示例所使用的传感器类似的传感器。传感器可以用于指示从翼盒10的外侧朝向内侧在翼盒10和/或前缘结构25中待钻削的部位。

强力背板150、250是关于其用于将肋118或前缘结构25组装至翼盒10来描述的。对技术人员而言将明显的是，强力背板可以用于支承在组装期间可能需要被支承的其他弹性部件。本发明特别适用于飞行器部件在需要高精度的情况下的组装，但是本发明不限于此并且可以适用于任何合适部件的组装。

传感器180是关于其对要用钻削工具钻削的部位的指示来描述的，然而，传感器可以用于引导其他工具，比如紧固工具或铣削工具。

摄影测量目标是在其作为被放置在临时加强结构和组装部件(例如，翼盒10)上的离散位置处的离散目标的上下文中描述的。可以存在任何数量的摄影测量目标。替代性地，在每个部件上可以存在一个摄影测量目标，该摄影测量目标跨越每个部件的足够部分。

在替代性示例中，目标可以不是摄影测量目标。目标可以是由激光或微波传感器装置检测的反射器目标，或其他合适的定位目标。

强力背板被描述为具有用于连接至机器人的机器人臂的机器人端部执行器。在替代性示例中，强力背板可以附加地或替代地包括用于操纵器——比如气动操纵器——的连接器和/或用于手动移动弹性部件的手柄。可以使用这些特征部中的一个或更多个特征部手动定位强力背板，同时使用定位目标——比如摄影测量目标——定位弹性部件。

通过检测传感器180的磁场来检测传感器180。在替代性示例中，可以通过其他方式来检测传感器。传感器可以包括配置成由x射线反向散射发射器/检测器装置检测的对比材料。除了将钻削部位定位传感器放置在强力背板上或代替将钻削部位定位传感器放置在强力背板上，钻削部位定位传感器——比如全厚度传感器——仍然可以被手动地安装到肋(或其他弹性结构)上。

翼盒10被描述为具有由上盖12和前缘翼梁14形成为单件的一体的翼梁盖11，然而，将明显的是，可以使用任何合适的翼盒构造。在替代性示例中，盖12、13和翼梁14、15的任何组合可以形成为一体的翼梁盖。翼梁和盖可以全部分开。翼盒可以包括由上盖和下盖以及前缘翼梁和后缘翼梁中的三者形成的“U”形单件式部件。

在词“或”出现时，其应当被解释为意味着“和/或”，使得所涉及的术语不一定是相互排斥的，并且可以以任何适当的组合使用所涉及的术语。

尽管以上已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是将理解的是，在不背离如所附权利要求中所限定的本发明的范围的情况下，可以做出各种改变或修改。

Claims (20)

1.一种用于附接至刚性临时加强结构的弹性部件，

所述弹性部件具有用于以可释放的方式附接至所述临时加强结构的对应的基准附接特征部的一个或更多个基准附接特征部以及用于将所述弹性部件连结至结构组件的一个或更多个基准特征部，

其中，所述弹性部件的所述基准附接特征部和所述基准特征部具有共用的基准，并且所述临时加强结构构造成在将所述弹性部件组装至结构组件期间刚性地支承所述弹性部件。

2.一种用于附接至弹性部件的刚性临时加强结构，

所述临时加强结构具有用于将所述临时加强结构以可释放的方式附接至所述弹性部件的对应的基准附接特征部的一个或更多个基准附接特征部，

其中，所述弹性部件的所述基准附接特征部和所述基准特征部具有共用的基准，并且所述临时加强结构构造成在将所述弹性部件组装至结构组件期间刚性地支承所述弹性部件。

3.根据权利要求2所述的刚性临时加强结构，所述刚性临时加强结构以可释放的方式附接至根据权利要求1所述的弹性部件。

4.根据权利要求2或3所述的刚性临时加强结构，其中，所述一个或更多个基准附接特征部包括用于以可释放的方式附接至所述弹性部件的对应的主基准附接特征部和对应的计时基准附接特征部的主基准附接特征部和计时基准附接特征部。

5.根据权利要求2至4中的任一项所述的刚性临时加强结构，其中，所述一个或更多个基准附接特征部各自包括用于与所述弹性部件的对应的基准孔对准并且能够供销插入穿过以锁定所述临时加强结构和所述弹性部件的相对位置的基准孔。

6.根据权利要求2至5中的任一项所述的刚性临时加强结构，包括布置成由定位装置检测的一个或更多个定位目标。

7.根据权利要求6所述的刚性临时加强结构，其中，所述定位目标中的一个或更多个定位目标是摄影测量目标，并且所述定位装置是构造成追踪所述摄影测量目标的摄影测量装置。

8.根据权利要求2至7中的任一项所述的刚性临时加强结构，包括用于利用所述临时加强结构支承所述弹性部件的附接部分。

9.根据权利要求8所述的刚性临时加强结构，其中，所述附接部分是用于附接至操纵器的连接器。

10.根据权利要求9所述的刚性临时加强结构，其中，所述连接器是机器人端部执行器。

11.根据从属于权利要求7时的权利要求10所述的刚性临时加强结构，包括计算机和经由所述机器人端部执行器连接至所述弹性部件的机器人臂，

其中，所述计算机配置成从所述摄影测量装置接收与所述弹性部件的位置有关的信息，并且

所述机器人臂构造成基于所述计算机接收到的信息移动所述弹性部件，以便将所述弹性部件定位在组装位置以用于将所述弹性部件连结至结构组件。

12.根据从属于权利要求6时的权利要求2至11中的任一项所述的刚性临时加强结构，其中，所述定位目标中的一个或更多个定位目标是用于指示相对于所述弹性部件待钻削的部位的全厚度传感器。

13.根据权利要求12所述的刚性临时加强结构，其中，所述全厚度传感器是磁性全厚度传感器。

14.根据权利要求12或13所述的刚性临时加强结构，其中，所述全厚度传感器偏离待钻削的部位。

15.根据权利要求1或权利要求3或从属于权利要求3时的权利要求4至14中的任一项所述的弹性部件，其中，所述弹性部件是飞行器结构部件。

16.根据权利要求15所述的弹性部件，其中，所述飞行器结构部件是用于飞行器机翼的翼肋或前缘结构。

17.一种将临时加强结构附接至弹性部件的方法，包括：

提供具有一个或更多个基准附接特征部和一个或更多个基准特征部的弹性部件，其中，所述弹性部件的所述基准附接特征部和所述基准特征部具有共用的基准；

提供具有一个或更多个基准附接特征部的刚性临时加强结构；

将所述临时加强结构的一个或更多个基准附接特征部与所述弹性部件的对应的基准附接特征部对准，使得所述弹性部件的所述一个或更多个基准特征部与所述临时加强结构的所述基准附接特征部共享共用的基准；以及

将所述临时加强结构附接至所述弹性部件，使得所述临时加强结构刚性地支承所述弹性部件。

18.一种在结构组件中组装弹性部件的方法，包括根据权利要求17所述的将临时加强结构附接至所述弹性部件；

通过将所述刚性临时加强结构操纵至期望位置而将所述弹性部件定位在组装位置；以及

使用所述弹性部件的所述基准特征部将所述弹性部件连结至结构组件，同时所述弹性部件由所述临时加强结构刚性地支承。

19.根据权利要求18所述的方法，还包括：

追踪所述临时加强结构上的定位目标以确定所述弹性部件相对于所述结构组件的位置，

基于所追踪的位置将所述弹性部件移动到所述组装位置中。

20.根据权利要求18或权利要求19的方法，还包括：

从所述弹性部件的第一侧检测位于所述临时加强结构上的全厚度传感器，

基于所检测的全厚度传感器确定待钻削的部位，

从所述弹性部件的所述第一侧对所述弹性部件进行钻削，其中，所述临时加强结构邻近所述弹性部件的与所述第一侧相反的第二侧。

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