CN1213998A - 确定性机翼装配 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种制造机翼的方法和装置。所述装置包括一个夹具(42),它夹持用于采用精密数控机床(40)进行钻孔和边缘修整的翼板(30,32)。该方法包括,利用坐标孔将翼梁(34,36)安装到翼板(30,32)上,以根据原始工程设计将翼梁(34,36)精确地定位于翼板(30,32)上,还利用在翼肋(214)端部和翼肋杆(204)上的精确钻出的坐标孔,将内部翼梁翼肋(38)安装到翼梁(34,36)上。该方法还包括用翼梁(34,36)和翼肋(38)的结构确定机翼轮廓。

Description

确定性机翼装配

本申请涉及由David Strand、Clayton Munk和Paul Nelson于1996年3月22日申请的名称为“确定性机翼装配”的第60/013,986号美国临时申请。

技术领域

本发明涉及一种用于在严格公差下廉价地制造飞机主要组件的方法和装置，特别涉及一种以前所未有过的高精度组装机翼蒙皮、翼梁、翼肋和其它元件的方法和装置，以生产出与原始工程构形高度一致的机翼，同时明显地减少加工费用。

背景技术

用于将元件和组件装配成特定轮廓的机翼的传统制造技术，依靠固定的“结构加固点”(“hardpoint”)加工技术，它采用地面装配夹具和型板将具体结构部件定位并临时地紧固在一起，以使各部件相互正确定位。该传统的加工原理通常需要用于制造每一组件的主装配工具，和用于将组件最后组装成完整机翼的两个大型机翼的主装配工具(左和右)。

组装工具旨在精确地反映产品的原始工程设计，但是在产品的原始设计和工具的最终制造之间有许多步骤，所以通常作为最后加工的工具会生产出不合格的机翼或者机翼元件，即超出了原始机翼或者机翼元件设计的尺寸公差，需花费更长的时间并采用费钱的手工劳动来修正工具带来的误差。更严重的是，由于在工厂中频繁使用，最初在公差范围内制造的工具会超出公差。另外，工厂中由温度变化引起的尺寸变化，也会使在工具上加工的部件的最终尺寸产生变化，特别是在当工具材料与机翼材料的热膨胀系数有很大差别时，如一般情况工具由钢制成而机翼元件由铝或钛制成时，情况更是如此。由于飞机结构尺寸常控制在0.005英寸范围内，所以温度产生的尺寸变化可能是很明显的。

在工具上对部件进行手工钻孔会使孔不够圆，或者当钻具作用在部件上有与部件不太垂直的角度时，以及当钻具以非精确线性运动插入部件中时，孔不能垂直于部件表面。当部件紧固在非圆形孔中时，部件会偏离其预定位置，并且非圆孔或者与相配元件上的孔轴向斜交的孔，会使不均匀孔与紧固件产生干涉，这就减小了与部件表面垂直钻的圆孔的强度和疲劳寿命。机翼组件上的公差会导致比原始设计尺寸明显增长，特别是在部件的一端位于工具上时，迫使所有的部件尺寸的变化都面向一个方向，而不是将部件中心定位在真实的预定位置上时更是如此。

机翼元件经常通过高度压配紧固件和/或装入到冷作处理的孔中的紧固件来紧固在一起。这种高度压配的紧固件、如铆钉和锁定螺栓，以及冷作的紧固件孔，均在孔周围的金属中产生应力模型，这就提高了组装连接的疲劳寿命，但是这种长应力模型线会使组件尺寸增长，主要是在纵向上伸长，并使伸长部件在长度方向变形或呈“香蕉”状。试图努力限制组件不产生这种变形通常是无结果的，所以至今许多成功的技术是试图预测变形的程度，并将组件变形的程度考虑到部件的原始设计中，以在设计中考虑称之为构型的因素。但是，这种预测仅是近似的，因为在实际安装紧固件和对孔进行冷加工时自然会发生多种变化情况，所以最终组件的构型常有不可预定性的程度。在各组件紧固成最终组件之前，已有很长时间寻求有关使各组件变形的影响消除的问题，这在机翼制造中以及在飞机的其它部件制造中都具有很高的价值。

制造机翼的主装配工具并使之保持在公差内是很昂贵的，还需要花费很长的设计和制造等研制时间。对现有型号飞机机翼的重新设计来说，即使在空气动力学方面有新的进展，制造机翼主工具的高额费用和较长的研制时间也是极大的阻碍，这是因为新的设计需要重新制造所有的机翼主工具，和一些或者全部的机翼元件的加工工具。

有些航空顾客有由现有飞机型号不具备的特殊需求，能为这些顾客迅速地设计和制造特定机翼的能力，可以使飞行器构架制造商具有许多竞争优势。至今为止，这种能力并不存在，因为专用的机翼主装配工具和这种工具所需要的工厂场地空间使得“设计机翼”的成本相当高。但是，如果用于制造一定型号飞机上标准机翼的同一工具，也能够快速和方便地转而制造适于有特殊需要的顾客所需的定制机翼，再转回至标准型号或者其它定制机翼的设计，就可以向顾客提供适于特殊需要的带优化机翼的飞机。新机翼增加的费用仅仅是设计费和可能要对顶梁进行某些适当加工的费用，以及对机翼设计来说是统一的其它低廉工具的费用。

使用常设工艺装备(hard tooling)进行制造加工的缺点是固有的。尽管这些缺点能够通过严格的质量控制技术加以减少，但在用常设工艺装备(hardtooling)制造大型机械构件的时候，总在一定程度上存在这些缺点。已发展了确定性装配方法，并用于飞机机身制造中，其中用自定位零件代替结构加固点工具，以通过它们自身的尺寸结合在部件设计中的某些对应的特征来确定组件的结构。这一新方法，如Micale和Strand名称为“板条和机身装置”的美国专利第5,560,102号所示，已经经过证明能够在最少的重新加工下生产出更精确的组件。在飞机机翼制造中采用确定性装配方法是一种较好的方法，它能消除或者减少使用常备工艺装备，同时提高工厂的生产能力，并通过减小部件的可变性来提高产品质量，还降低了产品成本，并可在快速变化设计中提供灵活性以适应顾客的需求。这些改进将极利于飞行器制造商和顾客，并提高制造商在市场中的竞争地位。本发明就是实现该过程的重要步骤。

发明目的

因此，本发明的目的是提供一种根据原始工程设计，由柔性和半柔性部件和组件制造大型的和沉重的装置、例如飞机机翼的方法，它不依靠传统的“结构加固点”(“hard point”)工具来决定部件的相互位置和装置的轮廓。

本发明的另一目的是提供一种制造飞机机翼的方法，它使用部件上的固有特征来使部件自身定位并决定组件的尺寸和形状，而不是利用传统工具的尺寸和形状来决定组件的尺寸和形状。

本发明的再一目的是提供一种用于制造机翼的系统，它本质上比已有技术更精确，并能够制造出这种结构，即其中的部件能更精确地定位于所述结构上，并且与工程设计所规定的公差更加一致。

本发明的再一目的是提供一种用于制造机翼的系统，它能比已知的传统技术更快和更便宜地制造机翼，且需要较少的工厂空间，并且在规定的工程公差范围内，对制造部件的工人的技术依赖程度更小。

本发明的再一目的是提供一种方法和装置，它便于在一定精度和可重复性下制造组件，所述精度和可重复性使机翼能够在原始工程机翼设计所规定的公差内制造。

本发明的再一目的是提供一种制造飞机机翼的方法，其操作顺序设置成在机翼或者机翼元件，例如在压配紧固件的操作下，使机翼或者元件变形之后，向具体部件或者组件施加重要特征。

本发明的再一目的是提供一种由变形的部件或者组件组装成主组件的方法，它是通过下述方式调节所述变形，即通过检测程序建立变形部件或者组件的部分数字代表值，并将其与安装它的空间比较，然后对变形后的部件或者组件产生最佳安装方向以减小变形的影响。

本发明的再一目的是提供一种用于制造飞机机翼的方法，其中仅控制元件和机翼的关键特征，并且仅当它们重要时加以控制，然后当它们不再重要后就可以变化。

本发明的这些以及其它特征将从下述系统获得，该系统使用下述方法由柔性和半柔性组件组装成机翼和其它大型、重型配件，即利用具体元件或者组件的关键特征之间的空间关系，所述特征表示为坐标特征、比如由精密的数控机床利用源于工程产品设计的数字数据而在部件和组件上钻或者加工孔和加工表面。因而使元件和组件以其自身的内在因素确定机翼的尺寸和轮廓。

附图说明

在结合下述附图阅读对最佳实施例的描述后，本发明及其许多欲达到的目的和优点将得以更好地理解，其中：

图1是根据本发明所述的飞机机翼装配方法的上部概括示意图；

图2A-2F是在本发明所述的、将元件和组件装配成本发明的机翼壳体的方法中，表示某些阶段步骤的示意图；

图3是根据本发明所述的部分机翼主装配结构的立体图；

图4是图3所示的机翼主装配结构中的一个横梁的立体图；

图5是用于将数据从数字产品设计转换成机床控制器中的指令，以执行一定的装配操作的计算机体系结构和流程示意图；

图6表示紧固在本发明制造的飞机机翼中的翼梁之间的翼肋截面图；

图7是在本发明制造的机翼的截面图中，表示纵梁、机翼蒙皮、翼肋和翼梁之间的连接件的放大图；

图8是根据本发明的机翼和飞机机身之间的机体侧部连接关系的截面图；

图8A是根据本发明制造的机翼内侧端部的立体图，表示机体侧部的装配；

图9是已部分装配的机翼壳体的截面图，表示带有纵梁的顶部和底部翼板所跨过的翼梁，但为清楚起见，省略了翼肋；

图10是本发明已完全装配的机翼壳体立体图，它省略了机体侧部薄板，从而展示机翼壳体的内部；

图11是图10所示机翼壳体内端部的放大立体图；

图12是棱边卡规/夹具的局部剖视图，该卡规/夹具用于将翼梁相对于翼板定位并夹紧就位；

图13是在本发明方法中使用的临时翼梁支撑件的截面图；

图14是根据本发明制造的机翼壳体的分解图，表示紧固在两个翼梁之间的剪切方向拉紧的翼肋，翼板已除去；

图15是假想的机翼壳体的立体图，表示装在机翼壳体上的发动机支柱的位置；

图16和17是安装在后部翼梁和下部翼板之间的襟翼支撑件的正视图和俯视图；

图18是表示将副翼铰链翼肋安装到后部翼梁的方法的示意图；

图19是本发明的以翼梁为基础的机翼装配方法的示意图，其中在装配时机翼水线位于竖直方向；和

图20是使用以翼梁为基础的水平装配方法进行装配机翼的装置端部剖视图。

最佳实施例描述

本发明将借助最佳实施例加以描述，即描述装配飞机机翼的方法。但是，也可以考虑到将本发明扩大应用于把部件装配成主组件的场合，并希望遵循一组所要求的规定的尺寸公差值，特别是在一些或者所有的部件和组件都是柔性的或者半柔性的情况下。

现在参见附图，其中相似的序号表示相同或者相应的部件，特别参见图1，它是一概括示意图，表示了根据本发明所述的确定性机翼装配方法的主要工艺步骤。该方法开始是建造机翼的主元件，包括上部和下部翼板30和32、后翼梁34和前翼梁36以及翼梁中的翼肋38。这些主元件一起被带到计算机数控机床40上，并在水平位置装配成机翼，如图2所示，在安装于机床40的床身44上的一系列夹具42上进行装配。下部翼板32位于夹持工具42上，翼梁34和36位于邻近下部翼板32的后缘和前缘。翼肋38位于翼梁34和36之间，并紧固于翼梁和下部翼板32上，翼梁32和34也紧固于下部翼板32上。三个发动机支柱配件250固定在机翼壳体下，而紧固件通过下部机翼蒙皮延伸，并进入固定在指定翼肋上的内部承载配件48中，还有一个用于起落架连接件212的轴承208随同向前的轴销配件210一起安装在后部翼梁上。通过将上部翼板30紧固在前部和后部翼梁以及翼肋38上而封闭机翼。下面将详细描述实施这些步骤的工艺。

希望在最佳实施例中使用普通的紧固件。这些普通的紧固件，比如铆钉、螺栓、锁紧螺栓、锁定件(Hi-Locks)和类似元件在航空工业中广泛应用，它们是公知和可靠的。但是，本发明并不局限于使用普通的紧固件，它完全适于使用先进的紧固技术，比如热固性合成部件的共硫化(Co-Curing)和其它粘接技术、由Peterson等人申请的、名称为“用于热塑焊接的多次感应加热”的专利申请第08/367,546号所述的热塑性部件的感应焊接、PCT国际申请第W093/10935所述的金属部件的摩擦焊接等，这些工艺是完全公知的，并且在用于飞机重要构件的加工中证明是可靠的。

在该方法中使用的工具、如夹具42主要用于在机床40上进行钴孔和切削时支撑元件和部件，比如用Henri Line的龙门式五轴机床或者用CincinnatiMilacron的立式五轴机床加工。也可以使用具有相似性能的其它机床。所需的性能是指主轴定位的精确性和可重复性，在这种应用中精确性和可重复性应约±0.005”，并且加工是在机床控制器控制下进行的，可以对所述控制器编程，以连接来源于机翼和机翼元件的工程机构的数字产品设计数据，使得由数字产品设计所规定的坐标特征能够由机床40精确和可重复地体现。这两个性能使机床40采用坐标特征，比如坐标孔和加工表面，使部件、元件和组件能够位于由数字产品设计所规定的精确位置。用这些坐标特征使部件和元件在被销钉定住或者被紧固住的地方相互定位，从而消除或者极大地减少对固定的常设工艺装备的需要，而在以前是采用这些常设工艺装备将部件和零件相互定位的。这样，这些坐标特征确定了构成组件的部件和元件的相对位置，从而确定了组件的尺寸和形状，而不受任何工具的限制。

翼板的装配

翼板装配开始将夹具42安装在机床床身44上。夹具42可以采用多种设计形式中的一种，它支撑多块机翼蒙皮厚板54，这些厚板54组装起来构成下部机翼蒙皮56。这些厚板54的下表面或者“外部型线”被支撑于通常所述的水平或者平放的位置，所述下表面或者“外部型线”与工程设计时所确定的翼板轮廓相一致。图3表示了一套夹具42的最佳实施例。每一夹具包括一个支撑横梁60的坚实的基础结构58，机翼厚板54位于所述横梁上，厚板54的外表面与横梁60顶部的接触垫62相接触。该接触垫62是诸如超高密度的聚乙烯、聚氨酯或者特氟龙等耐久的非磨削材料的耐磨条带，它支撑机翼厚板54，但在压缩时不弯曲，且不会擦伤机翼蒙皮厚板54上的表面涂层。在夹具42第一次安装在机床床身44上后，采用来自数字产品设计的数据，用机床40将接触垫62加工到由工程设计确定的精确形状。

数字产品设计是产品的最终工程依据，在本案中，产品是特定形式的飞机。在计算机辅助设计程序中，主机64中存有数字模型66，它包括能完全确定产品的所有尺寸、公差、材料和工艺。在一个文件中带有来自模型66的尺寸数据，将它提供给NC程序员，程序员用它建立起数据库68和加工指令，例如刀具的类型和尺寸、进给速度和机床40的控制器所用的控制机床工作的其它信息。将该数据库和进给加工指令发送给后信息处理器70，在这里数据和指令转换为机器可读文件72，并传送和储存在数据管理系统74中，在这里进行储存以备机床控制器78使用。一旦发出命令，文件72就通过电话线76或者其它公知的通讯方式传送给机床控制器78，在机床40工作时供控制器使用。

在数据管理系统74中的文件72用于对机床控制器78编程，以指示机床40钻坐标孔和紧固件孔，以及下述的其它精加工和定位操作。机床40还为三个精确钻孔的套筒80而在横梁60上钻孔，将在套筒80中设置一组精确磨削的对正销82，用于将机翼蒙皮厚板54定位在横梁60的已知位置。该位置并不重要，所以机翼的精度不取决于机翼蒙皮厚板54在横梁60上的对正精度，因为已经用安装在机床40上的接触传感器84检测了厚板位于横梁60上的实际位置。起动真空源86在横梁60上的一系列吸气杯88中形成吸力，保证将机翼蒙皮厚板54抵靠在横梁60的接触垫62上定位，接触传感器84由机床40带动来检测机翼厚板54上的关键坐标特征。用于该目的的适当的传感器可以是一个型号为RW486的Renishaw接触传感器，由纽约Onendagua的Renishaw公司制造，也可以使用适于其它动力源的其它传感器。

在检测机翼蒙皮厚板54上的关键坐标特征以确定横梁60上厚板的实际位置之后，更新或者校准机床控制程序，以横梁60上机翼蒙皮厚板54的实际位置校准由数字产品设计设置的数据组。现在，加工程序被初始化，在机翼蒙皮厚板54的内端钻坐标孔，这些孔对应于一系列机翼纵粱90的内端上钻的坐标孔。纵梁90纵向延伸，或者沿机翼展开，并用作将几个机翼蒙皮厚板54连接到单独的翼板32中，同时也加固了翼板。它们还用作内翼梁翼肋38和机翼蒙皮56之间的连接机构，下面将详细描述。纵梁90沿机翼展开并通过坐标孔而位于厚板54上，而纵梁90的浮动端在机床40作用下沿弦向延伸到厚板下方，且在延伸时被钻孔和固定。机床40可仅使用一个简单销啮合纵梁的侧面将其沿弦向定位，也可以使用Peter McCowin的专利5,299,894或5,477,596所示的对中机构。

为了保证纵梁90与翼肋38相交的位置在指定的公差范围内，使得翼板30可以紧固在翼肋38上，而不必使用垫片且不拉紧翼板，纵梁90必须精确和稳定地固定在机翼蒙皮厚板54上。确定性装配方法是一种可用的方法，在坏的翼板32生产出来之前，它可采用统计的控制方法来检测超出公差的趋势，这样就能够进行正确的操作。翼板制造的精确性保证了机翼元件在没有给部件预应力条件下以及不产生外貌缺陷的情况下组装在一起。并保证组装的机翼具备与设计相同的空气动力学功能。纵梁90在翼板30和32上的精确位置，使得下述情况成为可能，即可采用较小的“垫块”，或加厚翼肋38的翼弦218或216上的区域，以及纵梁与翼肋翼弦92以螺栓相连的区域，如图6和7所示，以代替普通情况下适应纵梁的各个位置的大面积垫块。较小的垫块减小了翼肋翼弦和纵梁的重量，增加了飞机的承载能力。

在纵梁90的内端部钻有坐标孔。最好是当初始制造纵梁时钻出坐标孔，但也可以在此后但在机翼蒙皮厚板54就位前，在专用夹具或者就在同一机床40的同一或者相似的夹具42上进行钻孔。纵梁紧固件孔的特定位置也在机术控制程序中，通过所述孔纵梁将铆接在机翼蒙皮厚板上，该程序是事先从数字产品设计数据库中下装的。机床程序控制钻头到达这些紧固件孔的特定位置，即通常是要安装铆钉的一个或多个位置，安装这些铆钉是使纵梁固定到机翼蒙皮厚板上从而形成翼板。可以在非机床40的其它机床上对纵梁钻孔，而机翼蒙皮厚板是位于所述机床40上并在其上钻孔的，但这可能是带来误差的来源。

纵梁紧固在机翼蒙皮厚板54上，以将它们一起固定在正确组装的下部翼板32中，但是纵梁90与机翼蒙皮厚板54的最终固定必须在翼板组装完成之前进行。在所需的精度和质量稳定性条件下，有多种公知的翼板铆接机可以进行钻孔和铆接操作。一种这样的机器展示在Hanks等人于1995年2月7日申请的、名称为“紧固件检验系统”的专利申请第08/386,364号中。另一种这样的机器是颁给Peter Zieve的专利5,033,174中所示的轭架机翼铆接机。另外，希望使用上部和下部龙门式安装的钻孔/铆接装置将纵梁铆接在相同的横梁60s上，例如采用专利5,231,747中所示的结构。

在将纵梁90固定在机翼蒙皮厚板54上的所有铆钉都安装完后，通过使用翼板30中的坐标孔和横梁60上的对准销82，将机翼蒙皮再次定位于夹具42上。在翼板30上的几个参考平面、如安装在翼板上的精确钻孔中的工具球或者参考销，由机床40中的传感器84检测，以确定翼板32在夹具42上的实际位置，并且根据翼板32在夹具42上的实际位置校准加工程序。在机床40上安装有铣刀，因为在将纵梁90铆接到翼板32时安装了多个铆钉，所以长度和宽度增加了，但尽管这样，翼板仍被修整到数字产品设计所确定的精确的边缘尺寸，以保证机翼尺寸如所规定的那样。该步骤是根据本发明的原理之一进行的，即直至部件在上游的工序中加工变形后，才在部件和组件中应用自身重要的加工特征。也就是说，边缘加工和其它的修整操作可以在将纵梁90固定在机翼蒙皮厚板54之前进行，但是，进行这项工作需要估算组件在铆接时可能产生的增长量。这种估算可以非常精确并且已经成功地进行了许多年，但是总存在一些不可预料的因素，因为在安装铆钉、锁紧螺栓、锁定件(Hi-locks)和其它压配紧固件时，有很多工艺参数是变化的，例如精确的孔径或者孔的圆度在钻头磨损后会变化，由于机器的设置而使铆钉孔的沉孔深度稍稍变化，且铆钉的直径也会稍有变化。即使当这些参数都在公差内，在压配铆钉时，它们在安装后的铆钉中产生的变化会在大的部件、比如翼板中积聚，从而使组件的尺寸明显不同。可以在采用诸如安装压配紧固件、热处理和喷射硬化等装配和制造工艺使工件变形之后，通过安排采用部件和组件上的重要特征来消除这种变化的影响。

如图8和8A所示，通过将T形翼弦的外部凸缘102上精确钻出的坐标孔与翼板内边缘上的相应的坐标孔对齐的方法，使T形翼弦100位于下部翼板32的内边缘。T形翼弦的精确定位是很重要的，部分原因是它决定了机翼在飞机上的位置，另外，还因为T形翼弦上的垂直凸缘104必须在垂直平面内与其它机翼构件上的相应凸缘对齐，以用于安装机身侧部薄板106，这将在下面加以描述。该薄板与凸缘密封并且作为机翼油箱的内部构件，所以凸缘必须在对齐时具有小的公差，以便能够正确地装配机身侧部薄板106。

通过将预钻在叶片元件上的坐标孔与穿过T形翼弦凸缘和机翼蒙皮的坐标孔对齐，叶片元件108定位于T形翼弦凸缘102的上方。使临时紧固件通过坐标孔可将该T形翼弦和叶片元件夹持定位，并通过组件钻削全尺寸的紧固件孔。叶片元件上的一系列垂直叶片110与每一下部机翼纵梁90上的平面抵靠并平齐，且被夹持在其上，叶片110的后部钻有全尺寸的紧固件孔。将叶片元件108和T行翼弦100拆开并进行去毛刺，将孔再经过冷作硬化处理以增加其疲劳寿命，这是由于T形翼弦和叶片元件是连接在机身中的机翼支柱上的机翼连接件的一部分，并且连接件承担高应力和交变负载。该T形翼弦100涂覆有密封剂，并用螺栓112安装到下部翼板32的内部边缘。

上部翼板30是最后安装到机翼壳体上的主要组件，并且仅在下部机翼壳体已制造好以后安装。但是，上部翼板30也可以与下部翼板32平行制造，或者根据人力资源在最佳的时候制造。上部翼板30与下部翼板32的结构和装配工艺非常相似，所以就不单独描述了。一个特殊情况是有关所谓的“加双翼弦”(“double-pluschord”)116，借助于它，机翼的上部翼板30安装到机身中的机翼支柱(未表示)上。如图8所示，加双翼弦116具有上部和下部垂直凸缘118和120，当机翼安装到飞机上时，它们分别固定在机身蒙皮122和机身侧部薄板106上。在加双翼弦116的每一侧上两个附加的且垂直间隔的侧向延伸凸缘124和126，与内侧的机翼支柱接合，并在加双翼弦的外侧安放上部翼板30的内端。在内端穿过上部机翼蒙皮和纵梁90钻出的坐标孔，与在侧向延伸的凸缘126上钻有的相应的坐标孔对齐，以便当机翼外壳安装到机翼支柱上时使机翼壳体正确定位。

制造好内翼梁翼肋38并运至机翼主装配区域，准备装配到机翼上。翼肋38基本上有两种形式：经加工的翼肋和组装的翼肋。经加工的翼肋是从固体铝板制成的，其优点是尺寸精度较高。但是，在高速加工工艺出现之前，即加工薄壁构件时不产生因为刀具的局部热量而使其弯曲的问题，必须使构件比工程分析时承受预载所需的构件重，以防止薄壁的热变形。加工元件的较大重量和高费用延迟了整体加工翼肋和其它元件的制成时间，但是，已发展一些新的工艺解决这些问题，使这些元件在飞机结构中具有更广泛的用途。

如图6和7所示，用本发明的确定性装配方法来制造组装翼肋214，该方法与第一次所述的美国申请以及与本案共同申请的名称为“确定性翼梁装配”中所公开的制造机翼翼梁的方法类似。翼肋薄板216是利用龙门机床等从铝板上切割下来的，所述机床被编程，可以驱动刀具绕所述翼肋薄板216的轮廓运行。翼肋薄板轮廓数据从负责机翼和翼肋数字产品设计的工程管理机构输入机床驱动程序中。翼肋薄板216上的上部和下部翼肋翼弦218和220，确定了翼肋214的高度轮廓以及机翼的弦向轮廓，所以它们必须精确地位于翼肋薄板216上。通过使用前述的临时申请和名称为“确定性翼梁装配”的PCT申请等所述的精确定位和夹持技术，翼肋翼弦能够精确地定位于翼肋薄板214上。穿过夹持的翼肋薄板216和翼肋翼弦218和220钻紧固件孔，压配的紧固件插入并紧固在其中。在固定紧固件并且在压配紧固件作用下翼肋完全变形后，翼肋薄板216被最后修整到指定长度。在翼肋214的两端钻有坐标孔，用于将翼肋杆204紧固到翼梁上。使用带有控制器的机床40等精确设置翼肋杆坐标孔的位置，所述机床控制器的程序中具有源于数字翼肋设计的坐标孔位置。

图7所示的酚醛垫圈222在翼肋翼弦和纵梁90相接触的位置上连接到翼肋翼弦218和220。这些垫圈制得比所需厚度稍厚，并在制造翼肋的机床上或者具有适当加工精度的机床上加工到正确的厚度，使翼肋38达到翼肋的数字零件设计所指定的正确高度。酚醛垫圈222在翼肋38和纵梁90之间形成轴承面，当飞机飞行过程中机翼弯曲时，承受翼肋38和翼板30和32之间的相对移动。在这种连接应用中，垫圈还可用作磨损材料，垫圈能够被修整，使翼肋38的高度精确地达到翼肋的数字零件设计所规定的高度。

在纵梁90全部紧固到翼板30上后，在夹具42上进行机翼的总装。该翼板放置在夹具42上纵梁的一侧上，并移动到使翼板上至少一个坐标孔与横梁60之一上相应位置的孔对齐的位置。更方便的情况是，通过将气压源连接到横梁60中向吸气杯88供应真空气体的管线上，翼板30能够浮动在空气垫上。当翼板30精确地定位于横梁60上时，将指引销插入翼板和横梁60上的坐标孔中，并且真空杯88与真空源190相连，以将翼板30拉出抵靠在横梁60的接触垫62上，并将其牢固定位。

当翼板32定位并固定到横梁60上时，用接触传感器84检测翼板32，以使诸如工具球或加工好的元件等对应元件定位于翼板中，例如定位于坐标孔中。将在翼板30上检测的元件的预定位置记录在数字零件设计中，并且将检测到的实际位置与预定位置相比较。把加工程序校准成与横梁60上的翼板的实际位置相一致，使在翼板上的后续加工能够以其实际位置精确地进行。

机床40的控制器中的程序被初始化，以驱动加工刀具环绕翼板的边缘，而将翼板32最终修整到尺寸。在安装了所有的纵梁紧固件之后而不是之前进行这一最终的修整工序，可以消除由许多纵梁紧固件造成的尺寸变化的影响，这样翼板30的尺寸能够精确地达到产品设计所确定的尺寸。

安装翼梁和翼肋

用前后翼梁36和34内端的坐标孔的位置、以及用于翼肋和纵梁连接螺栓的下部翼板32的纵梁90上的孔的位置，对机床控制器78进行编程，然后机床钻出这些孔，此后撤走龙门架。在翼梁之一的底部翼弦上施加有密封剂，翼梁置于翼板的边缘上，且内部坐标孔与翼板上钻出的孔对齐。通过使用一个或者多个卡规/夹具224，翼梁的另一端相对于翼板的边缘精确定位，如图12所示，为此目的，需精确加工夹具224。也可使用翼板外端的第二坐标孔，但此时确定的是翼梁和翼板之间的边缘关系，而不是翼梁的长度，这一点很重要。本发明的原理是控制重要的尺寸，但仅仅当它们重要时才控制；翼梁的长度在这一装配阶段并不重要，所以仅需控制翼梁对翼板之间的边缘关系。必须对准翼梁长度以及从翼板30的边缘弦向的坐标孔并不需要高精度，所以边缘卡规最好跨过翼梁外端的坐标孔。

图12所示的每个卡规/夹具224都包括主体226和台阶230，主体226的一端带有一个上翻的凸缘228，台阶230位于主体226中间。上翻的凸缘228具有端面232，端面232进行精确地磨削以配合翼梁薄板132的角度，台阶230也进行精确地磨削，使得表面232和台阶之间的距离，与翼梁薄板132的后表面和翼板32的后缘之间，在设置卡规/夹具224的位置上所需的距离相同。临时的紧固件、如图20所示的cleco紧固件234，通过经上翻的凸缘228和薄板132以及翼梁34的下部翼弦136钻过的孔，而将卡规/夹具224紧固在翼梁34的下部边缘。

在翼梁34通过销定位于下部翼板32的内端并位于相对翼板边缘的邻近位置时，将卡规/夹具224安装到翼梁34的下部边缘，并且台阶230抵靠在下部翼板32的后缘。肘杆式夹具240的可枢轴安装的臂238末端的螺钉236，紧紧压靠翼板32的下侧，以便将夹具固定在翼板32上，并将翼梁34向下拉而靠在机翼蒙皮56的上表面上。

前翼梁36和后翼梁34均可首先置于翼板32上。在第一实施例中，为了方便，首先放置后翼梁34，但是，在将前翼梁36和前缘导向件连接过程中，可能希望首先安装前翼梁，同时用悬臂起重机支撑前伸的前缘导向件的悬臂重量。

首先安装的翼梁用夹具和/或诸如可拆除的cleco紧固件等的临时紧固件固定。如果首先安装带有前缘件的前翼梁，则将如图13所示的三角形构件242等临时翼梁支撑件用销子定位于翼肋杆204上，并夹持在下部翼板32的纵梁90上，以抵抗由前缘件的重量而产生的倾翻力矩，并在翼肋旋转过程中将翼梁定位。

在纵梁90上放置一些翼肋38，翼肋38用销子穿过预钻在翼肋杆204和翼肋38端部中的坐标孔定位于翼肋杆204上。在前后翼梁安装到翼板32上后，很难调配翼肋到前后翼梁34和32之间的位置。现在，在另一翼梁的底部翼弦上施加密封剂，密封剂位于邻近另一边缘的翼板32上，所述翼梁内端的坐标孔与翼板32中的相应的坐标孔对齐并被销住。已定位的翼肋38的末端用销子定位于第二翼梁的翼肋杆204上，该翼梁夹持在由翼肋38确定的位置上。另一些翼肋38均位于翼梁之间的位置，并且在其各自的翼肋杆204上用销子定位于翼梁上。

通过将翼肋夹紧在翼肋杆上，并且一个一个地除去对应销或者临时紧固件，使翼肋紧固在翼肋杆上，然后钻孔并将对齐的坐标孔铰削至全尺寸，以便插入永久的紧固件。另外，也可以将对应孔钻至接近全尺寸，使它们仅需要进行快速铰削就可加工出紧固件所用的高质量孔。当将翼肋紧固在翼梁翼肋杆的操作时，除去临时翼梁支撑件242。

翼梁在翼板边缘上的精确定位，和将翼肋精确安装到翼梁的翼肋杆上，这就保证了机翼壳体能够根据数字机翼产品设计精确地制造，所述机翼壳体由翼梁、翼肋和两个翼板构成。使用已有工艺制成的机翼壳体的尺寸变化，使得表面控制构件、例如前缘板和后缘襟翼安装困难，还使得将机翼安装到飞机上的操作困难。依据本发明制造的机翼壳体，这些困难最大限度地消除了，因为装配尺寸能够保持在一个小的公差内。将机翼制成指定的工程公差的能力，使得在机翼制造中可第一次使用先进的公差技术，例如在Atinson、Miller和Scholz申请的名称为“统计误差”的PCT申请PCT/US96/10757中所公开的那样。通过减少或者消除再次加工而在工厂中得到经济效果，并降低了实施本发明的设备资本费用和废除了传统的机翼总装工具。

将图7所示的翼肋紧固件244通过翼梁凸起和酚醛垫圈222和翼肋翼弦凸缘插入预钻孔中。如果采用了连接的酚醛垫圈，如最佳实施例所述，它们已经被加工到正确的高度。如果不是，在翼肋螺栓244插入之前，在纵梁凸起和翼梁翼弦之间插入单独的酚醛垫圈。在翼肋翼弦凸缘和纵梁凸台上预钻的孔是滑动配合孔，当在飞行中机翼弯曲时，这使得翼肋38和翼板30的纵梁90之间可进行有限的滑动，因此在这些翼肋紧固件孔上的公差，可以比在装配时确定部件位置的坐标孔上的公差放宽一些。

借助翼梁36和34，以及紧固在一起并且在下部翼板32上适当对齐的翼肋38，现在这些翼梁可临时地紧固定位。如图12所示，再安放上夹具，该夹具最好是边缘卡规224的一部分，以相对于翼板32的前缘和后缘将翼梁定位。这些夹具在下部翼弦136和翼板32之间产生足够大的层面压力，以防止层间的毛刺插入翼梁/板条的界面。这种毛刺会干扰翼梁和翼板32之间的正确连接，并且由于在交界面间有密封剂，所以这些毛刺很难被去除。还钻有用于临时紧固件的孔，在安装永久紧固件的过程中，紧固件插入孔中以便将翼梁定位。将临时紧固件孔钻得尺寸不够，这样，当钻削全尺寸的紧固件孔时，由于插入压配紧固件时的变形而产生的任何尺寸偏差都将被去除。当紧固翼梁时，也可采用其它用于将翼梁定位的技术代替临时紧固件。

现在，用永久紧固件将翼梁定位紧固在翼板32的边缘上。机床40在下部翼梁翼弦136的底部凸缘144上从下表面或者蒙皮侧钻孔。如果使用的特殊机床40不能从下方钻孔，也可以从上方直接精确地钻出导向孔，该导向孔用于导引钻头并用普通的电动工具从下方对紧固件孔进行锪钻。在钻削过程中，插入并压紧紧固件，使得在紧固过程中消除沿翼梁的长度方向上的翼梁和翼板之间的任何长度的增加。紧固件并不插入邻近高应力区域，比如发动机支杆元件、起落架安装元件、机身侧部翼肋等处的孔中，因为这些孔需冷作硬化，而存有湿式密封剂不适于这些冷作条件下的孔。留下这些需要冷作的孔，直至密封剂已经硬化。带有辐射式引线的压配紧固件可减小对孔进行冷作的需要。在密封剂硬化以后，这些处于高应力区的孔被冷作处理，再经铰孔和锪钻，然后安装并压紧紧固件。

下面，将剪切方向拉紧的翼肋38′紧固到下部翼板32上。如图14所示，剪切方向拉紧的翼肋38′带有凸起246，它沿纵梁之间延伸，并终止于凸缘或者接触垫248，接触垫248接合并紧固在机翼蒙皮56的下面。在制造剪切方向拉紧的翼肋时，位于垫248上预钻的导向孔由机械师利用来穿过机翼蒙皮56从后面钻孔。并不需要在每个垫上从后面钻孔，这是因为其目的仅是固定沿剪切方向拉紧的柔性翼肋的位置，即使将翼肋末端固定在翼梁的翼肋杆204上，翼肋也会大致在翼展方向弯曲，直到它们固定在纵梁90和/或机翼蒙皮56上时为止。安装临时紧固件将沿剪切方向拉紧的翼肋38′定位，同时从下面钻削永久的沉头紧固件孔，即从蒙皮侧向上穿过剪切方向拉紧的垫248钻削。可以用机械师操作的落地式平衡钻孔装置钻出永久的紧固件孔，或者最好用能够检测钻削的导向孔位置的机床进行钻孔，所述导向孔于选定的沿剪切方向拉紧的垫上钻削，通过这种检测，能够校准源于产品设计的数字数据，所述数据根据导向孔的指示按剪切方向拉紧的翼肋的实际位置进行设置。然后，机床进行钻孔并对永久紧固件孔进行锪钻。在安装这些紧固件前，机械师运用“切屑梳刀”，即一种薄的刀形工具，通过沿剪切方向拉紧的翼肋垫和机翼蒙皮之间的交界面，去除在钻削时可能插入交界面中的任何切屑或者毛刺。在内侧的机械师将紧固件从蒙皮侧插入并将其紧固，机械师在紧固件上安装并压紧螺母或者套环，并用适当的电动工具将它们紧固。

如图15所示，三个支杆元件250在发动机支杆位置处定位于下部翼板32的下侧，并借助于将预钻在支杆元件250上的坐标孔与用机床40在翼板上钻出的坐标孔对齐，而对支杆元件导向。通过在制造翼肋时对预钻的坐标孔进行精确钻削，内部承载元件252安装到翼肋38上，借助于穿过机翼蒙皮56中的孔和内部承载元件252的支脚上的对齐孔延伸的紧固件，支杆元件250安装到内部承载元件252上。通过穿过孔延伸的紧固件，前面的两个支杆元件紧固在底部翼梁翼弦上，所述孔由机床40精确钻削，也就是使用数字产品设计数据向机床40的控制器78传达信息，以确定这些紧固件孔的位置。将支杆元件250精确地定位于机翼壳体上是很重要的，这是因为它们支撑保险销，这些销承载机翼上的发动机支杆，并且保险销孔253的轴线必须恰当地对齐，以保证发动机与机翼正确连接。采用源于最终工程机构的数字机翼产品设计的数据来精确地钻出坐标孔，保证了发动机支杆元件250精确地定位，从而消除或者减少了后续加工中可能由支杆元件的定位偏差而产生的任何问题。在一些对齐的对应孔中插入临时的紧固件，以将发动机支杆元件和内部承载元件固定定位，同时钻出永久的紧固件孔。这种钻孔工作可用手持式电动钻完成，但最好是用机床40完成。如果要将孔进行冷作处理，应去除并修整支杆元件，再对翼板、翼肋和支杆元件250上的紧固件孔进行冷作处理和铰孔。然后施加接触面密封剂，并将支杆元件装回其原位，再由机械师插入并压紧紧固件。

如图16和17所示，通过将预钻在襟翼反作用元件254上的坐标孔与翼板上的相应的坐标孔对齐，使襟翼反作用元件254安装在下部翼板32的下侧。这些对应孔可以是全尺寸紧固件孔，因为它们并不用作从后面钻削的导向孔或者临时紧固件孔。这些孔经冷作处理并进行铰削，然后安装上紧固件并压紧这些紧固件，从而将襟翼反作用元件定位。在组装翼梁时，通过将预钻在襟翼支撑元件256和翼梁薄板132上的坐标孔257对齐，并将它们夹紧在对齐位置，可以将对应的襟翼支撑元件256安装到后部翼梁34上。

封闭机翼的步骤包括将上部翼板30安装到机翼壳体支架上。向上部翼梁翼弦134的凸缘施加密封剂，并且用起重机将上部翼板30提起，并下放到组装好的下部机翼壳体组件的翼梁和翼肋上。借助于在翼板组装过程中，预钻在翼板30内端的坐标孔，和在翼梁组装过程中，翼梁的内端中、最好是末端元件206中的孔，上部翼板30被引导至翼梁的内端。在上部翼板30和下部机翼壳体组件上的另一对对应元件相互定位，以确定上部翼板30在下部机翼壳体组件上的唯一位置。这另一对对应元件可以是上部翼板边缘和前后翼梁36或34的上部翼梁翼弦134中的坐标孔，或者最好是上部翼板的前边缘和前翼梁的相应边缘上的对应表面，它们借助于边缘定位工具和图12所示的夹具式卡规/夹具224彼此相对定位。

上部翼板30在下部机翼壳体上的正确定位，保证了位于上部翼板30内边缘上的加双翼弦116的垂直边缘120，与位于下部翼板32内边缘上的T形翼弦100的垂直边缘104在垂直平面内对齐，并且也与前、后翼梁36和34上的末端元件206的内部凸缘对齐。这四个凸缘的对齐保证了机体侧部翼肋薄板106将放平抵靠在所有四个凸缘上，并且在安装时能可靠和永久地密封。

通过使用类似于图12所示的夹具224的边缘夹具和类似物，将上部翼板30夹持在适当的引导位置上。如图7所示，翼肋螺栓244插穿过上部翼肋翼弦和纵梁90中的预钻孔。因为现在机翼壳体被上部翼板30封闭，所以要通过下部翼板32上的开口258进入机翼壳体的内部。一种小的机械装置经过每一翼肋之间的开口258慢慢伸入机翼壳体中，将翼肋螺栓244插入上部翼肋翼弦和纵梁90中的对齐的孔中，并旋紧螺栓。在组装翼板时，当上部翼板恰当地位于下部机翼壳体上时，在纵梁90位置上的精确控制使得能预钻出翼肋螺栓孔，并且与纵梁90上的翼肋螺栓孔排成直线，从而消除了从机翼壳体内侧钻出翼肋螺栓孔的需要，并且还能够在将翼肋和纵梁用翼肋螺栓紧固在一起的位置，使用更小的翼肋和纵梁垫块。预钻翼肋螺栓孔的另一个优点是，能够沿机翼上纵梁90的翼展方向使有时弯曲的翼肋中部精确地定位。

现在，上部翼板30紧固在翼肋38上，并夹持在翼梁34和36上，机械师通过使用手持式电动钻，从机翼壳体的内侧向上通过翼肋杆204顶部的剪切拉紧凸缘206和机翼外壳，钻出临时导向孔。在从后面钻削的过程中，由机床40产生的反作用力，防止了在钻削导向孔时，施加于钻具上的力的作用下，上部翼板30从上部翼梁翼弦134上抬起。在导向孔中安装临时紧固件，以将翼板30紧固靠在翼梁翼弦134上，同时钻出永久紧固件孔，使得切屑和毛刺不会进入翼梁翼弦和上部翼板之间的交界面。通过控制翼肋翼弦在翼肋薄板上的位置而精确地控制翼肋高度和轮廓，这就保证了翼肋和翼梁翼弦的高度和轮廓相近，使翼板的纵梁90位于翼肋翼弦上，以及机翼蒙皮平顺地位于翼梁翼弦上方，而不会产生任何需要垫片的不连续情况。

通过使用确定紧固件位置和尺寸的、源于数字机翼产品设计的数据，将机床40校准到翼梁与翼板紧固件的位置。紧固件孔应该精确地垂直于机翼蒙皮的表面，使得沉孔轴在紧固件的位置上也垂直于机翼蒙皮。插入紧固件孔的锥形头紧固件将进入沉孔中，其头部与机翼蒙皮的表面平齐，所述紧固件孔是在紧固件的位置上垂直于机翼蒙皮表面钻出的。位于不垂直的紧固件孔中的紧固件将使紧固件锥形头部的一边突出沉孔，而另一边凹陷低于表面。将紧固件以这种方式不正确地安装几乎是不能接受的。对头部进行刮削可以去除突出的边缘，但是会使该头部侧面太窄。头部中凹陷的边缘仍然凹陷，这就不能对机翼表面进行刮削或者砂磨处理。为了保证钻出的紧固件孔垂直于机翼表面，可以使用自行垂直的钻头，如Gregory Clark于1997年1月8日申请的、名称为“自行垂直钻头”(“Self-NormalizingDill Head”)的美国专利申请08/785,821中所示。

机床40钻出并且锪钻紧固件孔并插入紧固件。用机翼壳体内侧的机械装置安装螺母或者套环，在插入紧固件时，用电动工具旋紧紧固件。这些孔在机翼蒙皮上钻出并经锪钻，并且这些孔穿过翼梁翼弦上的顶部凸缘延伸。钻头上的压力边施加压力，帮助夹具和临时紧固件在机翼蒙皮和翼梁翼弦之间的交界面处保持压力，并防止切屑和毛刺插入该交界面。该压力还帮助挤压出任何过量的密封剂，所述密封剂会少量残留在切屑上，使得密封剂能够在不堵塞切屑抽吸系统的情况下被抽走。可以在需要冷作的孔中安装临时紧固件，直到密封剂硬化为止，在此之后，可以对孔进行冷作处理和铰削，并安装永久紧固件。

如图14所示，使用数字产品设计数据向机床控制器发出剪切方向拉紧垫248在上部机翼蒙皮下的位置信息，并通过用机床40从机翼蒙皮上方钻出紧固件孔，将上部翼板30紧固在沿剪切方向拉紧的翼肋38′上。因为翼肋具有柔性，所以希望机械师穿过在选定的剪切拉紧垫248上预钻的导向孔从后面钻削导向孔，并安装导向平头紧固件，以使沿剪切方向拉紧的翼肋38′克服沿翼展方向的弯曲而在其中部定位。然后，机床40检测平头紧固件的导向头，并根据由导向头的位置确定的沿剪切方向拉紧的翼肋38′的实际位置校准机床加工程序。机床40从上部机翼蒙皮上方钻出全尺寸紧固件孔并对它锪钻，同时机翼壳体内侧的机械装置运行位于剪切拉紧垫248和机翼蒙皮内表面之间的切屑梳刀。机床40插入紧固件，同时机翼壳体内侧的机械装置使螺母或者套环就位，并用适当的电动工具将螺栓旋紧。

副翼铰链翼肋130安装到后部翼梁34上，用于支撑与后部翼梁相隔设置的套管中的副翼铰链杆。对于副翼的平稳和安全操作来说，副翼铰链翼肋末端的套管与平行于后部翼梁的单一轴线精确地对齐是很重要的。由于副翼铰链翼肋130的长度，其位置有一点偏差，就会使铰链翼肋末端的铰链套管的预计位置产生大的偏差。已经发现，即使在组装翼梁34时，最精确地安装副翼铰链翼肋，在最后机翼壳体组装阶段产生的小偏差也足以造成铰链翼肋末端产生不能接受的位移，使它们不再能轴向对齐。因此，在本发明的实际应用中，安装铰链翼肋的步骤安排在当大多数的变形情况都结束时的装配阶段。

另一个影响安装后的铰链翼肋130上的铰链套管位置精度的因素，是在铰链套管的位置上、副翼铰链翼肋130的邻近端或安装端的位置的微小变化。即使在翼梁薄板中和副翼铰链翼肋的邻近端非常精确地钻出坐标孔，在相对表面的平整度方面的微小位置变化、铰链翼肋与其末端安装板之间的垂直度变化，以及其它小的变化，也会明显地影响在将翼肋安装到后部翼梁之后铰链套管的空间位置。

本发明为了避免所有这些问题，铰链翼肋130末端的铰链套管设置在其极限位置，并且铰链翼肋安装到翼梁上与翼梁薄板相接触的位置。这样就简单地避免了试图控制影响铰链套管位置的全部因素所碰到的困难。机床40的控制器78控制机床40，将安装销262定位在由数字产品设计确定的后部翼梁的后部，以定位铰链套管，如图18所示，所述安装销262由机床40夹持。一个铰链翼肋末端的铰链套管滑动到安装销262上，精确地定位于由数字产品设计确定的位置，并且铰链翼肋的邻近端安装到翼梁薄板上由铰链套管的位置所确定的位置上。

如图8和8A所示，通过使用预钻在机身侧部薄板106和四个凸缘上的坐标孔，机身侧部的薄板106位于加双翼弦116的垂直凸缘120和T形翼弦100的垂直凸缘104，以及翼梁末端元件207的两侧凸缘上。安装临时紧固件以将机身侧部薄板106夹持定位，同时穿过薄板和四个凸缘钻出全尺寸的紧固件孔。再除去薄板106并对孔去毛刺，薄板的接触面涂有密封剂。该涂覆的薄板再次置于凸缘上，并将紧固件插入孔中。机翼壳体内的机械装置在紧固件上安装螺母或者套环，并用适当的电动工具旋紧它们。

该确定性装配方法不仅限于按平置机翼的水线在如图3所示的水平位置或者放下的位置装配主要元件。其它装配方向可以是以翼梁为基础的垂直位置或者“在边缘上”(“on-edge”)的方向，即机翼水线如图19那样垂直，并使用后部翼梁作为基础元件，在其上进行组装。后部翼梁支撑在带处于水平位置的翼梁薄板的翼梁支撑结构264上，该实施例采用后部翼梁34′作为基础组件，翼肋和机翼蒙皮安装在该组件上。当进行组装工作时，翼梁支撑结构264将后部翼梁精确地保持在其理论形状。利用将与翼肋杆204共有的翼肋上的坐标孔对齐，使翼肋38定位于后部翼梁34′上。安装临时支撑件以稳定翼肋38，直到它们安装到前翼肋36′上为止。还提供有一系列夹具266，以便使前翼梁36′保持在相对于后部翼梁34′的理论水线位置。夹具266可将前翼梁36′上下调整，因为翼肋坐标孔之间的距离决定了前后翼梁之间的弦向距离，这一点如同图1所示实施例那样。当安装好所有的紧固件并将翼肋紧固在翼梁上后，可除去临时翼肋支撑件。

通过在翼板内端的坐标孔中插入对准销，上部翼板定位抵靠在内部机翼构件上，并精确地定位。该坐标孔与后部翼梁34′内端共用。后部翼梁中的外部和中间第二导向孔提供了附加的定位，但是允许在翼展方向具有一些偏差，例如，在一个部件上可以使用不同的不足尺寸的孔或一条槽。设计不同翼板夹具来支撑翼板重量，因为穿过坐标孔的对准销一般不会设计成支撑大负载的形式。由于翼板夹具并不是翼板定位用的基础结构，所以提供有诸如独立千斤顶或类似物等的调整机构，以便于将翼板和翼梁上的坐标孔对齐。

在翼板克服翼肋和前翼梁作用而被束紧或被拉紧后，在机翼蒙皮、翼梁和翼肋上相配钻出全尺寸的紧固件孔。机翼的形状是由翼肋的形状和位置决定的。通过从后翼梁开始，利用逐个安装紧固件来绕翼肋包裹机翼蒙皮，直到机翼蒙皮碰到前翼梁为止，这样使机翼蒙皮与翼肋一致。不需要在前翼梁和机翼蒙皮的前缘有共用的坐标孔，并且这种机翼的设计使得在固定的前缘和机翼蒙皮之间花费较少。

在钻出紧固件孔之后，翼板从翼肋上分离，并对翼梁进行去毛刺、清理、接触面密封和再次定位到翼肋和翼梁上。再象前述方式一样安装并压紧紧固件。利用数控轨迹钻床、机床或者类似装置，在蒙皮上钻出与翼梁共用的孔，从而不必使用通常需要在传统的机翼制造设备中使用的钻孔模板。象上部蒙皮一样，将下部蒙皮定位并引导至后部翼梁上。通过使用以销定位于蒙皮上的关键坐标孔中的轻质工具，来使发动机舱、起落架、襟翼导轨和其它主要元件定位。

图20表示了以翼梁为基础的水平装配技术。该技术能够接近机翼的顶侧和底侧，并使在机翼两侧同时操作成为可能，从而加快物流量，提高了生产率。

安装前后翼梁34和36，并将它们支撑在装有固定向上的支柱275的翼梁支撑件270和274上，翼梁支撑件270和272在支柱275中的线性轴承或导轨中横向滑动，以安放不同型号飞机的不同尺寸的机翼。这种横向自由移动，使得翼梁能自身调整到由内部翼粱翼肋端部钻的坐标孔所决定的、翼梁之间的横向间隙。

在支柱275顶部支承的刚性纵梁279上，安装有两个横向间隔的导轨277。还安装有上部龙门架280，用于在控制器78的控制下由往复电机282带动在导轨277上纵向移动。安装在导轨288上的横向移动板286，借助于滚珠螺母290与滚珠丝杠的啮合而驱动，导轨288固定于龙门架280上。滚珠丝杠292在控制器78的控制下由安装在板286后面的伺服电机驱动。垂直臂295安装在线性轴承上，并由驱动电机驱动，该电机具有一个肘节297，它能倾斜到所需角度并能绕臂295的垂直轴线转动。该肘节带有夹持器，用于容纳端部操纵器的机械和电力连接装置，使得臂295能够将端部操纵器定位于所需的位置，用于钻孔、对孔测量和修整以及插入紧固件。

下部龙门架300安装在导轨302上以便纵向移动，导轨302安装在邻近支柱275的内侧边缘的台阶304上。龙门架300具有一臂308，该臂象臂295那样安装，除了其工作端位于顶端而不是象龙门架280的臂295那样位于底端以外，在其它方面，龙门架280和300基本上相同。

在工作时，翼梁34和36定位于翼梁支撑件272上，翼肋被导向至翼梁上的翼肋杆，并借助临时紧固件穿过对应孔紧固于其上。使用上部和下部龙门架钻出紧固件孔，再将翼肋除去并去毛刺，向与翼肋杆共用的接触面施加密封剂。这些翼肋再次定位，并且由龙门架280和300上的端部操纵器插入紧固件，由跟随在龙门架后面的工人将紧固件紧固。

当所有的翼肋都安装好后，下部龙门架300移动到停止位置，其一端纵向移出机翼位置，下部翼板32由起重机传送到支撑于同一轨道302的葛尔尼(gurney)上，并移动到在葛尔尼上的内部翼梁翼肋38和翼梁34与36的下方位置。用一系列垂直伸缩的支撑件，将下部翼板32提升到翼梁34和36与内部翼梁翼肋38的下表面，且通过将翼板32和翼梁34和36上的预钻的坐标孔对齐而将翼板32导向至翼梁。用条带环绕每一翼肋而将翼板临时定位，然后收缩垂直伸缩的支撑件，清除了下部龙门架300移入的路径，并开始钻削用于将翼板32安装到翼梁和翼肋上的紧固件孔。上部龙门架臂295可定位于臂308的对面，从而提供反作用的夹持力，以防止当钻头断裂穿过翼板时，在臂308的末端操纵器中钻孔时的进给力，从翼板32上抬起翼肋或者翼梁翼弦凸缘，这可能使层间的毛刺进入表面之间。由于不需要经常去毛刺步骤，所以当翼板32第一次定位时，可以施加密封剂。

当下部翼板32安装之后，上部龙门架280移动到比机翼位置远的停止位置，上部翼板30由桥式起重机直接传送到翼梁和翼肋上的预定位置。通过龙门架臂295支撑的端部操纵器，在翼板上预钻的坐标孔和在翼梁34和36上钻出的坐标孔对齐，使上部翼板30导向至其正确位置。在对齐的坐标孔中的导向销将翼板锁定在适当位置，然后龙门架臂295移动到由加工程序68指定的位置，以便钻出紧固件孔。根据翼梁翼弦凸缘和翼肋翼弦凸缘的刚度，和如进给力等的钻削参数，可能需要将翼板30提升足够高度，以打开通到翼板30的下侧和翼梁与翼肋翼弦顶侧的用于去毛刺操作的通道，来去除紧固件孔的毛刺。再施加密封剂并将翼板重新定位，如上所述那样插入和固定紧固件。

翼梁和翼板的端部修整，可以用由臂295和308夹持的端部操纵器中的镂铣刀具进行。上述其它元件的坐标孔从设备上移去元件后由连接的龙门架端部操纵器钻出。可由龙门架端部操纵器用正确间隔夹持的销子安装副翼铰链翼肋。

还打算将图20所示的两个支撑夹具端部对端部地定位，使得在组装机翼时龙门定位器/机床能够位于一端加工，同时工人位于另一端来移去组装好的机翼，并布置为组装另一个机翼所用的零件。

如上所述，本发明公开了这样一种系统，它用于在高精度和可重复性条件下将机翼组件组装成一个完整的机翼。在本发明所公开实施的确定性装配方法中，利用了具体部件和组件的关键特征之间的空间关系，如同在数字设计中所确定的和由数控工具使用源于工程机构的原始部件设计数据，将坐标孔和其它坐标特征设置到部件和组件上为代表的空间关系，以控制组件中的具体部件的相对位置和组件之间的相对关系，使得部件和组件能够自行定位。该方法消除了数十年来在飞行器构架工业中传统的常设工艺装备的需要，并且可以第一次组装大型、沉重、柔性和半柔性的机械结构，所述结构的轮廓和结构中的相对尺寸由部件自身而不是工具决定。

以这种不需依靠固定工具的方式，可以调节由制造工艺、比如由压配紧固件和冷加工所产生的变形的情况下组装机翼，因此在制造过程中，在由前面加工步骤产生了影响关键特征在机翼上的位置或方位变形之后，在机翼上以工程设计所确定的精确位置安排关键特征。现在，工厂能够在CNC机床的实际范围内，制造工程数据所提供的任何形状和尺寸的机翼，并且比用固定工具制造得更快和更精确。组装和维护普通的机翼元件和机翼主工具的费用，以及用于这种固定工具的工厂场地空间，不再需要折旧和折算到飞机价格中，而且还能够制造满足特定顾客的特殊需要的机翼。

很明显，在本发明公开的内容中，本领域的技术人员能够对本发明所公开的系统做出多种改进和变化。因此，应该清楚地理解到，这些改进和变形及其等效形式都处于下述权利要求所确定的本发明的实质和范围内。

Claims (67)

1．一种用于制造机翼的组装机翼元件的装置，机翼元件包括机翼翼梁和上部与下部翼板之间的翼肋，装置包括：

一个机床；

一个夹具，它用于夹持所述下部翼板，并将所述下部翼板侧部置于所述机床上；

一个零件程序，它基于具有机翼组件详细设计信息的数据库，所述信息直接来自于原始数字工程部件设计记录，包括坐标特征元件在所述下部翼板上的位置，用于将邻近所述下部翼板前、后边缘的所述翼梁定位，所述零件程序还包括加工指令，用于指示所述机床运动，以携带切削刀具运动到所述下部翼板的位置，在由所述原始数字工程零件设计所确定的位置上，进行紧固所述部件所需的加工操作；

一个机床控制器，它用于根据所述部件程序中的指令控制所述机床的运动，并自动地进行检测，以检验所述机床、夹具位置和所述夹具上的所述元件的位置的精度。

2．如权利要求1所述的用于组装机翼元件的装置，还包括：

一个导引装置，它安装在所述夹具上的作为参考物的公知位置；

一个探测端部操纵器，它具有能被所述机床夹持和对中的内部连接装置，并具有与所述导引装置相感应接触的探测器；

所述机床具有传感器，用于当所述探测器接触所述导引装置时，指示所述探测端部操纵器的位置。

3．如权利要求2所述的用于组装机翼元件的装置，其中，所述导引装置包括：

一个基础元件，它带有在所述参考物的已知精确位置上的已知精确尺寸的孔，所述孔可由机床携带的检测器检测；

因此所述孔可被所述检测器检测，由所述检测器测量的尺寸与所述孔的已知尺寸和位置相比较，以便决定所述机床的精度。

4．如权利要求1所述的用于组装机翼元件的装置，还包括：

坐标测量装置，它用于检测所述元件的参考面的空间位置，并产生指示所述空间位置的信号；

一个通讯通道，用于将所述信号传送给所述机床控制器，以利用所述空间位置对所述部件程序进行更新。

5．如权利要求1所述的用于组装机翼元件的装置，还包括：

所述夹具包括一个基础元件，该基础元件具有多个对齐的销，用于将所述翼板以精确的位置定位在所述夹具上；

一个探测端部操纵器，它具有能被所述机床夹持和对中的内部连接装置，并具有与所述销感应接触的探测器；

因此所述销可被所述检测器检测，并由所述检测器测量其位置，所述位置可与所述销的已知位置相比较，以决定所述夹具的位置精度。

6．一种制造机翼的方法，包括：

将一个翼板置于夹具上，并夹持所述翼板而使其固定在所述夹具上；

使用数控机床在所述翼板和两个机翼翼梁中精确地设置重要的坐标特征，所述机床在部件程序中运行，所述程序包括源于工程数据机构的数字机翼产品设计数据，所述重要坐标特征设置在所述翼板的一定位置上，当所述翼梁精确地定位于预定位置上时，所述重要坐标特征与所述机翼翼梁上的相应的坐标特征具有预定的关系，所述翼梁在所述翼板上沿弦向相互间隔，这是依据在所述翼梁上的带有重要特征的蒙皮，由所述数字机翼产品设计确定的，所述机翼蒙皮位于所述相互预定关系的位置上；和

以固定的关系将所述机翼翼梁相对于所述预定位置上的所述机翼蒙皮紧固。

7．如权利要求6所述的制造机翼的方法，还包括：

在所述翼板定位于所述夹具上之后，用坐标测量系统检测在所述翼板上的参考面，以得到所述翼板在所述夹具上的精确位置数据；

校准所述机翼部件程序，以与所述夹具上的所述翼板的精确位置相一致。

8．如权利要求6所述的制造机翼的方法，还包括：

使用数控机床将翼肋与翼梁的重要坐标特征元件设置在多个机翼翼肋和翼梁上，所述机床在程序中运行，所述程序包括源于工程数据机构的数字机翼产品设计数据，当所述翼肋和机翼翼梁的所述翼肋与翼梁的重要坐标特征以相互预定的关系定位时，所述翼肋相对于所述机翼翼梁精确地位于由所述数字机翼产品数据所确定的预定位置；

在所述预定位置将所述机翼翼肋紧固在所述机翼翼梁上。

9．如权利要求8所述的制造机翼的方法，还包括：

使用数控机床在下部机翼蒙皮纵梁和下部翼梁翼弦上钻出多个纵梁与翼弦的坐标孔，所述纵梁安装在下部机翼蒙皮上，所述机床在程序中运行，所述程序包括源于工程数据机构的数字机翼产品设计数据，当所述翼肋和机翼翼梁的所述纵梁与翼弦的重要坐标特征以相互预定的关系定位时，所述下部机翼蒙皮相对于翼板精确地定位于由所述数字机翼产品数据确定的预定位置；

在所述预定位置将所述机翼纵梁和所述机翼翼梁紧固在一起。

10．如权利要求9所述的制造机翼的方法，还包括：

使用数控机床将参考夹具在空间上相对于后部翼梁定位，使之位于对应于铰链轴线的预定位置的位置上，所述铰链轴线的预定位置是由所述数字产品设计相对于所述后部机翼翼梁确定的，所述机床在程序中运行，所述程序包括源于工程数据机构的数字机翼产品设计数据；

将安装在铰链翼肋末端的铰链套管滑动到所述夹具上，并将所述铰链翼肋的邻近端固定到所述后部翼梁的一定位置上，这样使所述铰链轴线保持在所述预定的铰链轴线位置，所述铰链轴线相对于机翼精确地位于由所述数字机翼产品设计所确定的预定位置上。

11．如权利要求6所述的制造机翼的方法，其中，所述机翼蒙皮以水平方向定位于所述夹具上。

12．如权利要求6所述的制造机翼的方法，其中，

利用所述一个翼梁和所述翼板所共用的坐标孔，将一个翼梁定位于所述翼板上，并且利用所述翼板的边缘作为另一个参考坐标夹具来成角度地定位于所述翼板上；

利用所述另一个翼梁和所述翼板所共用的坐标孔，将另一个翼梁定位于所述翼板上，并且利用紧固在所述翼梁之间的翼肋来成角度地定位于所述翼板上，以确定沿所述翼梁在远离所述坐标孔的位置上所述翼梁之间的间距。

13．如权利要求6所述的制造机翼的方法，其中，所述翼板在垂直方向定位于所述夹具上。

14．如权利要求6所述的制造机翼的方法，还包括：

使用数控机床将翼肋与翼梁的重要坐标特征设置在多个内部翼梁翼肋和翼梁上，所述机床在程序中运行，所述程序包括源于工程数据机构的数字机翼产品设计数据，当所述翼肋和翼梁中的所述翼肋与翼梁的重要特征以相互预定的关系定位时，所述翼肋相对于所述机翼翼梁精确地位于由所述数字机翼产品数据所确定的预定位置。

15．一种制造飞机机翼的方法，所述机翼具有上部和下部标准型线，这些型线严格对应于所述机翼的设计规格，所述机翼具有上部和下部机翼蒙皮翼板，每一翼板带有内部和外部轮廓表面，包括：

将多个横梁定位于机床的床身上，当所述横梁位于所述机床床身上时，其上部轮廓与所述机翼的所期望的下部标准型线严格一致；

将所述下部机翼蒙皮翼板导引至所述横梁上，并在其上用下部外表面支撑所述下部翼板，所述下部外表面与所述期望的外轮廓严格一致；

利用源于工程机构的数字机翼产品设计数据，对所述机床编程以确定所述坐标特征的位置，用机床在下部翼板上加工出坐标特征；

将密封剂施加到前后机翼翼梁的下部凸缘的外表面上，再利用所述翼梁上坐标特征和所述下部翼板上的坐标特征，将邻近前边缘的所述下部翼板上的前机翼翼梁精确定位，并将邻近后边缘的所述下部翼板上的后机翼翼梁精确定位；

将固定位置上的一个所述翼梁紧固到邻近一个边缘的翼板上，将另一个翼梁的一端紧固到邻近所述翼板的另一个边缘的位置上；

在多个内部翼梁翼肋的端部钻出坐标孔，并且在安装于所述翼梁上的多个翼肋杆上钻出坐标孔，所述翼肋杆安装在对应于所述内部翼梁翼肋在所述翼梁上的期望位置，所述坐标孔、所述翼肋杆坐标孔和所述翼肋端部坐标孔由机床精确地钻出，所述机床用源于工程机构的数字机翼产品设计数据所得的孔位置数据编程，将所述翼肋杆坐标孔和所述翼肋端部坐标孔定位，以便将在所述内部翼梁翼肋上的剪切拉紧表面和纵梁接触表面定位，使得当所述翼板紧固在所述内部翼梁翼肋上时，所述翼板外轮廓表面严格对应于所期望的机翼轮廓；

将所述内部翼梁翼肋紧固在所述翼肋杆的一定位置上，该位置是由所述翼肋杆坐标孔与所述翼肋端部坐标孔对准所决定的；

通过从所述翼板和所述翼梁凸缘上钻孔，将所述前后翼梁固定到所述下部翼板上，穿过所述孔插入紧固件，并在所述孔中紧固所述紧固件；

将所述下部翼板紧固在所述翼肋和所述翼梁上，以制造出下部机翼壳体组件；和

使上部翼板在所述下部机翼壳体上定位，并将所述上部翼板紧固在所述翼肋和所述翼梁上。

16．如权利要求15所述的制造机翼的方法，还包括：

通过指令所述机床运行到与所述剪切条带的凸缘垂直对齐的位置，而将所述翼板紧固在所述剪切条带上；

利用所述机床上的钻头，穿过所述翼板和所述剪切条带凸缘进行钻孔；

在所述孔中插入和紧固紧固件；

所述指令步骤包括：从所述数字机翼产品设计数据库中向机床控制器下装数据，并使用所述数据来向所述机床控制器传递所述紧固件孔的位置信息。

17．如权利要求15所述的制造机翼的方法，其中，

用压配紧固件将所述翼肋翼弦紧固到所述翼肋薄板上；

在所述翼肋翼弦紧固到所述翼肋薄板上后，至少钻出一个所述翼肋与翼梁的坐标孔；所述前后翼梁之间的弦向距离由所述翼肋一端的翼肋与翼梁坐标孔设定之前，所述翼肋薄板在压配紧固件的作用下变形。

18．如权利要求15所述的制造机翼的方法，还包括：

使用源于所述工程机构的数字机翼产品设计数据，对控制机床操作的机床控制器编程，用所述机床加工所述横梁，以生产出所述上部轮廓。

19．如权利要求15所述的制造机翼的方法，还包括：

通过将机床夹持的销定位于副翼铰链轴线上的一定位置，将副翼铰链翼肋安装到后部翼梁上，所述位置由用于机翼的源于所述工程机构的数字机翼产品设计数据决定；

在所述副翼铰链翼肋的末端将铰链套管滑动到所述销上，以将所述铰链翼肋的末端精确地定位于其指定位置；

将所述铰链翼肋紧固于所述后部翼梁的一定位置上，以在所述销移去后，保持所述翼肋的末端的所述位置；

从所述铰链套管上移去所述销。

20．一种根据所述机翼的数字工程产品设计，并在所述设计确定的公差内组装机翼的方法，包括：

使用数控机床在主机翼元件上加工坐标特征，包括机翼翼梁、多个翼肋和机翼蒙皮，所述机床在程序中运行，所述程序包括源于最终工程数据机构的数字机翼产品设计数据，当所述坐标特征中相应的特征相互对齐时，所述坐标特征精确地位于由所述数字机翼产品数据所确定的所述元件的预定位置上，使所述元件相互位于由所述数字机翼产品设计所确定的位置上；

在夹具上支撑所述元件之一；和

在由所述坐标特征确定的结构中，根据机翼的数字工程产品设计，并在所述设计确定的公差内，相对于所述一个元件定位另一个所述元件。

21．如权利要求20所述的组装机翼的方法，其中，所述一个元件是一个机翼翼梁，所述夹具在水平位置支撑所述机翼翼梁，用垂直取向的水线平面。

22．如权利要求20所述的组装机翼的方法，其中，所述一个元件是一个翼板，所述夹具具有在水平位置支撑所述翼板的朝上的表面。

23．如权利要求22所述的组装机翼的方法，其中，所述夹具的朝上的表面被数控机床加工成由数字工程机翼产品设计数据所决定的轮廓。

24．如权利要求20所述的组装机翼的方法，还包括：

用所述机床携带的检测器检测已知尺寸和位置的参考物，以将所述参考物的预测尺寸和位置与机床实际测量到的尺寸和位置相比较，来检查所述机床的精度。

25．如权利要求20所述的组装机翼的方法，其中，所述一个元件是一个翼梁，所述夹具在水平位置支撑所述机翼翼梁，用垂直取向的水线平面。

26．一种用于制造产品的方法，包括组装具体部件，使产品在数字产品设计时确定的数字产品模型的指定公差内，包括：

形成数字设计，包括所述每一具体部件的数字模型，当以数字方式组装时，所述具体部件数字模型对应于所述数字产品模型；

根据所述具体部件设计来制造所述具体部件；

用下述步骤将所述具体部件组装成所述产品：

a．将所述具体部件的第一主组件置于夹具的支撑面上，并在所述支撑面上以预定的空间方向取向；

b．测量所述第一主组件的实际位置，以决定它在所述夹具上的精确实际位置；

c．相应于所述第一主组件在所述支撑面上的实际位置，校准所述数字模型的取向；

d．根据所述数字模型相对于第一主组件将其它部件定位，并将所述其它部件紧固到所述组件上以生产出所述产品。

27．如权利要求26所述的方法，还包括：

在将所述第一主组件置于所述支撑面之前，在CNC控制器的控制下，利用源于所述数字产品设计的数据对所述控制器编程，而用修整工具对所述支撑面进行修整，直至形成由所述数字产品设计所确定的精确轮廓。

28．如权利要求26所述的方法，其中，

所述其它元件相对于所述第一主组件的所述定位，包括在所述部件中加工坐标特征，并用坐标特征以相互预定的关系设置所述部件，以便将它们相互精确地定位；

所述加工步骤包括对精密机床的CNC控制器编程，以指令刀具精确定位，设计成象数字产品设计中的坐标特征那样，并在所述部件上切削所述坐标特征。

29．如权利要求26所述的方法，其中，

所述紧固步骤包括：

a)穿过所述部件的接触部分钻出紧固件孔；和

b)在所述孔中插入压配紧固件；

因此，通过在最终的修整操作之前，将所述紧固件插入组件中的工序，从而消除了尺寸变化，这种尺寸变化是由于插入所述紧固件而利于产生积累变形造成的。

30．如权利要求26所述的方法，其中，所述钻削操作包括：

将所述数字产品设计数据传送到机床的CNC控制器；

在所述机床上精确地驱动钻头，直至到达所述数字产品设计所规定的紧固件位置处；

将所述部件压在一起，以防止毛刺插入所述紧固件位置处的所述部件之间的交界面中；

钻削所述孔。

31．如权利要求26所述的方法，还包括：

部分地根据所述部件的尺寸精度对于所述组件的尺寸精度的重要性，来分配每一所述部件的优先级；

将所述部件组装到与优先级相适应的尺寸精度；

将所述部件的尺寸精度仅仅保持到所述部件的尺寸精度对于所述组件的尺寸精度仍重要的时候。

32．一种用于将副翼铰链翼肋精确地紧固到飞机机翼的后部翼梁上的方法，包括：

将定位销在空间精确地定位于后部翼梁的后部一定位置上，所述位置由数字机翼产品设计数据所确定，用于作为所述副翼铰链翼肋末端的铰链套管的期望位置；

将所述铰链套管滑动到所述定位销上；和

将副翼铰链翼肋的邻近端安装到所述后部翼梁的一定位置上，该位置保持翼肋末端的所述铰链套管位于所期望的位置。

33．如权利要求32所述的方法，其中，所述定位步骤包括：

将所述的定位销安装到机床上；和

根据所述数字机翼产品设计的指令，指示机床控制器将所述机床移动到一个位置，该位置将所述安装销精确地定位于所述期望的位置上。

34．如权利要求33所述的方法，还包括：

在所述翼肋的邻近端安装到所述翼梁上之后，从所述铰链套管上移去所述安装销。

35．一种组装飞机机翼的方法，包括：

将飞机机翼翼梁精确地安装到翼板上，包括以下步骤：

a)当第二坐标特征与第一坐标特征以预定的关系定位时，在飞机机翼翼梁上加工第一坐标特征、在所述飞机翼板上加工第二坐标特征，第二坐标特征相对于所述机翼翼梁精确地位于翼板的一点上；

b)穿过坐标孔从所述翼梁向翼板插销；和

c)通过相对于所述边缘设置精确加工的卡规，并抵靠卡规而接触所述边缘，来相对于翼板的边缘定位机翼翼梁的一个边缘，以绕所述销转动翼梁，相对于所述翼板成角度地单独定位翼梁。

36．如权利要求35所述的组装飞机机翼的方法，还包括：

在所述飞机翼板上精确地安装第二飞机机翼翼梁，包括以下步骤：

a)当第四坐标孔与第三坐标孔对齐时，在飞机机翼翼梁上加工第三坐标孔、在所述飞机翼板上加工第四坐标孔，所述第二元件翼梁精确地位于所述翼板的预定位置上；

b)穿过所述第三和第四坐标孔向第二翼梁到翼板进行插销；和

c)通过将飞机翼肋置于所述翼梁之间，并使所述翼肋末端的坐标孔与紧固到所述翼梁上的翼肋杆上相应的坐标孔对齐，相对于所述第一翼梁的边缘进行定位第二机翼翼梁的一个边缘，以相对于所述第一机翼翼梁成角度地单独定位第二翼梁。

37．如权利要求36所述的组装飞机机翼的方法，其中，

所述加工步骤包括从精密机床的CNC控制器装入程序，所述程序具有从数字机翼设计所获得的数据，它们确定翼梁和翼板上的坐标特征的位置、尺寸和形状；和

运行所述控制器中的程序，以便指示刀具精确定位于机翼翼梁和翼板上，设计成如数字机翼设计中的坐标特征那样，并在所述翼梁和翼板上切削所述坐标特征。

38．如权利要求35所述的组装飞机机翼的方法，还包括：

将密封剂施加到与下部翼板接触的、所述机翼翼梁下部翼弦的下部接触面上；

将所述机翼翼梁夹持到所述下部翼板的单独位置，以在所述翼板和翼弦的下表面之间的交界面上产生压力；

通过翼弦和翼板的凸缘钻出紧固件孔，同时保持所述翼梁不从单独位置上移去，由于所述界面间压力的作用，避免毛刺或者切屑进入所述交界面；

在所述紧固件孔中插入并固定紧固件，同时确保所述翼梁不由单独位置上移出，以便使所述翼梁固定在所述单独位置。

39．如权利要求35所述的组装飞机机翼的方法，其中，

所述加工步骤包括运行精密机床的CNC控制器中的程序，以指示刀具在机翼翼梁和翼板上精确定位，设计成如数字机翼产品设计中的坐标特征那样，并在所述翼梁和翼板上切削所述坐标特征，所述程序包括来自数字机翼设计的数据。

40．如权利要求39所述的组装飞机机翼的方法，其中，

在飞机机翼翼梁上的所述第一坐标特征，和飞机翼板上的所述第二坐标特征，是由机床钻出的孔，所述第一坐标特征位于翼梁的内端；和

沿所述翼梁间隔设置了多个卡规，以将翼梁上的多个点相对于翼板边缘定位。

41．如权利要求35所述的组装飞机机翼的方法，还包括：

用安装到所述卡规上的夹具将所述翼梁和翼板夹持在一起，以将翼梁保持在由卡规确定的翼板上的单独位置。

42．一种边缘定位器装置，用于将翼梁定位在从翼板边缘起沿长度方向所要求距离的适当位置，包括：

一个主体，它具有一个由第一竖直表面的一部分形成的台阶，和第二竖直表面，该表面在所述主体上与所述第一竖直表面隔开一定距离；

所述一定距离等于所要求的距离；

因此所述主体位于所述翼梁和翼板的边缘之间，所述第一竖直表面与所述翼梁接合，第二竖直表面与翼板的边缘接合，以便将翼梁定位于沿翼梁长度方向离开翼板边缘的一个要求距离的适当位置上。

43．如权利要求42所述的边缘定位器，还包括：

一个开口，用于通过所述第一竖直表面安放临时紧固件，以将所述主体紧固到所述翼梁上；

由此所述主体借助临时紧固件临时地紧固到翼梁上，所述翼梁位于所述翼板上，第二竖直表面与翼板的边缘接合，以将翼梁定位于希望的位置上。

44．如权利要求42所述的边缘定位器，还包括：

一个安装在所述主体上具有定位的夹具臂的夹具，用于当所述第二竖直表面与翼板的边缘接合，并且所述翼梁位于所述要求的位置上时，夹持所述翼板。

45．如权利要求4 3所述的边缘定位器，还包括：一个位于主体上的支脚，用于将所述第一竖直表面的最下部分定位在翼板上方并相隔开。

46．一种确定性装配的飞机机翼壳体，包括：

两个机翼翼梁，它们精确地位于上部和下部翼板之间的适当位置上，每一机翼翼梁具有延伸的竖直薄板，该薄板带有上、下凸缘，所述每个凸缘上加工有安装的坐标特征；

所述机翼翼梁凸缘，它们紧固到上下翼板上的适当位置，并处在工程公差内，所述公差由最终的工程机构依数字机翼产品设计所规定，通过将所述翼梁凸缘上的坐标特征与翼板上的坐标特征对齐，使所述凸缘上的安装坐标特征将翼梁相对于翼板精确地定位在公差内；

所述翼板坐标特征是用机床上的刀具在控制器的控制下加工出来的，所述控制器经过了编程，该程序包含了源于数字机翼产品设计的数据，所述数字机翼产品设计确定了翼板上的翼板坐标特征的位置，所述特征用于当翼板坐标特征与翼梁凸缘上的相应的坐标特征对齐时，将机翼翼梁相对于翼板定位于适当位置。

47．如权利要求46所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

所述翼梁凸缘上的坐标特征至少包括一个坐标孔，该孔在所述翼梁附近钻出，所述翼板上的所述坐标特征，包括用机床中的钻头在所述翼板上钻出的坐标孔。

48．如权利要求47所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

所述翼梁凸缘上的坐标特征包括凸缘上的边缘表面，凸缘沿侧面延伸并与翼板的边缘表面呈间隔关系，所述边缘表面在所述翼板上构成坐标特征。

49．如权利要求47所述的确定性装配的飞机机翼壳体，还包括：

在所述机翼翼梁之间，以其两相对端紧固在与翼梁相连的翼肋支杆上的内部翼梁；

所述内部翼梁具有上下凸缘，所述上下凸缘以其中间相对端安装到翼板上。

50．如权利要求49所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

通过穿过紧固件孔而延伸的紧固件，所述内部翼梁安装到所述翼板上的预定位置，所钻的紧固件孔穿过所述内部翼梁翼肋的上下凸缘，并穿过所述翼板，所述紧固件孔与在所述内部翼梁翼肋和翼板上的上下凸缘中预钻的坐标孔一致，并相互对齐，从而将所述翼肋相对于翼板定位于所述预定位置；

所述预定位置存在于所述数字机翼产品设计的机翼数字模型中，所述紧固件孔由机床在控制器控制下钻出，所述控制器经过编程，所述程序包含所述数字机翼产品设计数据，这些数据确定了翼板与翼肋和凸缘紧固件孔的位置，用于将所述内部翼肋紧固到所述翼板上的一定位置，该位置由数字机翼产品数据确定，并且当所述内部翼梁翼肋上的坐标孔与翼板上的相应的坐标孔对齐时，形成所述机翼壳体。

51．如权利要求50所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

所述翼板包括机翼蒙皮和安装的纵梁，所述纵梁沿所述机翼壳体的翼展方向延伸，并位于所述翼肋和所述机翼蒙皮之间：

在翼肋插入纵梁的位置处，所述纵梁和翼肋具有加厚的凸台，所述坐标孔延伸穿过所述凸台；

因此所述坐标孔形成了一种增强作用，即所述翼肋和纵梁凸台在公差内垂直对齐，使得与传统翼梁相比，减小了所述凸台的面积和重量。

52．如权利要求49所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，所述翼肋杆位于所述翼梁的适当位置，并且用临时紧固件临时紧固于其上，所述紧固件穿过对齐的翼肋杆坐标孔和翼梁薄板上相应的坐标孔延伸，所述适当位置存在于所述数字机翼产品设计的机翼数字模型中。

53．如权利要求52所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

通过将永久紧固件穿过所述翼肋杆和薄板上的紧固件孔，所述翼肋杆安装在所述翼梁薄板的适当位置上；

所述翼肋杆和薄板上的紧固件孔由机床钻出，所述永久紧固件插入并紧固于其中，同时通过对齐的坐标孔延伸的临时紧固件，翼肋杆临时地固定于适当位置。

54．如权利要求53所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

在翼肋杆被永久紧固件永久地固定在所述适当位置之后，所述临时紧固件由另一些永久紧固件代替；

因此所述翼肋杆在公差内高精度的定位于翼梁薄板上，所述公差由所述数字机翼产品设计确立。

55．如权利要求52所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，由至少一台机床在至少一个控制器控制下钻出所述翼肋杆和翼梁薄板上的坐标孔，所述控制器经过编程，其程序包括所述数字机翼产品设计数据，这些数据确定了翼肋杆和翼梁薄板上坐标孔的位置，用于将翼肋杆对齐和定位在所述翼梁薄板的适当位置上，所述适当位置由所述数字机翼产品设计确定，并且当所述翼肋杆上的坐标孔与翼梁薄板上相应的坐标孔对齐时，形成了所述机翼壳体。

56．如权利要求46所述的确定性装配的飞机机翼壳体，还包括：

多个副翼铰链翼肋，它们安装到最后一个机翼翼梁上，并从那里向后伸出；

所述每一铰链翼肋都具有末端，其中安装有铰链套管，所述铰链套管与一轴线上另一铰链翼肋上的铰链套管轴向对齐，并处于所述数字产品设计确定的工程公差内；

所述每一铰链翼肋都有一紧固到最后翼梁上的安装元件，通过将铰链套管安装到定位销上，所述安装元件定位于所述后翼梁上，所述定位销精确地位于与后翼梁的后部隔开的一定位置上，该位置由所述数字机翼产品设计按副翼铰链翼肋末端的铰链套管的所需位置确定，将所述安装元件紧固到所述翼梁薄板的适当位置，使得在移去定位销时所述铰链套管的移动最小。

57．如权利要求56所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

在翼板安装到翼梁凸缘上后，将所述安装元件安装到所述翼梁薄板上；

因此在将所述翼板紧固到翼梁的过程中，由于翼梁的变形而产生的铰链套管的位移减小了。

58．一种确定性装配的飞机机翼壳体，包括：

前后翼梁，每一翼粱具有带上下凸缘的延伸的竖直薄板；

紧固到所述凸缘上的上下翼板；

多个副翼铰链翼肋，它们安装到后一机翼翼梁上，并从那里向后伸出；

所述每一铰链翼肋都有铰链套管，它们与一轴线上另一铰链翼肋上的铰链套管轴向对齐，处于所述数字产品设计确定的位置工程公差内，所述位置是由机翼的最终工程机构建立和保持的；

所述每一铰链翼肋都有一紧固于后翼梁的安装元件，通过将铰链套管安装到定位销上，所述安装元件定位于所述后翼梁上，所述定位销精确地位于与后翼梁的后部隔开的一定位置上，该位置由所述数字机翼产品设计按副翼铰链翼肋末端的铰链套管的所需位置来确定，再将所述安装元件安放抵靠在所述后翼梁的一定位置，使得在从所述铰链套管移去定位销时，所述铰链套管的移动最小。

59．如权利要求58所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中：

所述定位销在控制器的控制下由机床夹持，所述控制器经过编程，所述程序包含所述数字机翼产品设计数据；

所述数字机翼产品设计数据确定了定位销的位置，用于当铰链套管安装到所述定位销上，将铰链套管相对于所述机翼翼梁定位于一定位置上，该位置由所述数字机翼产品设计数据确定。

60．如权利要求58所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，

在翼板安装到翼梁凸缘上后，所述安装元件安装到所述翼梁薄板上；

因此，在将所述翼板紧固到翼梁的过程中，由于翼梁的变形而产生的铰链套管的位移减小了。

61．如权利要求60所述的确定性装配的飞机机翼壳体，其中，借助于紧固件安装所述安装元件，所述紧固件延伸穿过所述安装元件的紧固件孔，并从后面钻过加强杆的对应紧固件孔，所述加强杆用安装件的紧固件孔作为钻削导向件而安装在所述机翼翼梁上。

62．制造飞机机翼的方法，包括：

以弦向间隔的关系在支撑结构上支撑两个飞机机翼翼梁；

通过将翼肋相对端的坐标孔与安装到翼梁上的翼肋杆的相应的坐标孔对齐，将多个内部翼肋定位在所述翼梁之间；

将所述翼肋连接到翼梁翼肋杆上，以制造机翼壳体支架；

利用将所述翼板上的坐标特征与机翼壳体支架上的相应的坐标特征对齐，将上下翼板定位于机翼壳体支架的适当位置上；

通过经所述翼板和机翼壳体支架钻出紧固件孔，将所述翼板紧固在所述机翼壳体支架的所述适当位置上，并穿过所述紧固件孔插入紧固件，再将紧固件孔中的所述紧固件进行固定。

63．如权利要求62所述的制造飞机机翼的方法，还包括：

检测所述支撑结构上的两个飞机机翼翼梁，以建立翼梁在所述支撑结构上精确的位置信息；和

根据翼梁在所述支撑结构上的精确位置信息，更新机床控制器中的部件程序，所述部件程序包含源于数字机翼产品设计的数据，包括机翼翼梁在支撑结构上的尺寸和位置信息。

64．如权利要求63所述的制造飞机机翼的方法，还包括：

用机床加工翼梁壳体支架上的相应的坐标特征，所述机床经过编程并带有更新的部件程序，所述部件程序也包含源于数字机翼产品设计的数据，包括翼板相对于机翼翼梁和翼肋的尺寸和位置信息，还包括所述机翼壳体支架的所述相应的坐标特征的位置信息。

因此，通过所述翼板上的坐标特征与机翼壳体支架上的相应的坐标特征对齐，将所述机翼壳体支架上的翼板导引到由数字机翼产品设计所确定的适当位置。

65．如权利要求62所述的制造飞机机翼的方法，其中，所述定位步骤包括：

移动携带一个翼梁的所述支撑结构的一部分，使之离开携带另一翼梁的支撑结构的另一部分；

在机床控制器的控制下，用机床在所述另一翼梁上的翼肋杆上钻出相应的坐标孔，所述控制器根据数字机翼产品设计的数据经过编程，所述数据由机翼的最终工程机构建立和维持；

将所述翼肋传送到所述翼梁之间的位置，并临时支撑在所述翼梁之间；

将所述翼肋一端的坐标孔与翼肋杆的相应的坐标孔对齐，以将所述翼肋定位在由所述数字机翼产品设计所确定的位置，并将翼肋的一端紧固在翼肋杆上。

66．一种用于组装机翼壳体的方法，它是根据设计并在数字机翼产品设计所确定的公差内，它是从包括上、下翼板、机翼翼梁和内部翼梁翼肋的主机翼壳体元件进行组装，包括：

通过将所述一个主机翼元件上的至少两个精确加工的坐标特征，相对于相应的从所述支撑夹具伸出的参考表面定位，将一个主机翼元件定位和安装在支撑夹具上的大约由部件程序确定的位置上，所述部件程序包括来自所述数字机翼产品设计的信息，所述信息包括一个主机翼元件上的尺寸数据和位置特征；

用检测器检测所述一个主机翼元件，以确定一个主机翼元件在所述支撑夹具上的实际位置；

根据所述一个主机翼元件在所述支撑夹具上的实际位置，更新所述部件程序；

在机床控制器控制下，使用机床加工一个主机翼元件上的第一坐标特征，所述控制器用所述更新的部件程序编程；

通过将一个主机翼元件上的第一坐标特征与第二主机翼元件上的相应的坐标特征对齐，将第二主机翼元件与所述一个主机翼元件接触，所述接触位置是由数字机翼产品设计所确定的位置；

将所述第二主机翼元件与所述第一主机翼元件在所述确定的位置紧固在一起。

67．如权利要求66所述的从主机翼壳体元件组装机翼壳体的方法，其中，

所述第一主机翼元件是一对机翼翼梁之一，所述翼梁以基本上沿翼梁方向延伸的弦向间隔关系支撑着；

所述第二主机翼元件是一个连接在所述机翼翼梁之间的内部翼梁翼肋；

所述翼梁之一的第一坐标特征包括在翼肋杆上钻出的坐标孔，所述翼肋杆紧固在所述翼梁上；和

所述内部翼梁翼肋上的相应的坐标特征，是至少两个钻在翼肋相对端的与所述翼肋杆的坐标孔对齐的坐标孔之一，用以在确定的位置对所述翼梁间的所述翼肋定位。

Images