DE112019003784T5

DE112019003784T5 - Vorrichtung zur montage von flugzeugkomponenten und werkzeug zur inspektion von flugzeugkomponenten

Info

Publication number: DE112019003784T5
Application number: DE112019003784.6T
Authority: DE
Inventors: Hideki Okada; Shuji Matsui; Fuminori Yano; Kenji Kasahara
Original assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd; Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Jukogyo Kobe Shi Jp KK
Priority date: 2018-08-31
Filing date: 2019-08-30
Publication date: 2021-05-27
Anticipated expiration: 2039-08-31
Also published as: JP7003278B2; WO2020045649A1; US20210253273A1; DE112019003784B4; JPWO2020045649A1

Abstract

Eine Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung (10A) umfasst: eine Vielzahl von Kopfplatten (12); eine Vielzahl von Stellungsreglern (14), die an jeder der Kopfplatten (12) vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler (14) an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement (13) aufweist, das in Kontakt mit einer unteren Fläche oder einer oberen Fläche einer Flugzeugkomponente kommt, wobei jeder Stellungsregler (14) das Aufnahmeelement (13) veranlasst, sich vorwärts zu bewegen und zurückzuziehen; Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren (30), von denen jeder als Steuerdaten einen Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente (13) erfasst, das die untere Fläche des Flugzeugbauteils stützt; und eine Steuerung (20A). Die Steuerung (20A) vergleicht jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit einem voreingestellten Referenzwert, um zu bestimmen, ob ein gleichmäßiger Stützzustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Stützzustand ein Zustand ist, in dem alle Aufnahmeelemente (13) die Flugzeugkomponente gleichmäßig stützen. Wenn festgestellt wird, dass der Zustand der gleichmäßigen Unterstützung nicht erreicht wird, steuert die Steuerung (20A) einen Stellungsregler (14) unter allen Stellungsreglern (14) an, um eine Vorschub-/Rückzugsposition des Aufnahmeelements (13) des Stellungsreglers (14) innerhalb einer Zeichnungstoleranz einzustellen.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Montage von Flugzeugkomponenten, die es ermöglicht, die Montagefähigkeit bei der Montage einer Flugzeugkomponente, wie z.B. einer Flugzeugrumpfplatte oder -haut, zu verbessern, und auf ein Werkzeug zur Inspektion von Flugzeugkomponenten, das in der Lage ist, genau zu bestimmen, ob eine montierte Flugzeugkomponente eine korrekte Komponentenform aufweist oder nicht.
Stand der Technik
Es gibt Montagevorrichtungen für Bauteile, die für die Montage eines Flugzeugbauteils, wie z. B. einer Flugzeugrumpfplatte, verwendet werden. Unter diesen Vorrichtungen gibt es beispielsweise eine bekannte Bauteilmontagevorrichtung namens AJ (AJ steht für Assembly Jig). Um ein Bauteil (z. B. eine Rumpfhaut, einen Rumpfrahmen, ein Rumpfpaneel usw.) mit einer idealen, auf dem CAD gezeichneten Form halten zu können, ist die AJ im Allgemeinen so konfiguriert, dass sie das Bauteil an einer Vielzahl von Punkten oder entlang einer Linie an einer idealen, auf dem CAD gezeichneten Position zur Aufnahme des Bauteils (oder an einer Position, an der die Zeichnungstoleranz minimal ist) hält.
Beispielsweise offenbart die Patentliteratur 1 oder die Patentliteratur 2 eine bekannte Konfiguration eines solchen AJ. Der in Patentliteratur 1 offenbarte AJ umfasst: eine Basis, die mit einer Vielzahl von Rahmenindizes zum Positionieren beider Enden einer Vielzahl von Flugzeugrumpfspanten versehen ist; eine Vielzahl von Kopfplatten, von denen jede von der Basis vorsteht, so dass sie sich entlang eines Flugzeugrumpfpaneels erstreckt, wobei die Kopfplatten parallel zueinander in der axialen Richtung des Flugzeugrumpfpaneels angeordnet sind; und eine Vielzahl von elektrischen Zylindern, die radial an jeder der Vielzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei die elektrischen Zylinder jeweilige Aufnahmeelemente in der radialen Richtung des Flugzeugrumpfpaneels bewegen, wobei die Aufnahmeelemente eine in dem Flugzeugrumpfpaneel enthaltene Haut berühren. Das in der Patentliteratur 1 offenbarte AJ kann für eine Vielzahl von Flugzeugrumpfplatten mit unterschiedlichen Größen oder unterschiedlichen Formen verwendet werden.
Der in der Patentliteratur 1 offenbarte AJ stellt die Hübe der Elektrozylinder ein, um die Aufnahmeteile in ideale Positionen auf dem CAD zu bringen, wodurch eine Haut, ein Paneel oder dergleichen an einer geeigneten Position platziert werden kann, und an der Position wird die Haut, das Paneel oder dergleichen beispielsweise an Rahmen befestigt. Der in der Patentliteratur 2 offenbarte AJ hat eine ähnliche Konfiguration wie der in Patentliteratur 1 offenbarte. Der in der Patentliteratur 2 offenbarte AJ umfasst Lufthebevorrichtungen, die die Haut von den Aufnahmeflächen der jeweiligen Aufnahmeelemente abheben, um die Flugzeugrumpfplatte so zu stützen, dass die Flugzeugrumpfplatte verschiebbar ist.
Entgegenhaltungsliste
Patentliteratur

PTL 1: Japanische Offenlegungsschrift der Patentanmeldung Nr. 2017-193241
PTL 2: Japanische Offenlegungsschrift der Patentanmeldung Nr. 2017-193242

Zusammenfassung der Erfindung
Technisches Problem
In einem Fall, in dem das Flugzeugbauteil eine große Struktur ist, wie z. B. ein Rumpfpaneel, besteht selbst dann, wenn das Flugzeugbauteil so hergestellt wird, dass es eine Form innerhalb der Zeichnungstoleranz hat, wenn das Flugzeugbauteil in einer Montageausrichtung auf dem AJ in einer idealen Position genau wie auf dem CAD angegeben platziert wird, immer noch die Möglichkeit, dass das Flugzeugbauteil nicht vollständig auf allen Aufnahmeelementen platziert wird, sondern nur mit einem Teil der Aufnahmeelemente in Kontakt kommt (d. h. Teilkontakt).
Die vorliegenden Erfinder haben als Ergebnis ihrer Untersuchungen festgestellt, dass der Teil der Aufnahmeelemente, der in teilweisen Kontakt mit der Flugzeugkomponente kommt, die Haut oder Platte anhebt, und folglich wird ein Teil der Haut oder Platte leicht nach oben geklappt. Insbesondere an einem Endabschnitt (oder einer peripheren Kante) der Haut oder des Paneels tritt ein solches Aufwärtskippen in größerem Ausmaß auf, was ein ordnungsgemäßes Zusammenfügen der Haut oder des Paneels unmöglich macht. Abhängig von einigen Bedingungen verursacht ein leichtes Anheben der Haut oder Platte durch die Aufnahmeteile ein signifikant großes Maß an Aufwärtskippen an einem Endabschnitt der Haut oder Platte, und als Ergebnis wird die Haut oder Platte so weit von der benachbarten Haut oder Platte beabstandet, dass die Haut oder Platte nicht durch Nieten an der benachbarten Haut oder Platte befestigt werden kann.
Die vorliegende Erfindung wurde getätigt, um die oben beschriebenen Probleme zu lösen, und ein Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, eine Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung und ein Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug bereitzustellen, wobei die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung in der Lage ist, das leichte Anheben des Flugzeugbauteils durch die Aufnahmeteile vorteilhaft zu unterdrücken oder zu verhindern, und das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug in der Lage ist, die Form des Flugzeugbauteils genau zu bestimmen, indem es die Fähigkeit nutzt, das Anheben durch die Aufnahmeteile zu unterdrücken oder zu verhindern.
Lösung des Problems
Um die oben beschriebenen Probleme zu lösen, ist eine Vorrichtung zur Montage von Flugzeugkomponenten gemäß der vorliegenden Erfindung so konfiguriert, dass sie umfasst: eine Mehrzahl von Kopfplatten, die in einem Zustand, in dem ein Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, in einer vorbestimmten Richtung des Flugzeugbauteils angeordnet sind, wobei jede Kopfplatte eine solche Form aufweist, dass sich in dem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, jede Kopfplatte entlang einer unteren Oberfläche oder einer oberen Oberfläche des Flugzeugbauteils erstreckt; eine Mehrzahl von Stellungsreglern, die an jeder der Mehrzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement aufweist, das in Kontakt mit der unteren Oberfläche der Flugzeugkomponente kommt, wobei jeder Stellungsregler das Vorschieben und Zurückziehen des Aufnahmeelements bewirkt; eine Steuerung, die die mehreren Stellungsregler so steuert, dass die mehreren Stellungsregler unabhängig voneinander ansteuerbar sind; und Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren, von denen jeder Steuerdaten in dem Zustand erfasst, in dem das Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, wobei in diesem Zustand die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils durch mindestens mehrere der Aufnahmeelemente abgestützt wird, wobei jeder Aufnahmeelement-Zustandsdetektor als die Steuerdaten einen Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente erfasst, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils stützt. Die Steuerung ist so konfiguriert, dass sie: jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit einem voreingestellten Referenzwert vergleicht, um zu bestimmen, ob ein gleichmäßiger Abstützzustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Abstützzustand ein Zustand ist, in dem alle Aufnahmeelemente die Flugzeugkomponente gleichmäßig abstützen; und wenn bestimmt wird, dass der gleichmäßige Abstützzustand nicht erreicht wird, mindestens einen aller Stellungsregler steuert, um eine Vorschub-/Rückzugsposition des Aufnahmeelements des mindestens einen Stellungsreglers innerhalb einer Zeichnungstoleranz einzustellen.
Gemäß der obigen Konfiguration wird der Stützzustand (d.h. der Zustand der Aufnahme der Unterseite) jedes der Aufnahmeelemente, die die Unterseite des Flugzeugbauteils stützen, als die Steuerdaten erfasst. Basierend auf den Steuerdaten bestimmt die Steuerung, ob die Aufnahmeteile die Unterseite des Flugzeugbauteils gleichmäßig abstützen oder nicht (d.h. sie bestimmt, ob der Zustand der gleichmäßigen Abstützung erreicht wird oder nicht). Dementsprechend kann, selbst wenn es sich bei dem Flugzeugbauteil um eine große Struktur handelt, wie z.B. die Haut eines Flugzeugrumpfpaneels, wenn das Flugzeugbauteil auf der Montagevorrichtung für das Flugzeugbauteil platziert wird, das Auftreten einer Situation, in der das Flugzeugbauteil nur einen Teil der Aufnahmeelemente berührt (d.h. ein teilweiser Kontakt), wirksam unterdrückt oder verhindert werden, wodurch es möglich ist, die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils durch alle Aufnahmeelemente gleichmäßig abzustützen.
Folglich kann auch bei einem großen Flugzeugbauteil die Ausrichtung des auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platzierten Flugzeugbauteils korrekt beibehalten werden, ohne dass ein Teil des Flugzeugbauteils nach oben geklappt wird. Darüber hinaus kann eine präzise Positionseinstellung von Schnittstellenabschnitten von Flugzeugkomponenten, wie z. B. Kopplungsabschnitte von Platten, die miteinander gekoppelt werden sollen (d. h. die Abschnitte der Komponenten, die miteinander in Kontakt gebracht oder gekoppelt werden sollen), durchgeführt werden, ohne übermäßige Kraft auf die Schnittstellenabschnitte auszuüben.
Um die oben beschriebenen Probleme zu lösen, ist ein Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug gemäß der vorliegenden Erfindung so konfiguriert, dass es umfasst: eine Mehrzahl von Kopfplatten, die in einem Zustand, in dem ein Flugzeugbauteil auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist, in einer vorbestimmten Richtung des Flugzeugbauteils angeordnet sind, wobei jede Kopfplatte eine solche Form aufweist, dass sich in dem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist, jede Kopfplatte entlang einer unteren Oberfläche oder einer oberen Oberfläche des Flugzeugbauteils erstreckt; eine Vielzahl von Stellungsreglern, die an jeder der Vielzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement aufweist, das in Kontakt mit der unteren Oberfläche des Flugzeugbauteils kommt, wobei jeder Stellungsregler das Aufnahmeelement veranlasst, sich vorwärts zu bewegen und zurückzuziehen; und eine Steuerung, die die Vielzahl von Stellungsreglern so steuert, dass die Vielzahl von Stellungsreglern unabhängig voneinander antreibbar sind. In einem Zustand, in dem die Aufnahmeelemente auf die jeweiligen Nennpositionen eingestellt sind, wird die Flugzeugkomponente auf mindestens den Aufnahmeelementen platziert. Die Steuerung ist konfiguriert, um: in einem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf den Aufnahmeelementen platziert ist, zu bestimmen, ob ein gleichmäßiger Abstützungszustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Abstützungszustand ein Zustand ist, in dem die Aufnahmeelemente das Flugzeugbauteil gleichmäßig abstützen; wenn bestimmt wird, dass der gleichmäßige Abstützungszustand nicht erreicht wird, die Stellungsregler zu steuern, um zu bewirken, dass sich mindestens eines der Aufnahmeelemente innerhalb einer Zeichnungstoleranz vorwärts bewegt und/oder zurückzieht; und wenn bestimmt wird, dass der gleichmäßige Abstützungszustand nicht erreicht werden kann, indem bewirkt wird, dass sich das mindestens eine Aufnahmeelement innerhalb der Zeichnungstoleranz vorwärts bewegt und/oder zurückzieht, zu bestimmen, dass das Flugzeugbauteil keine korrekte Bauteilform aufweist.
Gemäß der obigen Konfiguration wird, wenn das Flugzeugbauteil auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert wird, bestimmt, ob das Flugzeugbauteil eine korrekte Bauteilform hat oder nicht, basierend darauf, ob der gleiche Stützzustand durch eine Positionseinstellung der Aufnahmeelemente innerhalb der Zeichnungstoleranz erreicht werden kann oder nicht (d.h. basierend darauf, ob eine Lösung durch die Positionseinstellung der Aufnahmeelemente gefunden wird oder nicht). Dementsprechend kann selbst dann, wenn es sich bei dem Flugzeugbauteil um eine große Struktur handelt, wie z. B. die Außenhaut eines Flugzeugrumpfes, festgestellt werden, ob das Flugzeugbauteil eine korrekte Bauteilform oder eine nicht korrekte Bauteilform aufweist. Folglich kann die Form des Flugzeugbauteils genau bestimmt werden, selbst wenn das Flugzeugbauteil eine große Struktur ist. Darüber hinaus kann gemäß der oben beschriebenen Konfiguration im Wesentlichen dieselbe Konfiguration wie die der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten für die Inspektion der Flugzeugkomponente verwendet werden. Somit kann die Montagevorrichtung für das Flugzeugbauteil gleichzeitig als Werkzeug für die Inspektion des Flugzeugbauteils verwendet werden.
Die obigen und andere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung von bevorzugten Ausführungsformen mit begleitenden Zeichnungen vollständiger ersichtlich sein.
Vorteilhafte Auswirkungen der Erfindung
Aufgrund der oben beschriebenen Konfigurationen hat die vorliegende Erfindung den vorteilhaften Effekt, dass sie in der Lage ist, eine Vorrichtung zur Montage von Flugzeugbauteilen und ein Werkzeug zur Inspektion von Flugzeugbauteilen bereitzustellen, wobei die Vorrichtung zur Montage von Flugzeugbauteilen in der Lage ist, ein leichtes Anheben des Flugzeugbauteils durch die Aufnahmeelemente vorteilhaft zu unterdrücken oder zu verhindern, und das Werkzeug zur Inspektion von Flugzeugbauteilen in der Lage ist, die Form des Flugzeugbauteils genau zu bestimmen, indem es die Fähigkeit nutzt, das Anheben durch die Aufnahmeelemente zu unterdrücken oder zu verhindern.
Figurenliste

1 ist eine schematische perspektivische Ansicht, die ein repräsentatives Ausführungsbeispiel einer Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten gemäß Ausführungsform 1 der vorliegenden Erfindung zeigt.
2 ist eine schematische Vorderansicht, die ein repräsentatives Konfigurationsbeispiel einer Kopfplatte zeigt, die in der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten von 1 enthalten ist.
3 ist ein wesentliches Blockdiagramm, das ein repräsentatives Beispiel für eine Steuerkonfiguration der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung von 1 zeigt.
4A bis 4C sind wesentliche Blockdiagramme, die jeweils ein repräsentatives Beispiel eines Aufnahmeelement-Zustandsdetektors in der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung von 3 zeigen.
5 ist ein Flussdiagramm, das ein repräsentatives Beispiel für die Zustandssteuerung von Aufnahmeelementen zeigt, wobei die Zustandssteuerung durch die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung von 3 durchgeführt wird.
6 ist ein wesentliches Blockdiagramm, das ein weiteres Beispiel für die Steuerungskonfiguration der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung von 3 zeigt.
7A zeigt ein Beispiel für einen Zwischenraum zwischen Kopplungsabschnitten von miteinander zu koppelnden Elementen, wobei der Zwischenraum gebildet wird, wenn eine herkömmliche Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung verwendet wird, wohingegen 7B einen Fall zeigt, in dem die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung gemäß Ausführungsform 1 verwendet wird, wobei in diesem Fall die Kopplungsabschnitte der miteinander zu koppelnden Elemente in vorteilhafter Weise übereinandergelegt werden.
8 ist ein wesentliches Blockdiagramm, das ein repräsentatives Beispiel für eine Steuerkonfiguration eines Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs gemäß Ausführungsform 2 der vorliegenden Erfindung zeigt.
9 ist ein Flussdiagramm, das ein repräsentatives Beispiel für die Kontrolle der Komponentenformbestimmung zeigt, die durch das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug von 8 durchgeführt wird.
10 ist ein Flussdiagramm, das ein weiteres repräsentatives Beispiel für die Kontrolle der Komponentenformbestimmung zeigt, die durch das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug von 8 durchgeführt wird.

Beschreibung der Ausführungsformen
(Grundlegende Konfigurationen einer Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten und eines Inspektionswerkzeugs für Flugzeugkomponenten)
Sowohl eine Vorrichtung zur Montage von Flugzeugkomponenten als auch ein Werkzeug zur Inspektion von Flugzeugkomponenten gemäß der vorliegenden Offenbarung weisen dieselbe grundlegende Konfiguration auf, bei der: in einem Zustand, in dem Aufnahmeelemente einer AJ (Assembly Jig = Montagevorrichtung) auf entsprechende Nennpositionen (d. h. ideale Positionen auf CAD) eingestellt sind, eine Flugzeugkomponente, typischerweise eine Haut oder ein Paneel, auf der AJ platziert wird; danach wird der Zustand jedes Aufnahmeelements, wenn die Haut, das Paneel oder dergleichen auf der AJ platziert wird (z. B, eine auf jedes Aufnahmeelement ausgeübte Last oder ein Spalt zwischen jedem Aufnahmeelement und dem auf dem AJ platzierten Flugzeugbauteil) erfasst und zurückgemeldet; und die Positionen der jeweiligen Aufnahmeelemente werden innerhalb eines vorbestimmten Bereichs, der durch die Zeichnungstoleranz erlaubt ist, eingestellt.
Mit dieser Grundkonfiguration ermöglicht es die Vorrichtung zur Montage von Flugzeugkomponenten gemäß der vorliegenden Offenbarung, die Flugzeugkomponente auf dem AJ zu platzieren, ohne eine Situation zu verursachen, in der ein Teil der Aufnahmeelemente die Haut, das Paneel oder ähnliches anhebt, d. h., sie ermöglicht es der Flugzeugkomponente, ihre Form ordnungsgemäß zu behalten, wenn sie auf dem AJ platziert wird. Darüber hinaus haben die vorliegenden Erfinder aufgrund von Untersuchungen selbst herausgefunden, dass durch die Anwendung der Grundkonfiguration, bei der die Positionen der jeweiligen Aufnahmeelemente innerhalb des vorgegebenen zulässigen Bereichs unter Ausnutzung der Rückkopplung eingestellt werden, festgestellt werden kann, ob die Form des Flugzeugbauteils eine richtige Form ist oder nicht. Basierend auf diesen Erkenntnissen haben die Erfinder das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug gemäß der vorliegenden Offenbarung selbständig entwickelt.
Die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung und das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug gemäß der vorliegenden Offenbarung weisen die gleichen Hardware-Merkmale auf wie die in den Patentliteraturen 1 und 2 offenbarten AJs. Daher werden die Offenbarungen der Patentliteraturen 1 und 2 hier durch Bezugnahme einbezogen.
In der vorliegenden Offenbarung umfasst das AJ eine Vielzahl von Aufnahmeelementen. Die Position jedes der mehreren Aufnahmeelemente ist veränderbar (d.h. jedes der Aufnahmeelemente ist vorschiebbar und zurückziehbar) in einer Richtung senkrecht zu einer auf dem AJ platzierten Flugzeugkomponente oder in einer Richtung, die z.B. durch eine Gleitwelle vorgegeben ist. Der AJ der vorliegenden Offenbarung umfasst ferner Stellungsregler und eine Steuerung. Die Stellungsregler verändern die Positionen der jeweiligen Aufnahmeelemente. Die Stellungsregler sind z. B. elektrische Zylinder. Die Steuerung ist in der Lage, die Vielzahl von Aufnahmeelementen zu steuern.
In dem AJ der vorliegenden Offenbarung ist der Zustand jedes der Aufnahmeelemente (oder der Elektrozylinder, zum Beispiel), wenn die Flugzeugkomponente auf dem AJ platziert wird, an jedem der Aufnahmeelemente (oder der Elektrozylinder, zum Beispiel) erfassbar. Der AJ der vorliegenden Offenbarung enthält eine Bestimmungseinrichtung, die auf der Grundlage der erfassten Zustände der jeweiligen Aufnahmeelemente feststellt, ob alle Aufnahmeelemente die Flugzeugkomponente gleichermaßen tragen oder nicht. Die Steuerung und die Bestimmungseinrichtung können voneinander unabhängige Elemente sein. Alternativ können die Steuerung und die Bestimmungseinrichtung zusammen als ein einziges Komponentenelement integriert sein. In den nachfolgend beschriebenen Ausführungsformen ist die Bestimmungseinrichtung der Vorrichtung zur Montage von Flugzeugkomponenten als „Bestimmungseinrichtung für eine gleiche Unterstützung“ und die Bestimmungseinrichtung des Werkzeugs zur Inspektion von Flugzeugkomponenten als „Bestimmungseinrichtung für das Inspektionsergebnis“ konfiguriert.
In der vorliegenden Offenbarung, unabhängig davon, ob es sich bei der AJ um die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung oder das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug handelt, umfasst der Steuerfluss oder dergleichen der AJ beispielsweise die folgenden Schritte (1) bis (5).

(1) Zum Beispiel werden die Aufnahmeelemente des AJ durch die NC-Steuerung auf die jeweiligen Sollpositionen auf der CAD-Form eines Flugzeugbauteils eingestellt, das auf dem AJ platziert werden soll.
(2) Die Flugzeugkomponente wird auf dem AJ platziert.
(3) Der Zustand jedes der Aufnahmeelemente (oder der elektrischen Zylinder, zum Beispiel), wenn die Flugzeugkomponente auf dem AJ platziert wird, wird durch einen entsprechenden Zustandssensor (Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren) erfasst, der für die jeweiligen Aufnahmeelemente (oder die elektrischen Zylinder, zum Beispiel) vorgesehen ist. Wenn es sich bei dem zu detektierenden Zustand beispielsweise um einen Abstand, eine Lücke oder ähnliches zwischen dem Flugzeugbauteil und den einzelnen Aufnahmeelementen handelt, kann ein Laser oder ähnliches für die Detektion verwendet werden. Ist der zu detektierende Zustand beispielsweise eine Last, so kann eine Wägezelle oder ein Kraftsensor für die Detektion verwendet werden, oder, als weiteres Beispiel, ein elektrischer Stromwert eines Stellmotors o.ä. für die Detektion verwendet werden.
(4) Anhand der detektierten Zustände der jeweiligen Aufnahmeteile (oder z. B. der Elektrozylinder) wird ermittelt, ob alle Aufnahmeteile das Bauteil gleichmäßig abstützen oder nicht. Eine bestimmte Methode zur Durchführung der Bestimmung ist nicht besonders eingeschränkt. Es sind verschiedene Bestimmungsmethoden denkbar. Denkbar ist z. B. ein Verfahren, mit dem ermittelt wird, ob die detektierten Zustände innerhalb eines gewünschten Abweichungsbereichs von einem Referenzwert liegen oder nicht. Denkbar ist auch ein Verfahren, mit dem ermittelt wird, ob die erfassten Zustände kleiner oder gleich einem Schwellwert sind, oder ein Verfahren, mit dem ermittelt wird, ob die erfassten Zustände größer oder gleich einem Schwellwert sind.
(5) Wenn festgestellt wird, dass nicht alle Aufnahmeteile das Bauteil gleichmäßig abstützen, dann werden im Fall der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung die Positionen der jeweiligen Aufnahmeteile innerhalb eines vorbestimmten Bereichs (z.B. innerhalb der Zeichnungstoleranz) in Übereinstimmung mit detektierten Zustandswerten eingestellt, wohingegen im Fall des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs das Bauteil basierend auf einer vorbestimmten Bedingung (z.B. basierend darauf, ob eine Lösung gefunden wird, indem eine Bewegung der Aufnahmeteile innerhalb der Zeichnungstoleranz herbeigeführt wird oder nicht) entweder als ein nicht defektes Produkt oder ein defektes Produkt bestimmt wird.

Es sollte beachtet werden, dass das AJ in der vorliegenden Offenlegung die folgenden zusätzlichen Elemente enthalten kann. Um beispielsweise den Platzierungszustand der Platte genauer zu erfassen, können zusätzlich zu einem Hauptsensor mehrere Untersensoren installiert werden (z. B. wird ein Sensor, der eine Last misst, als Hauptsensor verwendet, und Sensoren, die einen Abstand, einen Spalt oder ähnliches messen, werden als Untersensoren verwendet; und die Untersensoren werden zusammen mit dem Hauptsensor verwendet). Alternativ können, nachdem die Positionen der jeweiligen Aufnahmeelemente eingestellt sind, Schnittstellenabschnitte, wie z. B. Kopplungsabschnitte von Platten, die miteinander gekoppelt werden sollen, oder der Platzierungszustand der Platten auf der Grundlage eines Bildes überprüft werden, das die Schnittstellenabschnitte oder den Platzierungszustand der Platten zeigt, wobei das Bild von einer Kamera oder dergleichen aufgenommen wird. Dann kann endgültig entschieden werden, ob die Montage durchgeführt werden soll oder nicht.
Wie weiter unten beschrieben, kann die Konfiguration der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung auf ein Inspektionswerkzeug (ein Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug) zur Inspektion einer Platte oder dergleichen angewendet werden. Bei der Inspektion wird auf die oben beschriebene Weise festgestellt, ob es sich bei einem Flugzeugbauteil um ein fehlerhaftes oder ein nicht fehlerhaftes Produkt handelt. Das heißt, selbst wenn die Positionseinstellung der Aufnahmeelemente wiederholt durchgeführt wird, wenn keine Lösung gefunden wird, indem eine Bewegung der Aufnahmeelemente innerhalb der Zeichnungstoleranz verursacht wird (z.B., ein gleichmäßiger Abstützungszustand, bei dem alle Aufnahmeteile das Flugzeugbauteil gleichmäßig abstützen, wird nicht erreicht, es sei denn, die Aufnahmeteile werden aus ihren Nennpositionen um solche Beträge bewegt, dass die Zeichnungstoleranz überschritten wird; die auf die jeweiligen Aufnahmeteile wirkenden Lasten können nicht durch Bewegen der Aufnahmeteile innerhalb der Zeichnungstoleranz ausgeglichen werden; oder es bildet sich ein Spalt zwischen dem zu prüfenden Bauteil und den Aufnahmeteilen), dann kann das Flugzeugbauteil als fehlerhaftes Produkt bestimmt werden.
Da der AJ gemäß der vorliegenden Offenbarung die oben beschriebene Grundkonfiguration aufweist, kann sogar ein Flugzeugbauteil, das eine große Struktur ist, wie z. B. eine Haut, auf den AJ aufgesetzt werden, ohne dass ein teilweiser Kontakt mit den Aufnahmeelementen entsteht. Dadurch ist es möglich, eine korrekte Montageausrichtung des Flugzeugbauteils beizubehalten, ohne dass das Flugzeugbauteil nach oben geklappt wird. Darüber hinaus ermöglicht der AJ gemäß der vorliegenden Offenbarung eine präzisere Positionseinstellung wichtiger Schnittstellenabschnitte, wie z. B. Kopplungsabschnitte von Paneelen, die miteinander gekoppelt werden sollen, ohne übermäßige Kraft auf die Struktur auszuüben.
Nachfolgend wird eine repräsentative Ausführungsform der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnungen beschrieben. In den Zeichnungen sind gleiche oder korrespondierende Elemente mit den gleichen Bezugszeichen bezeichnet, und eine Wiederholung der gleichen Beschreibungen wird im Folgenden vermieden.
(Ausführungsform 1)
In Ausführungsform 1 wird eine spezifische Beschreibung eines repräsentativen Beispiels der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten gegeben. Zunächst wird ein Beispiel eines spezifischen Aufbaus der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten gemäß Ausführungsform 1 unter Bezugnahme auf 1 und 2 beschrieben.
[Beispiel für den Aufbau der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten]
Wie in 1 und 2 gezeigt, umfasst eine Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 eine Basis 11, Kopfplatten 12, eine Vielzahl von Aufnahmeelementen 13, eine Vielzahl von Stellungsreglern 14, Rahmenindexe 15, Rahmenindizes 16, eine Endplatte 17 usw. In Ausführungsform 1 ist ein Flugzeugbauteil, das von der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A getragen werden soll, beispielsweise eine Flugzeugrumpfplatte.
Die Basis 11 ist eine Basis, die den unteren Teil der Flugzeugkomponente der Montagevorrichtung 10A stützt. Die Basis 11 umfasst: ein Paar von Seitenträgern 11a und 11b; einen Mittelträger 11c, der zwischen den Seitenträgern 11a und 11b positioniert ist; und eine Vielzahl von Stützpfeilern 11d, die auf jedem der Seitenträger 11a und 11b vorgesehen sind. In 1 ist der Seitenträger 11a in der Zeichnung auf der Vorderseite positioniert, und der Seitenträger 11b ist in der Zeichnung auf der Rückseite positioniert. Die nicht dargestellte Flugzeugrumpfplatte ist z.B. rechteckig und so gebogen, dass sie entlang der axialen Richtung des Rumpfes nach außen ragt. Die Flugzeugrumpfplatte wird auf die Oberseite der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gelegt. Dementsprechend muss die Basis 11 der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A eine Länge haben, die der Form der Flugzeugrumpfplatte entspricht.
Die Länge der Flugzeugrumpfplatte in axialer Richtung ist nicht besonders begrenzt und wird in Übereinstimmung mit verschiedenen Bedingungen, wie z. B. dem Typ des Flugzeugs, der Struktur des Rumpfes usw., geeignet festgelegt. Typischerweise hat das Flugzeugrumpfpaneel eine solche rechteckige Form, dass die Länge des Flugzeugrumpfpaneels in axialer Richtung größer ist als die Länge des Flugzeugrumpfpaneels in der Breitenrichtung orthogonal zur axialen Richtung (d.h., die Form ist lang in axialer Richtung). Dementsprechend hat die Basis 11 der in 1 gezeigten Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A ebenfalls eine rechteckige Form, die der des Flugzeugrumpfpaneels ähnlich ist, und das Paar von Seitenträgern 11a und 11b hat eine Länge, die der Länge des Flugzeugrumpfpaneels in axialer Richtung entspricht.
Es versteht sich von selbst, dass, wenn die Länge der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A (die Basis 11) in der Längsrichtung ausreichend lang ist, nicht nur eine rechteckige Flugzeugrumpfplatte, deren Länge in der axialen Richtung relativ groß (lang) ist, sondern auch eine Flugzeugrumpfplatte, deren Länge in der axialen Richtung relativ klein (kurz) ist (z.B. eine Flugzeugrumpfplatte mit einer quadratischen Form oder einer rechteckigen Form, die in der Breitenrichtung lang ist), auf die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gelegt werden kann.
Die mehreren Kopfplatten 12 sind zwischen dem Paar von Seitenträgern 11a und 11b vorgesehen, und jede der Kopfplatten 12 erstreckt sich in einer Richtung, die die Seitenträger 11a und 11b kreuzt (vorzugsweise orthogonal dazu). In dem in 1 gezeigten Beispiel sind insgesamt fünf Kopfplatten 12 an den Oberseiten der Seitenträger 11a und 11b vorgesehen, so dass die Kopfplatten 12 parallel zueinander sind und sich jede Kopfplatte 12 brückenartig zwischen den Seitenträgern 11a und 11b erstreckt. Die Vielzahl von Stützpfeilern 11d sind an den unteren Oberflächen der Seitenträger 11a und 11b vorgesehen (in 1 ist jeder der Seitenträger 11a und 11b mit sechs Stützpfeilern 11d versehen). Dementsprechend sind die Oberseiten der Seitenträger 11a und 11b in einem Abstand, der der Höhe der Stützpfeiler 11d (und der Höhe der Seitenträger 11a und 11b) entspricht, über und vom Boden entfernt angeordnet.
Jede Kopfplatte 12 hat eine solche Form, dass sich in einem Zustand, in dem die Flugzeugrumpfplatte auf den Kopfplatten 12 platziert ist, jede Kopfplatte 12 entlang der unteren Fläche (oder der oberen Fläche) der Flugzeugrumpfplatte erstreckt. In dem in 1 und 2 gezeigten Beispiel ist jede Kopfplatte 12 als ein Plattenelement konfiguriert, das so gekrümmt ist, dass es nach oben herausragt. Wie in 1 und 2 gezeigt, sind die mehreren Aufnahmeelemente 13 und die mehreren Stellungsregler 14 an jeder Kopfplatte 12 vorgesehen und daran befestigt, so dass sich die mehreren Aufnahmeelemente 13 radial nach oben erstrecken.
In einem Beispiel sind die mehreren Kopfplatten 12 parallel zueinander in einer vorgegebenen Richtung des Flugzeugbauteils angeordnet. In der vorliegenden Ausführungsform sind die mehreren Kopfplatten 12 parallel zueinander in der axialen Richtung der Flugzeugrumpfplatte angeordnet. Die Anordnung der Kopfplatten 12 ist nicht auf eine parallele Anordnung beschränkt. Beispielsweise können die Kopfplatten 12 so angeordnet werden, dass sie sich in einer vorgegebenen Richtung kreuzen, oder es können parallele Anordnung und kreuzende Anordnung kombiniert werden.
Die Anzahl der Kopfplatten 12, die in der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A enthalten sind, ist nicht besonders begrenzt, sondern kann in Übereinstimmung mit verschiedenen Bedingungen, wie z. B. der axialen Richtungslänge der Flugzeugrumpfplatte, die auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A platziert werden soll, und der Struktur der Flugzeugrumpfplatte, geeignet eingestellt werden. In dem in 1 gezeigten Beispiel ist der Abstand zwischen jedem Paar benachbarter Kopfplatten 12 nicht gleich groß. Beispielsweise ist der Abstand zwischen einem Paar benachbarter Kopfplatten 12 im Vergleich zu anderen Paaren benachbarter Kopfplatten 12 relativ schmaler, oder der Abstand zwischen einem anderen Paar benachbarter Kopfplatten 12 ist relativ breiter. Der Abstand zwischen jedem Paar benachbarter Kopfplatten 12 ist nicht besonders begrenzt, sondern kann in Übereinstimmung mit verschiedenen Bedingungen der Flugzeugrumpfplatte geeignet eingestellt werden.
Wie bereits erwähnt, befindet sich der Mittelträger 11c zwischen den Seitenträgern 11a und 11b, und diese drei Trägerelemente sind parallel zueinander. Das heißt, ähnlich wie die Seitenträger 11a und 11b erstreckt sich der Mittelträger 11c in der axialen Richtung der Flugzeugrumpfplatte. Der Mittelträger 11c kreuzt alle Kopfplatten 12. In dem in 1 gezeigten Beispiel durchdringt der Mittelträger 11c die mittleren Bereiche der Kopfplatten 12.
Die ersten Rahmenindizes 15 sind an den Oberseiten des Paares von Seitenträgern 11a und 11b vorgesehen und zwischen der Vielzahl von Kopfplatten 12 positioniert. Die ersten Rahmenindizes 15 sind Elemente zur Positionierung der beiden Enden der Spanten der Flugzeugrumpfplatte. Die Spanten der Flugzeugrumpfplatte sind so positioniert, dass sich jeder Rahmen in Breitenrichtung der Flugzeugrumpfplatte erstreckt. Dementsprechend sind die ersten Rahmenindizes 15 zwischen den Kopfplatten 12 so vorgesehen, dass die ersten Rahmenindizes 15 in Bezug auf die axiale Richtung der Flugzeugrumpfplatte den beiden Seitenkanten der Flugzeugrumpfplatte entsprechen.
In dem in 1 gezeigten Beispiel sind drei bis vier erste Rahmenindizes 15 zwischen einem Ende jedes Paares benachbarter Kopfplatten 12 vorgesehen, und auch zwischen den anderen Enden jedes Paares benachbarter Kopfplatten 12 sind drei bis vier erste Rahmenindizes 15 vorgesehen. Die Anzahl der ersten Rahmenindizes 15 ist nicht besonders begrenzt, sondern kann z. B. in Übereinstimmung mit der Anzahl der Spanten des Flugzeugrumpfpaneels festgelegt werden. Ebenso sind die Abstände zwischen den benachbarten ersten Rahmenindizes 15 nicht besonders begrenzt, sondern können entsprechend den Abständen zwischen den Spanten der Flugzeugrumpfplatte festgelegt werden. Auch die Abstände zwischen jeder Kopfplatte 12 und ihren benachbarten ersten Rahmenindizes 15 können in Übereinstimmung mit verschiedenen Bedingungen geeignet eingestellt werden.
Die zweiten Rahmenindizes 16 sind auf der Oberseite des Mittelträgers 11c vorgesehen und zwischen der Vielzahl von Kopfplatten 12 angeordnet. Die zweiten Rahmenindizes 16 sind Elemente zur Positionierung im Wesentlichen der mittleren Abschnitte der Spanten der Flugzeugrumpfplatte. In dem in 1 gezeigten Beispiel sind drei bis vier zweite Rahmenindizes 16 zwischen den beiden Enden jedes Paares von benachbarten Kopfplatten 12 vorgesehen. Die Anzahl der zweiten Rahmenindizes 16 ist nicht besonders begrenzt, sondern kann z. B. in Abhängigkeit von der Anzahl der Spanten des Flugzeugrumpfpaneels festgelegt werden. Ebenso sind die Abstände zwischen den zweiten Rahmenindizes 16 nicht besonders begrenzt, sondern können in Übereinstimmung mit den Abständen zwischen den Spanten des Flugzeugrumpfpaneels eingestellt werden.
Diese Rahmenindizes 15 und 16 können so konfiguriert sein, dass sie an den Oberseiten der Seitenträger 11a und 11b oder der Oberseite des Mittelträgers 11c befestigt sind (d.h. fester Typ), oder sie können so konfiguriert sein, dass sie von den Oberseiten der Seitenträger 11a und 11b oder der Oberseite des Mittelträgers 11c nach oben vorschiebbar und zu diesen zurückziehbar sind (d.h. beweglicher Typ), oder sie können als Hybridtyp konfiguriert sein, d.h. als eine Kombination aus dem festen und dem beweglichen Typ. In 1 sind die Rahmenindizes 15 und 16 als fester Typ dargestellt. Wenn die Rahmenindizes 15 und 16 als beweglicher Typ konfiguriert sind, können die Rahmenindizes 15 und 16 entsprechende Antriebe (z. B. Elektrozylinder) in ähnlicher Weise wie die Stellungsregler 14 enthalten. Die Rahmenindizes 15 und 16 sind nicht auf die Elemente zur Positionierung der Spanten der Flugzeugrumpfplatte beschränkt, sondern können auch Elemente zur Positionierung der Haut oder anderer Elemente der Flugzeugrumpfplatte sein.
Ähnlich wie die mehreren Kopfplatten 12 ist die Endplatte 17 parallel zu den Kopfplatten 12 und so angeordnet, dass sich die Endplatte 17 überbrückend zwischen den Oberseiten der einen Endabschnitte der Seitenträger 11a und 11b erstreckt. Ein Endabschnitt des Mittelträgers 11c ist an dem mittleren Abschnitt der Endplatte 17 befestigt. In 1 ist die Endplatte 17 in der Zeichnung an der Vorderseite positioniert, und der Abstand zwischen der Endplatte 17 und der vordersten Kopfplatte 12 ist geringer als der Abstand zwischen jedem anderen Paar benachbarter Kopfplatten 12.
Zwischen der Endplatte 17 und der benachbarten Kopfplatte 12 ist an jedem der Seitenträger 11a und 11b ein erster Rahmenindex 15 vorgesehen, und am Mittelträger 11c ist ein zweiter Rahmenindex 16 vorgesehen. Der Abstand zwischen der Endplatte 17 und der Kopfplatte 12 sowie die Anzahl der zwischen diesen Platten vorgesehenen Rahmenindizes 15 und 16 sind nicht besonders begrenzt, sondern können in geeigneter Weise eingestellt werden, z. B. in Übereinstimmung mit dem spezifischen Typ der Flugzeugrumpfplatte.
Im Gegensatz zu den Kopfplatten 12 ist die Endplatte 17 nicht mit den Aufnahmeelementen 13 und den Stellungsreglern 14 versehen. Die Endplatte 17 dient dazu, ein Ende der Basis 11 zu stützen, indem sie an den zuvor erwähnten einen Endabschnitten der Seitenträger 11a und 11b und dem zuvor erwähnten einen Endabschnitt des Mittelträgers 11c befestigt wird. Obwohl in 1 nicht dargestellt, kann die Endplatte 17 z. B. mit einer Positioniervorrichtung zur Positionierung eines Endabschnitts der Haut des Flugzeugrumpfpaneels versehen sein.
2 zeigt eine repräsentative der in 1 gezeigten Vielzahl von Kopfplatten 12. Es sollte beachtet werden, dass 2 schematisch den Querschnitt jedes der Seitenträger 11a, des Seitenträgers 11b und des Mittelträgers 11c zeigt. In der vorliegenden Ausführungsform ist der mittlere Abschnitt der Kopfplatte 12 (d.h. der vorstehende Abschnitt der gekrümmten Form), an dem der Mittelträger 11c positioniert ist, nicht mit den Aufnahmeelementen 13 und den Stellungsreglern 14 versehen, sondern die anderen Abschnitte der Kopfplatte 12 sind mit der Vielzahl von Aufnahmeelementen 13 und der Vielzahl von Stellungsreglern 14 derart versehen, dass sich jedes der Aufnahmeelemente 13 und jeder der Stellungsregler 14 von der Unterseite radial nach außen erstreckt.
Jeder Stellungsregler 14 ist an seinem distalen Ende mit einem entsprechenden der Aufnahmeelemente 13 versehen und bewirkt, dass das entsprechende Aufnahmeelement 13 vor- und zurückfährt. Die obere Fläche (Oberfläche, Aufnahmefläche) jedes Aufnahmeelements 13 kommt in Kontakt mit der unteren Fläche (oder Innenfläche) der Flugzeugrumpfplatte (Flugzeugkomponente). Die spezifischen Konfigurationen der Aufnahmeelemente 13 und der Stellungsregler 14 sind nicht besonders begrenzt, solange die Aufnahmeelemente 13 blockförmige Elemente sind, die jeweils eine Oberfläche haben, die ordnungsgemäß mit der Flugzeugrumpfplatte in Kontakt gebracht werden kann, und die Stellungsregler 14 bekannte Aktuatoren, wie z. B. Elektrozylinder, sind, die das Vorfahren und Zurückziehen der jeweiligen Aufnahmeelemente 13 bewirken können.
Die Stellungsregler 14 sind säulenförmig und radial angeordnet, so dass die Stellungsregler 14 die jeweiligen Aufnahmeelemente 13 veranlassen können, sich von der Kopfplatte 12 nach oben (nach außen) zu bewegen und sich zu ihr zurückzuziehen. Daher entspricht vorzugsweise die axiale Richtung (Längsrichtung) jedes Stellungsreglers 14 im Wesentlichen der radialen Richtung der Flugzeugrumpfplatte (d.h. sie erstreckt sich entlang dieser). Dementsprechend entspricht die Vorschub-/Rückzugsrichtung jedes Aufnahmeelements 13 auch der radialen Richtung der Flugzeugrumpfplatte.
Die Anzahl der Aufnahmeelemente 13 und der Stellungsregler 14, die auf jeder Kopfplatte 12 vorgesehen sind, die Abstände zwischen den benachbarten Stellungsreglern 14 (sowie die Abstände zwischen den benachbarten Aufnahmeelementen 13) usw. sind nicht besonders begrenzt, sondern können in Übereinstimmung mit verschiedenen Bedingungen, wie der Größe, der Form und der Struktur des Flugzeugbauteils (z. B. Flugzeugrumpfplatte), das auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A platziert werden soll, geeignet eingestellt werden. In dem in 2 (und 1) gezeigten Beispiel sind die Aufnahmeelemente 13 und die Stellungsregler 14 dicht in der Nähe des Mittelteils der Kopfplatte 12 und relativ spärlich um die beiden Seitenkanten der Kopfplatte 12 angeordnet. Die Anordnung der Aufnahmeelemente 13 und der Stellungsregler 14 ist damit jedoch nicht begrenzt. Beispielsweise können auf der Kopfplatte 12 alle Aufnahmeelemente 13 und die Stellungsregler 14 in regelmäßigen Abständen angeordnet sein, oder die Aufnahmeelemente 13 und die Stellungsregler 14 können in teilweise unregelmäßigen Abständen angeordnet sein.
[Beispiel einer Steuerkonfiguration der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten]
Als nächstes wird ein Beispiel einer Steuerkonfiguration der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 unter Bezugnahme auf 3 bis 5 speziell beschrieben.
Wie in 3 gezeigt, umfasst die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 eine Steuerung 20A, die die Mehrzahl von Stellungsreglern 14 so steuert, dass die Mehrzahl von Stellungsreglern 14 unabhängig voneinander antreibbar ist. Obwohl in 3 nicht dargestellt, wird, da die Stellungsregler 14 die jeweiligen Aufnahmeelemente 13 in einer vorschiebbaren und zurückziehbaren Weise, wie oben beschrieben, unterstützen, in einem Zustand, in dem eine Flugzeugkomponente, wie z.B. ein Flugzeugrumpfpaneel, auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A platziert wird, die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente durch mindestens die Mehrzahl der Aufnahmeelemente 13 unterstützt. Da hier die mehreren Stellungsregler 14 unabhängig voneinander durch die von der Steuerung 20A durchgeführte Regelung gesteuert werden, können die Vorschub-/Rückzugspositionen der jeweiligen Aufnahmeelemente 13, die die Unterseite des Flugzeugbauteils stützen, auch unabhängig voneinander geändert werden.
Wie in 3 gezeigt, sind für die jeweiligen Stellungsregler 14 Aufnahmeelement - Zustandsdetektoren 30 vorgesehen. Jeder der Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren 30 erhält von einem entsprechenden der Stellungsregler 14 (oder von einem entsprechenden der Aufnahmeelemente 13) den Abstützzustand des entsprechenden Aufnahmeelements 13, das die Flugzeugkomponente abstützt, und gibt den erhaltenen Abstützzustand an die Steuerung 20A aus. Die Steuerung 20A enthält einen Gleichabstützungs-Bestimmer 21. Der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 ist ein „Bestimmer“, der bestimmt, ob alle Aufnahmeelemente 13 die Flugzeugkomponente gleichmäßig abstützen oder nicht (d.h. er bestimmt, ob ein Gleichabstützungszustand erreicht wird oder nicht). Basierend auf allen erhaltenen Unterstützungszuständen bestimmt die Steuerung 20A, ob der gleiche Unterstützungszustand erreicht wird oder nicht.
Basierend auf dem Ergebnis der Bestimmung durch den Gleichabstützungs-Bestimmer 21 steuert die Steuerung 20A den Antrieb jedes der Stellungsregler 14, wodurch die Vorschub-/Einzugsposition jedes der Aufnahmeelemente 13 verändert wird. Wenn festgestellt wird, dass der gleiche Unterstützungszustand nicht erreicht wird, dann wiederholt die Steuerung 20A bis zum Erreichen des gleichen Unterstützungszustands Folgendes: das Ermitteln des Unterstützungszustands jedes der Aufnahmeelemente 13; das Bestimmen durch den Gleichabstützungs-Bestimmer 21; und das Steuern jedes der Stellungsregler 14. Es sollte beachtet werden, dass in einigen Fällen die Zustandsdetektoren für das aufnehmende Element 30 einfach als „Zustandsdetektoren 30“ bezeichnet werden, wie in den Blöcken in 3 gezeigt.
Die spezifischen Konfigurationen der Steuerung 20A und des Gleichabstützungs-Bestimmers 21 sind nicht besonders begrenzt. Die Steuerung 20A und der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 können bekannte Konfigurationen annehmen. Zum Beispiel kann die Steuerung 20A durch eine bekannte arithmetische Verarbeitungsvorrichtung, wie eine CPU eines Mikrocomputers oder Mikrocontrollers, gebildet werden. Der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 kann per Software als Funktionsblock der die Steuerung 20A bildenden arithmetischen Verarbeitungsvorrichtung realisiert werden. Alternativ kann der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 durch eine dedizierte arithmetische Einheit (z. B. ein bekanntes arithmetisches Element oder eine bekannte arithmetische Schaltung) unabhängig vom der Steuerung 20A realisiert werden.
Die spezifische Konfiguration jedes Zustandsdetektors 30 ist nicht besonders begrenzt. Wie in 4A gezeigt, kann jeder Zustandsdetektor 30 eine Wägezelle oder ein Kraftsensor 31 sein, der eine auf den entsprechenden Stellungsregler 14 aufgebrachte Last misst. Alternativ kann, wie in 4B gezeigt, jeder Zustandsdetektor 30 ein Strommesser 32 sein, das den elektrischen Stromwert eines im entsprechenden Stellungsregler 14 enthaltenen Antriebsmotors misst. Alternativ dazu kann, wie in 4C gezeigt, jeder Zustandsdetektor 30 ein Abstandsmesssensor 33 sein, der den Abstand zwischen dem entsprechenden Aufnahmeelement 13 und dem Flugzeugbauteil misst. Noch weiter alternativ kann jeder Stellungsregler 14 (oder jedes Aufnahmeelement 13) mindestens zwei der Wägezelle oder des Kraftsensors 31, des Strommessers 32 und des Abstandsmesssensors 33 (oder alle diese drei) als Zustandsdetektor 30 enthalten oder einen anderen Zustandsdetektor 30 enthalten.
In einem Fall, in dem der Zustandsdetektor 30 der Abstandsmesssensor 33 ist, kann der Abstandsmesssensor 33 einen tatsächlichen Abstand zwischen dem Aufnahmeelement 13 und dem Flugzeugbauteil messen. Alternativ dazu kann der Abstandsmesssensor 33 jedoch den Betrag der Vorwärts-/Rückwärtsbewegung einer Stützwelle (Stützstange) messen, mit der der Stellungsregler 14 das Aufnahmeelement 13 stützt, und der Betrag der Vorwärts-/Rückwärtsbewegung der Stützwelle (Stützstange), der gemessen wird, bis das Aufnahmeelement 13 mit dem Flugzeugbauteil in Kontakt kommt, kann als der Abstand zwischen dem Aufnahmeelement 13 und dem Flugzeugbauteil erhalten werden. 4C (wie auch 3) ist so dargestellt, als ob der Abstandsmesssensor 33 direkt (wie durch den gestrichelten Pfeil in der Zeichnung angedeutet) Stützzustandsdaten vom Stellungsregler 14 erfasst. Die Zeichnungen sind jedoch nur der Einfachheit halber so dargestellt und schließen eine Konfiguration nicht aus, in der der Abstandsmesssensor 33 den Abstand zwischen dem Aufnahmeelement 13 und der Unterseite des Flugzeugbauteils misst.
Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf 5 ein repräsentatives Beispiel beschrieben, bei dem mittels der Zustandsdetektoren 30, der Steuerung 20A und des Gleichabstützungs-Bestimmer 21 Feststellungen bezüglich des Zustands der gleichen Unterstützung getroffen werden.
Zunächst steuert die Steuerung 20A den Antrieb aller Stellungsregler 14 und stellt die Vorschub-/Rückzugspositionen aller Aufnahmeelemente 13 auf entsprechende Sollpositionen ein, die ideale Positionen auf dem CAD (d. h. ideale Konstruktionspositionen) sind (Schritt S11). Dann wird ein Flugzeugbauteil, wie z. B. eine Flugzeugrumpfplatte, auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A platziert (Schritt S12).
Nachdem das Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A platziert wurde, erfasst jeder der Zustandsdetektoren 30 den Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente 13 und gibt den erfassten Stützzustand an die Steuerung 20A aus (Schritt S13). Die Steuerung 20A veranlasst der Gleichabstützungs-Bestimmer 21, basierend auf den erhaltenen Abstützungszuständen aller Aufnahmeelemente 13 zu bestimmen, ob alle Aufnahmeelemente 13 die Flugzeugkomponente gleichmäßig abstützen oder nicht, d.h. zu bestimmen, ob der Gleichabstützungszustand erreicht wird oder nicht (Schritt S14). Wenn der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 feststellt, dass der Gleichabstützungszustand erreicht wird (Ja in Schritt S14), beendet die Steuerung 20A die Regelung.
Andererseits, wenn der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 feststellt, dass der Gleichunterstützungszustand nicht erreicht wird (Nein in Schritt S14), steuert die Steuerung 20A einstellungsbedürftige Stellungsregler 14 (d.h. Stellungsregler 14, die eine Einstellung erfordern) unter allen Stellungsreglern 14, um die Vorschub-/Rückzugspositionen der Aufnahmeelemente 13 der einstellungsbedürftigen Stellungsregler 14 innerhalb eines vorgegebenen Bereichs einzustellen (Schritt S15). Danach wird der Abstützzustand jedes der Aufnahmeelemente 13 erneut erfasst (Schritt S13), und die Bestimmung durch den Gleichabstützungs-Bestimmer 21 wird erneut durchgeführt (Schritt S14). Es sollte beachtet werden, dass die Steuerung 20A in Abhängigkeit vom Ergebnis der Bestimmung durch den Gleichabstützungs-Bestimmer 21 bestimmen kann, dass nicht ein Teil der Stellungsregler 14, sondern alle Stellungsregler 14 eingestellt werden müssen, und dann kann die Steuerung 20A die Vorschub-/Rückzugspositionen aller Aufnahmeelemente 13 einstellen.
Im Folgenden werden die von dem Gleichabstützungs-Bestimmer 21 durchgeführten Bestimmungen bezüglich des Gleichabstützungszustands genauer beschrieben. In einem Fall, in dem der Zustandsdetektor 30 die Wägezelle oder der Kraftsensor 31 ist (siehe 4A), sind die Steuerdaten, die den Unterstützungszustand anzeigen, eine auf den Stellungsregler 14 aufgebrachte Last. Handelt es sich bei dem Zustandsdetektor 30 um den Strommesser 32 (siehe 4B), sind die Steuerdaten, die den unterstützenden Zustand anzeigen, der elektrische Stromwert des Antriebsmotors im Stellungsregler 14. In einem Fall, in dem der Zustandsdetektor 30 der Abstandsmesssensor 33 ist, sind die Steuerdaten, die den Unterstützungszustand anzeigen, der Abstand zwischen dem Aufnahmeelement 13 und dem Flugzeugbauteil.
Dementsprechend vergleicht der Gleichabstützungs-Bestimmer 21 jeden der Erfassungswerte der Kontrolldaten mit einem voreingestellten Referenzwert, um zu bestimmen, ob ein Aufnahmeelement 13, das die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente übermäßig nach oben drückt (d.h. ein Aufnahmeelement 13, das die Flugzeugkomponente anhebt) und/oder ein Aufnahmeelement 13, das die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente nicht ausreichend nach oben drückt (d.h. ein Aufnahmeelement 13, auf dem die Flugzeugkomponente nicht ausreichend aufliegt), unter der Vielzahl von Aufnahmeelementen 13 vorhanden ist/sind oder nicht. Wenn das Aufnahmeelement 13, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils übermäßig nach oben drückt, oder das Aufnahmeelement 13, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils nicht ausreichend nach oben drückt, unter der Vielzahl von Aufnahmeelementen 13 vorhanden ist, bestimmt der Gleichabstützungs-Bestimmer 21, dass der Gleichabstützungszustand nicht erreicht wird. Bei Erhalt des Bestimmungsergebnisses, dass der gleichmäßige Abstützzustand nicht erreicht wird, steuert die Steuerung 20A die Stellungsregler 14 an, um die Aufnahmeelemente 13 zum Vorschieben und/oder Zurückziehen zu veranlassen, so dass die Position der unteren Oberfläche des Flugzeugbauteils innerhalb der Zeichnungstoleranz des Flugzeugbauteils eingestellt wird.
Es sollte beachtet werden, dass die Steuerungskonfiguration der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 nicht auf die in 3 gezeigte beschränkt ist. Beispielsweise zeigt 6 als eine Variante der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A eine Konfiguration, die außerdem einen Bildaufnehmer 34 umfasst, der ein Bild aufnimmt, das die Unterseite der Flugzeugkomponente zeigt, die von mindestens den Aufnahmeelementen 13 gehalten wird. Das von der Bildaufnehmer 34 aufgenommene Bild wird von der Steuerung 20A verwendet, um festzustellen, ob sich das Flugzeugbauteil in einem solchen Zustand befindet, dass Montagearbeiten daran durchgeführt werden können oder nicht.
Konkret treibt die Steuerung 20A beispielsweise, wie zuvor beschrieben, die Stellungsregler 14 an, um die Aufnahmeelemente 13 zum Vorschieben und/oder Zurückziehen zu veranlassen, so dass die Position der Unterseite des Flugzeugbauteils innerhalb der Zeichnungstoleranz des Flugzeugbauteils eingestellt wird (Schritt S 15 von 5). Danach nimmt der Bildaufnehmer 34 ein Bild auf, das zeigt, dass die Unterseite des Flugzeugbauteils von mindestens den Aufnahmeelementen 13 getragen wird, und gibt das aufgenommene Bild an die Steuerung 20A aus. Basierend auf dem erfassten Bild bestimmt die Steuerung 20A, ob ein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Kopfplatten 12 oder den Aufnahmeelementen 13 gebildet wird oder nicht, oder ob die Unterseite des Flugzeugbauteils eine vorgegebene richtige Form hat oder nicht.
Wenn die Steuerung 20A feststellt, dass zwischen dem Flugzeugbauteil und den Kopfplatten 12 oder den Aufnahmeelementen 13 kein Spalt gebildet wird, oder feststellt, dass die Unterseite des Flugzeugbauteils die richtige Form hat, dann kann die Steuerung 20A feststellen, dass das Flugzeugbauteil in einem solchen Zustand ist, dass Montagearbeiten daran durchgeführt werden können. Andererseits, wenn die Steuerung 20A feststellt, dass ein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Kopfplatten 12 oder den Aufnahmeelementen 13 gebildet wird, oder feststellt, dass die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils nicht die richtige Form hat, dann kann die Steuerung 20A die Stellungsregler 14 ansteuern, um die Aufnahmeelemente 13 zu veranlassen, sich vorzuschieben und/oder zurückzuziehen (Schritt S 15 in 5), das erfasste Bild von dem Bildaufnehmer 34 erneut erhalten und feststellen, ob ein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Kopfplatten 12 oder den Aufnahmeelementen 13 gebildet wird oder nicht, oder feststellen, ob die Unterseite des Flugzeugbauteils die richtige Form hat oder nicht.
Nachfolgend wird unter Bezugnahme auf 7A und 7B eine Beschreibung gegeben. Nachfolgend wird beschrieben, dass an Abschnitten der jeweiligen Elemente, die die Flugzeugkomponente bilden, wobei die Abschnitte dazu bestimmt sind, miteinander gekoppelt zu werden, d.h. an wichtigen Schnittstellenabschnitten, die Positionen dieser Elemente durch die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 ordnungsgemäß eingestellt werden können. 7A und 7B zeigen jeweils einen Beispielfall, in dem das Flugzeugbauteil ein Flugzeugrumpfpaneel ist und die Elemente, die das Flugzeugrumpfpaneel bilden, eine Vielzahl von Außenhäuten sind. In 7A sind die Konturen der Beplankungen durch weiße Linien hervorgehoben, um die Darstellung zu vereinfachen.
Mehrere (zwei) Schalen 41 und 42 (in 7A und 7B ist die untere Schale die Schale 41 und die obere Schale die Schale 42) sind dazu bestimmt, an ihren Endabschnitten (Seitenabschnitten oder Randabschnitten) durch eine herkömmliche Montagevorrichtung miteinander gekoppelt zu werden. In diesem Fall ist an den Endabschnitten der unteren Haut 41 und der oberen Haut 42, die miteinander gekoppelt werden sollen (d.h. an den Schnittstellenabschnitten), der Endabschnitt der oberen Haut 42 relativ zur unteren Haut 41 deutlich nach oben gekippt, wie in 7A gezeigt, und die Haut 41 und die Haut 42 sind so weit voneinander beabstandet, dass die Haut 41 und die Haut 42 nicht durch Nieten miteinander verbunden werden können.
Andererseits wird in der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1, wie zuvor beschrieben, jeder der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit dem voreingestellten Referenzwert verglichen, um zu bestimmen, ob der Zustand der gleichmäßigen Unterstützung, in dem die Aufnahmeelemente 13 die Häute 41 und 42 gleichmäßig unterstützen, erreicht wird oder nicht. Wenn festgestellt wird, dass der Zustand der gleichmäßigen Abstützung nicht erreicht wird, werden die Stellungsregler 14, die eine Einstellung erfordern, so gesteuert, dass die Vorschub-/Rückzugspositionen der Aufnahmeelemente 13 der Stellungsregler 14, die eine Einstellung erfordern, innerhalb der Zeichnungstoleranz eingestellt werden. Als Ergebnis kann, wie in 7B gezeigt, der Endabschnitt der oberen Schale 42 ordnungsgemäß über dem Endabschnitt der unteren Schale 41 platziert werden.
Wie oben beschrieben, ist die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung gemäß Ausführungsform 1 so konfiguriert, dass sie Folgendes umfasst: eine Vielzahl von Kopfplatten, die in einem Zustand, in dem eine Flugzeugkomponente auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, in einer vorbestimmten Richtung der Flugzeugkomponente angeordnet sind, wobei jede Kopfplatte eine solche Form aufweist, dass sich jede Kopfplatte in dem Zustand, in dem die Flugzeugkomponente auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, entlang einer unteren Fläche oder einer oberen Fläche der Flugzeugkomponente erstreckt; eine Vielzahl von Stellungsreglern (z.B., eine Vielzahl von Stellungsreglern (z.B. elektrische Zylinder), die an jeder der Vielzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement aufweist, das in Kontakt mit der unteren Oberfläche der Flugzeugkomponente kommt, wobei jeder Stellungsregler das Aufnahmeelement veranlasst, sich vorwärts zu bewegen und zurückzuziehen (sich aufwärts und abwärts zu bewegen); eine Steuerung, die die Vielzahl von Stellungsreglern so steuert, dass die Vielzahl von Stellungsreglern unabhängig voneinander antreibbar sind; und Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren, von denen jeder Steuerdaten in dem Zustand detektiert, in dem das Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, wobei in diesem Zustand die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils durch mindestens eine Vielzahl der Aufnahmeelemente gestützt wird, wobei jeder Aufnahmeelement-Zustandsdetektor als die Steuerdaten einen Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente detektiert, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils stützt. Die Steuerung ist so konfiguriert, dass sie: jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit einem voreingestellten Referenzwert vergleicht, um zu bestimmen, ob ein gleichmäßiger Abstützzustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Abstützzustand ein Zustand ist, in dem alle Aufnahmeelemente die Flugzeugkomponente gleichmäßig abstützen; und wenn bestimmt wird, dass der gleichmäßige Abstützzustand nicht erreicht wird, mindestens einen aller Stellungsregler steuert, um eine Vorschub-/Rückzugsposition des Aufnahmeelements des mindestens einen Stellungsreglers innerhalb einer Zeichnungstoleranz einzustellen.
Gemäß der obigen Konfiguration wird der Stützzustand (d.h. der Zustand der Aufnahme der unteren Fläche) jedes der Aufnahmeelemente, die die untere Fläche des Flugzeugbauteils stützen, als Steuerdaten erfasst. Basierend auf den Steuerdaten bestimmt die Steuerung, ob die Aufnahmeteile die Unterseite des Flugzeugbauteils gleichmäßig abstützen oder nicht (d.h. sie bestimmt, ob der Zustand der gleichmäßigen Abstützung erreicht wird oder nicht). Dementsprechend kann, selbst wenn es sich bei dem Flugzeugbauteil um eine große Struktur handelt, wie z.B. die Haut eines Flugzeugrumpfpaneels, wenn das Flugzeugbauteil auf der Montagevorrichtung für das Flugzeugbauteil platziert wird, das Auftreten einer Situation, in der das Flugzeugbauteil nur einen Teil der Aufnahmeelemente berührt (d.h. ein teilweiser Kontakt), wirksam unterdrückt oder verhindert werden, wodurch es möglich ist, die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils durch alle Aufnahmeelemente gleichmäßig abzustützen.
Folglich kann auch bei einem großen Flugzeugbauteil die Ausrichtung des auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platzierten Flugzeugbauteils ordnungsgemäß beibehalten werden, ohne dass ein Teil des Flugzeugbauteils nach oben geklappt wird. Darüber hinaus kann eine präzise Positionseinstellung von Schnittstellenabschnitten von Flugzeugkomponenten, wie z. B. Kopplungsabschnitte von Platten, die miteinander gekoppelt werden sollen (d. h. die Abschnitte der Komponenten, die miteinander in Kontakt gebracht oder gekoppelt werden sollen), durchgeführt werden, ohne übermäßige Kraft auf die Schnittstellenabschnitte auszuüben.
In der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung mit der oben beschriebenen Konfiguration kann jeder Aufnahmeteil-Zustandsdetektor so konfiguriert sein, dass er als Steuerdaten mindestens einen der folgenden Werte erfasst: eine Last, die auf einen entsprechenden der Stellungsregler ausgeübt wird; einen elektrischen Stromwert eines Antriebsmotors, der in dem entsprechenden Stellungsregler enthalten ist; und einen Abstand zwischen dem entsprechenden Stellungsregler und der Flugzeugkomponente. Die Steuerung kann konfiguriert sein, um: jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit dem voreingestellten Referenzwert zu vergleichen, um zu bestimmen, ob ein Aufnahmeelement, das die untere Fläche der Flugzeugkomponente übermäßig nach oben drückt (d.h. ein Aufnahmeelement, das die Flugzeugkomponente nach oben anhebt) und/oder ein Aufnahmeelement, das die untere Fläche der Flugzeugkomponente nicht ausreichend nach oben drückt (d.h., (d.h. ein Aufnahmeelement, auf dem die Flugzeugkomponente nicht ausreichend platziert ist) unter der Vielzahl der Aufnahmeelemente vorhanden ist/sind; und wenn das Aufnahmeelement, das die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente übermäßig nach oben drückt, oder das Aufnahmeelement, das die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente nicht ausreichend nach oben drückt, unter der Vielzahl der Aufnahmeelemente vorhanden ist, die Stellungsregler antreiben, um zu bewirken, dass die Aufnahmeelemente vorwärts bewegt und/oder zurückgezogen werden, so dass eine Position der unteren Oberfläche der Flugzeugkomponente innerhalb einer Zeichnungstoleranz der Flugzeugkomponente eingestellt wird.
In der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung mit der oben beschriebenen Konfiguration kann jeder Aufnahmeteil-Zustandsdetektor als mindestens einer der folgenden konfiguriert sein: (1) eine Wägezelle oder ein Kraftsensor, der die auf das entsprechende Positionierglied ausgeübte Last misst; (2) ein Amperemeter, das den elektrischen Stromwert des Antriebsmotors misst; und (3) ein Abstandsmesssensor, der den Abstand zwischen dem entsprechenden Aufnahmeglied und dem Flugzeugbauteil misst.
Die Vorrichtung zur Montage von Flugzeugkomponenten mit der oben beschriebenen Konfiguration kann so konfiguriert sein, dass sie ferner einen Bildaufnehmer umfasst, der ein Bild aufnimmt, das die Unterseite der Flugzeugkomponente zeigt, die von mindestens den Aufnahmeelementen getragen wird. Die Steuerung kann konfiguriert sein, um: die Stellungsregler anzutreiben, um zu bewirken, dass sich die Aufnahmeelemente vorwärts bewegen und/oder zurückziehen, so dass eine Position der unteren Oberfläche der Flugzeugkomponente innerhalb der Zeichnungstoleranz der Flugzeugkomponente eingestellt wird; dann, basierend auf dem durch den Bildaufnehmer erfassten Bild, zu bestimmen, ob ein Spalt zwischen der Flugzeugkomponente und den Kopfplatten oder den Aufnahmeelementen gebildet ist oder nicht, oder zu bestimmen, ob die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente eine voreingestellte richtige Form hat oder nicht; und wenn festgestellt wird, dass kein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Kopfplatten oder den Aufnahmeelementen gebildet wird oder dass die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils die voreingestellte richtige Form hat, bestimmen, dass das Flugzeugbauteil in einem solchen Zustand ist, dass Montagearbeiten daran durchgeführt werden können.
In der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten mit der oben beschriebenen Konfiguration kann die Flugzeugkomponente eine Flugzeugrumpfplatte sein. Die Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten kann so konfiguriert sein, dass sie Rahmenindizes zum Positionieren beider Enden von Elementen enthält, die die Flugzeugrumpfplatte in dem Zustand bilden, in dem die Flugzeugrumpfplatte auf der Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten platziert ist.
(Ausführungsform 2)
In der obigen Ausführungsform 1 wurde ein repräsentatives Beispiel für eine Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten beschrieben. Nachfolgend wird in Ausführungsform 2 ein repräsentatives Beispiel eines Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs beschrieben, auf das die gleiche Struktur und die gleiche Steuerung wie auf die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung angewendet werden.
Da ein spezifisches Ausführungsbeispiel des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs gemäß Ausführungsform 2 dasselbe ist wie das der in 1 und 2 in Ausführungsform 1 veranschaulichten Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A, wird die Beschreibung derselben in Ausführungsform 2 weggelassen. Wie in 8 gezeigt, ist die Steuerkonfiguration des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs 10B gemäß Ausführungsform 2 die gleiche wie die Steuerkonfiguration der in 3 in Ausführungsform 1 veranschaulichten Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A, mit der Ausnahme, dass eine Steuerung 20B des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs 10B einen Prüfergebnis-Bestimmer 22 anstelle des Gleichabstützungs-Bestimmers 21 der Steuerung 20A umfasst.
Es sollte beachtet werden, dass, wie oben in Ausführungsform 1 beschrieben, der Zustandsdetektor 30 die Wägezelle oder der Kraftsensor 31, der Strommesser 32, der Abstandsmesssensor 33 (siehe 4A bis 4C) oder jeder andere Detektor sein kann. Obwohl in 8 nicht dargestellt, kann das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B ähnlich wie die oben beschriebene Variante von Ausführungsform 1 den Bildaufnehmer 34 enthalten, und die Steuerung 20B kann so konfiguriert sein, dass sie auf der Grundlage eines vom Bildaufnehmer 34 erfassten Bildes, das den Zustand der Abstützung der Flugzeugkomponente zeigt, bestimmt, ob zwischen der Flugzeugkomponente und den Kopfplatten 12 oder den Aufnahmeelementen 13 ein Spalt gebildet ist oder nicht, oder bestimmt, ob die untere Fläche der Flugzeugkomponente eine voreingestellte richtige Form hat oder nicht (siehe 6).
Als nächstes werden repräsentative Beispiele eines Flugzeugkomponenten-Inspektionsverfahrens beschrieben, das von dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B gemäß Ausführungsform 2 durchgeführt wird. Das Inspektionsverfahren wird insbesondere unter Bezugnahme auf ein in 9 gezeigtes erstes Beispiel und ein in 10 gezeigtes zweites Beispiel beschrieben. Es versteht sich von selbst, dass eine bestimmte Art und Weise der Durchführung des Inspektionsverfahrens in Übereinstimmung mit verschiedenen Bedingungen in geeigneter Weise geändert werden kann, und dass die Art und Weise der Durchführung des Inspektionsverfahrens nicht notwendigerweise auf das erste in 9 gezeigte Beispiel und das zweite in 10 gezeigte Beispiel beschränkt ist.
Zunächst wird das in 9 gezeigte erste Inspektionsverfahrensbeispiel beschrieben. Die Steuerung 20B des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs 10B steuert den Antrieb aller Stellungsregler 14 und stellt die Vorschub-/Rückzugspositionen aller Aufnahmeelemente 13 auf entsprechende Nennpositionen ein, die ideale Positionen auf CAD (d. h. ideale Konstruktionspositionen) sind (Schritt S21). Zu diesem Zeitpunkt ist der Bewegungsbereich der Aufnahmeelemente 13 so begrenzt, dass er innerhalb der Zeichnungstoleranz liegt. Dann wird ein Flugzeugbauteil, z. B. eine Flugzeugrumpfplatte, auf das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B gelegt (Schritt S22).
Nachdem das Luftfahrzeugbauteil auf das Luftfahrzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B gelegt wurde, erfasst jeder der Zustandsdetektoren 30 den Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente 13 und gibt den erfassten Stützzustand an die Steuerung 20B aus (Schritt S23). Die Steuerung 20B veranlasst den Prüfergebnis-Bestimmer 22, auf der Grundlage der erhaltenen Stützzustände aller Aufnahmeelemente 13 zu bestimmen, ob alle Aufnahmeelemente 13 das Flugzeugbauteil gleichmäßig stützen oder nicht, d.h. zu bestimmen, ob der gleiche Stützzustand erreicht wird oder nicht (Schritt S24). Wenn zu diesem Zeitpunkt die gemessenen Abstände Null sind, kann festgestellt werden, dass alle Aufnahmeelemente 13 die Flugzeugkomponente gleichmäßig abstützen (d.h. der Zustand der gleichmäßigen Abstützung ist erreicht). Wenn festgestellt wird, dass der Zustand der gleichmäßigen Abstützung erreicht wird (Ja in Schritt S24), bestimmt der Prüfergebnis-Bestimmer 22, dass das auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B platzierte Flugzeugbauteil ein „nicht defektes Produkt“ ist, da das Flugzeugbauteil eine korrekte Bauteilform hat (Schritt S25), und die Steuerung 20B beendet die Steuerung.
Andererseits, wenn die Prüfergebnis-Bestimmer 22 feststellt, dass der gleiche Unterstützungszustand nicht erreicht wird (Nein in Schritt S24), steuert die Steuerung 20B die Stellungsregler 14, um zu bewirken, dass mindestens eines der Aufnahmeelemente 13 innerhalb der Zeichnungstoleranz vor- und/oder zurückbewegt wird, und bestimmt, ob eine Lösung gefunden wird, indem das mindestens eine Aufnahmeelement 13 innerhalb der Zeichnungstoleranz vor- und/oder zurückbewegt wird (d. h., (d.h. durch Bewirken einer Bewegung des mindestens einen Aufnahmeelements 13) innerhalb der Zeichnungstoleranz eine Lösung gefunden wird, d.h. es wird bestimmt, ob der gleiche Unterstützungszustand durch Bewirken des Vorschiebens und/oder Zurückziehens des mindestens einen Aufnahmeelements 13 innerhalb der Zeichnungstoleranz erreicht werden kann oder nicht (Schritt S26). Wenn zu diesem Zeitpunkt die Bewegung des mindestens einen Aufnahmeelements 13 eine voreingestellte Obergrenze überschreitet oder wenn die Anzahl der Wiederholungen des Prüfergebnis-Bestimmers 22 eine voreingestellte bestimmte Anzahl von Malen überschreitet, kann festgestellt werden, dass eine Lösung nicht gefunden wird. Wenn keine Lösung gefunden wird, indem das mindestens eine Aufnahmeelement 13 veranlasst wird, sich innerhalb der Zeichnungstoleranz vorwärts und/oder rückwärts zu bewegen (Ja in Schritt S26), bestimmt der Prüfergebnis-Bestimmer 22, dass das auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B platzierte Flugzeugbauteil ein „fehlerhaftes Produkt“ ist, da das Flugzeugbauteil nicht die richtige Bauteilform aufweist (Schritt S27), und die Steuerung 20B beendet die Steuerung.
Andererseits, wenn eine Lösung gefunden wird, indem das mindestens eine Aufnahmeelement 13 veranlasst wird, sich innerhalb der Zeichnungstoleranz (Nein in Schritt S26) vorwärts zu bewegen und/oder zurückzuziehen, steuert die Steuerung 20B Stellungsregler 14, die eine Einstellung erfordern, um die Vorwärts-/Rückwärtspositionen der Aufnahmeelemente 13 der Stellungsregler 14, die eine Einstellung erfordern, innerhalb eines vorbestimmten Bereichs einzustellen (Schritt S28). Dann wird der Stützzustand jedes der Aufnahmeelemente 13 erneut erfasst (Schritt S23), und die Bestimmung durch den Prüfergebnis-Bestimmer 22 wird erneut durchgeführt (Schritt S24).
Als Nächstes wird das in 10 dargestellte zweite Inspektionsverfahrensbeispiel beschrieben. Die Steuerung 20B des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs 10B stellt die Vorschub-/Rückzugspositionen aller Aufnahmeelemente 13 auf entsprechende Nennpositionen ein (Schritt S31). Ein Flugzeugbauteil, wie z.B. eine Flugzeugrumpfplatte, wird auf das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B gelegt (Schritt S32). Jeder der Zustandsdetektoren 30 erfasst den Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente 13 und gibt den erfassten Stützzustand an die Steuerung 20B aus (Schritt S33). Die Steuerung 20B veranlasst den Prüfergebnis-Bestimmer 22, auf der Grundlage der erhaltenen Stützzustände aller Aufnahmeelemente 13 zu bestimmen, ob der gleiche Stützzustand erreicht wird oder nicht (Schritt S34). Diese Schritte S31 bis S34 sind die gleichen wie die Schritte S21 bis S24 des in 9 dargestellten ersten Inspektionsverfahrensbeispiels.
Wenn der Prüfergebnis-Bestimmer 22 feststellt, dass der Zustand der gleichmäßigen Unterstützung erreicht wird (Ja in Schritt S34), bestimmt der Prüfergebnis-Bestimmer 22 ferner, ob der Bewegungsbereich der Aufnahmeelemente 13 die Zeichnungstoleranz überschritten hat oder nicht (Schritt S35). Wenn festgestellt wird, dass der Bewegungsbereich der Aufnahmeelemente 13 die Zeichnungstoleranz nicht überschritten hat, oder wenn festgestellt wird, dass die Bewegung keines der Aufnahmeelemente 13 eine voreingestellte Obergrenze überschritten hat (Ja in Schritt S35), bestimmt der Prüfergebnis-Bestimmer 22, dass das auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B platzierte Flugzeugbauteil ein „nicht fehlerhaftes Produkt“ ist, da das Flugzeugbauteil eine korrekte Bauteilform aufweist (Schritt S36), und die Steuerung 20B beendet die Kontrolle.
Andererseits, wenn der Prüfergebnis-Bestimmer 22 feststellt, dass der gleiche Stützzustand nicht erreicht wird (Nein in Schritt S34), steuert die Steuerung 20B einstellende Stellungsregler 14, um die Vorschub-/Rückzugspositionen der Aufnahmeelemente 13 der einstellenden Stellungsregler 14 innerhalb eines vorgegebenen Bereichs einzustellen (Schritt S37). Dann wird der Stützzustand jedes der Aufnahmeelemente 13 erneut erfasst (Schritt S33), und die Bestimmung durch den Prüfergebnis-Bestimmer 22 wird erneut durchgeführt (Schritt S34).
Wenn der Prüfergebnis-Bestimmer 22 feststellt, dass der Bewegungsbereich der Aufnahmeelemente 13 die Zeichnungstoleranz überschritten hat (Nein in Schritt S35), bestimmt der Prüfergebnis-Bestimmer 22, dass das auf das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B gelegte Flugzeugbauteil ein „fehlerhaftes Produkt“ ist, da das Flugzeugbauteil nicht die richtige Bauteilform aufweist (Schritt S38), und die Steuerung 20B beendet die Kontrolle.
Es sollte beachtet werden, dass die Kriterien für der Prüfergebnis-Bestimmer 22, um zu bestimmen, dass der Zustand der gleichen Unterstützung nicht erreicht wird, die gleichen sind wie die Bestimmungskriterien, die von dem Gleichabstützungs-Bestimmer 21 in Ausführungsform 1 verwendet werden. Das heißt, die Kriterien für den Prüfergebnis-Bestimmer 22, um zu bestimmen, dass der Zustand der gleichen Unterstützung nicht erreicht wird, kann mindestens eines der folgenden sein: (1) der Bewegungsbetrag eines der Aufnahmeelemente 13 überschreitet die Zeichnungstoleranz; (2) eine auf eines der Aufnahmeelemente 13 ausgeübte Last weicht von einem gleichmäßigen Lastbereich ab; und (3) es ist ein Spalt zwischen der Unterseite des Flugzeugbauteils und den Aufnahmeelementen 13 gebildet. Der Prüfergebnis-Bestimmer 22 kann nicht nur anhand der von den Zustandsdetektoren 30 erfassten Stützzustände, sondern auch anhand des von dem Bildaufnehmer 34 aufgenommenen Bildes feststellen, ob zwischen der Unterseite des Flugzeugbauteils und den Aufnahmeelementen 13 ein Spalt gebildet ist oder nicht.
In Ausführungsform 2 wurde das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B als eine Vorrichtung beschrieben, die sich von der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 unterscheidet. Wie oben beschrieben, haben jedoch das Luftfahrzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B gemäß Ausführungsform 2 und die Luftfahrzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 die gleiche Vorrichtungsstruktur. Daher kann beispielsweise die von der Steuerung 20B des Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeugs 10B gemäß Ausführungsform 2 angenommene Steuerkonfiguration (z.B. die in 8 und 9 veranschaulichte Steuerkonfiguration) auf die Steuerung 20A der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A gemäß Ausführungsform 1 angewendet werden, und dies ermöglicht folglich die Verwendung der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung 10A als Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug 10B.
Wie oben beschrieben, ist das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug gemäß Ausführungsform 2 so konfiguriert, dass es Folgendes umfasst: eine Vielzahl von Kopfplatten, die in einem Zustand, in dem eine Flugzeugkomponente auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist, in einer vorbestimmten Richtung der Flugzeugkomponente angeordnet sind, wobei jede Kopfplatte eine solche Form hat, dass sich jede Kopfplatte in dem Zustand, in dem die Flugzeugkomponente auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist, entlang einer unteren Oberfläche oder einer oberen Oberfläche der Flugzeugkomponente erstreckt; eine Vielzahl von Stellungsreglern (z.B., eine Vielzahl von Stellungsreglern (z.B. elektrische Zylinder), die an jeder der Vielzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement aufweist, das in Kontakt mit der unteren Oberfläche des Flugzeugbauteils kommt, wobei jeder Stellungsregler das Aufnahmeelement veranlasst, sich vorwärts zu bewegen und zurückzuziehen (sich aufwärts und abwärts zu bewegen); und eine Steuerung, die die Vielzahl von Stellungsreglern so steuert, dass die Vielzahl von Stellungsreglern unabhängig voneinander antreibbar sind. In einem Zustand, in dem die Aufnahmeelemente auf die jeweiligen Nennpositionen eingestellt sind, wird die Flugzeugkomponente auf mindestens den Aufnahmeelementen platziert. Die Steuerung ist konfiguriert, um: in einem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf den Aufnahmeelementen platziert ist, zu bestimmen, ob ein gleichmäßiger Abstützungszustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Abstützungszustand ein Zustand ist, in dem die Aufnahmeelemente das Flugzeugbauteil gleichmäßig abstützen; wenn bestimmt wird, dass der gleichmäßige Abstützungszustand nicht erreicht wird, die Stellungsregler zu steuern, um zu bewirken, dass sich mindestens eines der Aufnahmeelemente innerhalb einer Zeichnungstoleranz vorwärts bewegt und/oder zurückzieht; und wenn bestimmt wird, dass der gleichmäßige Abstützungszustand nicht erreicht werden kann, indem bewirkt wird, dass sich das mindestens eine Aufnahmeelement innerhalb der Zeichnungstoleranz vorwärts bewegt und/oder zurückzieht, zu bestimmen, dass das Flugzeugbauteil keine korrekte Bauteilform aufweist.
Gemäß der obigen Konfiguration wird, wenn das Flugzeugbauteil auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert wird, bestimmt, ob das Flugzeugbauteil eine korrekte Bauteilform hat oder nicht, basierend darauf, ob der gleiche Stützzustand durch eine Positionseinstellung der Aufnahmeelemente innerhalb der Zeichnungstoleranz erreicht werden kann oder nicht (d.h. basierend darauf, ob eine Lösung durch die Positionseinstellung der Aufnahmeelemente gefunden wird oder nicht). Dementsprechend kann selbst dann, wenn es sich bei dem Flugzeugbauteil um eine große Struktur handelt, wie z. B. die Außenhaut eines Flugzeugrumpfes, festgestellt werden, ob das Flugzeugbauteil eine korrekte Bauteilform oder eine nicht korrekte Bauteilform aufweist. Folglich kann die Form des Flugzeugbauteils genau bestimmt werden, selbst wenn das Flugzeugbauteil eine große Struktur ist. Darüber hinaus kann gemäß der oben beschriebenen Konfiguration im Wesentlichen die gleiche Konfiguration wie die der Montagevorrichtung für Flugzeugbauteile für die Inspektion des Flugzeugbauteils verwendet werden. Somit kann die Montagevorrichtung für das Flugzeugbauteil gleichzeitig als Werkzeug für die Inspektion des Flugzeugbauteils verwendet werden.
In dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug mit der oben beschriebenen Konfiguration kann die Steuerung so konfiguriert sein, dass sie feststellt, dass der Zustand der gleichmäßigen Unterstützung nicht erreicht wird, wenn mindestens eines der folgenden Ereignisse eintritt: (1) ein Bewegungsbetrag irgendeines der Aufnahmeelemente überschreitet die Zeichnungstoleranz; (2) eine auf irgendeines der Aufnahmeelemente ausgeübte Last weicht von einem gleichmäßigen Lastbereich ab; und (3) es bildet sich ein Spalt zwischen der unteren Oberfläche des Flugzeugbauteils und den Aufnahmeelementen.
In dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug mit der oben beschriebenen Konfiguration kann die Flugzeugkomponente ein Flugzeugrumpfpaneel sein, und das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug kann so konfiguriert sein, dass es Rahmenindizes zum Positionieren beider Enden von Elementen enthält, die das Flugzeugrumpfpaneel in dem Zustand bilden, in dem das Flugzeugrumpfpaneel auf das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug gelegt wird.
Das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug mit der oben beschriebenen Konfiguration kann so konfiguriert sein, dass es Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren umfasst, von denen jeder Steuerdaten erfasst, wenn die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente von mindestens den Aufnahmeelementen gestützt wird, wobei jeder Aufnahmeelement-Zustandsdetektor als die Steuerdaten einen Stützzustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente erfasst, das die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente stützt. Die Steuerung kann so konfiguriert sein, dass sie jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit einem voreingestellten Referenzwert vergleicht, um zu bestimmen, ob der gleichmäßige Stützzustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Stützzustand ein Zustand ist, in dem alle Aufnahmeelemente das Flugzeugbauteil gleichmäßig stützen.
In dem Inspektionswerkzeug für Flugzeugkomponenten mit der oben beschriebenen Konfiguration kann jeder Zustandsdetektor für das aufnehmende Element als mindestens einer der folgenden konfiguriert sein: eine Kraftmesszelle oder ein Kraftsensor, der eine auf einen entsprechenden der Stellungsregler ausgeübte Last misst; ein Amperemeter, das einen elektrischen Stromwert eines in dem entsprechenden Stellungsregler enthaltenen Antriebsmotors misst; und ein Abstandsmesssensor, der einen Abstand zwischen dem entsprechenden aufnehmenden Element und der Flugzeugkomponente misst.
Das Inspektionswerkzeug für Flugzeugkomponenten mit der oben beschriebenen Konfiguration kann so konfiguriert sein, dass es ferner einen Bildaufnehmer umfasst, der ein Bild aufnimmt, das zeigt, wie die Unterseite der Flugzeugkomponente von mindestens den Aufnahmeelementen abgestützt wird. Die Steuerung kann so konfiguriert sein, dass sie: wenn festgestellt wird, dass der gleichmäßige Abstützzustand nicht erreichbar ist, dann weiter feststellt, ob ein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Aufnahmeelementen gebildet ist oder nicht, oder feststellt, ob die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils eine voreingestellte richtige Form hat oder nicht, basierend auf dem von der Bildaufnahmeeinrichtung aufgenommenen Bild; und wenn festgestellt wird, dass ein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Aufnahmeelementen gebildet ist oder dass die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils nicht die voreingestellte richtige Form hat, feststellt, dass das Flugzeugbauteil nicht die richtige Bauteilform hat.
Aufgrund der vorstehenden Beschreibung, sind zahlreiche Modifikationen und andere Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung offensichtlich für einen Fachmann. Daher sollte die vorstehende Beschreibung nur als ein Beispiel interpretiert werden und ist für stellt die beste Art und Weise dar, den Fachmann die Durchführung der vorliegenden Erfindung zu lehren. Die strukturellen und/oder funktionellen Details können wesentlich modifiziert werden, ohne vom Geist der vorliegenden Erfindung abzuweichen.
Industrielle Anwendbarkeit
Die vorliegende Erfindung ist weit und geeignet anwendbar, zum Beispiel auf dem Gebiet der Montage einer Flugzeugkomponente, wie ein Flugzeug Rumpfplatte. Die vorliegende Erfindung ist auch auf dem Gebiet der Inspektion einer Flugzeugkomponente, wie z. B. einer Flugzeugrumpfplatte, breit und geeignet anwendbar.
Bezugszeichenliste

10A:: Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung
10B:: Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug
11:: Basis
11a, 11b:: Seitenträger
11c:: Mittelträger
11d:: Stützpfeiler
12:: Kopfplatte
13:: Aufnahmeelement
14:: Stellungsregler
15:: erster Rahmenindex
16:: zweiter Rahmenindex
17:: Endplatte
20A, 20B:: Steuerung
21:: Gleichabstützungs-Bestimmer
22:: Prüfergebnis-Bestimmer
30:: Aufnahmeelement-Zustandsdetektor
31:: Wägezelle oder Kraftsensor
32:: Strommesser
33:: Abstandsmesssensor
34:: Bildaufnehmer

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

JP 2017193241 [0004]
JP 2017193242 [0004]

Claims

Eine Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten, die Folgendes umfasst: eine Vielzahl von Kopfplatten, die in einem Zustand, in dem ein Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, in einer vorbestimmten Richtung des Flugzeugbauteils angeordnet sind, wobei jede Kopfplatte eine solche Form hat, dass sich in dem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, jede Kopfplatte entlang einer unteren Oberfläche oder einer oberen Oberfläche des Flugzeugbauteils erstreckt; eine Vielzahl von Stellungsreglern, die an jeder der Vielzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement aufweist, das in Kontakt mit der unteren Oberfläche der Flugzeugkomponente kommt, wobei jeder Stellungsregler das Vorschieben und Zurückziehen des Aufnahmeelements bewirkt; eine Steuerung, die die mehreren Stellungsregler so steuert, dass die mehreren Stellungsregler unabhängig voneinander ansteuerbar sind; und Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren, von denen jeder Steuerdaten in dem Zustand erfasst, in dem das Flugzeugbauteil auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist, wobei in diesem Zustand die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils von mindestens einer Mehrzahl der Aufnahmeelemente getragen wird, wobei jeder Aufnahmeelement-Zustandsdetektor als die Steuerdaten einen Tragezustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente erfasst, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils trägt, wobei die Steuerung: jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit einem voreingestellten Referenzwert vergleicht, um zu bestimmen, ob ein gleichmäßiger Unterstützungszustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Unterstützungszustand ein Zustand ist, in dem alle aufnehmenden Elemente die Flugzeugkomponente gleichmäßig unterstützen; und wenn festgestellt wird, dass der gleiche Unterstützungszustand nicht erreicht wird, einen einstellungsanfordernden Stellungsregler unter allen Stellungsreglern steuert, um eine Vorschub-/Rückzugsposition des Aufnahmeelements des einstellungsanfordernden Stellungsreglers innerhalb einer Zeichnungstoleranz einzustellen.
Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten nach Anspruch 1, wobei jeder empfangende Aufnahmeelement-Zustandsdetektor detektiert als die Steuerdaten mindestens eines der folgenden Elemente: eine Last, die auf einen entsprechenden der Stellungsregler wirkt; einen elektrischen Stromwert eines Antriebsmotors, der in dem entsprechenden Stellungsregler enthalten ist; und einen Abstand zwischen dem entsprechenden Stellungsregler und der Flugzeugkomponente, und die Steuerung: jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit dem voreingestellten Referenzwert vergleicht, um zu bestimmen, ob ein Aufnahmeelement, das die untere Fläche der Flugzeugkomponente übermäßig nach oben drückt, und/oder ein Aufnahmeelement, das die untere Fläche der Flugzeugkomponente nicht ausreichend nach oben drückt, unter der Vielzahl der Aufnahmeelemente vorhanden ist/sind; und wenn das Aufnahmeelement, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils übermäßig nach oben drückt, oder das Aufnahmeelement, das die untere Oberfläche des Flugzeugbauteils nicht ausreichend nach oben drückt, unter der Vielzahl der Aufnahmeelemente vorhanden ist, die Stellungsregler antreibt, um die Aufnahmeelemente zu veranlassen, sich vorzuschieben und/oder zurückzuziehen, so dass eine Position der unteren Oberfläche des Flugzeugbauteils innerhalb der Zeichnungstoleranz des Flugzeugbauteils eingestellt wird.
Montagevorrichtung für Flugzeugkomponenten nach Anspruch 2, wobei jeder empfangende Aufnahmeelement-Zustandsdetektor ist mindestens einer der folgenden: eine Wägezelle oder ein Kraftsensor, der die auf den entsprechenden Stellungsregler wirkende Last misst; ein Amperemeter, das den elektrischen Stromwert des Antriebsmotors misst; und einen Abstandsmesssensor, der den Abstand zwischen dem entsprechenden Aufnahmeelement und der Flugzeugkomponente misst.
Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung nach Anspruch 1, die ferner einen Bildaufnehmer umfasst, der ein Bild aufnimmt, das die Unterseite des Flugzeugbauteils zeigt, die von mindestens den Aufnahmeelementen getragen wird, wobei die Steuerung: die Stellungsregler antreibt, um die Aufnahmeelemente vor- und/oder zurückfahren zu lassen, so dass eine Position der Unterseite des Flugzeugbauteils innerhalb der Zeichnungstoleranz des Flugzeugbauteils eingestellt wird; dann, basierend auf dem von der Bildaufnahmevorrichtung erfassten Bild, feststellt, ob ein Spalt zwischen der Flugzeugkomponente und den Kopfplatten oder den Aufnahmeelementen gebildet wird oder nicht, oder feststellt, ob die untere Fläche der Flugzeugkomponente eine vorgegebene richtige Form hat oder nicht; und wenn festgestellt wird, dass kein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Kopfplatten oder den Aufnahmeelementen gebildet wird, oder dass die Unterseite des Flugzeugbauteils die vorgegebene richtige Form hat, feststellt, dass das Flugzeugbauteil in einem solchen Zustand ist, dass Montagearbeiten daran durchgeführt werden können.
Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung nach Anspruch 1, wobei das Flugzeugbauteil ein Flugzeugrumpfpaneel ist, und die Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung Rahmenindizes zum Positionieren beider Enden von Elementen umfasst, die die Flugzeugrumpfplatte in dem Zustand bilden, in dem die Flugzeugrumpfplatte auf der Flugzeugkomponenten-Montagevorrichtung platziert ist.
Ein Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug, das Folgendes umfasst: eine Mehrzahl von Kopfplatten, die in einem Zustand, in dem ein Flugzeugbauteil auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist, in einer vorbestimmten Richtung des Flugzeugbauteils angeordnet sind, wobei jede Kopfplatte eine solche Form aufweist, dass sich in dem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist, jede Kopfplatte entlang einer unteren Oberfläche oder einer oberen Oberfläche des Flugzeugbauteils erstreckt; eine Vielzahl von Stellungsreglern, die an jeder der Vielzahl von Kopfplatten vorgesehen sind, wobei jeder Stellungsregler an seinem distalen Ende ein Aufnahmeelement aufweist, das in Kontakt mit der unteren Oberfläche der Flugzeugkomponente kommt, wobei jeder Stellungsregler das Vorschieben und Zurückziehen des Aufnahmeelements bewirkt; und eine Steuerung, die die mehreren Stellungsregler so steuert, dass die mehreren Stellungsregler unabhängig voneinander ansteuerbar sind, wobei in einem Zustand, in dem die Aufnahmeelemente auf die jeweiligen Nennpositionen eingestellt sind, die Flugzeugkomponente auf mindestens den Aufnahmeelementen platziert wird, und die Steuerung: in einem Zustand, in dem das Flugzeugbauteil auf den Aufnahmeelementen platziert ist, feststellt, ob ein gleichmäßiger Stützzustand erreicht wird oder nicht, wobei der gleichmäßige Stützzustand ein Zustand ist, in dem die Aufnahmeelemente das Flugzeugbauteil gleichmäßig stützen; wenn festgestellt wird, dass der gleichmäßige Stützzustand nicht erreicht wird, die Stellungsregler steuert, um zu bewirken, dass mindestens eines der Aufnahmeelemente innerhalb einer Zeichnungstoleranz vor- und/oder zurückfährt; und wenn festgestellt wird, dass der gleiche Abstützzustand nicht erreicht werden kann, indem das mindestens eine Aufnahmeelement innerhalb der Zeichnungstoleranz vor- und/oder zurückbewegt wird, feststellt, dass das Flugzeugbauteil keine korrekte Bauteilform aufweist.
Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug nach Anspruch 6, wobei die Steuerung bestimmt, dass der Zustand der gleichen Unterstützung nicht erreicht wird, wenn mindestens eines der folgenden Ereignisse eintritt: ein Bewegungsbetrag eines der Aufnahmeelemente die Zeichnungstoleranz überschreitet; eine auf eines der aufnehmenden Elemente aufgebrachte Last von einem gleichmäßigen Lastbereich abweicht; und ein Spalt zwischen der Unterseite des Flugzeugbauteils und den Aufnahmeelementen gebildet wird.
Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug nach Anspruch 6, wobei das Flugzeugbauteil ein Flugzeugrumpfpaneel ist, und das Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug umfasst Rahmenindizes zum Positionieren beider Enden von Elementen, die die Flugzeugrumpfplatte in dem Zustand bilden, in dem die Flugzeugrumpfplatte auf dem Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug platziert ist.
Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug nach Anspruch 6, das Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren umfasst, von denen jeder Steuerdaten erfasst, wenn die Unterseite der Flugzeugkomponente von mindestens den Aufnahmeelementen getragen wird, wobei jeder Aufnahmeelement-Zustandsdetektor als die Steuerdaten einen Tragezustand eines entsprechenden der Aufnahmeelemente erfasst, das die Unterseite der Flugzeugkomponente trägt, wobei die Steuerung jeden der Erfassungswerte der erfassten Steuerdaten mit einem voreingestellten Referenzwert vergleicht, um zu bestimmen, ob der Zustand der gleichmäßigen Unterstützung erreicht wird oder nicht, wobei der Zustand der gleichmäßigen Unterstützung ein Zustand ist, in dem alle aufnehmenden Elemente die Flugzeugkomponente gleichmäßig unterstützen.
Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug nach Anspruch 9, wobei jeder Aufnahmeelement-Zustandsdetektoren mindestens eines der folgenden ist: einer Wägezelle oder einem Kraftsensor, der eine Last misst, die auf einen entsprechenden der Stellungsregler wirkt; ein Amperemeter, das einen elektrischen Stromwert eines Antriebsmotors misst, der in dem entsprechenden Stellungsregler enthalten ist; und einen Abstandsmesssensor, der einen Abstand zwischen dem entsprechenden Aufnahmeelement und der Flugzeugkomponente misst.
Flugzeugkomponenten-Inspektionswerkzeug nach Anspruch 6, das ferner einen Bildaufnehmer umfasst, der ein Bild aufnimmt, das die Unterseite der Flugzeugkomponente zeigt, die von mindestens den Aufnahmeelementen getragen wird, wobei die Steuerung: wenn festgestellt wird, dass der gleichmäßige Stützzustand nicht erreichbar ist, dann wird weiter festgestellt, ob ein Spalt zwischen der Flugzeugkomponente und den Aufnahmeelementen gebildet wird oder nicht, oder es wird festgestellt, ob die untere Oberfläche der Flugzeugkomponente eine voreingestellte richtige Form hat oder nicht, basierend auf dem Bild, das durch den Bildaufnehmer aufgenommen wurde; und wenn festgestellt wird, dass sich ein Spalt zwischen dem Flugzeugbauteil und den Aufnahmeelementen gebildet hat, oder dass die Unterseite des Flugzeugbauteils nicht die voreingestellte korrekte Form hat, bestimmt, dass das Flugzeugbauteil nicht die korrekte Bauteilform hat.