ES2250213T3 - Herramienta para el montaje de areonaves y metodo de fabricacion de la misma. - Google Patents
Herramienta para el montaje de areonaves y metodo de fabricacion de la misma.Info
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Abstract
Un método de fabricar una herramienta de ensamblaje de aeronave para soportar un componente de aeronave, caracterizado por, en combinación: a) calcular una pluralidad de posiciones predeterminadas y orientaciones correspondientes en el espacio en el que el componente de aeronave va a ser soportado; b) diseñar un estructura de montaje (12) configurada para proporcionar soporte para el componente de aeronave en posiciones predeterminadas de la estructura asociada respectivamente con las citadas posiciones predeterminadas en el espacio; c) construir la estructura de montaje seleccionando miembros alargados (14) que tienen longitudes predeterminadas y que conectan los miembros alargados entre sí por medio de medios de sujeción liberables (32); d) proporcionar una pluralidad de dispositivos de agarre (20, que tienen cada uno un elemento de recepción (76) para transportar el componente; e) comprendiendo cada dispositivo de agarre una pluralidad de otros miembros alargados (66) que tienen longitudes predeterminadas, y una pluralidad de elementos de fijación (68) dispuestos para conectar los otros miembros alargados entre sí y para conectar el elemento de recepción a uno de los citados otros miembros alargados de forma que permitan selectivamente al menos tres grados de libertad de movimiento del elemento de recepción a lo largo de al menos dos ejes ortogonales y alrededor de al menos un eje coplanar con los dos ejes ortogonales; f) asegurar cada dispositivo de agarre a la estructura de montaje en una respectiva de las citadas posiciones predeterminadas; y g) configurar la herramienta de ensamblaje para recibir el componente de aeronave ajustando cada elemento de recepción a lo largo/alrededor de ejes ortogonales hasta que el elemento de recepción está alineado con respecto a la posición predeterminada y la orientación correspondiente en el espacio asociada con la citada posición predeterminada.
Description
Herramienta para el montaje de aeronaves y método
de fabricación de la misma.
Esta invención se refiere a un método de fabricar
una herramienta de ensamblaje de aeronave.
Las herramientas de ensamblaje de aeronave están
diseñadas para soportar componentes de aeronave mientras se está
trabajando en ellos y para situar diferentes componentes juntos en
las posiciones relativas correctas durante el montaje de la
aeronave. Tradicionalmente, cada proceso de ensamblaje diferente ha
requerido al menos una herramienta de ensamblaje dedicada, que se
fabrica específicamente para un conjunto de componentes dado y que
está diseñada para soportar los componentes de una manera
particular de forma que las operaciones de ensamblaje puedan ser
llevadas a cabo sin interferencias derivadas de la herramienta.
Tales herramientas de ensamblaje se han tenido que fabricar
exactamente de acuerdo con las normas.
Una herramienta de ensamblaje convencional
comprende una plantilla de metal rígida cuyo bastidor está
construido de acero de sección en forma de caja soldado. Una
pluralidad de dispositivos de agarre están montados sobre el
bastidor para transportar los componentes de aeronave durante el
proceso de ensamblaje, y éstos se producen también
convencionalmente a partir de partes de acero soldadas.
Cada herramienta de ensamblaje tiene que ser
diseñada específicamente para el componente que se va a soportar, y
el requisito en la industria aeronáutica para un componente de
aeronave que debe ser soportado con un grado muy grande de precisión
significa que cada etapa de la construcción de la plantilla
convencional debe ser llevada a cabo con niveles muy exactos de
precisión. Esto hace que la producción de tales plantillas lleve
mucho tiempo y sea costosa, y que no puedan ser reconfiguradas para
soportar diferentes componentes, o reparadas/ajustadas para absorber
el desgaste.
Como es evidente, tal disposición tiene
inconvenientes significativos, el menor de los cuales no es el
elevado coste de las herramientas como resultado del requisito de
una plantilla dedicada para cada proceso de ensamblaje de aeronave
junto con los niveles de exactitud necesarios para fabricar cada
plantilla. Pequeñas modificaciones en el diseño de componentes de
aeronave habitualmente significan que debe fabricarse un
dispositivo de agarre o una disposición del mismo completamente
nueva, ocasionando más costes de herramientas y retrasos en el
ensamblaje. Además, el desgaste y rotura o el daño en la plantilla
producen generalmente la necesidad de una recolocación, puesto que
las reparaciones y ajustes no pueden hacerse fácilmente mientras se
mantiene el necesario nivel de precisión e integridad para la
estructura y los dispositivos de agarre.
A pesar de estos inconvenientes, la construcción
de tales herramientas de ensamblaje de aeronave ha permanecido
esencialmente sin cambios durante casi cincuenta años.
El documento US-5220718 describe
un sistema de ensamblaje para la fabricación y el ensamblaje
automatizados de componentes de aeronave, que comprende una mesa de
fijación que lleva una base de fijación movible montada sobre
brazos de soporte deslizables. Existe una pluralidad de unidades de
sujeción sobre la base de montaje, incluyendo cada unidad de
sujeción una unidad de posicionamiento de la sujeción ajustable que
sujeta una barra movible longitudinalmente con un par de mordazas
montadas en un extremo de la misma.
El documento US-5026033 describe
un sistema de soporte y de posicionamiento universal para una
variedad de piezas de trabajo. De acuerdo con esta patente de US,
una plataforma que contiene una matriz de agujeros roscados recibe
una pluralidad de dispositivos de alineamiento diferentes situados
en agujeros seleccionados. Algunos de los dispositivos de
alineamiento sirven para soportar la pieza de trabajo
horizontalmente, y otros sirven para sujetar la pieza de trabajo
hacia abajo sobre los dispositivos de alineamiento de soporte.
En un campo diferente de la presente invención,
el documento US-4949944 describe una plantilla para
un modelo de avión que está diseñada para que el avión de modelo
pueda estar sujeto de forma segura por la plantilla y aun así pueda
ser movido a una variedad de posiciones u orientaciones durante la
reparación. Para este propósito, la plantilla comprende una base
que tiene un poste vertical, en la parte de arriba del cual está
montado por medio de una junta esférica una estructura de soporte
para el avión de modelo. La estructura de soporte comprende una
viga principal que tiene en un extremo una viga cruzada transversal
con sujeciones de rueda frontales y que tiene en el otro extremo
una barra en forma de L con una sujeción de rueda trasera. Con el
fin de montar el avión de modelo sobre la plantilla, las sujeciones
son desplazadas hasta que están a una distancia adecuada entre sí y
a continuación las ruedas del avión se montan en soportes de las
sujeciones y se efectúa un ajuste adicional para situar las
sujeciones en posición.
En un campo todavía menos relacionado, el
documento US-5984287 se dirige a una herramienta
para ayudar en la construcción de estructuras destinadas por ejemplo
a soportar toldos. La herramienta descrita en el documento
US-5984287 comprende un poste vertical que soporta
una columna, que puede ser fijada con relación al poste en una
posición vertical o en una de un número de posiciones giradas
angularmente. La columna lleva una mesa que tiene un par de
sujeciones fijadas en extremos opuestos de la misma. La columna
lleva también un brazo de soporte girable y desplazable que tiene
otra fijación montada de forma fija en un extremo.
Hay por consiguiente una necesidad significativa
de un sistema de herramientas de ensamblaje de aeronave que sea más
flexible en diseño y más económico de fabricar y usar.
La presente invención busca proporcionar un
método de fabricar una herramienta de ensamblaje que es más
versátil que las disposiciones convencionales y en el que la
necesidad de precisión se reduce sólo a algunas partes de la
fabricación de la herramienta.
De acuerdo con la invención, se proporciona un
método de fabricar una herramienta de ensamblaje de aeronave para
soportar un componente de aeronave, caracterizado por, en
combinación:
a) calcular una pluralidad de posiciones
predeterminadas y orientaciones correspondientes en el espacio en
las que el componente de aeronave se va a soportar;
b) diseñar un estructura de montaje configurada
para proporcionar soporte para el componente de aeronave en
posiciones predeterminadas de la estructura asociadas
respectivamente con las citadas posiciones en el espacio
predeterminadas;
c) construir la estructura de montaje
seleccionando miembros alargados que tienen longitudes
predeterminadas y conectar los miembros alargados entre sí por medio
de medios de sujeción liberables;
d) proporcionar una pluralidad de dispositivos de
agarre, teniendo cada uno un elemento de recepción para transportar
el componente;
e) comprendiendo cada dispositivo de agarre una
pluralidad de otros miembros alargados que tienen longitudes
predeterminadas, y una pluralidad de elementos de sujeción
dispuestos para conectar los otros miembros alargados entre sí y
para conectar el elemento de recepción a uno de dichos otros
miembros alargados con el fin de permitir selectivamente al menos
tres grados de libertad de movimiento del elemento de recepción a lo
largo de al menos dos ejes ortogonales y alrededor de al menos un
eje coplanar con los dos ejes ortogonales;
f) fijar cada dispositivo de agarre a la
estructura de montaje en una respectiva de las citadas posiciones
predeterminadas; y
g) configurar la herramienta de ensamblaje para
recibir el componente de aeronave ajustando cada elemento de
recepción a lo largo/alrededor de los ejes ortogonales hasta que el
elemento de recepción está alineado con respecto a la posición
predeterminada y la correspondiente orientación en el espacio
asociada con la citada posición predeterminada.
La estructura de montaje puede ser construida a
partir de tramos de sección de aluminio extrudido asegurando los
medios de sujeción los tramos juntos. Por ejemplo, la sección de
aluminio extrudida puede ser formada con canales longitudinales que
tengan labios a lo largo de sus bordes, y los medios de sujeción
pueden comprender elementos de conexión que pueden ser recibidos en
un canal de una sección y medios de recepción roscados
proporcionados por o que se pueden recibir en un canal de otra
sección.
Por razones de exactitud de construcción y para
lograr resistencia y rigidez de la estructura de montaje, es
preferible que los miembros alargados sean rectangulares en sección
transversal, o tengan al menos una superficie planar
substancialmente plana a la cual pueden ser fijados los
dispositivos de agarre, y movidos a lo largo si es necesario - para
adaptarse a diferentes componentes, por ejemplo. Es también
importante que estas superficies planares de los miembros alargados
estén configuradas de tal forma que permanezcan sin deformarse
cuando un dispositivo de agarre se monta en las mismas,
particularmente cuando el dispositivo está bajo la carga del peso
del componente de aeronave. Esta realización preferida tiene la
ventaja adicional de que facilita un movimiento rápido y/o
realineamiento/recolocación de los dispositivos de agarre. En esta
realización, debido a que en uso el dispositivo de agarre se mueve a
lo largo de la cara planar, el intervalo de movimiento necesario
para absorber el desgaste y la rotura o para adaptarse a diferentes
componentes puede ser fácil y exactamente modelado en un ordenador
como un movimiento en una sola dimensión (a lo largo de los ejes del
miembro alargado, pero sin ninguna rotación a su alrededor)
mientras que tiene en cuenta los seis grados de libertad de ajuste
posibles para el elemento de recepción. Cuando una recolocación
deseada del dispositivo de agarre no es posible, debido por ejemplo
a la posición del miembro alargado y/o al limitado intervalo de
ajuste del elemento de recepción, el realineamiento requerido puede
ser acomodado quitando el dispositivo de agarre y montándolo, por el
contrario en una de las otras superficies planares del miembro
alargado. Por consiguiente, la existencia de una cara plana en los
miembros alargados asegura que el movimiento simple del dispositivo
de agarre con respecto al miembro alargado se limita al movimiento a
lo largo de un único eje, y sin ninguna rotación relativa: esta es
una diferencia substancial y ventajosa sobre las construcciones de
la técnica anterior.
Los dispositivos de agarre son preferiblemente de
construcción universal.
Como se ha descrito, cada dispositivo de agarre
comprende ventajosamente un elemento de montaje para montar el
dispositivo en la estructura de montaje, el elemento de recepción
para transportar el componente de aeronave, y una combinación de los
miembros alargados y elementos de sujeción dispuestos para permitir
seis grados de libertad de movimiento del elemento de recepción a
lo largo y alrededor de tres ejes ortogonales.
Los dispositivos de agarre pueden estar formados
también de aluminio.
El método de ensamblaje de aeronave de acuerdo
con la presente invención ofrece un número significativo de
ventajas.
En particular, la invención proporciona un
sistema de herramientas de ensamblaje flexible que es completamente
ajustable y reusable. Ajustes y alteraciones a la herramientas de
ensamblaje pueden ser efectuados fácilmente, por ejemplo con el fin
de adaptarse a modificaciones en el diseño de los componentes de
aeronave. El mantenimiento simple implica sustitución de miembros
de estructura individuales y/o dispositivos de agarre en el caso de
desgaste excesivo, o recolocación de los miembros de la estructura
y/o dispositivos de agarre si ha ocurrido un movimiento relativo a
lo largo del tiempo. Además, las herramientas de ensamblaje
existentes pueden ser alteradas para adecuarse a diferentes
componentes de aeronave una vez que se completa una operación de
ensamblaje particular.
Preferiblemente, el ajuste de cada elemento de
recepción que comprende colocar el elemento de recepción
aproximadamente en su posición y orientación predeterminadas, e
iterar los pasos de medir la posición y orientación reales del
elemento de recepción y moverlo hacia la posición y orientación
predeterminadas hasta que alcanza la posición y orientación
predeterminadas.
Preferiblemente, las posiciones y orientaciones
predeterminadas para los elementos de recepción de los dispositivos
de agarre se determinan a partir de datos de diseño con ayuda de
ordenador para cada componente de aeronave.
Preferiblemente, la posición y orientación reales
de cada elemento de recepción se mide mediante un dispositivo de
seguimiento por láser.
El presente método, aunque diseñado
específicamente para su uso en la industria aeronáutica, puede
tener también aplicación ventajosamente en otros campos, por
ejemplo en la industria del automóvil.
La invención se describe con más detalle, a modo
de ejemplo, con referencia a los dibujos que se acompañan, en los
cuales:
La Figura 1 es una vista en perspectiva de una
herramienta de ensamblaje de aeronave;
la Figura 2 es una vista fragmentada,
parcialmente en sección, que muestra un detalle de la Figura 1;
la Figura 3 es otra vista fragmentada que muestra
una modificación de la disposición de la Figura 2;
la Figura 4 es una vista fragmentada que muestra
otra modificación de las disposiciones de las Figuras 2 y 3;
la Figura 5 es una vista en perspectiva de una
porción de la herramienta de ensamblaje de la Figura 1 que muestra
dos dispositivos de agarre montados en la estructura de montaje de
la herramienta;
la Figura 6 es otra vista en perspectiva que
muestra el montaje de un dispositivo de agarre respectivo sobre la
estructura de montaje; y
la Figura 7 es una vista en perspectiva de otra
porción de la herramienta de ensamblaje que muestra otro
dispositivo de agarre montado sobre la estructura de montaje.
En referencia inicialmente a la Figura 1, ésta
muestra una herramienta de ensamblaje 10 de aeronave. La
herramienta de ensamblaje 10 comprende una estructura de montaje
12, construida a partir de una pluralidad de miembros alargados 14
de sección transversal cuadrada y rectangular conectados entre sí
para formar un bastidor 16 substancialmente rectangular. La mayoría
de los miembros alargados 14 están conectados entre sí en ángulo
recto para formar el bastidor 16, pero algunos de ellos forman
miembros diagonales 18 que sirven como tirantes de refuerzo para
aumentar la rigidez del bastidor 16. La estructura de montaje 12
sirve como soporte para un componente de aeronave durante el
ensamblaje.
Una pluralidad de dispositivos de agarre 20
montados en la estructura de montaje 12 sirve para sujetar el
componente durante el proceso de ensamblaje, y se sitúan en lugares
predeterminados en relación con la estructura de montaje 12 para
coger y transportar el componente en posiciones de soporte
preseleccionadas del componente.
La herramienta de ensamblaje 10 mostrada en la
Figura 1 está específicamente diseñada para el ensamblaje de un
componente de aeronave particular, o una pequeña gama de
componentes, siendo en este caso para el ensamblaje del fuselaje de
una aeronave: el preciso diseño de la estructura de montaje 12 y la
situación y orientación de los dispositivos de agarre 20 serían
diferentes para el ensamblaje de otra parte de una aeronave. La
exactitud de construcción de la estructura de montaje 12 y la
exactitud de posición de los dispositivos de agarre 20 en relación
con la estructura de montaje 12 es de relativamente poca
importancia. Lo que importa es que las posiciones en las cuales los
dispositivos de agarre 20 se aplican al componente de aeronave, y
la orientación de los dispositivos de agarre en estas posiciones,
son determinadas con gran exactitud, como se describe más
abajo.
Los miembros alargados 14 están formados a partir
de una sección de aluminio extrudido, la cual es cortada en
longitudes predeterminadas adaptadas a la estructura de montaje 12
requerida. Las Figuras 2, 3, 4 y 6 muestran diferentes perfiles para
la sección extrudida, lo que está ilustrado cuadrado o rectangular
en cada caso. Canales 22 que se extienden longitudinalmente se
forman a lo largo de cuatro superficies longitudinales 24 del
miembro 14, y están cada uno de ellos flanqueados a ambos lados por
labios 26.
Las secciones ilustradas en las Figuras 2, 3 y 4
tienen todas una porción axial central 28 substancialmente maciza
formada con un ánima central 30, mientras que la que se muestra en
la Figura 6 tiene una porción central axial abierta 28' y ánimas 30'
respectivos formadas en el metal que flanquea a la porción abierta
28' y que está por debajo de cada canal 22.
La interconexión de dos miembros alargados 14 en
ángulo recto se logra fácilmente mediante medios de sujeción 32.
Como se muestra en la Figura 2, esos medios de sujeción 32 pueden,
por ejemplo, comprender un elemento de conexión roscado 34 insertado
perpendicularmente a través de la porción central 28 de un miembro
14. El elemento de conexión 34 tiene una cabeza de posicionamiento
36 que se asienta dentro de uno respectivo de los canales 22 del
miembro 14, y un vástago roscado 38 que sobresale entonces en
ángulo recto desde el miembro 14.
Un segundo miembro alargado 14 está montado en
ángulo recto con respecto al primero de modo que su cara de extremo
40 se apoye en la superficie adyacente 24 del primer miembro
alargado 14. El vástago 38 que sobresale del elemento de conexión
roscado 34 puede por consiguiente ser roscado en el ánima central 30
del segundo miembro alargado 14. Puede proporcionarse así una
conexión duradera segura.
Como se muestra en la Figura 3, los medios de
sujeción 32 pueden comprender alternativamente un elemento de
conexión roscado 52 que puede ir dentro de un canal 22 del primer
miembro alargado 14, y un collar de posicionamiento 54 dispuesto
para ser montado dentro de un pozo de recepción 56 formado en la
superficie asociada 24 cerca de la cara de extremo 40 de este
miembro alargado 14.
El collar de posicionamiento 54 tiene un taladro
58 que está dirigido hacia un canal enfrentado 22 de un segundo
miembro alargado 14 perpendicular entre los dos labios 26 que
cuelgan. Un elemento de recepción 60 roscado internamente es
recibido dentro de este canal 22 y es sujetado firmemente dentro
del canal por medio de los labios 26 situado encima. Roscando el
elemento de conexión 52 apretadamente dentro del elemento de
recepción 60, los dos miembros alargados 14 pueden ser sujetados de
forma segura entre sí en ángulo recto.
Se apreciará que en el presente caso un segundo
elemento de conexión 52 de esta forma estará dispuesto también en
la misma manera en el lado opuesto del primer miembro alargado 14.
Este segundo elemento de conexión 52 se aplicará entonces al
segundo elemento de recepción 60 en el mismo canal 22 del segundo
miembro alargado 14 con el fin de asegurar una conexión segura
entre los dos miembros 14.
Las Figuras 2 y 3 ilustran una sección extrudida
cuadrada simple para los miembros alargados 14 por razones de la
claridad. En la práctica, los miembros alargados 14 pueden tener
secciones más complejas y pueden requerir múltiples medios de
sujeción 32 que emplean grupos de sujetadores. Una sección
transversal que es substancialmente cuadrada o rectangular es
ventajosa en términos de resistencia y rigidez.
Otra forma de medio de sujeción 32 mostrada en la
Figura 4 puede ser empleada para una junta de gran resistencia. En
este caso, los medios de sujeción 32 pueden comprender un par de
pernos roscados 42, que tienen cada uno una cabeza 44 respectiva
acoplada con una placa 46 estructural y extendiéndose cada uno
directamente a través de un agujero 48 de holgura transversal en un
miembro alargado 14 de sección cuadrada. El vástago 50 de cada
perno 42 se aplica a un taladro roscado en un collar de
posicionamiento 54 respectivo, que es recibido en un pozo de
recepción 56 de otro miembro alargado 14, esta vez de sección
rectangular, como se muestra en la Figura 3. La carga es entonces
distribuida a través del primer miembro alargado 14 por medio de la
placa 46.
Todas las conexiones perpendiculares en la
estructura de montaje 12 se efectúan por medio de medios de
sujeción como los mostrados y descritos en relación con las Figuras
2, 3 y 4.
Además, como se ha mencionado previamente, si la
rigidez del bastidor 16 necesita ser aumentada más, puede
proporcionarse un número de tirantes de refuerzo diagonales 18 que
están formados similarmente a partir de una sección de aluminio
extrudido. Tales tirantes están conectados en su sitio por medio de
pares de elementos de bisagra 62, 64 montados respectivamente entre
los extremos de los tirantes 18 de refuerzo diagonales y porciones
adyacentes del bastidor 16, como se muestra en las Figuras 1 y 7,
por ejemplo.
Pasando ahora a las Figuras 5 a 7, éstas muestran
con mayor detalle unos respectivos de los dispositivos de agarre
20. Como se muestra, cada dispositivo de agarre 20 comprende una
disposición de tubos 66 y elementos de sujeción 68 conectados entre
sí para permitir movimiento con al menos tres, y preferiblemente
seis, grados de libertad.
Más particularmente, cada dispositivo de agarre
20 comprende un elemento de montaje 70 para montar el dispositivo
de agarre 20 en la estructura de montaje 12, por ejemplo por medio
de pernos 72 que se acoplan con tuercas (no mostradas) en los
canales 22 de los miembros alargados 14 asociados. El elemento de
montaje 70 tiene una superficie planar substancialmente plana
dispuesta para cooperar con la superficie planar plana adyacente
del miembro 14, de modo que el dispositivo de agarre 20 puede ser
movido fácilmente a lo largo de la superficie del miembro 14, para
conseguir el posicionamiento o ajuste, antes de ser atornillado en
su sitio de forma segura.
Un primer elemento de sujeción 68a se fija al
elemento de montaje 70 usando los pernos 72. Extendiéndose desde el
primer elemento de sujeción 68a hay un primer tubo 66a que termina
en un segundo elemento de sujeción 68b, como se ilustra. Un segundo
tubo 66b, dispuesto perpendicular al primer tubo 66a, se extiende
entre el elemento de sujeción 68b y otro elemento de sujeción 68c.
De la misma forma, un tercer tubo 66c está dispuesto en ángulo
recto con el segundo tubo 66b y se extiende entre el elemento de
sujeción 68c y otro elemento de sujeción 68d. Finalmente, el
elemento de sujeción 68d es conectado por medio de pernos 74 a un
elemento de recepción 76, que sirve en uso para coger y sujetar el
componente de aeronave.
Los tubos 66 y los elementos de fijación 68 están
formados también de aluminio. Más particularmente, cada elemento de
sujeción 68 comprende un bloque 78 de aluminio provisto de aberturas
80 cilíndricas para recibir los tubos 66 de forma rotable y
deslizable. Una ranura 82 respectiva está formada en el bloque 78 a
lo largo de un lado de cada abertura cilíndrica 80 para
proporcionar un hueco que es cerrable por medio de otros pernos 84
para asegurar que el elemento de sujeción 68 se aplique firmemente y
se bloquee sobre su respectivo tubo 66 en la posición
requerida.
Se apreciará que por medio de esta disposición
los tubos 66 pueden ser hechos girar unos con respecto a otros, y/o
desplazados unos con respecto a otros a lo largo de tres ejes
perpendiculares entre sí.
Consecuentemente, el ajuste de los dispositivos
de agarre 20, tanto en términos de posicionamiento de los
dispositivos de agarre 20 con respecto al estructura de montaje 12
como en términos de posicionamiento y orientación de los elementos
de recepción 76 en el espacio, puede efectuarse fácilmente para
absorber: a) pequeñas variaciones en las posiciones de los
dispositivos de agarre 20; y b) movimientos de la estructura de
montaje 12 que ocurren a lo largo del tiempo debidos a factores
tales como desgaste y rotura, y expansión y contracción térmicas.
Del mismo modo, los dispositivos de agarre 20 pueden ser fácilmente
adaptados para absorber pequeñas modificaciones de diseño en el
propio componente de aeronave, simplemente alterando la posición de
los dispositivos de agarre 20 existentes con respecto al estructura
de montaje 12, y la posición y/o la orientación de los elementos de
recepción 76, o alternativamente, añadiendo dispositivos de agarre
20 adicionales. Además, es enteramente posible, una vez que un
proceso de ensamblaje particular se completa, desensamblar la
herramienta de ensamblaje 10 y reensamblarla en una configuración
totalmente diferente para el ensamblaje de un componente de
aeronave diferente.
El método de fabricar la herramienta de
ensamblaje 10 ilustrada es como sigue:
Primeramente, los requisitos de diseño para la
herramienta de ensamblaje 10 específica, que incluyen tanto la
estructura de montaje 12 como los dispositivos de agarre 20, se
determinan a partir de los datos tomados de un sistema de diseño por
ordenador para el componente de aeronave particular. A partir de
tales datos, se averiguan una pluralidad de puntos en los cuales el
componente ha de ser soportado, y la dirección requerida del
soporte en cada caso. La construcción de la estructura de montaje 12
y el número y situación de los dispositivos de agarre 20, junto con
el posicionamiento y son a continuación calculados la orientación
de los elementos de recepción 76.
A continuación, se fabrican las partes de la
estructura de montaje 12 cortando trozos de sección de aluminio
extrudido a las dimensiones requeridas para proporcionar los
miembros alargados 14. Tales miembros alargados 14 son conectados
entre sí mediante medios de sujeción 32 como se ha descrito
previamente, y subsiguientemente se conectan cualesquiera miembros
alargados 14 que formen los tirantes de refuerzo 18 al bastidor 16,
como se ha descrito previamente.
Habiendo construido así la estructura de montaje
12, los dispositivos de agarre 20 son seleccionados y montados
sobre la estructura de montaje 12 en las posiciones
predeterminadas.
Aunque es posible producir una pluralidad de
dispositivos de agarre 20 diferentes que incluyan cada uno un
número de tubos 66 cortados a diferentes longitudes de acuerdo con
el fin requerido, es sin embargo preferido, de acuerdo con la
presente invención, emplear un diseño universal único de
dispositivo de agarre 20 y tener un suministro de éstos ya
almacenados en cualquier momento. En este caso, cada dispositivo de
agarre 20 habría sido preformado a partir de trozos predeterminados
de tubo unidos mediante elementos de fijación similares.
De acuerdo con esto, el siguiente paso del
proceso de fabricación simplemente implica seleccionar un número
requerido de dispositivos de agarre 20 y montarlos en la estructura
de montaje 12 en lugares predeterminados a partir de los datos de
diseño por ordenador.
Hasta el momento, el proceso de fabricación puede
ser llevado a cabo con un nivel de exactitud que permiten las
tolerancias estándar. Sin embargo, los siguientes pasos del proceso
de fabricación requieren un grado de exactitud mucho mayor dentro de
tolerancias verdaderamente muy estrechas:
Una vez montados en la estructura de montaje 12,
los dispositivos de agarre 20 tienen entonces que ser colocados en
la orientación requerida con el fin de sujetar el componente de
aeronave en puntos predeterminados precisos de su estructura y en
unas direcciones precisas predeterminadas. Con el fin de colocar
cada dispositivo de agarre 20 apropiadamente y con la necesaria
precisión, se emplea un seguidor por láser u otro dispositivo de
medición.
Más particularmente, el seguidor por láser
comprende un aparato de medición por láser controlado por ordenador
en el cual han sido ya programados los datos relativos a la
posición y orientación predeterminadas del elemento recepción 76 de
cada dispositivo de agarre 20. El dispositivo de agarre 20 se monta
primero de forma grosera en la posición y orientación requeridas en
la estructura de montaje 12, y el seguidor por láser es entonces
usado para medir la posición y orientación iniciales del elemento de
recepción 76 y para comparar esta posición con la posición
requerida. Los resultados de la comparación producen datos de
ajuste, siguiendo los cuales el dispositivo de agarre 20 es
ajustado de forma correspondiente para llevar al elemento de
recepción 76 a unas nuevas posición y orientación. El seguidor por
láser toma otra medida de estado actual y lo compara de nuevo con
los requisitos predeterminados. Esto produce otros datos de ajuste y
se hace un ajuste más de acuerdo con ellos hasta que se alcanzan la
posición y orientación predeterminadas dentro de las estrechas
tolerancias requeridas. Por lo tanto, la colocación del elemento de
recepción 76 del dispositivo de agarre 20 implica pasos repetidos de
medición de una posición y orientación actuales, comparación de una
posición y orientación actuales con la posición y orientación
predeterminadas, y ajuste para reducir el error entre las dos.
En referencia a la Figura 7, se describirá con
más detalle el proceso de colocación de cada dispositivo de agarre
20 en dos pasos.
En el paso 1, una cara 86 del elemento de
recepción 76 y un agujero 88 en esa cara se ajustan a posiciones y
orientaciones predeterminadas.
Primeramente, la cara 86 del elemento de
recepción 76 se coloca en escuadra con respecto a un plano
requerido en el espacio mediante sucesivas rotaciones de los tubos
66a, 66b y 66c con respecto a cada uno de los ejes X, Y y Z por
turno. A continuación de cada rotación, se toman medidas a través
de la cara 86 mediante el seguidor por láser y se hace una
comparación con la orientación predeterminada.
En segundo lugar, el agujero 88 de la cara 86 del
elemento de recepción es movido a la posición requerida efectuando
sucesivas traslaciones a lo largo de los ejes X, Y y Z por turno
efectuando desplazamientos de los elementos de fijación 68b, 68c y
68d a lo largo de los tubos 66a, 66b y 66c, respectivamente. De
nuevo, se toman medidas mediante el seguidor por láser tras cada
traslación sucesiva y se comparan con la posición
predeterminada.
En el paso 2, una placa de perfil 90 se monta en
una posición y orientación predeterminadas con respecto al elemento
de recepción 76.
En primer lugar, la placa de perfil 90 es movida
a una posición predeterminada con respecto a la cara 86 del
elemento de recepción 76 con la ayuda del seguidor por láser. La
placa de perfil 98 es a continuación unida de forma girable al
elemento de recepción 76 insertando un pasador a través de un
agujero 92 en la placa de perfil 90 y un agujero correspondiente
(no mostrado) en la cara 86.
A continuación, un segundo agujero 94 en la placa
de perfil 90 es posicionado con la ayuda de un seguidor por láser
mediante un ajuste rotacional repetido de la placa 90, seguido en
cada ocasión por medidas de la posición actual del agujero 94 y
comparación con la posición predeterminada. Esto lleva a un borde de
posicionamiento 96 de la placa de perfil 90 a una posición
predeterminada, en cuyo punto la placa de perfil es fijada al
elemento de recepción 76.
Finalmente, dedos de agarre 98 son unidos a la
placa de perfil 90 y por lo tanto al elemento de recepción 76.
En el presente caso, los ajustes de las partes
del dispositivo de agarre 20 durante los dos pasos del proceso de
colocación se llevan a cabo manualmente. Es igualmente posible que
estos ajustes se lleven a cabo automáticamente bajo el control del
seguidor por láser.
Otras modificaciones son también posibles en el
método descrito:
Por ejemplo, la realización descrita prevé que el
dispositivo de agarre pueda disponerse de tal forma que proporcione
al elemento de recepción seis grados de libertad de movimiento, a lo
largo y alrededor de tres ejes ortogonales. Sin embargo,
proporcionar sólo tres grados de libertad de movimiento, a saber, a
lo largo de al menos dos ejes ortogonales y alrededor de al menos
uno de estos ejes, sería en algunas circunstancias suficiente.
El método descrito de fabricar una herramienta de
ensamblaje de aeronave permite un alto grado de exactitud en la
fabricación de la herramienta dentro de tolerancias estrechas, y
también para facilidad de ajuste cuando sea necesario.
El método de fabricación de la herramienta de
ensamblaje es versátil, y tiene como resultado un sistema de
herramientas económico y flexible.
Claims (9)
1. Un método de fabricar una herramienta de
ensamblaje de aeronave para soportar un componente de aeronave,
caracterizado por, en combinación:
a) calcular una pluralidad de posiciones
predeterminadas y orientaciones correspondientes en el espacio en el
que el componente de aeronave va a ser soportado;
b) diseñar un estructura de montaje (12)
configurada para proporcionar soporte para el componente de aeronave
en posiciones predeterminadas de la estructura asociada
respectivamente con las citadas posiciones predeterminadas en el
espacio;
c) construir la estructura de montaje
seleccionando miembros alargados (14) que tienen longitudes
predeterminadas y que conectan los miembros alargados entre sí por
medio de medios de sujeción liberables (32);
d) proporcionar una pluralidad de dispositivos de
agarre (20), que tienen cada uno un elemento de recepción (76) para
transportar el componente;
e) comprendiendo cada dispositivo de agarre una
pluralidad de otros miembros alargados (66) que tienen longitudes
predeterminadas, y una pluralidad de elementos de fijación (68)
dispuestos para conectar los otros miembros alargados entre sí y
para conectar el elemento de recepción a uno de los citados otros
miembros alargados de forma que permitan selectivamente al menos
tres grados de libertad de movimiento del elemento de recepción a lo
largo de al menos dos ejes ortogonales y alrededor de al menos un
eje coplanar con los dos ejes ortogonales;
f) asegurar cada dispositivo de agarre a la
estructura de montaje en una respectiva de las citadas posiciones
predeterminadas; y
g) configurar la herramienta de ensamblaje para
recibir el componente de aeronave ajustando cada elemento de
recepción a lo largo/alrededor de ejes ortogonales hasta que el
elemento de recepción está alineado con respecto a la posición
predeterminada y la orientación correspondiente en el espacio
asociada con la citada posición predeterminada.
2. Un método de acuerdo con la reivindicación 1,
caracterizado porque el paso g) comprende colocar un elemento
de recepción respectivo aproximadamente en la citada posición
predeterminada y la orientación correspondiente, medir una posición
real y una orientación real del elemento de recepción, mover el
elemento de recepción hacia la posición predeterminada y la
orientación correspondiente, e iterar los pasos de medir y mover
hasta que el elemento de recepción alcanza las mismas.
3. Un método de acuerdo con la reivindicación 1 o
la reivindicación 2, caracterizado porque los elementos de
fijación son adaptados selectivamente para permitir seis grados de
libertad de movimiento, a lo largo y alrededor de tres ejes
ortogonales, y cuyo paso g) comprende mover cada elemento de
recepción a lo largo de tres ejes ortogonales.
4. Un método de acuerdo con la reivindicación 1,
2, ó 3, caracterizado porque las posiciones predeterminadas
y orientaciones correspondientes son determinadas a partir de datos
de diseño por ordenador para un componente de aeronave asociado.
5. Un método de acuerdo con la reivindicación 2,
o las reivindicaciones 3 y 4 cuando dependen de la reivindicación
2, caracterizado porque la posición actual y la orientación
actual de cada elemento de recepción se miden y comparan con la
posición predeterminada y la orientación correspondiente
determinadas a partir de datos de diseño por ordenador de un
componente de aeronave asociado.
6. Un método de acuerdo con una cualquiera de las
reivindicaciones 1 a 5, caracterizado porque la posición
actual y la orientación actual de cada elemento de recepción se mide
por medio de un dispositivo de seguimiento por láser.
7. Un procedimiento de ensamblaje de aeronave,
caracterizado por:
a) producir una herramienta de ensamblaje de
acuerdo con el método de una de las reivindicaciones 1 a 6,
b) montar al menos un componente de aeronave en
la herramienta de ensamblaje, y
c) realizar una operación de ensamblaje sobre la
citada al menos una aeronave.
8. Un procedimiento de ensamblaje de acuerdo con
la reivindicación 7, caracterizado además por reconfigurar
la herramienta de ensamblaje al final de la operación de ensamblaje,
montar al menos otro componente de aeronave en la herramienta de
ensamblaje reconfigurada, y realizar otra operación de
ensamblaje.
9. Un procedimiento de ensamblaje de acuerdo con
la reivindicación 8, caracterizado porque reconfigurar la
herramienta de ensamblaje comprende ajustar la relación relativa de
los respectivos miembros alargados de la estructura de montaje, y/o
ajustar las posiciones de respectivos dispositivos de agarre en
relación con la estructura de montaje.
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