JP2009519175A - 航空機部品の組立て - Google Patents

Abstract

第１部材の第１面にシム材を付加することによって、航空機部品を組立てるために第１部材を準備する方法であって、第１部材(4)の第１面を、第２部材(6)の第２面に近接させて配置する段階と、第１面と第２面との間の間隙に固体シム材(6)を挿入し、該固体シム材を挿入位置に保持する段階と、次いで、第１部材と固体シム材との間の領域に、第１部材を通じて液体シム材(7)を導入する段階と、を含む方法が提供される。

Description

本発明は、航空機部品の組立てのために部材を準備する方法に関し、詳しくは、特に、シム材の使用を含む方法に関する。本発明は、このような方法で組立てられた航空機部品にも関連する。

航空機部品、特に、比較的大型の部品の組立てには、様々な困難が伴う。特に、このような組立ては、許容公差が非常に小さいだけでなく、適切な作業速度でもって、かつ、可能な限り安価に実施する必要がある。このような課題を有する組立て作業の一例として、主翼ボックスを製作するために主翼スキンをリブ脚部に組み付ける作業が挙げられる。従来の製造工程は、主翼スキンを所望の形状に製造し、次いで、主翼スキンを、主翼ボックスの基礎構造であるサブコンポーネント（例えば、リブ及び桁）に対して配置し、固定するものである。この基礎構造は、外方に突出するリブ脚部を有しており、主翼スキンの内面の各部分をリブ脚部上に配置し、主翼スキンとリブ脚部を貫通する締結手段を用いることによって、両者を固定することができる。航空機の空力性能の観点から、主翼スキンの外形は重要であり、また、主翼ボックスの構造強度の観点から、主翼スキンとリブ脚部が強く結合していることも重要である。

主翼ボックスの製作では、ある程度の公差を許容する必要があるため、主翼スキンがリブ脚部に対して配置されて未圧状態にある時、一部のリブ脚部は主翼スキンと接触しているが、その他のリブ脚部と主翼スキンとの間には間隙が存在することが一般的である。この間隙を解消するため、次のような２通りの方法が用いられている。第１の方法は、単純に、上記その他のリブ脚部と主翼スキンを接触させるために必要なだけ、僅かに主翼スキンを変形する方法である。しかし、この種の方法では、主翼スキンの外形に歪みが生じるため、主翼の空力性能に有害な影響を与えるおそれがある。また、主翼ボックス内の内部応力が増大することにより、主翼の構造強度に有害な影響を与えるおそれがある。このような問題を回避するため、基礎構造又は主翼スキンの寸法を変更することを含む第２の方法がとられる場合もある。これを実施するための様々な方法には、リブ脚部を修正する方法、主翼スキンに材料を追加する方法、又は、リブ脚部にシム材を付加する方法が含まれる。

航空機、特にその主翼ボックス内には、液体又は固体のシム材が使用される他の部材も存在する。但し、このような部材は、主翼ボックス内に限られるものではない。

一般に、液体シム材を使用する場合、次の３通りの間隙調整方法のうちの１つが使用される。第１の方法は、適切な厚みを有する固体シム材を部材に結合し、固体シム材の上に液体シム材（液体として付加されるが、硬化されて固体となる材料）を付加する方法である。第２の方法は、液体シム材のみを使用するものであり、主として小さな間隙のために使用される。第３の方法は、先ず、液体シム材を部材に付加し、次いで、液体シム材の上に固体シム材を付加する方法である。各部材は、シム材が付加された後に接合される。液体シム材に適正な厚みを与えるためには、液体シム材を使用する前に、シム材が付加される部材を、その部材が接合される部材に近接する位置に配置することが重要である。液体シム材の使用によって、望ましくない時間的制約が生じる。この制約は、例えば、主翼スキンを複数のリブ脚部に接合する場合のように、１回の組立作業において、多くの領域の間隙調整をする必要がある場合、特に重要である。

本発明は、航空機部品の組立てのために第１部材を準備する方法であって、上述した問題を少なくとも軽減する方法を提供することを目的とする。

本発明に係る方法は、第１部材の第１面にシム材を付加することによって、航空機部品の組立てのために前記第１部材を準備する方法であって、前記第１部材の前記第１面を、第２部材の第２面に近接させて配置する段階と、前記第１面と前記第２面との間の間隙に固体シム材を挿入し、該固体シム材を挿入位置に保持する段階と、次いで、前記第１部材と前記固体シム材との間の領域に、前記第１部材を通じて液体シム材を導入する段階と、を含むことを特徴とする。

本発明に係る方法は、更に、前記固体シム材が前記第１部材上に取り付けられ、前記固体シム材と前記第１部材の前記第１面との間に前記液体シム材が存在する状態で、前記第１部材と前記第２部材を分離する段階を含むものであってもよい。

本発明に係る方法では、上述したように、液体シム材を導入する前に、第１部材を第２部材に近接するように組み合わせるものである。したがって、この作業は、（この段階では、液体シム材は付加されていないため）、液体シム材が硬化する危険を伴うことなく、比較的長時間をかけて実施することができる。

第１部材は、液体シム材を第１部材を通じて導入可能とするために、第１面から第１部材の厚みを通じて延びる１つ又は複数の通路を有することが好ましい。第１部材は、例えば、リブ脚部であってもよい。通路の数は、液体シム材が、第１部材の第１面上の必要な範囲に広がることが可能であるように選択される。通常、液体シム材により連続する層が形成されることが望ましく、更に、多くの場合、第１部材と固体シム材との間の全領域が液体シム材で満たされることが望ましい。例えば、リブ脚部の場合、リブ脚部上の２つの固体シム材のそれぞれに関連する２つの通路を備えることにより、全部で４つの通路を有するものであってもよい。

第１部材は、金属からなるものであってもよく、その場合、固体シム材は、金属からなることが好ましい。第１部材は、複合材料からなるものであってもよく、その場合、固体シム材は、複合材料からなることが好ましい。

好ましくは、固体シム材は、固体シム材を第２部材に対して仮固定することによって挿入位置に保持される。この場合、本発明に係る方法は、引き続いて、第２部材から固体シム材を分離する段階を更に含むことが好ましい。固体シム材を固定するために、固体シム材の突出部分上に、例えばマスキングテープのような粘着テープが配置され、この粘着テープが第２部材の第２面に固定されるものであってもよい。好ましくは、固体シム材は、外方に突出し、好ましくは分離可能な１つ又は複数のタブ部を有し、このタブ部によって第２部材に対して仮固定されるものである。固体シム材が卵形である場合には、卵形の互いに反対の端部から２つのタブ部が延びるものであってもよい。タブ部は、固体シム材と一体の部分として固定され、例えば、破断、切断等によって分離可能なものとしてもよい。

好ましくは、液体シム材は、第１部材内に圧力をかけて注入することによって導入される。これによって、固体シム材と第１部材との間の領域内に液体シム材が広がる。固体シム材の周縁から滲出する液体シム材は、取り除くことができる。

第２部材は、原理的には、最終的な組立てにおいて第１部材と接合される部材ではなく、最終的な組立てにおいて固体シム材に近接する面の形状を、正確に複製した部材であってもよい。但し、第２部材は、第１部材と接合される部材であることが好ましい。液体シム材の導入に続いて第１部材と第２部材を分離する段階を有する実施形態では、シム材を備えた第１部材を第２部材に接合する後続の段階があることが好ましい。その際、第１部材を第２部材に接合するときに、固体シム材と第２部材との間に追加の液体シム材を供給するものであってもよい。

第１部材は、複数の第１面を有しており、それぞれの第１面に対して、上述した方法によって、それぞれのシム材が付加されるものであってもよい。第１部材は、例えば、複数のリブ脚部を含むものである。

本発明は、特に、主翼ボックスの組立てのために好適なものである。

本発明に係る方法は、別の実施形態では、第１部材の第１面にシム材を付加することによって、航空機部品の組立てのために前記第１部材を準備する方法であって、前記第１部材の前記第１面に近接させて固体シム材を配置する段階と、前記第１部材の前記第１面と前記固体シム材との間の領域に液体シム材を導入する段階と、前記固体シム材が前記第１部材の前記第１面上に取り付けられ、前記固体シム材と前記第１部材の前記第１面との間に前記液体シム材が存在する状態で、前記固体シム材が別部材に近接するように、前記第１部材を前記別部材に組み合わせる段階と、を含むことを特徴とする。

本発明は、部材を組立てて航空機部品を製作する方法も提供するものであり、この方法には、上述したような、組立てのために第１部材を準備する方法が含まれる。

本発明は、更に、第１面を有する第１部材と、前記第１面上に取り付けられた固体シム材と、該固体シム材と前記第１面との間の硬化された液体シム材とを含み、硬化された液体シム材が、前記第１部材の前記第１面から前記第１部材を通じて延びる１つ又は複数の通路内にも存在することを特徴とする航空機部品を提供する。

また、本発明は、上述した方法によって組み立てられたことを特徴とする航空機部品を提供する。

以下、例示を目的として、添付図面を参照して本発明の特定の実施形態を説明する。図１に示す固体シム材１は、リブ脚部の一端に付着するために好適な形状を有している。例示した固体シム材は、ガラス繊維材料からなり、主要部に連結される２つのタブ部２を有している。各タブ部２は、長さが３０ｍｍ、幅が５ｍｍ（但し、狭幅部３を備えている）である。例示した固体シム材は、卵形に形成され、卵形の互いに反対の端部にそれぞれのタブ部２が連結されている。

図２には、リブ脚部４の端面の形状が示されている。リブ脚部４は、図２に示すそれぞれの斜線部上に１つずつ、２つの固体シム材１を受け入れる。図２に示す十字記号は、リブ脚部４内を通る４つの通路５（図３Ａ参照）の位置を示す。

次に、図３Ａ〜図３Ｅを参照して、組立てのためにリブ脚部（第１部材）４を準備する方法を説明する。

図３Ａは、図２のＡ−Ａ線に沿って、リブ脚部４の通路５のうちの２つと交差する断面を示した断面図である。図３Ａは、本実施形態における方法の開始時におけるリブ脚部を示している。

カバー部材（第２部材）６は、この例では主翼スキンであり、最終的に要求される位置に各部材を保持する治具（図示は省略する）を使用して、リブ脚部に対して間隔を置いて近接する位置に配置される。図３Ａ〜図３Ｅでは、説明を容易にするために、部材間の間隔を誇張して示している。

治具を用いて、各部材を要求される位置に保持した状態で、図３Ｃに示すように、リブ脚部４と主翼スキン６との間に、２つの固体シム材１（図３Ｃには、２つのうちの１つが示されている）が挿入される。リブ脚部４は、それぞれの固体シム材が図２に示す斜線部の１つを覆うように、２つの固体シム材１を受け入れる。尚、各図には、１つのリブ脚部のみが図示されているが、航空機の主翼ボックスの典型的なリブは、複数のリブ脚部を含むものである。

この例示的な実施形態では、タブ部２上に、主翼スキン６に剥離可能に固着されるマスキングテープ（図示は省略する）が配置されており、固体シム材１は、このマスキングテープよって主翼スキン６に仮固定される。

固体シム材１を定位置に仮固定した後、各通路５を通じて液体シム材７が注入される。この注入よって、固体シム材１は主翼スキン６に対して強く押圧され、リブ脚部４と固体シム材１との間に液体シム材の層が形成される。液体シム材は、通路５から放射状に広がり、この注入は、図２に示す斜線部の全領域が液体シム材によって満たされるまで続けられる。固体シム材１から外方に滲出した余剰の液体シム材は、へらを用いて除去される。通路５は、液体シム材が満たされた状態に維持される。本実施形態における方法のこの段階は、図３Ｄに示されている。このようにして、液体シム材は、主翼スキンをリブ脚部に対して正確に配置するために最適化された厚みに形成される。

本実施形態では、液体シム材７の層が硬化されると、主翼スキン６は、固体シム材１を保持するリブ脚部４から分離される。この分離の間に、主翼スキン６又はタブ部２のいずれかから粘着テープを剥離し、完全に除去することができる。次いで、図３Ｅに示すような状態のリブ脚部を残して、タブ部２をエンドニッパー（end cutting snips）で除去する。次いで、リブ脚部を検査して、固体シム材１が適正に付加され、また、リブ脚部４と固体シム材１との間の図２に示す斜線部の領域が液体シム材７によって満たされていることを確認するものであってもよい。

その後、リブ脚部４を最終的に主翼スキン６に組み合わせる時に、固体シム材１と主翼スキン６は、正確かつ確実に密着する。

図３Ａ〜図３Ｅにおいて、説明を容易にするために、リブ脚部とカバー部材との間隔に変動はなく、すべての面は平坦面として図示されている。しかし、この間隔には、通常、小さな変動があり、このような変動は、固体シム材１の厚みの変動、及び／又は、液体シム材７の層の厚みの変動によって調整される。

固体シム材１の厚み及び液体シム材７の層の厚みは、典型的には、それぞれ、０．３ｍｍから１．０ｍｍの範囲内にある。

以上の説明では、固体シム材の１つの特定の例を記載したが、本発明では、特定の用途に応じて、多くの他の形状を有するシム材を使用することができる。例えば、図４に示す前縁フラップトラック用アタッチメント１０は、十字記号によって示される８つの通路を有しており、液体シム材は、中央の斜線の無い領域１１を除いた領域全体に供給される。更に、上述した例における固体シム材は、ガラス繊維材料からなるものとしたが、一般には、用途、並びに、第１及び第２部材を構成する材料に応じて、他のシム材料を使用することも可能である。

以上、本発明を特定の実施形態と関連させて説明してきたが、本発明が、本明細書で詳細に説明していない多くの異なる変形例と関連付けられることは、当業者にとって明白である。上述した説明において、既知の、自明な、又は予測可能な均等物を有する構成要素について言及された箇所には、それらの均等物が個別に説明されたものとして含まれるものである。本発明の真の範囲は、請求項を参照することにより判別され、任意の上記均等物を含むものとして解されるべきである。又、好ましい、有利、便利等々として記述された本発明の構成要素又は特徴は、独立請求項の範囲を限定するものではない。

図１は、本発明の一実施形態に従って、２つの部材の組立てに使用するための固体シム材を示す平面図である。 図２は、図１に示す２つの固体シム材が取り付けられるリブ脚部を示す平面図である。 図３Ａは、リブ脚部を模式的に示す側断面図である。 図３Ｂは、図３Ａに示すリブ脚部において、リブ脚部から間隔をおいて近接するようにカバー部材を配置した状態を模式的に示す側断面図である。 図３Ｃは、図３Ｂに示すアセンブリーにおいて、カバー部材とリブ脚部との間の間隙に固体シム材を挿入した状態を模式的に示す側断面図である。 図３Ｄは、図３Ｃに示すアセンブリーにおいて、本発明の一実施形態に従って、固体シム材とリブ脚部との間に液体シム材を注入した状態を模式的に示す側断面図である。 図３Ｅは、図３Ｄに示すアセンブリーにおいて、カバー部材を取り除いた状態を模式的に示す側断面図である。 図４は、本発明の別の実施形態に従って、液体シム材及び固体シム材が付加される前縁フラップトラック用アタッチメントを示す平面図である。

Claims (15)

1. 第１部材の第１面にシム材を付加することにより、航空機部品の組立てのために前記第１部材を準備する方法であって、
   前記第１部材の前記第１面を、第２部材の第２面に近接させて配置する段階と、
   前記第１面と前記第２面の間の間隙に固体シム材を挿入し、該固体シム材を挿入位置に保持する段階と、
   次いで、前記第１部材と前記固体シム材との間の領域に、前記第１部材を通じて液体シム材を導入する段階と、を含むことを特徴とする方法。
2. 前記固体シム材が前記第１部材上に取り付けられ、前記固体シム材と前記第１部材の前記第１面との間に前記液体シム材が存在する状態で、前記第１部材と前記第２部材を分離する段階を更に含むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 前記第１部材は、前記液体シム材を前記第１部材を通じて導入可能とするために、前記第１面から前記第１部材の厚みを通じて延びる１つ又は複数の通路を有することを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記固体シム材は、該固体シム材を前記第２部材に対して仮固定することによって前記挿入位置に保持されることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
5. 前記固体シム材の突出部分上に粘着テープが配置され、該粘着テープが前記第２部材の前記第２面に固定されることを特徴とする請求項４に記載の方法。
6. 前記固体シム材は、１つ又は複数の外方に突出する分離可能なタブ部を有し、該タブ部によって前記第２部材に対して仮固定されることを特徴とする請求項４又は５に記載の方法。
7. 前記液体シム材は、前記第１部材内に圧力をかけて注入することによって導入されることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の方法。
8. シム材を備えた前記第１部材を前記第２部材に接合する後続の段階を含むことを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の方法。
9. 前記第１部材を前記第２部材に接合する際に、前記固体シム材と前記第２部材との間に追加の液体シム材が供給されることを特徴とする請求項８に記載の方法。
10. 前記第１部材は、複数の前記第１面を有し、それぞれの前記第１面に対して、請求項１から９のいずれか１項に記載の方法によって、それぞれのシム材が付加されることを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の方法。
11. 前記第１部材は、１つ又は複数のリブ脚部を含むことを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の方法。
12. 前記航空機部品は、主翼ボックスであることを特徴とする請求項１から１１のいずれか１項に記載の方法。
13. 第１部材の第１面にシム材を付加することによって、航空機部品の組立てのために前記第１部材を準備する方法であって、
    前記第１部材の前記第１面に近接させて固体シム材を配置する段階と、
    前記第１部材の前記第１面と前記固体シム材との間の領域に液体シム材を導入する段階と、
    前記固体シム材が前記第１部材の前記第１面上に取り付けられ、前記固体シム材と前記第１部材の前記第１面との間に前記液体シム材が存在する状態で、前記固体シム材が別部材に近接するように、前記第１部材を前記別部材に組み合わせる段階と、
    を含むことを特徴とする方法。
14. 第１面を有する第１部材と、前記第１面上に取り付けられた固体シム材と、該固体シム材と前記第１面の間の硬化された液体シム材とを含み、硬化された液体シム材が、前記第１部材の前記第１面から前記第１部材を通じて延びる１つ又は複数の通路内にも存在することを特徴とする航空機部品。
15. 請求項１から１３のいずれか１項に記載の方法によって組み立てられたことを特徴とする航空機部品。

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