JP2010520104A - 部品アセンブリを嵌合する方法 - Google Patents

Abstract

部品アセンブリを連結するのに使用されるシムは、シムが埋める隙間の正確な寸法を決定するために、部品アセンブリを互いに嵌合させる必要なく、自動的に設計及び加工される。部品アセンブリの重要な機構の位置は、仮のシムの寸法が得られる統合された写真測量法とレーザー追跡技術を利用して検査される。仮のシムの寸法は、例えばＣＮＣ複合工作機械等の自動加工装置を使用してシムを自動的に加工するのに使用できるデジタルファイル内に含まれている。自動化された仮のシムの設計は、部分アセンブリの嵌合の効果が航空機の性能特性に反映されるように修正することが可能である。

Description

本発明は概して、部品を接合させるのに使用される製造プロセスに関し、さらに具体的には、大きく複雑な部品アセンブリを嵌合、整列及び接合させる方法に関するものである。

シムは、部品とサブアセンブリを嵌合する及び組み立てる際に、寸法上の差異を補正するために一般に使用される。航空機産業では、シムは機体部分を嵌合及び接合させるのに、また翼及び尾部の組立体（垂直安定板と水平安定板アセンブリ）を機体に取り付けるのに広く使用される。しばしば充填材と呼ばれるシムは、部品内に蓄積した公差から生じる可能性のある接合されたアセンブリ間の隙間を充填するのに使用される。部品アセンブリの合わせ面の間の隙間を充填させるのにシムを使用することにより、構造的により正常な航空機が得られる。シムはまた、部品を適切に配置させるのにも使用される。

各航空機に対する特有のシムの設計及び加工は、時間がかかり、大きな労働力を要するプロセスになり得る。隙間を充填するある特定のシムの寸法と形状を決定するためには、熟練の技術者がそれぞれの隙間を手で測定し記録しなければならない。記録された寸法はその後にシムが加工される機械工場へ送られる。

上述したシムの設計及び取り付けプロセスにより、特にアセンブリが地域的に異なる場所で製造され最終的な組立場に輸送される航空機の組立てを著しく遅延させる可能性がある。これは一部では、最終的な組立地においてアセンブリが互いに嵌合され、隙間のサイズと形状を決定することができるまで、シムを設計及び製造することができないという事実にある。

シムの寸法を決定するのに要する時間を削減するため行われてきた取り組みは、２００３年９月９日に発行されボーイングカンパニーに付与された米国特許第６６１８５０５号明細書に例示されている。この先行特許では、シムを必要とする隙間の外形を測定するデジタル写真測量法を使用してシムの寸法を決定する方法及び装置が開示されている。シムの寸法は、アセンブリ同士の理想的な嵌合を規定する工学基準を参照して行った隙間外形の測定に基づいて計算される。この先行特許のプロセスによりシムの設計に要する時間が削減されるが、さらなる効率性の改善が可能である。

したがって、可能性のある隙間の場所及び外形を決定するために部品アセンブリを物理的に嵌合させる必要なく、シムが自動的に設計及び加工される部品アセンブリを嵌合及び接合させる方法が必要である。本発明の実施形態はこの必要を満たすために実施されるものである。

本発明の図示した実施形態により、シムによって充填される隙間の正確な寸法を決定するために部品アセンブリを接合する必要なく、シムを自動的に設計及び加工する方法が提供される。部品アセンブリ上の重要な機構の位置は、仮のシムの寸法が得られる統合された写真測量法とレーザー追跡技術を利用して調査される。仮のシムの寸法は、ＣＮＣ複合工作機械等の自動加工装置を使用して自動的にシムを加工するのに使用することができるデジタルファイルに含まれている。自動化された仮のシムの設計は、部分アセンブリの嵌合の効果が航空機の性能特性に反映されるように修正することが可能である。例えば、仮のシムの寸法は、機体に対する翼の入射、後退、又は上反角を変更するために調節することが可能である。

本発明の一実施形態によれば、２つの部品を互いに嵌合させるための方法が提供され、この方法は、第１部品上の第１の機構一式の位置を測定し、第２部品上の第２の機構一式の位置を測定し、位置の測定結果に基づいて第１及び第２部品との間の仮の嵌合を作成し、そして作成した仮の嵌合に基づいて第１及び第２部品の間に位置づけすべきシムの寸法を割り出すステップを含む。機構の位置の測定は、レーザー追跡及び写真測量プロセスの両方を用いて行うことができる。仮の嵌合の作成は、仮の公称嵌合を行った後に、仮の公称嵌合を最適化するステップを含み得る。仮の嵌合は、第１及び第２部品のコンピュータモデルを作成した後に、コンピュータモデルを比較してシムを必要とする隙間の形状を決定するステップも含み得る。

別の実施形態によると、航空機の部品アセンブリを互いに嵌合させるのに使用されるシムを作製する方法が提供されている。この方法は、第１及び第２部品アセンブリ上の機構の位置をそれぞれ表す第１及び第２のデータ一式を作成し、第１及び第２のデータ一式を使用して、第１及び第２部品との間の仮の嵌合を行い、仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、分析結果に基づいて仮の嵌合を修正し、修正された仮の嵌合に基づいて一以上のシムの寸法を割り出し、そして割り出した寸法を使用してシムを加工するステップを含む。部品アセンブリのうちの一つのアセンブリは翼を含むことができ、分析した特性は翼の一以上の入射角、翼の後退角又は翼の上反角を含むことができる。割り出したシムの寸法は、寸法を表すデジタルデータ一式の作成を含むことができ、加工ステップはデジタルデータ一式を使用してシムを加工するのに使用される装置を制御するステップを含むことができる。仮の嵌合の実施は、重要な幾何学的機構を含む第１及び第２の部品アセンブリの間の公称嵌合を表すデータ一式を作成し、第１及び第２の部品アセンブリの重要な幾何学的機構を配置するステップを含むことができる。仮の嵌合はまた、第１及び第２部品アセンブリの第１の機構一式の特定の機構を配置した後で、第１及び第２部品アセンブリ上の第２の機構一式の機構との間に最適な嵌合を実施するステップも含むことができる。

さらに別の実施形態によると、航空機を製造する方法が提供され、この方法は、第１部品アセンブリを作製し、第１部品アセンブリ上の機構の位置を表す第１データ一式を作成し、第２部品アセンブリを作製し、第２部品アセンブリ上の機構の位置を表す第２データ一式を作成し、第１及び第２データ一式を用いて第１及び第２部品アセンブリの間に仮の嵌合を実施し、仮の嵌合に基づいて第１及び第２部品アセンブリを互いに嵌合させるのに使用されるシムの寸法を割り出し、割り出した寸法に基づいてシムを加工し、そして加工したシムを使用して第１及び第２部品アセンブリを組み立てるステップを含む。第１及び第２部品アセンブリは第１及び第２の地理的位置においてそれぞれ作製することができ、最終的な組立ステップは第３の地理的位置において行うことができる。この方法は、仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、この分析結果に基づいて仮の嵌合を修正するステップをさらに含むことができる。仮の嵌合を実施するステップは、第１及び第２部品アセンブリ上の第１の機構一式において機構を配置して、第１及び第２部品アセンブリ上の第２の機構一式の機構との間に最適な嵌合を実施するステップを含むことができる。

本発明のさらに別の実施形態によれば、航空機を製造する方法が提供され、この方法は、第１製造プロセスにおいて第１部品アセンブリを作製し、第１部品アセンブリ上の機構の位置を表す第１データ一式を作成し、第２製造プロセスにおいて第２部品アセンブリを作製し、第２部品アセンブリ上の機構の位置を表す第２データ一式を作成し、第１及び第２データ一式を用いて第１及び第２部品アセンブリの間に仮の嵌合を実施し、仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、分析結果に基づいて仮の嵌合を修正し、そして仮の嵌合の修正結果に基づいて一以上の第１及び第２製造プロセスを変更するステップを含む。第１及び第２部品アセンブリは、異なる地理的地域において製造することが可能である。

本発明の実施形態の他の特徴、利点及び長所は、添付の図面及び添付の請求項を踏まえて見た時に下記の実施形態の説明から明示される。

図１は互いに嵌合された２つの航空機の機体部分の側面図である。 図２は図１に示す機体部分に嵌合される翼アセンブリの平面図である。 図３は機体に嵌合された翼アセンブリを示す斜視図である。 図４は図３に示す翼アセンブリと機体の間で連結された主な構成要素を図示する断面図である。 図５はシムを使用した翼の入射角の可能な調節を示す航空機の側面図である。 図６は図５に示す翼の入射角を調節するのに使用される重要な参照ポイントを示す機体部分の側面図である。 図７は図６の線７−７に沿って切り取った断面図である。 図８は通常のシムの斜視図である。 図９はシムの代替形態の斜視図である。 図１０はシムを使用した翼の後退角の調節可能な範囲を示す平面図である。 図１１はシムの使用を図示する、機体への翼の取り付けを示す断面図である。 図１２はシムを使用した翼の上反角の調節範囲を図示する航空機の前面図である。 図１３は翼の別の上反角位置と、上反角を調節するのに使用される重要な参照ポイントを示す、機体に取り付けられた翼の拡大図である。 図１４は機内の翼の端部と、翼上の機構の位置を調査するのに使用される統合されたレーザー追跡／写真測量装置の斜視図である。 図１５は図１４に示す翼部分の拡大図であり、機構の位置を調査するプロセスにおいて使用される２つの反射ターゲットをより良く図示している。 図１６は自動化されたシムの寸法決定方法を含む、航空機を組立てるのに使用されるプロセスのブロック図である。 図１７は図１６に示す自動化されたシムの寸法決定プロセスに使用される方法及びソフトウェアの簡略化したフローチャートである。 図１８は部品アセンブリが異なる地理的位置において製造される航空機を組立てる方法のフロー図である。

まず図１〜３を参照すると、本発明の実施形態は、部品または部品アセンブリの嵌合及び取り付けを行う方法及び製造プロセスに関連するものである。本明細書に使用されるように、用語「部品」または「部品アセンブリ」は互いに嵌合及びまたは接合されるべき広い範囲の構造体及び構成要素を含み、個々の部品、部品アセンブリ又はサブアセンブリを含むことができる。本方法は、隙間を埋めるシムの使用を必要とする組立てられた部品の間に間隔または隙間が存在する可能性のある比較的大きくて複雑な部品または部品アセンブリを嵌合させるのに特に有用である。図示した実施形態においては、部品は航空機を組立てるのに使用する大きなアセンブリを含むが、当然ながら、広い範囲の応用形態において種々の他のタイプの部品アセンブリを嵌合するために本方法及びプロセスを利用することが可能である。

民間航空機２０は通常、大きなモジュール式部分を組立てることによって製造される。図１においては、車輪リフトシステム２６に搭載された２つの機体部分２２ａ、２２ｂは端部と端部が接触するように移動され、様々な種類の留め具及び接続部を使用して互いに接合される。この接合及び取り付けプロセスは、２つの機体部分２２ａ、２２ｂの特定の合わせ部品を互いに嵌合させる必要性を含む。機体部分２２ａ、２２ｂのそれぞれを形成する部品に蓄積したまたは「積み重なった」公差のために、機体部分２２ａ、２２ｂの合わせ部分が完全に嵌合しない可能性があり、その結果２つの合わせ面の間に間隔または隙間ができる。これらの隙間は、２つの機体部分２２ａ、２２ｂがそれらの間の接合部において十分な構造的統合性を確実に有するように、後述するシムで充填する必要がある。

図２に示すように、車輪リフト２６の上に支持されている右側の翼アセンブリ２４は、機体部分２２ａの一つへの取付位置に移動される。図３にも、機体２２ａの相対位置に移動され、取り付ける準備ができた翼アセンブリ２４を示す。機体２２は製造ライントラック３０に沿って移動可能であるボディクレードル２８上に支持されている。翼アセンブリ２４は翼アセンブリ２４の位置をＸ（前方と後方）、Ｙ（機内−機外）及びＺ（上下）方向に沿って調節して、取り付けプロセスが完了したときに翼アセンブリ２４を適切に位置づけすることができるポジショナー３４上に支持されている。レーザー追跡器２２または同様の非接触測定装置は、最終的な嵌合プロセスの間に、翼アセンブリ２４と機体２２上の重要な参照ポイントの位置を決定するのに使用される。コンピュータを使ったコントローラ３８は、レーザー追跡器２２によって収集された測定データを受信して、最終的な嵌合プロセスの間にポジショナー３４を制御するように作動可能である。

図面には具体的に示していないが、垂直安定板と水平安定板（図示せず）は、翼アセンブリ２４のやり方と同様のやり方で機体２２に嵌合され取り付けられる。

翼アセンブリ２４は、翼アセンブリ２４と機体２２の嵌合要素を横方向に伸ばすことによって機体２２に取り付けられる。望ましい配置構成で互いに嵌合すべきこれらの嵌合要素を、図４に図式的に示す。「スタブ」要素と呼ばれる機体２２から横方向に伸びる要素は図４に斜線で示されている。翼アセンブリのスタブ要素は、上部フランジ４８、下部フランジ５０、前方スパー末端接続具５２、そして後方スパー末端接続具５４を備えている。これらのスタブ要素は、上方翼パネル４０、下方翼パネル４２、翼の前方スパー４４及び翼の後方スパー４６を備える翼要素とそれぞれ嵌合する。

直前に説明した嵌合要素に蓄積した公差は、これらの２つの構成要素一式の間の間隔が空くほどである可能性がある。この開いた間隔により、翼アセンブリ２４が機体２２に対して３つの軸線：Ｘ（前方と後方）、Ｙ（機内−機外）及びＺ（上下）方向のいずれかひとつに沿ったわずかな移動又は調節が可能になる。図４に示す実施形態では、翼の前方スパー４４と前方スパー末端接続具５２との間に間隔６０が空いている。同様に、下部フランジ５０と下部翼パネル４２との間に間隔６２が空いている。これらの２つの間隔６０、６２は、この間隔を埋めて、機体２２に対する翼アセンブリ２４の最終位置を固定するために、シムの導入を必要とする。

図５〜８をここで参照すると、翼アセンブリ２４の入射角６４は、図４を参照しながら前述した機体２２と翼アセンブリ２４の構成要素の間のはまり具合によって変わる。入射角６４は間隔を埋めるためにシム７２を使用する最終嵌合及び取付けプロセスの最中に調節することができる。シム７２の的確な寸法及び形状は、後で下に説明する方法に従って決定されるが、この説明の目的のために、平坦な長方形の形をしたシム７２（図８）を示す。

翼アセンブリ２４の入射角６４の調節は、例えば図６に示す２つの参照ポイント６６等の参照ポイントの位置の測定値を使用して実施される。参照ポイント６６をつなぐ線が入射角６４の水平線に対してある角度を形成する。この参照ポイントの相対位置は、様々な技術を用いて測定することができるが、後に説明することにし、レーザー追跡及び／又は写真測量法はこれらの測定を行うのに特に有用である。後方スパー末端接続具５４の上方及び下方端部はそれぞれ、上後方コード４８及び下後方コード５０の中に収容される。上方スタブパネル７０及び下方スタブパネル７６はコード４８、５０にそれぞれ接続されている。接合プレート７８は下方スタブパネル７６の接合部を覆っている。後方スパー末端接続具５４の背面はスタブ後方スパーウェブ８０に固定されている。

間隔の大きさ及びシム７２の寸法によっては、シム７２によりコード４８、５０と後方スパー末端部５４の間の間隔を埋めて、翼アセンブリ２４の入射角６４を調節することが可能である。
航空機のアセンブリを嵌合し接合させるのにはしばしば平坦で長方形の形をしたシム７２が使用されるが、シム７２はいかなる種々の外形、形状及び寸法を有していてもよい。例えば、図９に示すように、シム７２ａは設置面積が長方形の形をしているが、断面はＶ字形となっている。

図１０に、左側の翼アセンブリの様々な角度の後退角６７を示す。参照ポイント６６の測定値により決定される後退角６７は、シム７２の厚みによって後退角６７を変化させることによって、シム７２を使用して調節することが可能である。

図１１に、翼アセンブリ２４の構成要素を機体２２に接続させるためのシム７２の使用を示す。翼アセンブリ２４は上方の二重翼弦４８と下方翼弦５０を使用して機体２２に接続される。翼弦４８、５０はウェブ９４と補強材９２を介して互いに接続される。翼アセンブリ２４はそれぞれ上方及び下方パネルストリンガー８２、８４を備えている。パネル４０によって覆われた上方パネルストリンガー８２は、留め具５１を使用して上方翼弦４８上のタブに固定される。下方パネル４２によって覆われた下方パネルストリンガー８４はパドル接続具９０及び留め具５１を通して下方翼弦５０上のタブに接続される。機体２２はそれぞれ上方パネルストリンガー８６と下方パネルストリンガー８８を備えている。上方パネルストリンガー８６は留め具５１によって上方翼弦４８に固定されている。下方パネルストリンガー８８はパドル接続具９０及び留め具５１を介して下方翼弦５０上のタブに取り付けられている。上方二重翼弦４８上のタブは留め具５３を使用して機体２２上のストリンガー９８に固定されている。本体の外板１００も上方翼弦４８上のタブに固定され、ストラップ１０２によって強化されている。

図１２及び１３に示すように、シム７２は上反角６９を調節するのに使用できる。図１３に翼アセンブリの３つの位置を示し、それぞれ番号２４、２４ａ及び２４ｂが指定されている。上反角６９は、上反角６９を画定する一対の参照ポイント６６を使用して調節される。

ここで、翼アセンブリ２４だけでなく機体２２の部品又は機構の三次元的な位置を測定する非接触測定装置の使用を図示する図１４及び１５に注目する。図１４は、例えば翼アセンブリ２４上の参照ポイント６６等の機構を測定するためのレーザー追跡器１０４及び写真測量装置１０６の両方の使用を図示している。図示した実施形態では、統合された写真測量法とレーザー追跡技術を使用して、図１５に示すターゲット６６ａ及び６６ｂ等のレーザーターゲットの特定位置を決定する。レーザー追跡器１０４及び写真測量装置１０６によって得た２つの測定データ一式はコンピュータ（図示せず）に読み込まれ、市販の空間分析用ソフトウェアを使用して統合される。

上に記した統合されたレーザー追跡器及び写真測量技術は、ボーイングカンパニーに付与された２００６年９月８日出願の米国特許申請番号第１１／５１８４１７号明細書にさらなる詳細が記載されている。図１５に示すターゲット６６ｂ等の反射ターゲットの幾つかは、コンピュータによって「読取」可能な反射する正方形及びドット６９を独特に配置して、ターゲット６６ｂの位置を独自に特定できるようにすることによってコード化してもよい。例えば、独特に配置されたターゲット６６ｂを使用して図６、１０及び１３に示す参照ポイント６６の位置を確立させることができる。ここで注記すべきは、統合されたレーザー追跡器／写真測量技術は、翼アセンブリ２４と機体２２の間のはめ合いを決定する重要な機構を見つけるために説明してきたが、様々な他の接触及び非接触技術を、一般の座標システムにおける翼アセンブリ２４と機体２２上の部品又は機構の位置を表すデジタルデータ一式を作成するのに使用できる。

ここで、例えば上述した機体区分２２ａ、２２ｂと翼アセンブリ２４の取付等の大きく複雑な部品アセンブリの接合及び嵌合のためのステップと関連するソフトウェアのフローチャートを図示する図１６及び１７を参照する。ステップ１０８において示すように、レーザー／写真測量プロセス１０８を使用して、１１４の機体区分と１１６に示す翼アセンブリ２４の空間的位置を測定する。ステップ１１８での規定に基づき、航空機の構造モデルを定義するデータ一式が作成される。ステップ１１８での構造の定義づけは基本的に、翼の傾き、後退及び上反角等の重要なパラメータの公差及び範囲を含むことができるデータを含む航空機の公称設計情報を含んでいる。この構造定義データ１１８は、ステップ１１８において作成される空間的位置データと組み合わされて、自動化されたシムの寸法決定プロセス１１０において使用される。

シムの寸法決定プロセス１１０は、ステップ１２０において仮の公称接合を行うことによって開始する。この仮の接合１２０は基本的に、構造定義データ１１８を使用して接合されるべきアセンブリ間の初期の仮の接合を含む。その後にステップ１２２において、ステップ１２０で行われた初期の仮の接合又は嵌合が、構造定義データ１１８を再び使用して最適化される。ステップ１２２において行われる最適化は、航空機上の様々なアセンブリ間の構造的及び空気力学的関係を分析して、飛行機の構造定義１１８内において飛行性能を最適化するステップを含むことができる。例えば、翼アセンブリ２４の傾き、後退及び上反角は、航空機の性能を最適化するために、構造定義１１８によって決定される所定の範囲内で調節することができる。その後ステップ１２４において、仮のシムの測定値が計算されて、ステップ１２２において完了した最適嵌合に基づいて、アセンブリ間の隙間又は間隔を埋めるのに必要なシムのサイズ（寸法）及び形状を決定する。

図１７に自動化されたシムの寸法決定プロセス１１０の詳細を示す。仮の公称接合又は嵌合プロセス１２０は、公称嵌合データを含むアセンブリ嵌合のための設計モデルの作製及び読込みが必要となる。統合されたレーザー／写真測量プロセス１０８（図１６）によって作成された測定データは、三次元データとしてステップ１４８のＣＡＴＩＡ等のＣＡＤプログラムに取り込まれる。嵌合プロセスは、ステップ１５０において通常固定される重要な地理的機構の配置を含む。仮の接合プロセスに使用されるパラメータは、最適な嵌合を得るためにステップ１５２において最適化される。予備の、仮の公称接合又は嵌合データを次に、ステップ１２２における構造的及び空気力学的関係を最適化するプロセスにおいて使用する。

予備の仮の嵌合は、構造定義データ１１８（図１６）を使用して最初に最適化され、その結果生じる暫定データ一式１５６が次にステップ１５８において分析される。ステップ１６０においては、分析結果が有効であるかどうかが決定される。結果が有効であると、意図する嵌合が受け入れられ、この嵌合を表すデータがステップ１７０において保存される。しかしながら、分析結果が無効であると、ステップ１６２において嵌合を修正することができるかどうかが決定される。この嵌合の修正が不可能である場合、この嵌合結果を例えば製造見直し委員会１６８等の是正措置を決定する権限を持つ人に付託することができる。しかしながら、結果が修正可能に見える場合は、ステップ１６４において最適化パラメータを修正して１６６において修正された最適化パラメータを承認するかどうかの決定がなされる。ステップ１６６において承認されると、ステップ１５４において修正した最適化パラメータを使用して嵌合の最適化が繰り返される。

ステップ１７０において嵌合が認可されると、ステップ１７４において経験的シムデータと配置データを含むデータ一式が作成され保存される。ステップ１７４において作成されたデータは、今後のアセンブリ用のシムの寸法を作成するプロセスを改善し、間隔のサイズ及び数を減らして潜在的に間隔を排除するように次の部品アセンブリを作製するのに使用される製造プロセスを変更して、シムの必要性をなくすのに使用することができる。認可された嵌合データはステップ１７２においてシムモデルを作製するのに使用され、このシムモデルはステップ１７６においてＣＡＤシムモデルとして保存することができる。シムモデル１７６はデジタルデータファイルとしてＣＮＣ複合工作機械等の装置（図示せず）に自動的に送ることができ、ＣＮＣ複合工作機械では、シム７２をステップ１７０において認可された嵌合に基づいて間隔を埋める寸法に自動的に加工する。

ここで、異なる地理的位置において製造された翼と機体アセンブリを嵌合する及び組立てるステップを示す図１８に注目する。翼はステップ１８４において組立てられ、その後ステップ１８６において例えば上述した統合されたレーザー追跡器、写真測量技術等を使用して、調査を行って組立てられた翼上の機構の位置を測定する。ステップ１８８において、機構の位置データが第２の地理的位置１８０に送られ、第２の地理的位置１８０では、機体上の機構の位置に関連するほかのデータとともに、この公称設計データ等がステップ１９４において読み込まれる。初期の仮の嵌合がステップ１９６において行われ、次に上述したように仮の嵌合がステップ１９８において最適化される。最適化された仮の嵌合データは第１の地理的位置１７８に送り返され、第１の地理的位置では、必要な場合に翼アセンブリの修正が行われる。ステップ９２においては、翼アセンブリは最終組み立て位置１８０に発送される。

第２の地理的位置１８２では、機体はステップ２０４において組立てられ、その後に前述したレーザー追跡器／写真測量技術を使用してステップ２０６において機体の機構の位置を測定するための調査を行う。ステップ２０８においては、調査した位置データが最終組立位置１８０まで送信され、ステップ１９４において読み込まれるデータの一部として使われ、ステップ１９６において初期の仮の嵌合を実施するために利用される。最適化された仮の嵌合情報は機体の組立位置１８２まで送り返され、必要な場合に機体の任意の修正を実施するのに使用される。ステップ２１２においては、機体アセンブリはステップ１９８における最適化された仮の嵌合に基づいて最終組立位置１８０に発送され、ステップ２００においてシムが加工され、ステップ２０２において翼と機体を組立てるのに使用される。

上述した内容から、当然ながら、例えば航空機の翼及び機体等の大きく複雑なアセンブリは、異なる製造現場において加工することができ、これらのアセンブリを嵌合及び接合させるのに必要なシムは、最終組立現場１８０にサブアセンブリが到着する前に予め加工することができる。このため、シムのデータの測定及び作成は、シムによって埋める必要がある間隔及び隙間のサイズと位置を決定するのにアセンブリが物理的に嵌合されるまで待つ必要がない。その代わりに、アセンブリ同士の最適化された仮の嵌合状態を作成することにより、シムの寸法を決定し加工して最終アセンブリ位置１８０においてちょうど良いときに組み立てを行うことができる。ここで注記すべきは、データを読み込むステップ１９４の実施と、仮の嵌合の実施１９６と、嵌合を最適化するステップ１９８は、最終組立現場１８０で実行されるものとして示されているが、これらのステップはいかなる場所においても実行することができ、この場合には、最終的なシムの寸法は、ステップ２００においてシムが加工される最終組立現場１８０に送られる。

本発明の実施形態を特定の例示の実施形態によって説明してきたが、当然ながら、特定の実施形態は図示目的のみのためであり限定するものではなく、当業者が他の変形例を発想することも可能である。

Claims (30)

1. ２つの部品を互いに嵌合させる方法であって：
   （Ａ）第１部品の第１の機構一式の位置を測定し；
   （Ｂ）第２部品上の第２の機構一式の位置を測定し；
   （Ｃ）ステップ（Ａ）及び（Ｂ）で測定した位置に基づいて第１及び第２部品の間の仮の嵌合を作成し；
   （Ｄ）ステップ（Ｃ）において作成された仮の嵌合に基づいて第１及び第２部品の間に位置づけされるべきシムの寸法を作成する
   ステップを含む方法。
2. ステップ（Ａ）が、第１の機構一式の各機構の空間的位置を記録するステップを含み、ステップ（Ｂ）が、第２の機構一式の各機構の空間的位置を記録するステップを含む、
   請求項１に記載の方法。
3. レーザー追跡及び写真測量法を用いてステップ（Ａ）及び（Ｂ）が実施される、請求項１に記載の方法。
4. ステップ（Ａ）及び（Ｂ）のうちの少なくとも一つのステップが：
   レーザー追跡を使用して、第１の機構一式の位置データを作成し、
   写真測量法を使用して、第２の機構一式の位置データを作成し、
   第１及び第２の機構一式の位置データを組み合わせて、第３の機構一式の位置データを作成する
   ことによって実施される、請求項１に記載の方法。
5. ステップ（Ｃ）が、ステップ（Ａ）及び（Ｂ）において測定された位置を機構の公称位置一式と比較するステップを含む、請求項１に記載の方法。
6. ステップ（Ｃ）が、公称嵌合を表すデータ一式に基づいて仮の公称嵌合を行い、仮の公称嵌合を最適化するステップを含む、請求項１に記載の方法。
7. ステップ（Ｃ）が、ステップ（Ａ）及び（Ｂ）において測定された位置を使用して、第１及び第２部品のコンピュータモデルを生成するステップと、
   コンピュータモデルを比較するステップを含む、請求項１に記載の方法。
8. ステップ（Ｃ）が、プログラミングされたコンピュータを使用して自動的に行われる、請求項１に記載の方法。
9. 航空機の部品アセンブリを互いに嵌合させるのに使用されるシムを作製する方法であって：
   （Ａ）第１及び第２部品アセンブリ上の機構の位置をそれぞれ表す第１及び第２のデータ一式を作成し、
   （Ｂ）第１及び第２のデータ一式を使用して第１及び第２部品アセンブリの間の仮の嵌合を実施し、
   （Ｃ）ステップ（Ｂ）において実施した仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、
   （Ｄ）ステップ（Ｃ）の結果に基づいて仮の嵌合を修正し、
   （Ｅ）修正された仮の嵌合に基づいて一以上のシムの寸法を決定し、
   （Ｆ）ステップ（Ｅ）で決定した寸法を使用してシムを加工する
   ステップを含む方法。
10. ステップ（Ａ）が、レーザー追跡及び写真測量法を使用して統合された非接触測定プロセスによって機構の位置を測定するステップを含む、請求項９に記載の方法。
11. 部品アセンブリのうちの一つが翼であり、ステップ（Ｃ）で分析される特性は一以上の−
    翼の入射角、
    翼の後退角、
    翼の上反角
    を含む、請求項９に記載の方法。
12. ステップ（Ｃ）において分析された特性が、航空機上の空気の流れに対する少なくとも一つの部品アセンブリの高度を含む、請求項９に記載の方法。
13. ステップ（Ｅ）が、シムの寸法を表すデジタルデータ一式を作成するステップを含み、
    ステップ（Ｆ）が、前記デジタルデータ一式を使用してシムを加工するのに使用される装置を制御するステップを含む、請求項９に記載の方法。
14. ステップ（Ｂ）が、
    第１及び第２部品アセンブリの間の公称嵌合を表し、第１及び第２部品アセンブリの重要な幾何学的機構を含むデータ一式を提供し、
    第１及び第２部品アセンブリの重要な幾何学的機構を配置する
    ステップを含む、請求項９に記載の方法。
15. ステップ（Ｂ）が、
    第１及び第２部品アセンブリ上の第１の機構一式の機構を配置し、第１及び第２部品アセンブリ上の第２の機構一式の機構間で最適な嵌合を行う
    ステップを含む、請求項９に記載の方法。
16. （Ｇ）第１及び第２部品アセンブリの間の公称嵌合を表すデータ一式を提供する
    ステップをさらに含む、請求項９に記載の方法。
17. 航空機を製造する方法であって：
    （Ａ）第１部品アセンブリを製造し、
    （Ｂ）第１部品アセンブリ上の機構の位置を表す第１のデータ一式を作成し、
    （Ｃ）第２部品アセンブリを製造し、
    （Ｄ）第２部品アセンブリ上の機構の位置を表す第２のデータ一式を作成し、
    （Ｅ）第１及び第２のデータ一式を使用して第１及び第２部品アセンブリの間で仮の嵌合を実施し、
    （Ｆ）ステップ（Ｅ）で行った仮の嵌合に基づいて第１及び第２部品アセンブリを互いに嵌合させるのに使用するシムの寸法を決定し、
    （Ｇ）ステップ（Ｆ）で決定した寸法に基づいてシムを加工し、
    （Ｈ）ステップ（Ｇ）で加工したシムを使用して第１及び第２部品アセンブリを組立てる
    ステップを含む方法。
18. ステップ（Ａ）及び（Ｂ）が第１地理的位置で行われ、
    ステップ（Ｃ）及び（Ｄ）が第２地理的位置で行われ、
    ステップ（Ｈ）が第３地理的位置で行われる、請求項１７に記載の方法。
19. ステップ（Ｂ）及び（Ｄ）のそれぞれが、機構の位置の非接触測定を行うステップを含む、請求項１７に記載の方法。
20. （Ｉ）ステップ（Ｅ）で行われる仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、
    （Ｊ）ステップ（Ｉ）の結果に基づいて仮の嵌合を修正する
    ステップをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
21. ステップ（Ｅ）が、
    第１及び第２部品アセンブリの間の公称嵌合を表すデータ一式を提供し、
    前記データが第１及び第２部品アセンブリ上の重要な幾何学的機構を含み、
    第１及び第２部品アセンブリの重要な幾何学的機構を配置する
    ステップを含む、請求項１７に記載の方法。
22. ステップ（Ｅ）が、
    第１及び第２部品アセンブリ上の第１の機構一式の機構を配置し、
    第１及び第２部品アセンブリ上の第２の機構一式の機構間の最適な嵌合を実施する
    ステップを含む、請求項１７に記載の方法。
23. （Ｉ）第１及び第２部品アセンブリ間の公称嵌合を表すデータ一式を提供する
    ステップをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
24. 航空機を製造する方法であって、
    （Ａ）第１製造プロセスにおいて第１部品アセンブリを加工し、
    （Ｂ）第１部品アセンブリ上の機構の位置を表す第１のデータ一式を作成し、
    （Ｃ）第２製造プロセスにおいて第２部品アセンブリを加工し、
    （Ｄ）第２部品アセンブリ上の機構の位置を表す第２のデータ一式を作成し、
    （Ｅ）第１及び第２のデータ一式を使用して第１及び第２部品アセンブリ間の仮の嵌合を実施し、
    （Ｆ）ステップ（Ｅ）において行われた仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、
    （Ｇ）ステップ（Ｆ）の結果に基づいて仮の嵌合を修正し、
    （Ｈ）修正された仮の嵌合結果に基づいて一以上の第１及び第２製造プロセスを変更する
    ステップを含む方法。
25. ステップ（Ａ）及び（Ｂ）が、第１地理的位置において行われ、
    ステップ（Ｃ）及び（Ｄ）が、第２地理的位置において行われる、
    請求項２４に記載の方法。
26. （Ｉ）第３地理的位置において第１及び第２部品アセンブリを組立てる
    ステップをさらに含む、請求項２５に記載の方法。
27. ステップ（Ｂ）及び（Ｄ）が、機構の位置の非接触測定を行うステップをそれぞれ含む、請求項２４に記載の方法。
28. （Ｉ）ステップ（Ｅ）で行われた仮の嵌合に基づいて航空機の特性を分析し、
    （Ｊ）ステップ（Ｉ）の結果に基づいて仮の嵌合を修正する
    ステップをさらに含む、請求項２４に記載の方法。
29. ステップ（Ｅ）が、
    第１及び第２部品アセンブリ間の公称嵌合を表すデータ一式を提供し、
    前記データが第１及び第２部品アセンブリの重要な幾何学的機構を含み、
    第１及び第２部品アセンブリの重要な幾何学的機構を配置する
    ステップを含む、請求項２４に記載の方法。
30. ステップ（Ｅ）が、
    第１及び第２部品アセンブリ上の第１の機構一式の機構を配置し、
    第１及び第２部品アセンブリ上の第２の機構一式の機構間の最適な嵌合を実施する
    ステップを含む、請求項２４に記載の方法。

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