JP2018051751A - 部品間の整合を最適化するために予測シミングを使用する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】部品間の整合を最適化するために予測シミングを使用する方法を提供する。【解決手段】部品の最終的な配向を最適化し、組み立て中にこの配向を実現するために必要なシムの幾何学的形状を決定するようにして、２つの部品を仮想的に整合させるため、合わせ面及び主要な特徴から得られた測定データを用いる。【選択図】図７

Description

本開示は概して、例えば航空機または船舶用に構築され組み立てられた部品といった１つの部品を別の部品に対して、位置決めしシミングすることに関する。

部品基準組立（Ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｅ Ａｓｓｅｍｂｌｙ、ＤＡ）は、合わせる物理的特徴同士を用いて、部品同士を整合させる方法である。典型的には、それぞれの部品または構造物上に設置された調節孔が、仮ファスナを装着して部品同士を結び付ける能力を利用するために用いられる。部品基準組立の部品は、時として、規定の許容誤差内の精密さで接合することを要求される。

航空機部品の組み立て中、２つの部品間のあらゆる間隙が、一般的に「シム」と呼ばれる充填材によって占められているように、部品を互いに付着させることが必要とされ得る。典型的には、これは、部品を仮に装着し、何らかの間隙が存在するかどうかをチェックすることによって行われる。間隙が規定の許容誤差を超過している場合、シムまたは同様の充填材が間隙内に挿入され、これらの部品間の、許容誤差内の適合が確実にされ得る。シムは、組み立てプロセス中に発見された空間部を充填するために用いられ得る。空間部は、典型的には、組み立て中の部品同士の不整合、または組み立てられている部品の製造のばらつきによって形成される。シムはほとんどの場合、製造中の必要に応じて使用されるが、シムのあるものは、製造プロセスの一部として、図面中で引き出して記載されている。シムは、様々な組み立て部品の複雑な空気力学的形状に起因する部品のばらつきを補償するため、航空宇宙産業の至るところで使用されている。

手作業によるシミングは、部品の装着と測定、充填材の製作と装着、及び間隙の点検を必要とする。間隙の測定は時間がかかるプロセスであり、部品の装着後に充填材を製作することは、さらなる生産フローを必要とする。シミング作業に関する製造時間及びコストを削減するため、近年、予測シミングと呼ばれるプロセスが開発されてきた。予測シミングは、典型的には、組み立てに先立って部品同士の合わせ面を測定することと、これらの部品の仮想組み立てを実施することと、結果として生じる部品間の間隙を推定することと、次いで組み立てに先立って充填材を製作することとを含む。充填材（以降、「シム」と称する）は、合わせる部品間の間隙を充填するために設計される。

過去の予測シミングの取り組みは、仮想組み立て用の測定データを使用してきたが、これらのプロセスでは、部品を付加するのに使用する孔または表面を含む、合わせる特徴同士からの寸法のみが使用され、単に部品間の間隙が最小化される。過去の予測シミングのプロセスは、間隙を充填するために合わせ面の測定データを使用する。これらのプロセスは、部品の最終的な配向を最適化することに重点的に取り組んではおらず、むしろ、単に２つの部品間の間隙を充填することを追求している。具体的には、既存の予測シミングの取り組みは、２つの部品の主要な特徴を考慮に入れていなかった。主要な特徴とは、部品の組み立て完成後に満足されなければならない工学的要件によって規定される、配向と寸法である。

１つの部品を別の部品に対して位置決めしシミングする方法であって、１つの部品の主要な特徴を考慮に入れることが可能な方法に対する需要が存在する。

本書で開示されるこの主題は、部品間の整合を最適化するために、予測シミングを使用する方法を対象にしている。一実施形態によると、本プロセスは、合わせ面及び主要な特徴から得られた測定データを用い、部品の最終的な配向を最適化し、組み立て中にこの配向を実現するために必要なシムの幾何学的形状を決定するようにして、２つの部品を仮想的に整合させる。

このプロセスは、組み立て中の部品の配向を最適化するシムを、組み立てに先立って製作することを可能にする。組み立てに先立ってシムを製作することによって、このプロセスは生産フローを削減し、クリティカルパスフローを削減し得る。測定データを使用して仮想的に部品同士を整合させることによって、部品の最終的な配向の最適化に必要な充填材の幾何学的形状を決定することができる。例えば、１つの面が壁に付着している棚として使用される、Ｌ字形のブラケットの例を検討する。Ｌ字形のブラケットの２つの面が垂直ではない場合、結果として、水平面に対して上または下に傾斜した棚になるであろう。本書で開示するプロセスを使用して、Ｌ字形のブラケットが測定され、ブラケットが、棚の表面が確実に一様の高さ（即ち、水平）になるようにして壁に対して仮想的に位置決めされ、次いで仮想的に位置決めされたブラケットと壁との間の仮想の間隙の寸法が計算され、それによって、最終組立品における棚の表面が、水平から規定の許容誤差の範囲内であることを確実にするのに必要な、充填材の幾何学的形状が決定される。

以下で詳細に記載される手法は、部品の仮想の整合を実施するために主要な特徴の寸法を使用し、次いで、組み立てられた部品間の間隙の充填と、両部品の適切な整合の確保との両方に必要な、充填材の幾何学的形状を決定する。これによって、建造プロセスにおけるばらつきを低減し、不適合を撲滅し、生産フローを削減する、シムの製作方法が可能になる。

本書で開示されるプロセスは、一連の計測ツール及び三次元（３Ｄ）ＣＡＤツールを使用した、予測シミング法と併用される計測指向のＤＡ孔設置方法である。一実施形態によると、この方法は、構造的構成要素を航空機の外板にシミングするのに用いられ得る。本方法は、多数の異なるタイプの構造的構成要素を、航空機または船舶に正確にシミングするのに適用可能である。予測シミングは、工学的モデルの中で規定の位置を占める構造的構成要素の少なくとも１つの特徴を考慮に入れて、工学的要件に則って、構造的構成要素を外板に仮想的に適合させることによって、実現される。次いで、構造的構成要素と外板の各合わせ面にそれぞれ適合されている第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙の大きさのばらつきが、シミングモデルの開発に使用される。

本書で開示する主題の一態様は、第１の部品と第２の部品の間に適合可能なシムの製作方法であって、（ａ）第１の合わせ面、主要な特徴、及び第１の部品の合わせる特徴を測定し、測定システムの座標系内における第１の測定データを得ることと、（ｂ）第２の合わせ面、及び第２の部品の合わせる特徴を測定し、測定システムの座標系内における第２の測定データを得ることと、（ｃ）主要な特徴の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、第１の測定データを、工学的モデルの座標系における第１の部品の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、（ｄ）第２の測定データを、工学的モデルの座標系における第２の部品の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、（ｅ）第１の合わせ面に対応する第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、（ｆ）第２の合わせ面に対応する第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、（ｇ）第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、並びに（ｈ）推定された間隙に応じて変動する厚みを有するシムを製作することを含む、製作方法である。一実施形態では、ステップ（ｃ）は、重みづけされた適合アルゴリズムを用いて、第１の測定データを第１の工学的位置データに整合させる。この重みづけされた適合アルゴリズムは、主要な特徴をその関連する工学的位置に整合させることを優先する、重みづけを含む。

上記の方法は、推定された間隙を使用して、シムモデルを開発することをさらに含み得、ステップ（ｈ）がこのシムモデルに従ってシムを製作することを含む、使用することをさらに含み得る。ある実施形態によると、シムは平坦な表面と非平坦な表面を有し、シムの平坦な表面と非平坦な表面の間の距離は、厚みに等しい。

ある実施形態によると、主要な特徴は、第１の部分の表面である。しかし、本書で開示される概念は、主要な特徴が表面である状況における適用にのみ限定されない。例えば、代替実施形態によると、主要な特徴は、突起または孔であり得る。ある実施形態では、第１の部分は航空機の構造的構成要素（例えば縦通材またはストラット取付具）であり、第２の部分は航空機の外板（例えば胴体または翼の外板）である。

本書で開示する主題の別の態様は、航空機の外板に構造的構成要素を付加する方法であって、（ａ）航空機の構造的構成要素の、第１の合わせ面、主要な特徴、及び第１の部品の合わせる特徴を、測定システムを使用して測定し、測定システムの座標系内における第１の測定データを得ることと、（ｂ）航空機の外板の、第２の合わせ面、及び合わせる特徴を、同一のまたは異なる測定システムを使用して測定し、同一のまたは異なる測定システムの座標系内における第２の測定データを得ることと、（ｃ）主要な特徴の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、第１の測定データを、工学的モデルの座標系における構造的構成要素の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、（ｄ）第２の測定データを、工学的モデルの座標系における外板の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、（ｅ）第１の合わせ面に対応する第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、（ｆ）第２の合わせ面に対応する第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、（ｇ）第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、（ｈ）推定された間隙に応じて変動する厚みを有するシムを製作することと、並びに（ｉ）航空機の構造的構成要素及び外板を、両者の間にシムを入れて組み立てることを含む、方法である。

本書で開示する主題のさらなる態様は、第１の部品と第２の部品の間に適合可能なシムの製作方法であって、（ａ）測定システムの座標系内における第１の測定データを得るため、第１の部品の第１の部分の表面の位置、第１の部品の第２の部分の表面の位置、第１の部品の孔の位置を測定することと、（ｂ）測定システムの座標系内における第２の測定データを得るため、第２の部品の表面の位置、及び第２の部品の孔の位置を測定することと、（ｃ）第１の部品の第２の部分の表面の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、第１の測定データを、工学的モデルの座標系における第１の部品の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、（ｄ）第２の測定データを、工学的モデルの座標系における第２の部品の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、（ｅ）第１の部品の第１の部分の表面に対応する第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、（ｆ）第２の部分の表面に対応する第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、（ｇ）第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、及び（ｈ）推定された間隙に応じて変動する厚みを有するシムを製作することを含む、製作方法である。

組み立てる部品の１つ以上の主要な特徴を考慮に入れた予測シミングを使用するシムの製作方法の他の態様が、以下で詳細に開示される。

航空機の胴体外板に付加された縦通材であって、一端に端部取付具が付加された縦通材の等角図を示す。 図１に示す縦通材の等角図を示す。 図１に示す端部取付具の等角図を示す。 航空機の胴体外板の一部の、断面図を示す。 縦通材、及び縦通材に付加された端部取付具の断面図であって、断面が縦通材の軸にほぼ垂直な平面に沿って取られた、断面図である。 図４に示す胴体外板の一部、図５に示す縦通材及び端部取付具、並びに本書で開示する方法に従って製作されたシムを含む組立体であって、シムが、外板と縦通材のフランジとの間に適合されている、組立体の断面図である。 一実施形態によるシムの製作方法のステップを特定するフロー図である。 シミングされる部品から計測システムによって収集された表面データに基づいてシムモデルを生成するシステムの構造を示す、ブロック図である。 写真測量法を使用して部品内の部品基準組立孔の位置を決定する方法のステップを特定するフロー図である。 部品基準組立孔の上方に配置されたベクトルのターゲット（図１０Ａ）及び、部品基準組立孔の内部に装着されたベクトルのターゲット（図１０Ｂ）を示す概略図である。ベクトルのターゲットを通る破線は、測定された孔のベクトルを表す。 シムモデルを開発するための写真測量法を使用して、縦通材と胴体外板との間にシムを装着する方法のステップを特定する、フロー図である。 航空機の製造及び保守方法のフロー図である。 航空機のシステムを示すブロック図である。

以下で図を参照する。異なる図中の類似の要素には、同一の参照番号が付されている。

ここで、特定の実施形態を参照して、シミングプロセスが記載される。本書で開示される実施形態によると、このシミングプロセスは、構造的構成要素を航空機の外板上に位置決めしシミングするのに用いられる。本書で開示する実施形態の主な使用は、航空機の建造及び組み立ての分野におけるものであるが、一方で、本書の教示は、限定しないが例として、造船、自動車製造、ビル建設などを含む、他のタイプの建造及び組み立てに用途を有している。

本書で開示する予測シミングプロセスは、合わせ面の寸法、（部品を付加するのに使う孔または突起といった）合わせる特徴の寸法、及び主要な特徴の寸法を使用し、それによって、部品と部品が、シムを間にして組み立てられた際に、主要な特徴が正しく配向されることを確保する。この手法に関しては、部品間の最終的な整合を最適化するため、厚いシムを用いることが許容される。

以下で詳細に開示される一実施形態に従って、縦通材の主要な特徴を、工学的要件に則って航空機の胴体外板に対して仮想的に位置決めするために、予測シミングが使用される。仮想の組立体において、主要な特徴が胴体外板に対して適正に位置決めされているとき、多くの場合には、縦通材と胴体外板の各合わせ面は、仮想の間隙によって離間している。この仮想の間隙は、シミングモデルを開発するために使用される。次いで、シミングモデルに従ってシムが製作され、組み立て中に縦通材と胴体外板との間に装着される。

図１は、航空機の胴体部分の胴体外板２に付加された縦通材２０の等角図である（図１では、胴体外板２の一部のみが示されている）。図２で最も良く見えるように、縦通材２０は、縦通材フランジ２２、縦通材ウェブ２４、及び縦通材リップ２６を含む。ある実装形態では、縦通材ウェブ２４は、縦通材フランジ２２に対して垂直であってよい。

この例では、縦通材フランジ２２は、胴体外板２の対応する孔に挿入されているファスナ（図１には図示せず）を使用して縦通材フランジ２２を付加するための、４つの孔４６を有する。同様に、縦通材ウェブ２４の一端は、端部取付具３０を図１に示す位置に付加するための、４つの孔４４を有する。

図３で最も良く見えるように、端部取付具３０は、各ファスナを受容するための複数の孔４０を持つ壁３３を有する取付キャップ３２を備える。各ファスナは、航空機の別の構造的構成要素を端部取付具３０に付加するためのものである。端部取付具３０は、取付キャップ３２の壁３３から水平に延在する取付ウェブ３４をさらに備える。取付ウェブ３４は、端部取付具３０を縦通材ウェブ２４に付加している間、各ファスナを受容するための複数の孔４２を有する。工学的要件は、取付ウェブ３４内の孔４２が、縦通材ウェブ２４内の孔４４とそれぞれ整合することを規定している。端部取付具３０は、取付キャップ３２に溶接された一辺と、取付ウェブ３４の一端に溶接された別の辺とを有する三角形の適合アングル３６の存在によって補強される。一方で、取付ウェブ３４の他端は、取付リップ３８に溶接されているか、取付リップ３８と一体的に成形されている。

図１に示す組立体では、端部取付具３０は、取付ウェブ３４によって、縦通材２０の縦通材ウェブ２４で支持される。取付ウェブ３４は、ファスナ（図１で図示せず）によって縦通材ウェブ２４に締結される。取付ウェブ３４は、取付キャップ３２から延在し、縦通材２０の縦通材ウェブ２４の上に載っている。ある実施形態では、縦通材ウェブ２４の頂表面は、規定の高さで水平に配置されるように要求されていてよいか、または、航空機の座標系に対して、他の規定の配置及び配向を有するように要求されていてよい。縦通材ウェブ２４が許容誤差から外れて装着されている場合、最終的な組立体において、端部取付具３０が不整合になっている（即ち、工学的要件に従って配向されていない）可能性がある。この問題は、以下で詳細に開示される予測シミングのプロセスによって、解決する。

この問題の説明用として、図４は、航空機の胴体外板２の一部の断面を表す図であり、一方で図５は、縦通材２０の縦通材ウェブ２４に付加された（端部取付具３０の）取付ウェブ３４の断面図を表している。図５に示す例示の状況では、破線の水平線は、１つの工学的モデルの仕様に従った縦通材ウェブ２４の底面の、ターゲットの高さ及び角度位置を表す。一方で、縦通材ウェブ２４は不整合の状態にあるものとして、即ち縦通材ウェブ２４の底面が、工学的要件によって規定され得るような０°（水平）からは逸脱しているものとして示されている。

組み立てられた状態における縦通材ウェブ２４の不整合は、胴体部分の輪郭のばらつき及び変動、または縦通材の製作におけるばらつきに起因し得る。図６は、図４に示す胴体外板２の部分と、図５に示す縦通材ウェブ２４及び取付ウェブ３４と、本書で開示される方法に従って製作されたシム４であって、縦通材ウェブ２４の水平面（または他の規定の平面）からの角度的逸脱が最小限になるようにして胴体外板２と縦通材フランジ２２との間に適合されるようにサイズ決め及び成形されたシム４とを備える、組立体の断面を表す図である。本書で開示される予測シミングの方法は、端部取付具３０が縦通材ウェブ２４に付加されているときに、端部取付具３０が、確実に航空機の座標軸内で規定の角度位置に配向されるようにして、設計されている。

一実施形態によると、予測シミングプロセスは、外板２及び縦通材２０の両方から得られた三次元測定データを使用する。両方のデータのセットを利用して、縦通材の配向を最適化するように充填材の幾何学的形状が作られる。予測シミングプロセスのこの特定の用途に関しては、縦通材ウェブ２４が、これらの部品の組み立てのための主要な特徴である。シム４の作成に先立って、縦通材ウェブ２４が、その工学的位置に仮想的に整合するのを確実にすることが重要である。部品の整合の最適化を確実にするために、予測シミングプロセスが用いられ得る。この予測シミングプロセスは、表面及び、外板２の孔や縦通材フランジ内の孔といった合わせる特徴を測定することを伴う。具体的には、縦通材２０と合わせる外板２の表面、外板２と合わせる縦通材フランジ２２の表面、及び（端部取付部３０を支持する）縦通材ウェブ２４の頂表面が、測定される。縦通材フランジ２２内のＤＡ孔４６のセットと、外板２内の対応するＤＡ孔（図示せず）のセットのそれぞれの配置もまた、測定プローブを使用して測定される。縦通材及び外板の測定データのセットは、次に、仮想の組み立てプロセス内で使用される。仮想の組み立て中、縦通材の配向が航空機の座標系に対して最適化され、それによって一方に平坦な面を有するシム４の厚さのばらつきが推定される。平坦な表面の各地に散在している多数の点において、平坦な表面に垂直な方向に測定される、そうしたシムの厚さには、ばらつきがある。具体的には、シムの平坦な表面と非平坦な表面の間の、平坦な表面上の任意の点に対する垂線に沿った距離は、その地点のシムの厚みである。

図７は、一実施形態によるシム４の製作方法５０のステップを特定するフロー図である。縦通材２０に関して、１セットの合わせる特徴と、２つの表面が測定される（ステップ５２）。測定される、合わせる特徴のセットは、縦通材２０を外板２に付着するのに使われる、ＤＡ孔４６の一群である。第１の表面は、縦通材フランジ２２の合わせ面、即ち縦通材フランジ２２の、外板２と合わせる部位である。第２の表面は、縦通材ウェブ２４の頂表面である。端部取付部３０が装着されるエリアが、集中して測定される。

外板２に関して、１セットの合わせる特徴と、１つの表面が測定される（ステップ５８）。測定される、合わせる特徴のセットは、縦通材２０を外板２に付着するのに使われる、ＤＡ孔（図中には図示せず）の一群である。測定される外板の表面は、外板２の、組み立て中に縦通材フランジ２２と合わせる部位である。

この予測シミングプロセスは、部品の表面及び特徴を測定するのに、既知の市販されている三次元計測装置を使用する。表面の寸法はレーザースキャナで測定され、高密度点群として保存される。合わせる特徴（例えば孔）の寸法は、測定プローブによって取られ、合わせる特徴のデータは、個別の点として保存される。

測定データが取得された後、この測定データを、最終の組立体内の全ての部品の位置を規定する工学モデルに整合させる。縦通材の寸法は、測定データのセットを工学モデルに合わせるために使われる、コンピュータアプリケーションにロードされる。このコンピュータアプリケーションは、縦通材の測定データを、組み立てられた外板／縦通材の工学的モデルに整合させるように、設定され得る（図７のステップ５４）。この整合プロセスは、重みづけされた適合アルゴリズムを使用して、測定されたウェブ、フランジ、及び孔をこれらの工学的位置に整合させる。重みづけは、仮想のウェブの（例えばその頂表面または底面の）整合を優先するようにして行われ、それによって、ウェブの整合に関して誤差が最小化されるように、仮想の縦通材を回転及び並進させることが可能になる。

加えて、外板の寸法が、測定データのセットを工学モデルに整合させるために使われるのと同一のコンピュータアプリケーションにロードされる。このコンピュータアプリケーションは、外板２及びそのＤＡ孔をそれぞれの工学的位置に整合させるための最適な適合アルゴリズムを使用して、外板の測定データを組み立てられた外板／縦通材の工学モデルに整合させるように設定されている（図７のステップ６０）。

整合ステップ５４及び６０は、予想シミングに対してあらたに付け加えられたものである。通常、２つの合わせ面は、部品間の間隙を最小化するようにして互いに整合させられる。しかし、この新たなプロセスは、単に２つの部品間の間隙を最小にするのではなく、最終の部品の整合を最適化するために、両方のセットの寸法を工学的に整合させる。ステップ５４は、縦通材ウェブ２４の整合を他の表面または特徴の整合よりも優先させるため、一連の重みづけされた適合を使用する。

未整合の測定データは、所望の座標系とは異なる座標系を有するあらゆる測定データである。縦通材の例では、整合済みの測定データの座標系は、航空機の座標系である。未整合の測定データは、測定システムに関連付けられた座標系内で取得される。未整合の測定データが工学的モデルに整合させられるとき、重みづけされた適合（縦通材）または最適な適合（外板）の分析が実行され、測定システムの座標系から航空機の座標系への座標系変換マトリクスが決定される。これらの分析が実施された後、座標系変換マトリクスが使用されて未整合の測定データが変換され、それによって、このデータは航空機の座標系に整合させられる。

引き続き図７を参照すると、整合済みの縦通材ウェブの測定データが整合用アプリケーションからエクスポートされ、第１の仮想表面を、縦通材測定データで表される縦通材フランジ２２の合わせ面に適合させるのに使用されるアプリケーションにインポートされる（ステップ５６）。同様に、整合済みの外板の測定データが整合用アプリケーションからエクスポートされ、第２の仮想表面を、外板測定データで表される外板２の合わせ面に適合させるのに使用されるアプリケーションにインポートされる（ステップ６２）。

引き続き図７を参照すると、整合済みの測定データに適合された第１及び第２の仮想表面は、第１の仮想表面と第２の仮想表面との間の間隙のサイズを推定するように構成されたプログラムにインポートされる（ステップ６４）。このプログラムは、適合された第１の仮想表面と第２の仮想表面との間の点のグリッドを使用して、部品同士が組み立てられたときに各グリッド点における間隙がどのくらいになるかを推定する。このステップでは、２つのグループのベクトルが作成される。１つは、この点のグリッドから第１の仮想表面へのベクトルのセットであり、他はこの点のグリッドから第２の仮想表面へのベクトルのセットである。

間隙が推定された後、これらの推定された間隙は、２Ｄのシムのプロファイルに投影される（ステップ６６）。シムの１側面は平坦で１側面は機械加工されているため、この２つのベクトルグループは、統合され、変量は、１側面の側に近づけられる。これは、最大の負のベクトルに対して正のオフセットを適用することによって、その大きさが、最小許容シム厚となるように行われる。他の全てのベクトルに対してこの同一のオフセットが適用され、その結果、ベクトル場全体は正であるが、統合されたベクトル場の形状が保持される。 ここで、これらのベクトルは、シムの平坦な側面で開始しシムの表面で終了するようにして、２Ｄのシムのプロファイルにマッピングされる。結果として生じるベクトルが最大許容シム厚を上回る場合、シムが適合しない条件を作り出すことを避けるために、このベクトルはスケーリングされ得る。

間隙がシムのプロファイルに投影された後、投影された間隙に対して仮想表面が適合される（ステップ６８）。具体的には、これらのベクトルが２Ｄのシムのプロファイルにマッピングされると、ベクトルの終点を使用して、シムの最終機械加工面を表す仮想適合面が構築される。次に、２Ｄのシムのプロファイル上に投影された間隙に適合された仮想表面は、ＸＭＬのメタデータでパッケージされる（ステップ７０）。このＸＭＬメタデータは、製作者によって、最小／最大厚、顧客、要求部署、及び部品番号を識別するために使用される。パッケージされたシムのプロファイルは、次に製作キューにアップロードされる（ステップ７２）。シムは、製作が済むと、作業セルに送達され、作業セルにおいて縦通材に装着される。航空機の胴体にシミングされる縦通材のそれぞれに対して、上記の処理が繰り返され得る。

図８は、シミングされる部品から計測システムによって収集された測定データに基づいてシムモデルを生成するシステムの構造を示す、ブロック図である。本計測システムは、その視野内で、（独自の座標系で）光学式反射要素の三次元座標を測定し、次いでスキャンされた表面を表す高密度点群を保存するように構成された、光学式三次元座標測定機１０を備え得る。一実施形態によると、写真測量ツール（例えば、Ｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ｆuｒ Ｏｐｔｉｓｃｈｅ Ｍｅｓｓｔｅｃｈｎｉｋから市販されているＴＲＩＴＯＰＣＭＭ ｓｙｓｔｅｍ）が用いられる。

本計測システムは、（図１０Ａ及び１０Ｂに関連して以下で記載されている）複数の計測プローブ１６をさらに含む。複数の計測プローブ１６は、三次元座標測定機１０の座標系内の部品にあるＤＡ孔の位置の計算に使用され得るＸ、Ｙ、Ｚのデータを取得するのに使用される。具体的には、三次元座標測定機１０が、各ＤＡ孔の軸の位置を計算する。測定された孔の軸は、以降本書では、「測定孔ベクトル」と称され、この軸の位置の測定値を表すデータは、本書では「孔ベクトルデータ」と称される。三次元座標測定機１０は、測定プローブ１６によって提供されるＸ、Ｙ、Ｚデータに基づいて、孔ベクトルデータを生成する。関連する全てのＤＡ孔に関する孔ベクトルデータが、個別の点として保存される。

制御コンピュータ１２は、光学式三次元座標測定機１０から点群データ及び孔ベクトルデータを受領し、またシステムオペレータによって入力されたコマンド及びデータをユーザインターフェース１４を介して受領するように、構成されている。制御コンピュータ１２は、測定ステップ５２及び５８を除く、図７で特定するステップの全てを実施するように、さらに構成（例えばプログラム）されている。

図９は、一実施形態による、部品内のＤＡ孔の中心軸の位置を決定する方法のステップを示すフロー図である。光学的ターゲット（図１０Ａ及び１０Ｂのベクトルターゲット１１４を参照）の形態の測定プローブが、部品６にあるＤＡ孔８に挿入される（ステップ８２）。次に、写真測量用のスケールバー及び支持用光学的ターゲットが、部品の表面に設置される（ステップ８４）。次に、計測システムのオペレータが、例えば写真測量用カメラを使用して、ベクトルターゲット１１４の位置をキャプチャする（ステップ８６）。写真測量用撮影による画像が、既知の手法で処理される（ステップ８８）。図１０Ｂのベクトルターゲット１１４から得られた写真測量データから、ベクトル（即ち、２つの点の位置によって特徴づけられる孔ベクトルの測定値）が計算によって引き出される（ステップ９０）。

図１０Ａ及び図１０Ｂは、部品６内のＤＡ孔８の上方に配置されたベクトルターゲット１１４（図１０Ａ）及び、ＤＡ孔８の内部に装着されたベクトルターゲット１１４（図１０Ｂ）を示す概略図である。具体的には、図１０Ａで最も良く見えるように、ベクトルターゲット１１４の軸が、孔８内に挿入される。図１０Ｂのベクトルターゲット１１４を通る破線は、測定された孔ベクトル１２０を表す。測定された孔ベクトル１２０は、ベクトルターゲット１１４に統合された一対の光学的ターゲット１１６及び１１８と交差する。上記のように、外板２及び縦通材フランジ２２のＤＡ孔の全てに挿入されたベクトルターゲットの画像を取得するのに、写真測量用カメラが使用される。図８の光学式三次元座標測定機１０は、取得された画像データから、光学的ターゲット１１６及び１１８の位置に対応する各点（以降、「点２」及び「点１」と称する）の三次元座標を決定する。点１と点２を接続する仮想スペース内の線は、測定された孔ベクトル１２０に対応する。

図１１は、一実施形態による、シムモデルを開発するための写真測量法を使用して、縦通材２０と胴体外板２との間にシム４を装着する方法のステップを特定する、フロー図である。外板２にあるＤＡ孔内に設置された光学的ターゲットと、次に外板２の合わせ面が、光学式三次元スキャナ（例えば、Ｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ｆuｒ Ｏｐｔｉｓｃｈｅ Ｍｅｓｓｔｅｃｈｎｉｋから市販されているＡＴＯＳ光学式三次元スキャナ）を使用してスキャンされる（ステップ１２２）。加えて、外板２内のＤＡ孔にマッチするＤＡ孔を有する縦通材２０が、ＤＡ孔内に設置されたベクトルターゲット１１２と共にスキャンされる（ステップ１２４）。スキャン中、図１０Ａ及び１０Ｂに関連して上記されたのと同様の手順を使用して、ＤＡ孔の位置が測定される。ＤＡ孔を有する部品の表面がスキャンされているとき、三次元スキャナは、孔内に挿入されているベクトルターゲット１１２から、個別の（即ち点の）値をキャプチャする。三次元スキャナは、ベクトルターゲットから得られた対照的な白点を、測定点として認識し、各白点の中心において点の値を引き出す。ベクトルターゲット１１２は、孔の位置１つ当たりについて２つの点を与え、この２つの点は、孔軸の位置及び方向を規定するのに使用される。

加えて、三次元スキャナは、点のグリッドを使用して点群のスキャンデータの非常に高密度なセットを収集する。この点群スキャンデータから、コンピュータシステム１２は、実際の表面の位置を規定し、測定された実際の表面の正確な表現を提供することができる、大量の点を推定することができる。市販の三次元スキャナは、１平方フィートあたり１６００万ポイントほどもある、高い点密度を有し得る。こうした高密度三次元スキャナの使用は、表面解像度をよりよくキャプチャすることを可能にする。

こうして、測定データがコンピュータ１２にエクスポートされるときには、測定データは、各孔の軸を規定する点を表す孔ベクトルデータに沿ってスキャンされた表面を表す、点群スキャンデータからなっている。高密度の点群は、外板２及び各縦通材２０の表面の完全な幾何学的形状を正確にキャプチャする。各縦通材２０にあるＤＡ孔の位置と、胴体外板２にあるＤＡ孔の位置とは、測定データの各セットを工学的モデルに整合させるのに使用される（ステップ１２６）。上記のように、縦通材の測定データを工学的モデルに整合させるとき、縦通材ウェブ２４の整合が優先される。

引き続き図１１を参照すると、第１の仮想表面及び第２の仮想表面は、縦通材２０用と胴体外板２用の整合済み測定データに、それぞれ適合される（ステップ１２８）。次いで、これらの仮想表面は、仮想のシム表面、及び各縦通材のモデルを開発するのに使用される（ステップ１３０）。以降、シム４のそれぞれが、シムセル内でそれぞれのシムモデルから作られる（ステップ１３２）。最後に、シム４と縦通材２０が、胴体外板２に装着される（ステップ１３４）。

上記の重みづけされた適合アルゴリズムと最適の適合アルゴリズムは、ソフトウェアパッケージの一部である。このソフトウェアは、測定された点間または開発された特徴間の距離を最小化する適合ルーティンを含む。縦通材と外板の各例に関して、数々の相関や関係が作り出される。これらの関係のそれぞれに関して、最小許容値と最大許容値と共に、名目値が規定される。全てが規定されると、適合アルゴリズムは、規定された境界内に同時に存在する測定点と測定点の全関係の、名目からの偏差を最小化するよう試みる。これが満足される結果、仮想の縦通材ウェブを工学的モデルに対する所望の位置に移動する第１の変換と、仮想の外板ウェブを工学的モデルに対する所望の位置に移動する第２の変換が生じる。

一実施形態によると、シムの１つの側面は平坦であり、表面と表面の間の間隙の偏差の全てが、この側面に関して該当することが想定される。これによって、シムの機械加工が簡素化される。したがって、表面が工学的モデルに従って正しく整合された後、これらの表面の間の間隙の値が記録され、次いでこれらの値が、名目的な接合面に適用される。これらの値に基づいて、平坦な側面と機械加工された側面とを有するシムが製作され得る。機械加工された側面の形状は、縦通材フランジの合わせ面と、胴体外板の合わせ面との間の間隙の値に応じる。この方法論の目的に関しては、シムの円滑な側面
が、シムと接合する実際の部品の表面と適合することが想定される。

図７に戻ると、シムの形状情報は、．ｘｍｌタイプのファイルとして、シムのセルサーバにエクスポートされる（ステップ７２）。シムのセルサーバは、提供されたシム情報に基づいて、シムの製作を制御する。シムの間隙は、取付具が適合アルゴリズムの出力結果によって変換された後に決定される。こうして、ＤＡ孔をピン止めすることと、計算された形状と寸法を有するシムを挿入することによって、後で取付具が装着されるとき、各縦通材２０と胴体外板２との関係は、工学的要件の全てを満たすであろう。

さらに、本開示は下記の条項による実施形態を含む。

条項１．第１の部品と第２の部品の間に適合可能なシムの製作方法であって、（ａ）第１の部品の、第１の合わせ面、主要な特徴、及び第１の部品の合わせる特徴を測定し、測定システムの座標系内における第１の測定データを得ることと、（ｂ）第２の合わせ面、及び第２の部品の合わせる特徴を測定し、測定システムの座標系内における第２の測定データを得ることと、（ｃ）主要な特徴の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、第１の測定データを、工学的モデルの座標系における第１の部品の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、（ｄ）第２の測定データを、工学的モデルの座標系における第２の部品の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、（ｅ）第１の合わせ面に対応する第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、（ｆ）第２の合わせ面に対応する第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、（ｇ）第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、並びに（ｈ）推定された間隙に応じて変動する厚みを有するシムを製作することを含む、製作方法。

条項２．ステップ（ｃ）は、重みづけされた適合アルゴリズムを使用して、第１の測定データを第１の工学的位置データに整合させることを含み、この重みづけされた適合アルゴリズムは、主要な特徴をその関連する工学的位置に整合させることを優先する重みづけを含む、条項１に記載の方法。

条項３．推定された間隙を使用してシムモデルを開発することをさらに含み、ステップ（ｈ）がこのシムモデルに従ってシムを製作することを含む、条項１に記載の方法。

条項４．主要な特徴は、第１の部品の表面である、条項１に記載の方法。

条項５．第１の部品は航空機の構造的構成要素であり、第２の部品は航空機の外板である、条項１に記載の方法。

条項６．ステップ（ｃ）は、第１の測定データに含まれる合わせる特徴のデータを、第１の工学的位置データに含まれる対応する合わせる特徴のデータに整合させることを含み、ステップ（ｄ）は、第２の測定データに含まれる合わせる特徴のデータを、第２の工学的位置データに含まれる対応する合わせる特徴のデータに整合させることを含む、条項１に記載の方法。

条項７．第１の部品と第２の部品の合わせる特徴が孔であって、ステップ（ａ）は、第１の部品の孔内に光学的ターゲットを置くことと、三次元スキャナを使用して、第１の部品の第１の合わせ面をスキャンし、第１の点群スキャンデータ及び第１の測定された孔ベクトルデータを得ることと、三次元スキャナを使用して、第１の部品の主要な特徴をスキャンし、第２の点群スキャンデータを得ることを含む、条項１に記載の方法。

条項８．ステップ（ｂ）は、第２の部品の孔内に光学的ターゲットを置くことと、第３の点群スキャンデータ及び第２の測定された孔ベクトルデータ得るための三次元スキャナを使用して、第２の部品の第２の合わせ面をスキャンすることを含む、条項７に記載の方法。

条項９．ステップ（ｃ）は、第１の測定された孔ベクトルデータを、第１の工学的位置データに含まれる、対応する孔ベクトルデータに整合させることを含み、ステップ（ｄ）は、第２の測定された孔ベクトルデータを、第２の工学的位置データに含まれる、対応する孔ベクトルデータに整合させることを含む、条項８に記載の方法。

条項１０．シムは平坦な表面と非平坦な表面を有し、シムの平坦な表面と非平坦な表面の間の距離は、厚みに等しい、条項１に記載の方法。

条項１１．航空機の外板に構造的構成要素を付加する方法であって、（ａ）航空機の構造的構成要素の、第１の合わせ面、主要な特徴、及び第１の部品の合わせる特徴を、測定システムを使用して測定し、測定システムの座標系内における第１の測定データを得ることと、（ｂ）航空機の外板の、第２の合わせ面、及び合わせる特徴を、同一のまたは異なる測定システムを使用して測定し、同一のまたは異なる測定システムの座標系内における第２の測定データを得ることと、（ｃ）主要な特徴の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、第１の測定データを、工学的モデルの座標系における構造的構成要素の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、（ｄ）第２の測定データを、工学的モデルの座標系内における外板の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、（ｅ）第１の合わせ面に対応する第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、（ｆ）第２の合わせ面に対応する第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、（ｇ）第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、（ｈ）推定された間隙に応じて変動する厚みを有するシムを製作することと、並びに（ｉ）航空機の構造的構成要素及び外板を、両者の間にシムを入れて組み立てることを含む、方法。

条項１２．ステップ（ｃ）は、重みづけされた適合アルゴリズムを使用して、第１１の測定データを第１の工学的位置データに整合させることを含み、この重みづけされた適合アルゴリズムは、主要な特徴をその関連する工学的位置に整合させることを優先する重みづけを含む、条項１１に記載の方法。

条項１３．推定された間隙を使用してシムモデルを開発することをさらに含み、ステップ（ｈ）がこのシムモデルに従ってシムを製作することを含む、条項１１に記載の方法。

条項１４．主要な特徴は、構造的構成要素の表面である、条項１１に記載の方法。

条項１５．構造的構成要素は、フランジとウェブを備える縦通材であり、第１の合わせ面がフランジの表面を含み、主要な特徴はウェブの表面を含み、外板は胴体の外板である、請求項１１に記載の方法。

条項１６．シムは平坦な表面と非平坦な表面を有し、シムの平坦な表面と非平坦な表面の間の距離は、厚みに等しい、条項１１に記載の方法。

条項１７．第１の部品と第２の部品の間に適合可能なシムの製作方法であって、（ａ）測定システムの座標系内における第１の測定データを得るため、第１の部品の第１の部分の表面の位置、第１の部品の第２の部分の表面の位置、及び第１の部品の孔の位置を測定することと、（ｂ）測定システムの座標系内における第２の測定データを得るため、第２の部品の表面の位置、及び第２の部品の孔の位置を測定することと、（ｃ）第１の部品の第２の部分の表面の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、第１の測定データを、工学的モデルの座標系における第１の部品の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、（ｄ）第２の測定データを、工学的モデルの座標系における第２の部品の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、（ｅ）第１の部品の第１の部分の表面に対応する第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、（ｆ）第２の部分の表面に対応する第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、（ｇ）第１の仮想表面と第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、並びに（ｈ）推定された間隙に応じて変動する厚みを有するシムを製作することを含む、製作方法。

条項１８．ステップ（ｃ）は、重みづけされた適合アルゴリズムを使用して、第１の測定データを第１の工学的位置データに整合させることを含み、この重みづけされた適合アルゴリズムは、第１の部品の第１の部分の表面を、その関連する工学的位置に整合させることを優先する重みづけを含む、条項１７に記載の方法。

条項１９．シムは平坦な表面と非平坦な表面を有し、シムの平坦な表面と非平坦な表面の間の、平坦な表面上の任意の点に対する垂線に沿った距離は、その地点のシムの厚みである、条項１７に記載の方法。

条項２０．第１の部品は航空機の構造的構成要素であり、第２の部品は航空機の外板である、条項１７に記載の方法。

本開示の例示の実施形態は、様々な潜在的用途、具体的には、例えば、航空宇宙、船舶、及び自動車における用途を含む輸送産業において利用法が見い出され得る。例えば、上記で開示された方法は、図１３に示す航空機１５２を組み立てるための、図１２に示す航空機の製造及び保守方法１５０で用いられ得る。開示の実施形態における航空機の用途には、限定しないが例としていくつか挙げると、胴体外板、翼及び翼外板、補強材、ハッチ、フロアパネル、ドアパネル、アクセスパネル、及び尾部の組み立てと適合が含まれ得る。製造前段階では、例示の方法１５０は、航空機１５２の仕様及び設計１５４と、材料の調達１５６とを含み得る。製造段階では、航空機１５２の構成要素及びサブアセンブリの製造１５８、及びシステムインテグレーション１６０とが行われる。システムインテグレーション１６０は、本書で開示される予測シミングのプロセスを使用した、シムの設計、製作、及び装着を含み得る。その後、航空機１５２は認可及び納品１６２を経て運航１６４に供され得る。顧客によって運航される間に、航空機１５２は、改造、再構成、改修なども含み得る、定期的な整備及び保守１６６が予定される。

方法１５０のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者、及び／またはオペレータ（例えば顧客）によって実行され、または実施され得る。本書の目的に関しては、システムインテグレータは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含み、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。

図１３に示すように、例示の方法１５０によって製造される航空機１５２は、複数のシステム１７０及び内装１７２を有する機体１６８を含み得る。高次のシステム１７０の例には、推進システム１７４、電気システム１７６、油圧システム１７８、及び環境システム１８０のうちの１つ以上が含まれる。任意の数の他のシステムも含まれ得る。航空宇宙産業の例が示されているが、本開示の原理は、海洋産業及び自動車産業といった、他の産業にも適用され得る。開示される実施形態は、航空機１６８の様々な部品、構成要素及びサブアセンブリを適合及び接合するのに用いられるシムの生産に使用され得る。

本書で実施されるシステム及び方法は、製造及び保守方法１５０の１つ以上の任意の段階で用いられ得る。例えば、製造プロセス１５８に対応する構成要素またはサブアセンブリは、航空機１５２の運航中に構成要素またはサブアセンブリが製造されるのと類似の方法で、製作または製造され得る。また、１つ以上の複数の装置の実施形態、方法の実施形態、またはそれらの組み合わせは、例えば、航空機１５２の組立てを実質的に効率化するか、または航空機１０２のコストを削減することにより、製造段階１５８及び１６０で利用され得る。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、あるいはそれらの組み合わせのうちの１つ以上は、航空機１５２の運航中に、限定しないが例として、整備及び保守１６６に利用することができる。

様々な実施形態を参照しながらシムの製作の方法論が説明されてきたが、本明細書の教示の範囲から逸脱することなく、様々な変形例が可能であること、及び均等物によってその要素が置換され得ることは、当業者に理解されるであろう。加えて、その範囲から逸脱することなく、多数の修正を行い、本明細書の教示を特定の状況に適合させることができる。したがって、特許請求の範囲は、本明細書に開示された特定の実施形態に限定されないことが意図される。

本書で使われている用語「コンピュータシステム」は、少なくとも１つのコンピュータまたはプロセッサを有するシステムと、ネットワークまたはバスを介して通信する複数のコンピュータまたはプロセッサを有し得るシステムを含むように、広く解釈されるべきである。前の一文で使われている用語「コンピュータ」及び「プロセッサ」は、共に処理装置（例えば中央処理装置）及び、処理装置が読み出すことができるプログラムを記憶するある形態のメモリ（即ち、非一過性で有形のコンピュータ可読媒体）を有する装置を意味する。

ステップの具体的な順序を示す明示的な記載がない場合、以下に明記されている方法の特許請求は、そこに列挙されたステップがアルファベット順に実行されること（特許請求の範囲の中のいかなるアルファベット順序も、単に上記で列挙されたステップを参照する目的にのみ使用される）、または列挙されている順番で実行されることが必要であると、解釈されるべきではない。同様に、複数のステップが同時に行われないことを示す明示の記載がない場合、以下に明記されている方法の特許請求は、２つ以上のステップのうちのあらゆる部分が、同時に実施されることを排除するものと解釈されるべきではない。

（部品から得られた）未整合の測定データを、（例えば航空機といった部品の組立の）工学的モデルからの（その部品に関連した）規定の工学的位置データに整合させるという文脈では、用語「整合（ａｌｉｇｎ）」は、（部品の）特徴の仮想的な位置の、規定の工学的位置からの偏差が（除去されないとすれば）最小になるようにして、測定システムの座標系から工学的モデルの座標系へと、変換することを意味する。用語「整合」は、部品の特徴を規定の工学的位置に正確に位置決めする、座標系の変換を必要とするものであると解釈されるべきではない。本書での使用に関しては、用語「位置」は、配置と配向を含むと解釈されるべきである。

Claims (10)

1. 第１の部品と第２の部品との間に適合可能なシムの製作方法であって、
   （ａ）第１の合わせ面、主要な特徴、及び第１の部品の合わせる特徴を測定し、測定システムの座標系における第１の測定データを得ることと、
   （ｂ）第２の合わせ面、及び第２の部品の合わせる特徴を測定し、前記測定システムの前記座標系における第２の測定データを得ることと、
   （ｃ）前記主要な特徴の、その関連する工学的位置に対する仮想の整合を優先しながら、前記第１の測定データを、工学的モデルの座標系における前記第１の部品の規定の位置を表す第１の工学的位置データに整合させることと、
   （ｄ）前記第２の測定データを、前記工学的モデルの前記座標系における前記第２の部品の規定の位置を表す第２の工学的位置データに整合させることと、
   （ｅ）前記第１の合わせ面に対応する前記第１の整合済み測定データの測定データのセットに、第１の仮想表面を適合させることと、
   （ｆ）前記第２の合わせ面に対応する前記第２の整合済み測定データの測定データのセットに、第２の仮想表面を適合させることと、
   （ｇ）前記第１の仮想表面と前記第２の仮想表面の間の間隙を推定し、推定された間隙を得ることと、
   （ｈ）前記推定された間隙に応じて変動する厚さを有するシムを製作することとを含む、方法。
2. ステップ（ｃ）は、重みづけされた適合アルゴリズムを使用して、前記第１の測定データを前記第１の工学的位置データに整合させることを含み、前記重みづけされた適合アルゴリズムは、前記主要な特徴を、その関連する工学的位置に整合させることを優先する重みづけを含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記推定された間隙を使用して、シムモデルを開発することをさらに含み、ステップ（ｈ）が前記シムモデルに従って前記シムを製作することを含む、請求項１または２に記載の方法。
4. 前記主要な特徴は、前記第１の部品の表面である、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記第１の部品は航空機の構造的構成要素であり、前記第２の部品は前記航空機の外板である、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. ステップ（ｃ）は、前記第１の測定データに含まれる合わせる特徴のデータを、前記第１の工学的位置データに含まれる対応する合わせる特徴のデータに整合させることを含み、ステップ（ｄ）は、前記第２の測定データに含まれる合わせる特徴のデータを、前記第２の工学的位置データに含まれる対応する合わせる特徴のデータに整合させることを含む、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記第１の部品と前記第２の部品の合わせる特徴が孔であって、ステップ（ａ）は、
   前記第１の部品の孔内に光学的ターゲットを置くことと、
   三次元スキャナを使用して、前記第１の部品の前記第１の合わせ面をスキャンし、第１の点群スキャンデータ及び第１の測定された孔ベクトルデータを得ることと、
   三次元スキャナを使用して、前記第１の部品の前記主要な特徴をスキャンし、第２の点群スキャンデータを得ること
   を含む、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
8. ステップ（ｂ）は、
   前記第２の部品の孔内に光学的ターゲットを置くことと、
   第３の点群データ及び第２の測定された孔ベクトルデータ得るための三次元スキャナを使用して、前記第２の部品の前記第２の合わせ面をスキャンすること
   を含む、請求項７に記載の方法。
9. ステップ（ｃ）は、前記第１の測定された孔ベクトルデータを、前記第１の工学的位置データに含まれる対応する孔ベクトルデータに整合させることを含み、ステップ（ｄ）は、前記第２の測定された孔ベクトルデータを、前記第２の工学的位置データに含まれる対応する孔ベクトルデータに整合させることを含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記シムは平坦な表面と非平坦な表面を有し、前記シムの前記平坦な表面と非平坦な表面の間の距離は、厚みに等しい、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。

Images