JP4128626B2 - 決定的な翼アセンブリ - Google Patents

Description

関連出願の参照
この出願は、デイビット・ストランド（David Strand）、クレイトン・マンク（Clayton Munk）およびポール・ネルソン（Paul Nelson）によって１９９６年３月２２日に出願された、「決定的な翼アセンブリ（“Determinant Wing Assembly”）」と題された米国特許仮出願第６０／０１３，９８６号に関する。
技術分野
この発明は、あまり費用をかけずに航空機の主アセンブリを密な公差で製造するための方法および装置に関し、特に、工具費用を大幅に抑えつつ、かつてなかった精密さで翼外板、桁、リブおよび他の構成部材を組立てて、元の工学的形態に密に従う翼を製造するための方法および装置に関する。
発明の背景
構成部材およびサブアセンブリを組立てて特定の輪郭に航空機の翼を製造するための従来の製造技術は、固定「ハードポイント」工具技術に依存し、この技術では、精細な構造部品を配置して一時的に固定し、部品を互いに対して正確に配置するために、床アセンブリ治具およびテンプレートが用いられる。この伝統的な工具概念では一般に、製造される各サブアセンブリのためには一時アセンブリ工具が必要とされ、サブアセンブリを最終的に完全な翼に組立てるためには（左右の）２つの大型の翼の主アセンブリ工具が必要とされる。
アセンブリ工具は製品の元の工学的設計を高精度で反映するよう意図されるが、製品を最初に設計してから工具を最終的に製造するまでには多くの工程がある。このため、広範囲にわたる時間およびコストのかかる手仕事によって、工具によって引き起こされた誤差を補正しなければ、最終的に製造された工具によって、元の翼の寸法公差または翼の構成部材の設計から逸脱した、サイズの誤った翼または翼構成部材が製造されることも稀ではない。より深刻な場合、元は公差範囲内で構築されていた工具が工場で典型的に激しく使用されることにより公差範囲外まで変形するおそれがある。さらに、工具が鋼から作られ、翼構成部材がアルミニウムまたはチタンから作られる一般的な場合などの、特に工具材料および翼材料の熱膨張係数の差が大きな場合、工場の温度変化によって生じた寸法差によって、工具によって製造された最終的な部品寸法にばらつきが生じる。航空機構造の寸法は０．００５”に調整されることが多いため、温度によって引き起こされる寸法差は重大な問題であろう。
部品に対して垂直方向からわずかにずれた角度でドリルが部品に与えられたり、また、完全に線形ではない運動によって部品の中にドリルが入れられる場合には、工具を用いて部品に手で孔をあけると、完全に丸くなかったり部品表面に対して垂直ではない孔がもたらされることがある。非円形の孔に部品が固定されると部品はそれらの意図される位置からずれることがあり、非円形の孔または孔から軸方向に傾斜した噛合い部品の孔の、不均一な孔−ファスナの干渉は、部品表面に対して垂直に掘削された丸い孔の場合に比べて強度および疲れ寿命が不足している。特に部品の一端において工具の上に部品が置かれる場合には、翼サブアセンブリに蓄積した公差により元の設計寸法からはるかに増加し、部品のずれを真の意図された位置に位置付けられず、部品のずれのすべてが一方向に押しやられる。
典型的に翼構成部材は、高干渉ファスナおよび／またはファスナとともに、冷間加工された孔の中に固定される。リベットおよび固定ボルトなどの干渉ファスナならびにファスナ孔の冷間加工の両方により、組立てられた接合部の疲れ寿命を改善する応力のパターンが孔のまわりの金属にもたらされるが、この応力パターンの線が長ければ、特に縦方向にアセンブリの寸法が増大し、さらには、その長さに沿って細長い部品が湾曲するか、または「バナナ状になる（banana）」ことを引き起こす。このような変形を防止するためにアセンブリを制限する試みは一般的にはよい結果を生まず、これまで最も成功した技術は、設計に要求されるおよその形状までアセンブリが変形することを意図して、変形の程度を予測してそれを部品の元の設計に考慮しようとすることであった。しかしながら、ファスナの据付けおよび孔の冷間加工において自然に生じるずれがあるため、このような予測は推測にしかすぎず、最終的なアセンブリの形態はある程度の予測できないことが多い。サブアセンブリが最終アセンブリに固定される前にサブアセンブリの変形による影響を排除するためのプロセスが長い間求められており、これは、翼の製造および航空機の他の部品の製造において大きな価値を有するだろう。
翼用の主工具は構築および公差範囲内に維持するために費用がかかり、設計および構築するために長いリードタイムを要する。翼用の主工具の構築にかかる膨大なコストおよび長いリードタイムは、航空力学が発展したとしても、既存のモデル航空機の翼の再設計の妨げとなる。なぜなら、新たな設計には翼用の主工具すべてと翼構成部材工具のうちいくつかまたはすべてとを再度構築することが必要となるからである。
既存の航空機モデルによって満たされない特定の要件を有する航空会社の顧客に対してカスタム翼を迅速に設計して構築することができる能力を備えることは、機体の製造業者にとっては競争上非常に大きな利点である。現在、この能力は存在しない。なぜなら、専用の翼用主工具およびこのような工具が必要とする工場の床面積のコストにより、「設計翼（designer wing）」のコストが非常に高くなるからである。しかしながら、特定のモデルのための標準的な翼を製造するために用いられた同じ工具が、顧客の特定の要件を満たすカスタム翼の構築のために迅速かつ容易に変えられ、その後、標準的なモデルまたは別のカスタム翼設計に戻すことができるならば、顧客の特定の要件を厳密に満たすために翼が最適化された状態で航空機を顧客に提供することができる。新しい翼のコストの増加は技術面におけるだけであり、せいぜいヘッダを適度に機械加工することおよび翼の設計に独自な他の低コストの工具であろう。
ハード工具を用いる製造プロセスの欠点は本質的なものである。これらの欠点は厳格な品質管理技術によって最小にすることができるが、ハード工具を用いた大規模な機械構造の製造においてはある程度は常に存在する。決定的なアセンブリプロセスが開発されており、これは航空機の胴体を製造するためのものであり、それら自体の寸法と部品の設計に組込まれたいくつかの位置合わせマークとによってアセンブリの形態を決定する自己配置型単一部品（self-locating detail parts）をハードポイント工具の代わりに用いる。マイカル（Micale）およびストランド（Strand）による「パネルおよび胴体アセンブリ（“Panel and Fuselage Assembly”）」と題された米国特許第５，５６０，１０２号に示されるこの新しいプロセスを用いると、はるかに少ない再加工ではるかに精度の高いアセンブリが製造されることがわかっている。決定的なアセンブリプロセスを航空機翼の製造に応用すると、ハード工具を使用する必要性をなくすかまたは軽減するより良いプロセスがもたらされ、工場の生産能力を高め、部品の変化性を低減することにより製品の質を高め、生産コストを下げ、その顧客が利用できる設計を迅速に変化させる柔軟性をもたらす。これらの改善は機体の製造業者およびその顧客にとって多大な利益であり、市場における製造業者の競争的な位置を改善し得る。この発明はこのようなプロセスに向けて大きく前進する。
発明の概要
したがって、この発明の目的は、部品の互いに対する配置およびアセンブリの輪郭を決定するために、従来の「ハードポイント」工具に依存せず、元の工学的設計に従って、可撓性および半可撓性の部品およびサブアセンブリから航空機翼などの大規模な重いアセンブリを製造するための方法を提供することである。
発明の別の目的は、アセンブリの寸法および輪郭を決定するために従来の工具の寸法および輪郭を用いるのではなく、構成部材の部品の本質的なマーク（feature）を用いてそれらが自己的に配置されるようにし、かつアセンブリの寸法および輪郭を決定する、航空機の翼を製造するための方法を提供することである。
この発明のさらに別の目的は、先行技術よりも本質的に精度が高く、かつ工学的設計によって特定された公差に密に従って部品が構造上に高精度で一貫して配置される構造を製造する、航空機の翼を製造するためのシステムを提供することである。
発明のさらなる目的は、特定された工学的公差範囲内で部品を製造するために、先行技術の伝統的な技術よりも迅速で費用がかからず、工場のスペースを要さず、ワーカー（worker）の技術に依存しない、航空機の翼を製造するためのシステムを提供することである。
この発明のさらなる目的は、精密に、かつ元の工学的翼設計において特定された公差範囲内で航空機の翼が構築されることを可能にする高い繰返し精度でサブアセンブリが製造されることを容易にする、方法および装置を提供することである。
発明のさらなる別の目的は、翼または干渉ファスナなどの構成部材を変形させる作業によって翼または翼構成部材が変形した後に、単一部品またはサブアセンブリに、決定的に重要なマークを与えるようにする一連の作業を有する、航空機の翼を構築するための方法を提供することである。
発明のさらなる別の目的は、検査ルーチンによって変形に対処することにより、変形した部品またはサブアセンブリから主アセンブリを組立てるための方法を提供することであり、この検査ルーチンは、変形した部品またはサブアセンブリの部分的なデジタル表現を作成し、変形した部品またはサブアセンブリが嵌められるべきスペースとそれとを比較し、その後、変形による影響を最小にするように、変形した部品またはアセンブリが最良に嵌まる配向をもたらす。
発明のさらなる別の目的は、構成部材および翼の重要な特性のみが調整され、重要な特性はそれらが重要である時にだけ調整され、かつ重要な特徴はそれらが重要でなくなれば変更できる、航空機の翼を製造するためのプロセスを提供することである。
発明のこれらおよび他の目的は、可撓性および半可撓性のサブアセンブリから翼および他の大型の重いアセンブリを組立てるためのシステムであって、元の技術製品定義からのデジタルデータを用いて高精度で数的に制御された工作機械によって部品およびサブアセンブリの中に掘削または機械加工された孔および機械加工された表面などの位置合わせマークによって表わされる、単一部品またはサブアセンブリの重要なマークの空間的関係を利用し、それにより構成部材およびサブアセンブリ自体を翼の寸法および輪郭の本質的な決定要因とする方法を用いるものによって達成される。
図面の説明
発明およびそれに伴う多くの目的および利点は、以下の図面と関連して以下の好ましい実施例の詳細な説明を読むとよりよく理解されるであろう。
図１は、この発明に従った航空機の翼のための組立プロセスを示すトップレベルの概略図である。
図２Ａから図２Ｆは、この発明に従って構成部材およびサブアセンブリを翼箱に組立てるための、この発明に従ったプロセスにおけるいくつかのマイルストン工程を示す概略図である。
図３は、この発明に従った主翼アセンブリセルの一部分を示す斜視図である。
図４は、図３の主翼アセンブリセルに示されるヘッダの１つを示す斜視図である。
図５は、いくつかの組立作業を行なうために工作機械コントローラにおいてデジタル製品定義からのデータを命令に変換するためのコンピュータアーキテクチャおよびプロセスを示す概略図である。
図６は、この発明に従って作られた航空機の翼において桁間に固定されたリブを示す立面断面図である。
図７は、この発明に従って作られた翼の一部分における、ストリンガ、翼外板、リブおよび桁の間の接合部を示す拡大図である。
図８は、この発明に従った翼と航空機胴体との間の機体側部の接続を示す立面断面図である。
図８Ａは、機体側部の嵌合を示す、この発明に従って作られた翼の内側端部を示す斜視図である。
図９は、図面の明瞭化のためにリブを省いた状態の、装着されたストリンガを有する上下翼パネル間に設けられた桁を示す、部分的に組立てられた翼箱を示す立面断面図である。
図１０は、翼箱の内部を示すために機体側部のウェブを省いた状態の、この発明に従った完全に組立てられた翼箱を示す斜視図である。
図１１は、図１０に示される翼箱の内側端部を示す拡大斜視図である。
図１２は、翼パネルのエッジに対して桁を位置付け、かつそれを定位置にクランプするためのエッジゲージ／クランプを示す、部分的に断面図である立面図である。
図１３は、この発明のプロセスに用いられる一時的な桁支持部材を示す立面図である。
図１４は、翼パネルが分解された状態でシヤタイによって２つの桁間に固定されたリブを示す、この発明に従って作られた翼箱を示す分解図である。
図１５は、エンジンストラット結合具の翼箱に対する配置を示す、仮想線で翼箱を示す斜視図である。
図１６および図１７は、後桁および下翼パネルに装着されたフラップ支持部材を示す立面図および平面図である。
図１８は、補助翼ヒンジリブを後桁に取付けるためのプロセスを示す概略立面図である。
図１９は、組立時に翼の水線が垂直位置に配向された状態の、この発明に従った桁ベースの翼組立プロセスを示す概略図である。
図２０は、桁ベースの水平組立プロセスを用いて翼を組立てるための装置を示す端面断面図である。
好ましい実施例の説明
この発明は、好ましい実施例、すなわち航空機の翼を組立てるためのプロセスに適用されるものとして説明される。しかしながら、この発明は、特定の組の寸法公差に固執することが望まれ、特に、部品およびサブアセンブリのうちいくつかまたはすべてが可撓性または半可撓性である場合に、部品を主アセンブリに組立てることに一般的な用途を有すると考えられる。
以下に、類似した参照番号が同一または対応する部品を示す図面を参照し、特に図１を参照して、トップレベルの概略図により、この発明に従った決定的な翼組立プロセスの主プロセス工程が示される。プロセスは上下翼パネル３０および３２と、後桁３４および前桁３６と、桁間リブ３８とを含む、翼の主構成部材を構築することから始まる。主構成部材はコンピュータによって数的に制御された工作機械４０上に移動され、図２に示されるような水平位置に、工作機械４０のベッド４４上に取付けられた一連の保持取付具４２上に翼として組立てられる。下翼パネル３２は保持取付具４２上に位置付けられ、桁３４および３６は下翼パネル３２の前後エッジに隣接して位置付けられる。リブ３８は桁３４および３６間に位置付けられ、桁と下翼パネル３２とに固定され、桁３２および３４もまた下翼パネル３２に固定される。３つのエンジンストラット結合具２５０は下翼外板を通って内部負荷結合具４８まで延びるファスナが指定のリブに固定された状態で翼箱の下面に固定され、着陸装置連結具２１２のための軸受２０８は、図１０に示されるように、前部トランニオン結合具（forward trunnion fitting）２１０とともに、後桁に装着される。上翼パネル３０を前桁および後桁に、かつリブ３８に固定することにより、翼が閉じられる。これらの工程を行なうためのプロセスを以下に詳細に説明する。
好ましい実施例には従来のファスナが使用されると考えられる。リベット、ボルト、締付けボルト、Ｈｉ−Ｌｏｃｋｓなどのこれらの従来のファスナは、航空宇宙産業において広く用いられ、十分に理解されており信頼性が高い。しかしながら、この発明は従来のファスナの使用に限定されず、これらのプロセスが十分に理解されて信頼性が高くなり、飛行に決定的に重要なハードウェアに使用されることがわかれば、同時硬化および他の、熱硬化した複合部材のための結合技術、ピーターソン他（Peterson et al.）によって出願された「熱可塑性溶接のための多流誘導加熱（“Multipass Induction Heating for Thermoplastic Welding”）」と題された特許出願第０８／３６７，５４６号に記載されている熱可塑性部材の誘導溶接およびＰＣＴ国際出願ＷＯ ９３／１０９３５に記載されている金属部品の摩擦溶接などの、進歩した固定技術の使用とも十分に互換性がある。
プロセスに用いられる保持取付具４２などの工具は、Henri Lineのガントリが取付けられた５軸工具またはCincinnati Milacronの塔型５軸工作機械などの工作機械４０によって掘削および機械加工するために、主に構成部材および部品を支持するためのものである。似た能力を有する他の工作機械を用いてもよい。要求される能力は、この用途では約±０．００５”である、スピンドルの位置付けにおける精密さおよび繰返し精度と、翼および翼構成部材に関する工学的根拠から生じたデジタル製品定義データを組込むようにプログラミングすることができる機械コントローラの制御下での動作とであり、これによりデジタル製品定義によって特定された位置合わせマーク（coordination feature）を工作機械４０によって高い精度および繰返し精度で配置することができる。これらの２つの能力により、工作機械４０が、位置合わせ孔および機械加工された位置合わせ面などの位置合わせマークを、デジタル製品定義に特定された精密で精度の高い位置において部品、構成部材およびアセンブリに与えることができるようになる。これらの位置合わせマークは部品および構成部材がピン止めされて固定される場所にそれらを互いに対して位置付けるために用いられ、部品および構成部材を互いに対して配置するために以前用いられていた固定されたハード工具の必要性がなくなるか、または著しく低減される。このように、位置合わせマークは、アセンブリをなす部品および構成部材の相対的な位置を決定し、それによりいかなる工具からも独立してアセンブリのサイズおよび形状を決定する。
翼パネルの構築
翼パネルの構築は工作機械ベッド４４上に保持取付具４２を直立させることから始まる。保持取付具４２は下翼外板５６を合せて構成するいくつかの翼外板用板５４を支持し得る多くの設計のうちのいかなるものであってもよい。板５４は一般に水平または横にした位置に支持され、下面または「外側モールドライン（outer mold line）」は工学的設計において特定された翼パネルの形状に従う。１組の保持取付具４２の好ましい実施例が図３に示される。各保持取付具はヘッダ６０を支持する頑丈なベース構造５８を含み、このヘッダ６０の上には翼板５４が置かれ、これらの板の外面はヘッダ６０の上の接触パッド６２と密に接触する。接触パッド６２は、圧力下で撓むことなく翼板５４を支持するが、翼外板の板５４上の表面皮膜に掻き傷を付けない、超高密度ポリエチレン、ポリウレタンまたはTeflon（商標）などの、耐久性のある非摩耗性材料のストリップである。保持取付具４２が工作機械ベッド４４上に初めて取付けられた後、工作機械４０は、デジタル製品定義からのデータを用いて、工学的設計によって特定されたとおりの輪郭に接触パッド６２を機械加工するために用いられる。
デジタル製品定義は製品の最終的な工学的根拠であり、この場合、特定のモデル航空機である。それはデジタルモデル６６として主コンピュータ６４のコンピュータ補助設計プログラムに存在し、このデジタルモデル６６は製品を完全に定義する寸法、公差、材料およびプロセスのすべてを含む。寸法に関するデータがモデル６６からファイルの形でＮＣプログラマに与えられ、このＮＣプログラマはそれを用いてカッターのタイプおよびサイズ、送り速度および工具の動作を制御するために工作機械４０のコントローラによって用いられる他の情報などの、データセット６８および機械命令を作成する。データセットおよび機械命令はポストプロセッサ７０で発生し、ここでそれらは機械可読ファイル７２に変換されてデータ管理システム７４に送信され、このデータ管理システム７４で記憶されて工作機械コントローラ７８によって用いられる。需要に即応じて、ファイル７２は電話線７６または他の公知の通信手段を介して工作機械コントローラ７８に送信されて、工作機械４０を動作する際にコントローラによって用いられる。
データ管理システム７４のファイル７２は位置合わせ孔およびファスナ孔を掘削するために工作機械４０を導くよう工作機械コントローラ７８をプログラミングすることと、以下に説明する他の精密機械加工および位置付け作業とに用いられる。工作機械４０はまた、精密に掘削された３つのブッシュ８０のためのヘッダ６０の中に孔を掘削し、この中には、ヘッダ６０上の既知の位置に翼外板の板５４を位置付けるための精密地上位置決めピン８２が設定される。この位置は決定的に重要ではないため、翼の精度はヘッダ６０上への翼外板の板５４の位置合わせの精度に依存しない。なぜなら、板は、工作機械４０上に取付けられた接触プローブ８４を用いてヘッダ上での実際の位置について検査されるからである。真空源８６が付勢され、ヘッダ６０上の接触パッド６２に対して翼外板の板５４を定位置に固定するためにヘッダ６０上の一連の吸盤８８に吸引力をもたらし、接触プローブ８４は翼外板の板５４上にある重要な位置合わせマークを検査するために工作機械４０によって移動される。この目的のための適切なプローブは、ニューヨーク州オネンダグア（Onendagua, New York）のRenishaw Companyによって製造されているRenishaw Contact Probe Model No. RW486であろうが、他の供給源から入手可能な他のプローブが用いられてもよい。
ヘッダ６０上の板の実際の位置を決定するために翼外板の板５４上にある重要な位置合わせマークを検査した後、機械制御プログラムが更新または正規化され、デジタル製品定義から設定されたデータをヘッダ６０上の翼外板の板５４の実際の位置と同期化する。このとき、機械プログラムは、一連の縦翼ストリンガ９０の内側端部に掘削された位置合わせ孔に共通の翼外板の板５４の内側端部に位置合わせ孔を掘削するように初期化される。ストリンガ９０は翼に沿って縦方向に、または翼幅方向に延び、いくつかの翼外板の板５４を接続して単一の翼パネル３２にし、さらにはパネルを強化する役割を果たす。それらはまた、以下により詳細に説明するように、桁間リブ３８と翼外板５６との間の接続構造としての役割も果たす。ストリンガ９０は位置合わせ孔を介して板５４上に翼幅方向に置かれ、ストリンガ９０の浮遊端は、板の方に近づくにつれて掘削および固定を行ないながら、工作機械４０によって翼弦方向に置かれる。工作機械４０はストリンガの側部を係合してそれを翼弦方向に位置付けるために簡単なピンを用いてもよく、またはいずれもピーター・マックコーウィン（Peter McCowin）による、特許第５，２９９，８９４号または特許第５，４７７，５９６号に示されるセンタリング機構を用いてもよい。
シムを用いたり翼パネルに応力を加えることなく翼パネル３０がリブ３８に固定されるように指定の公差範囲内の位置でストリンガ９０がリブ３８と確実に交差するようにするために、ストリンガ９０は高い精度および一貫性で翼外板の板５４に固定されなければならない。決定的な組立プロセスは、不良な翼パネル３２が製造されて補正作業が行なわれる前に、公差条件から逸脱する傾向を検出するための統計的な処理制御の使用を可能にする有能なプロセスである。翼パネルの製造の精度は、予め部品に応力を加えたり外観を損なうことなく、意図されたとおり翼の構成部材が組立てられることを保証し、かつ組立てられた翼が設計どおりに航空力学的に機能することを保証する。翼パネル３０および３２上にストリンガ９０が高精度で配置されることにより、ストリンガの配置の変化に対処するために従来用いられてきた広領域のパッドアップ（pad-ups）の代わりに、図６および７に示されるように、ストリンガがリブ翼弦２１８にボルト止めされる場所においてリブ３８または２１６の翼弦２１８およびストリンガ上に小さな「パッドアップ」または厚い領域を用いることができるようになる。小さなパッドアップを用いることによりリブ翼弦およびストリンガの重量が低減し、航空機の負荷保持能力が向上する。
位置合わせ孔は内側端部においてストリンガ９０に掘削される。好ましくは、位置合わせ孔はストリンガが最初に製造されるときに掘削されるが、翼外板の板（wing skin planks）５４が定位置に置かれる前に、同じまたは類似した保持取付具４２上の専用の取付具または同じ工作機械４０上に後に掘削されてもよい。ストリンガが翼外板の板にリベット締めされる、ストリンガファスナ孔の特定の場所は、デジタル製品定義のあるデータベースから先にダウンロードされている工作機械制御プログラムの中にある。工作機械プログラムは、ストリンガを翼外板の板に固定して翼パネルを形成するためにリベットが据付けられる、典型的には１つまたはそれ以上の位置にある、これらのファスナ孔のための特定の位置にドリルヘッドを導く。ストリンガは、その上に翼外板の板が位置付けられて掘削される、工作機械４０ではない工作機械上に掘削されてもよいが、そうすると誤差が生じるおそれがある。
ストリンガは翼外板の板５４に固定され、正確に組立てられた下翼パネル３２にそれらを互いに固定するが、ストリンガ９０を翼外板の板５４に最終的に締付けることはアセンブリが完全な翼パネルになる前に行なう必要がある。要求される精度および質的な一貫性を持って掘削およびリベット締め作業を行なうことができる多くの翼パネルリベット締め機械が公知である。このような機械の１つは、ハンクス他（Hanks et al.）によって１９９５年２月７日に出願された「ファスナ確認システム（“Fastener Verification System”）」と題された特許出願第０８／３８６，３６４号に示される。このような機械の別のものはピーター・ジエブ（Peter Zieve）に発行されたＰ／Ｎ５，０３３，１７４に示されるヨーク翼リベッタである。さらに、たとえば特許第５，２３１，７４７号に示される構造のように、上下ガントリが取付けられたドリル／リベット装置を用いて同じヘッダ６０上でストリンガのリベット締めを行なうことができると考えられる。
ストリンガ９０を翼外板の板５４に保持するリベットがすべて据付けられると、翼パネル３０の位置合わせ孔とヘッダ６０上の位置決めピン８２とを用いて翼外板を保持取付具４２上に再度位置付ける。工具ボールまたは翼パネルに高精度で掘削された孔に据付けられた基準ピンなどの、翼パネル３０上のいくつかの基準面が、工作機械４０のプローブ８４によって検査され、保持取付具４２上での翼パネル３２の実際の位置を決定し、機械プログラムは取付具４２上の翼パネル３２の実際の位置によって正規化される。ミルカッターは工作機械４０に取付けられ、翼パネルはデジタル製品定義において特定された正確なエッジ寸法にトリミングされ、ストリンガ９０を翼外板３２にリベット締めする際に据付けられた多くのリベットによって長さおよび幅が増加したにもかかわらず、翼の寸法が特定されたものになることを確実にする。この工程は発明の原理のうちの１つに従い、すなわち、決定的に重要な自己工具形態を部品およびアセンブリに与えることは、部品が上流プロセスによって変形するまで延期される。すなわち、エッジの機械加工および他のトリミング作業はストリンガ９０を翼外板の板５４に固定する前に行なうことができたが、そうする場合には、リベット締めの際にアセンブリが増加すると予想された長さを推定することがが必要であった。これらの推定はかなり精度が高く長年にわたって行なわれて好結果をもたらしているが、正確な孔径または孔の丸みなどの、リベット、固定ボルト、Ｈｉ−ｌｏｃｋおよび他の干渉ファスナの取付けのためのプロセスのパラメータがドリルビットの摩耗によって変化したり、機械のセッティングによってリベット孔の皿形の深さがわずかに変化したり、リベットの直径がわずかに変化したりするため、常に予想できない小さな要因が存在する。これらのパラメータがすべて十分に公差範囲内にある場合でも、据付けられたリベットにもたらされるリベットの干渉が変化し、このような変化が、翼パネルなどの大型部品に蓄積し、アセンブリの寸法を大きく変化させる。これらの変化による影響は、干渉ファスナの据付け、熱処理およびショットピーニングなどの組立ておよび製造プロセスによって変形した後に、決定的に重要なマークを部品およびアセンブリに与えることをスケジューリング（scheduling）することにより排除することができる。
図８および図８Ａに示されるように、Ｔ翼弦の外側フランジ１０２に高精度で掘削された位置合わせ孔と翼パネルの内側エッジに掘削された対応する位置合わせ孔とを整列させることにより、Ｔ翼弦１００を下翼パネル３２の内側エッジ上に位置付ける。Ｔ翼弦を高精度で配置することが重要である。この理由としては、それにより航空機上での翼の位置が決定されるからであり、さらには、Ｔ翼弦上の垂直フランジを、他の翼構造上の対応するフランジと平らな垂直面上で整列させる必要があるからであり、この、他の翼構造については機体側部のウェブ１０６の装着に関して後に説明する。ウェブはフランジに固定され、翼の燃料タンクの内側構造であるため、フランジは機体側部のウェブ１０６を適切に嵌めるために、ごくわずかな公差範囲で整列する必要がある。
パドル結合具に予め掘削された位置合わせ孔と、Ｔ翼弦フランジおよび翼外板の、整列した位置合わせ孔とを整列させることにより、パドル結合具１０８がＴ翼弦フランジ１０２上に位置付けられる。Ｔ翼弦およびパドル結合具は位置合わせ孔を通して一時的なファスナを用いることにより定位置にクランプされ、アセンブリにはフルサイズのファスナ孔が掘削される。パドル結合具上の一連の垂直羽根１１０は下翼ストリンガ９０の各々の上の平らな面に対して面一に位置付けられ、それにクランプされ、フルサイズのファスナ孔によって逆向きに掘削される。パドル結合具１０８およびＴ翼弦１００は解体されてばり取りされ、孔はそれらの疲れ寿命を改善するために冷間加工される。これは、Ｔ翼弦およびパドル結合具が、航空機の胴体の翼スタブに対する、翼の接続部の一部であり、接続部は大きな応力および変動する負荷を受けるからである。Ｔ翼弦１００はシーラントでコーティングされ、ボルト１１２によって下翼パネル３２の内側エッジに装着される。
上翼パネル３０は翼箱に加えられる最後の主サブアセンブリであり、下翼箱が構築された後にのみ据付けられる。しかしながら、上翼パネル３０は下翼パネル３２と並行して構築されてもよく、またはスケジュールが人力の利用可能性と最良に一致するときにいつでも構築することができる。上翼パネル３０の構成および組立プロセスは下翼パネル３２のものと非常に似ているため、別個には説明しない。１つの例外は、それによって翼がその上翼パネル３０において航空機の胴体の翼スタブ（図示せず）に装着される、「ダブルプラス翼弦（double-plus chord）」１１６と呼ばれる構成部材の設計である。図８にも示されるダブルプラス翼弦１１６は上下垂直フランジ１１８および１２０を有し、これらは翼が航空機に装着されたときにそれぞれ胴体の外板１２２および機体側部のウェブ１０６に固定される。ダブルプラス翼弦１１６の両側にある垂直方向に間隔をあけられた、横方向に突出する２つの付加的なフランジ１２４および１２６が内側側部上で翼スタブを係合し、ダブルプラス翼弦の外側側部で上翼パネル３０の内側端部を受ける。内側端部で上翼外板およびストリンガ９０を通して掘削された位置合わせ孔は横方向に突出するフランジ１２６に掘削された対応する位置合わせ孔と整列し、それが翼スタブに装着されたときに翼箱の上側を適切に位置付ける。
桁間リブ３８が製造され、翼の主アセンブリ領域に移動されて、組立てられて翼になる。リブ３８には基本的に２つのタイプ、すなわち機械加工されたリブと構築されたリブとがある。機械加工されたリブはアルミニウムの硬いスラブから機械加工され、寸法精度が高いという点で有益である。しかしながら、カッターからの熱が集中することによって変形するという問題なく薄壁構造を機械加工できるようにする高速機械加工法が利用できるようになるまでは、薄壁の熱変形を回避するために、予期される負荷を工学的に分析することによって構造を必要以上に重くする必要があった。機械加工された構成部材の重量が大きくコストが高いため、モノリシックに機械加工されたリブおよび他の構成部材はなかなか受入れられなかったが、これらの構成部材を航空機構造に広く使用する新しい手順が問題を解決するために開発されている。
図６および図７に示される構築されたリブ２１４は、初めに触れた米国特許仮出願と、本件と同時に出願された「決定的な桁アセンブリ（“Determinant Spar Assembly”）」と題された我々の関連出願とに開示されている、翼桁を作るために用いられるプロセスと類似したプロセスによって、この発明の決定的な組立プロセスを用いて作られる。リブウェブ２１６は、リブウェブ２１６の形状の周りにカッターを駆動するようにプログラミングされた、ガントリが取付けられた工作機械などの工作機械を用いて、アルミニウムのシートから切削される。リブウェブ形状データは、翼およびリブに関するデジタル製品定義に関する責任を負う工学的根拠から工作機械駆動プログラムに入力される。リブウェブ２１６上の上下リブ翼弦２１８および２２０の位置により、リブ２１４の高さ方向の形状と、したがって翼の翼弦方向の形状とが決定するため、それらはリブウェブ２１６上に高精度で位置付けられなければならない。リブ翼弦は、前述の仮出願および「決定的な桁アセンブリ」と題されたＰＣＴ出願に示されるような高精度の位置付けおよびクランプ技術を用いて、リブウェブ２１４上に高精度で位置付けられる。クランプされたリブウェブ２１６ならびにリブ翼弦２１８および２２０を通してファスナ孔が掘削され、干渉ファスナが挿入されて固定される。ファスナが固定されリブが干渉ファスナによって十分に変形した後、リブウェブ２１６の端部が指定の長さにトリミングされる。翼桁上でリブポスト２０４に固定するために、リブ２１４の２つの端部に位置合わせ孔が掘削される。リブポスト位置合わせ孔の場所は、デジタルリブ定義からの位置合わせ孔場所によってプログラミングされたコントローラを有する工作機械４０などの工作機械を用いて高精度で設定される。
図７に示されるフェノール座金２２２が、リブ翼弦とストリンガ９０との接触位置においてリブ翼弦２１８および２２０に結合される。これらの座金は必要な厚さよりもわずかに厚くされ、リブが作られた工作機械か、または適切な精度を有する別の工作機械によって、正しい厚さまで機械加工され、リブのデジタル部品定義において指定された正しい高さをリブ３８に与える。フェノール座金２２２はリブ３８とストリンガ９０との間に軸受面を形成し、翼が飛行中に曲がったときの、リブ３８と翼パネル３０および３２との問の相対的な移動に対処する。この結合された適用例における座金はまた、リブ３８の高さを、リブのデジタル部品定義においてまさに特定されたものにするようトリミングすることができる、犠牲的な材料のパッドとしての役割を果たす。
ストリンガ９０がすべて翼パネル３０に固定された後に、保持取付具４２上で翼の主な組立が行なわれる。翼パネルはストリンガ側が上に向くように保持取付具４２上に置かれ、翼パネルにある少なくとも１つの位置合わせ孔がヘッダ６０のうちの１つにある対応する場所の孔と整列する位置まで移動される。好都合には、翼パネル３０は、通常は吸盤８８を真空状態にするヘッダ６０のラインに気圧源を接続することにより、エアクッション上に浮遊することができる。翼パネル３０がヘッダ６０上に高精度で位置付けられると、翼パネルおよびヘッダ６０の位置合わせ孔または孔にインデックスピンが挿入され、吸盤８８が真空源１９０に接続されて翼パネル３０をヘッダ６０上の接触パッド６２に対して引き寄せ、かつそれを定位置にしっかりと保持する。
ヘッダ６０に対して位置付けられて固定されると、翼パネル３２は接触感応プローブ８４によって検査され、工具ボール（toll ball）などの位置合わせマークまたは位置合わせ孔などの、翼パネルに機械加工されたマークをつきとめる。パネル３０上で検査されたマークの、予め定められた場所は、デジタル部品定義に記録されており、検査された実際の場所が、予め定められた場所と比較される。機械プログラムはヘッダ６０上のパネルの実際の位置に従うように正規化されるため、その後の作業はその実際の位置においてパネル上で高精度で行なわれる。
工作機械４０のコントローラのプログラムは、あるサイズにパネル３２をネットトリミングするために翼パネルのエッジまわりで機械カッターを駆動するように初期化される。すべてのストリンガファスナが据付けられる前ではなくそれらが据付けられた後にこのネットトリミング作業を行なうことにより、多くのストリンガファスナのサイズが変形することによる影響を排除することができるため、翼パネル３０の寸法は製品定義において特定されたものと精密に同じになる。
桁およびリブの装着
前後桁３６および３４の内側端部の位置合わせ孔と、リブ−ストリンガボルトのための下翼パネル３２のストリンガの孔とによって工作機械コントローラ７８がプログラミングされ、工作機械がこれらの孔を掘削し、その後にガントリが引出される。一方の桁の底部翼弦にシーラントが与えられ、内側位置合わせ孔が、翼パネルに掘削された位置合わせ孔と整列した状態で、翼パネルのエッジ上に桁が置かれる。桁の他方端は、図１２に示され、その目的のために高精度で機械加工された１つまたはそれ以上のゲージ／クランプ２２４を用いて翼パネルのエッジに対して高精度で位置付けられる。翼パネルの外側端部にある第２の位置合わせ孔を用いることもできるが、この時点で重要なものは桁の長さではなく桁と翼パネルとの間のエッジ関係である。発明の原理は、それらが重要である時にのみ、重要な寸法を制御することであり、組立のこの段階では桁の長さは重要ではなく、このため翼パネルに対する桁のエッジ関係のみが制御される。翼パネル３０のエッジから桁の長さ方向に、かつ翼弦方向に位置合わせされる必要がある位置合わせ孔には精密度が必要ないため、桁の外側端部には位置合わせ孔よりもエッジゲージの方が好ましい。
図１２に示されるゲージ／クランプ２２４の各々は本体２２６を含み、これは、一端に上向きフランジ２２８を、かつ本体２２６の中間に肩部２３０を有する。上向きフランジ２２８は桁ウェブ１３２の角度と整合するように高精度で研磨された端部向合い面２３２を有し、肩部２３０は、向合い面２３２と肩部との間の距離が、ゲージ／クランプ２２４に対して設定された位置において、桁ウェブ１３２の後面と翼パネル３２の後エッジとの間の所望の距離と全く等しくなるように、高精度で研磨される。図２０に示されるクレコファスナ２３４などの一時的なファスナにより、上向きフランジ２２８と桁３４のウェブ１３２および下翼弦１３６とを通して掘削された孔を介して、ゲージ／クランプ２２４が桁３４の下エッジに固定される。
桁３４が下翼パネル３２の内側端部にピン止めされ、翼パネルのエッジに対して近接した位置に位置付けられた後、桁３４の下エッジにゲージ／クランプ２２４が装着され、下翼パネル３２の後エッジに対して肩部２３０がしっかりと嵌められる。トグルクランプ２４０の、旋回的に取付けられたアーム２３８の端部にあるねじ２３６が翼パネル３２の下面に対して締められ、クランプを翼パネル３２に固定し、桁３４を翼外板５６の上面に対して抑えつける。
前桁３６または後桁３４のいずれかが翼パネル３２上にまず置かれ得る。この第１の実施例においては、後桁３４が便宜上最初に置かれるが、前エッジ結合具が既に取付けられた状態で前桁３６が装着される製造作業においては、前エッジ結合具の、前方向に片持ちされた重量をジブクレーンによって支持しながら前桁を最初に装着することが望ましいであろう。
クランプおよび／または取外し可能なクレコファスナなどの一時的なファスナによって、最初に装着された桁が定位置に固定される。前エッジ取付具を有する前桁が最初に装着される場合には、図１３に示される三角形の構造２４２などの、一時的な桁支持部材がリブポスト２０４にピン止めされ、下翼パネル３２上のストリンガ９０にクランプされ、前エッジ取付具の重量によって加えられる転倒モーメントに応答し、かつリブの配置時に桁を定位置に保持する。
リブ３８のうちいくつかはストリンガ９０上に置かれ、リブポスト２０４およびリブ３８の端部に予め掘削された位置合わせ孔を通してリブポスト２０４にピン止めされる。これらのリブは、前後桁の両方が翼パネル３２に装着された後に前桁３４と後桁３２との間の位置に移動することが困難なものである。次に他の桁の底部翼弦にシーラントが与えられ、他方のエッジに隣接して翼パネル３２上に置かれ、その桁の内側端部の位置合わせ孔が翼パネル３２にある対応する位置合わせ孔と整列され、かつそれに対してピン止めされる。既に定位置にあるリブ３８の端部は、第２の桁のリブポスト２０４にピン止めされ、その桁はリブ３８の長さによって定められた位置において定位置にクランプされる。他のリブ３８はすべて桁間に置かれ、それらのそれぞれのリブポスト２０４上の桁に対して定位置にピン止めされる。
リブをリブポストにクランプし、位置合わせピンまたは一時的なファスナを１つずつ取外し、その後、永久ファスナを挿入するために、整列した位置合わせ孔をフルサイズまでリーマで広げることにより、リブがリブポストに固定される。これに代えて、位置合わせ孔をほぼフルサイズまで掘削し、位置合わせ孔が、迅速でかつファスナに質の高い孔をもたらす作業においてリーマで広げるだけでよいようにすることもできる。リブを桁リブポストに固定する作業が進行するにつれて、一時的な桁支持部材２４２が取外される。
翼パネルのエッジ上に桁を高精度で配置し、かつ桁上のリブポストにリブを高精度で装着することにより、桁、リブおよび２つの翼パネルから形成された翼箱がデジタル翼製品定義に従って高精度で確実に作られるようになる。先行技術のプロセスを用いて作られた翼箱の寸法差により、前エッジスラットおよび後エッジフラップなどの制御面構造を取付ける際に困難が生じ、さらには航空機に翼を装着する際にも困難が生じていた。これらの困難な問題は、この発明に従って作られた翼箱によって大幅に軽減される。なぜなら、アセンブリの寸法が保たれる公差範囲が狭いからである。翼を指定の技術公差範囲内に製造することができる能力により、「統計的公差（“Statistical Tolerancing”）」と題された、アトキンソン（Atkinson）、ミラー（Miller）およびシュオルツ（Scholz）によるＰＣＴ出願ＰＣＴ／ＵＳ９６／１０７５７に開示されているような、翼の製造における進歩した公差技術の使用が初めて可能になる。再加工を減らしたりなくすことによって工場で達成される経済性だけでも、この発明を実施するために用いられる設備の資本費用と従来の翼の主アセンブリ工具を廃棄することとが正当化されるであろう。
図７に示されるリブボルトファスナ２４４が、ストリンガパッドアップ、フェノール座金２２２およびリブ翼弦フランジを通して、予め掘削された孔に挿入される。好ましい実施例におけるように、結合されたフェノール座金が用いられる場合には、それらは既に正しい高さまで機械加工されている。そうでなければ、リブボルト２４４を挿入する前にストリンガパッドアップとリブ翼弦との間に別個のフェノール座金が挿入され得る。リブ翼弦フランジおよびストリンガパッドアップに予め掘削された孔は、翼が飛行中に曲がる際の翼パネル３０上のリブ３８とストリンガ９０との間の滑りを制限することができる滑りばめ孔（slip fit hole）であり、このためこれらのリブボルトファスナ孔の公差は、組立時に部品の位置を決定する位置合わせ孔の公差よりも幾分緩和することができる。
桁３６および３４ならびにリブ３８が下翼パネル３２上で互いに固定され適切に整列されると、桁は一時的に定位置に固定される。クランプが与えられ、これらは好ましくは、図１２に示されるように、翼パネル３２の前後エッジに対する桁の位置を設定するエッジゲージ２２４の一部分である。クランプは、積層内かえりばりが桁／パネル間接合面に侵入することを防ぐように、桁の下翼弦１３６と翼パネル３２との間に十分な界面圧力を発生する。このようなかえりばりは桁と翼パネル３２との間の適切な接合部の邪魔にならず、接合面にはシーラントがあるため、除去するのが非常に困難である。永久ファスナの据付け時に、桁を定位置に保持するために挿入される一時的なファスナのための孔が掘削される。一時的なファスナ孔は小さなサイズで掘削されているため、フルサイズのファスナ孔が掘削されたときに、干渉ファスナの挿入による変形によって生じた寸法のクリープがなくなる。桁を固定したままでそれらを定位置に保持するための他の技術を、一時的なファスナに代えて用いることもできる。
このとき桁は翼パネル３２のエッジ上に永久磁極によって定位置に固定されている。工作機械４０は下面または外板側から下桁翼弦１３６の底部フランジ１４４に孔を掘削する。用いられる特定的な工作機械４０が下方から掘削することができない場合、精度の高いパイロット孔を上方から掘削するよう導かれ、これらのパイロット孔は、従来の動力工具によって下方からファスナ孔を掘削して皿形にすることを案内するために用いられる。掘削が進むにつれてファスナが挿入されて固定されるため、桁と翼パネルとの間に差分長さが生じても、それは、桁の長さに沿って固定が行なわれるにつれて排除される。ファスナはエンジンストラット結合具、着陸装置装着結合具および機体側部のリブなどの、隣接した高応力領域の孔には挿入されない。なぜなら、これらの孔は冷間加工するためのものであり、ウエットシーラント（wet sealant）の存在下で孔を冷間加工することは勧められないからである。冷間加工される孔はシーラントが硬化するまで放置される。丸みを帯びた食付き部を有する干渉ファスナを使用すると、孔を冷間加工する必要性が低減する。シーラントが硬化した後、高応力領域にあるこれらの孔が冷間加工され、リーマで広げられ、皿形にされ、ファスナが据付けられて締められる。
次に、シヤタイリブ３８′が下翼パネル３２に固定される。図１４に示されるように、シヤタイリブ３８′は、ストリンガ間に延び、フランジまたは接触パッド２４８で終る突出部２４６を有し、このフランジまたは接触パッド２４８は翼外板５６の下面と係合し、かつそこに固定される。シヤタイリブの製造時にパッド２４８に予め掘削されたパイロット孔が、翼外板５６を通して逆向きに掘削するために整備員によって用いられる。すべてのパッドで逆向きに掘削することは必要ではない。なぜなら、この目的は、シヤタイリブの位置を固定することであり、これらのシヤタイリブは可撓性であり、桁のリブポスト２０４においてそれらの端部が固定されていても、ストリンガ９０および／または翼外板５６に定位置に固定されるまで桁方向に実質的に屈曲し得るからである。永久皿形ファスナ孔が、下面から、すなわち外板側からシヤタイパッド２４８まで掘削される間、シヤタイリブ３８′を定位置に保持するために一時的なファスナが据付けられる。永久ファスナ孔は整備員によって動作する、地上ベースの平衡掘削装置（a counterbalanced ground based drilling unit）によって掘削することができ、または好ましくは、選択されたシヤタイパッドに掘削されたパイロット孔の場所を検査する工作機械によって掘削され、製品定義データセットからのデジタルデータを、パイロット孔によって示されたシヤタイリブの実際の位置によって正規化する。その後工作機械により掘削し、永久ファスナ孔を皿形にする。ファスナの据付けに先立って、整備員はシヤタイリブパッドと翼外板との間の接合面にブレード状の工具である「チップチェイサ（chip chaser）」を駆動し、掘削時に接合面に侵入したかもしれないチップまたはかえりばりがあれば、それを取除く。ファスナは外板側から挿入され、整備員によって内側に固定され、この整備員はナットまたはカラーをファスナ上に据付けて締め、適切な動力工具によってそれらを締める。
図１５に示されるように、３つのストラット結合具がエンジンストラット位置において下翼パネル３２の下面上に位置付けられ、ストラット結合具２５０に予め掘削された位置合わせ孔が、工作機械４０によって翼パネルに掘削された位置合わせ孔と位置合わせされる。内部負荷結合具２５２はリブの製造時に予め掘削された高精度で掘削された位置合わせ孔によってリブ３８に装着され、ストラット結合具２５０は、翼外板５６の孔を通って延びるファスナによって内部負荷結合具２５２に装着され、かつ内部負荷結合具２５２の脚部を通る孔と整列される。デジタル製品定義データを用いて工作機械４０によって高精度で掘削された孔を通って延びるファスナによって、前方の２つのストラット結合具が底部桁翼弦に固定され、それらのファスナ孔の場所に関する工作機械４０の情報をコントローラ７８に知らせる。ストラット結合具２５０が翼箱上に高精度で置かれることが重要である。なぜなら、それらは翼上でエンジンストラットを保持するヒューズピンを支持し、ヒューズピン孔２５３の軸は、エンジンと翼との間の接続に確実に問題が生じないように適切に整列する必要があるからである。最終的な工学的根拠からのデジタル翼製品定義からのデータを用いて位置合わせ孔を高精度で掘削することにより、エンジンストラット結合具２５０が確実に高精度で位置付けられるようになり、それにより、誤って位置付けられたストラット結合具によってもたらされていた下流側の問題がなくなるか、または最小限に軽減される。永久ファスナ孔が掘削される間、一時的なファスナは整列した位置合わせ孔のうちのいくつかの中に挿入され、エンジンストラット結合具と内部負荷結合具とを定位置に保持する。掘削は手持ち式の動力ドリルによって行なってもよいが、好ましくは工作機械４０によって行なわれる。孔が冷間加工される場合には、ストラット結合具が除去され、ばり取りされ、翼パネル、リブおよびストラット結合具２５０のファスナ孔が冷間加工され、リーマによって広げられる。密着面シーラントが与えられ、ストラット結合具がその場所に戻され、ファスナが整備員によって挿入されて締められる。
図１６および図１７に示されるように、フラップ応答結合具２５４に予め掘削された位置合わせ孔と、工作機械４０によって上方から掘削された、翼パネルにある対応する位置合わせ孔とを整列させることにより、フラップ応答結合具２５４が下翼パネル３２の下面に装着される。これらの位置合わせ孔は、逆向きに掘削するためのパイロット孔または一時的なファスナ孔として用いられないため、フルサイズのファスナ孔であってもよい。孔は冷間加工されてリームによって広げられ、ファスナが据付けられて締められ、フラップ応答結合具を定位置に固定する。フラップ支持結合具２５６および桁ウェブ１３２に予め掘削された位置合わせ孔２５７を整列させ、かつそれらを互いに整列した位置に固定することにより、桁の構築時に、対応するフラップ支持結合具２５６が後桁３４に装着される。
翼の閉鎖は上翼パネル３０を翼箱フレームに装着することにかかわる。上桁翼弦１３４のフランジにシーラントが与えられ、上翼パネル３０がクレーンによって持ち上げられ、組立てられた下翼箱アセンブリの桁およびリブ上に下げられる。上翼パネル３０は、パネルの構築時に翼パネル３０の内側端部に予め掘削された位置合わせ孔と、桁の構築時に好ましくは終端結合具２０６において桁の内側端部に掘削された対応する位置合わせ孔とによって、桁の内側端部に位置合わせされる。上翼パネル３０および下翼箱アセンブリ上の別の対の位置合わせマークが、上翼パネル３０の位置を下翼箱アセンブリ上に独自に固定するよう互いに対して位置付けられる。この、他の対の位置合わせマークは上翼パネルのエッジにあり、かつ前桁３６または後桁３４の上桁翼弦１３４にある位置合わせ孔であってもよく、または好ましくは、図１２に示されるゲージ／クランプ２２４などのエッジロケータ工具（edge locator tool）およびクランプによって互いに対して位置付けられた、上翼パネルの前エッジおよび前桁の、対応するエッジ上にある位置合わせ面である。
下翼箱上に上翼パネル３０を適切に位置付けることにより、上翼パネル３０の内側エッジ上にあるダブルプラス翼弦１１６の垂直フランジ１２０が、下翼パネル３２の内側エッジ上にあるＴ翼弦１００の垂直フランジ１０４と、かつ前桁３６および後桁３４上にある終端結合具２０６上の内向きフランジと、確実に整列するようになる。これらの４つのフランジが整列すると、機体側部のリブウェブ１０６が４つのフランジすべてに対して平らに置かれ、かつそれが装着されたときには高い信頼性で永久にそこに固定されることが確実になる。
上翼パネル３０は図１２に示されるクランプ２２４などのエッジクランプを用いて、適切に位置合わせされた位置にクランプされる。リブボルト２４４は、図７に示されるように、上リブ翼弦およびストリンガ９０にある予め掘削された孔を通して挿入される。このときに翼箱は上翼パネル３２によって閉じられているため、翼箱の内部へは下翼パネル３２のアクセス開口２５８を通してアクセスされる。小柄な整備員が各リブの間にあるアクセス開口２５８を通って翼箱の中まで這い、上リブ翼弦およびストリンガ９０にある整列した孔の中にリブボルト２４４を挿入し、ボルトを締める。翼パネルを構築する際にストリンガ９０の位置を高精度で制御することにより、上翼パネルが下翼箱上に適切に位置付けられるときに、リブボルト孔が予め掘削され、ストリンガ９０にあるリブボルト孔と整列することが可能になり、それにより、翼箱の内側からリブボルト孔を掘削する必要がなくなり、さらには、はるかに小さなリブおよびストリンガパッドアップを、それらが互いにリブボルトによって固定される場所で使用することが可能になる。リブボルト孔を予め掘削することにはまた、幾分可撓性であるリブの中間部分を翼上で桁方向にストリンガ９０に沿って適切に高精度で置くことができるという利益がある。
このとき上翼パネル３０はリブ３８にしっかりと固定され、桁３４および３６にクランプされており、翼箱の内側からリブポスト２０４の上にあるシャタイフランジ２６０および翼外板まで、手持ち式の動力ドリルを用いて整備員によって一時的なパイロット孔を掘削する。パイロット孔の掘削時にドリルに加えられる力によって上翼パネル３０が上桁翼弦１３４から持ち上げられないようにするために、逆向きの掘削時に工作機械４０によって反力が加えられる。永久ファスナ孔が掘削される間、一時的なファスナがパイロット孔の中に据付けられ、翼パネル３０を桁翼弦１３４に対してしっかりと保持し、チップまたはかえりばりが桁翼弦と上翼パネルとの間の接合面に侵入しないようにする。リブ翼弦の、リブウェブ上の位置を制御することによってリブの高さおよび形状を正確に制御することにより、リブおよび桁翼弦の高さおよび輪郭が密に確実に対応し、それにより翼パネルのストリンガ９０がリブ翼弦の上に置かれ、翼外板が、詰め物を必要とする断絶部なく桁翼弦上に平滑に置かれる。
工作機械４０は、ファスナの場所およびサイズを特定するデジタル翼製品定義からのデータを用いて桁−翼パネルファスナ場所に導かれる。ファスナ孔は翼外板の表面に対して正確に垂直に配置されなければならず、このため皿穴の軸もまたファスナ場所において翼外板に対して垂直に置かれる。ファスナ場所において翼外板の表面に対して垂直に適切に掘削されたファスナ孔に挿入された円錐型ヘッドファスナが、そのヘッドが翼外板の表面と面一になるように皿穴の中に置かれる。垂直でないファスナ孔にあるこのようなファスナの、円錐型ヘッドの一方のエッジは皿穴から突出し、対向するエッジは表面の下に窪んでいるだろう。このように不適切に据付けられたファスナを許容できるものとすることができるものはほぼ何もない。ヘッドを削ると、突出するエッジが除去されるが、ヘッドの側部が狭くなりすぎる。ヘッドの、窪んだエッジは窪んだままであり、翼表面を削るかまたはそれにやすりをかけることは許容できる状態ではない。ファスナ孔が翼表面に対して確実に垂直に掘削されるようにするために、グレゴリ・クラーク（Gregory Clark）による「自己垂直化ドリルヘッド（“Self-Normalizing Drill Head”）」と題された、１９９７年１月８日に出願された米国特許出願第０８／７８５，８２１号に示されるように、自己垂直化ドリルヘッドを用いてもよい。
工作機械４０によりファスナ孔が掘削されて皿形にされ、ファスナが挿入される。翼箱の内部の整備員によりナットまたはカラーが据付けられ、ファスナが挿入されると動力工具によってファスナが締められる。翼外板に孔が掘削されて皿形にされ、これらの孔は桁翼弦上の頂部フランジまで延びる。ドリルヘッド上の圧力脚部（pressure foot）により、翼外板と桁翼弦との間の接合面に圧力を維持するためにクランプおよび一時的なファスナを補助する押圧力（press-up force）が加えられ、チップまたはかえりばりがその接合面に侵入しないようにする。押圧力はまた、結果としてチップ上のごく少量のシーラントとなり得る余剰のシーラントを圧搾することを補助し、このため、シーラントによってチップの真空システムを汚すことなく余剰のシーラントが真空除去される。一時的なファスナはシーラントが硬化するまで冷間加工を必要とする孔に据付けられ、その後、孔が冷間加工されてリーマによって広げられ、永久ファスナが据付けられる。
下翼外板の下のシヤタイパッド２４８の場所を工作機械コントローラに知らせるためにデジタル製品定義を用いて、工作機械４０によって翼外板の上方からファスナ孔を掘削することによって、図１４に示されるように上翼パネル３０をシヤタイリブ３８′に固定する。リブは可撓性であるため、整備員は、選択されたシヤタイパッド２４８に予め掘削されたハイロット孔を通してパイロット孔を逆向きに掘削し、インデックスヘッドタックファスナ（index head tack fastner）を据付けてシヤタイリブ３８′の中間部分の位置を、桁方向に湾曲する部分に対して固定することが望ましいだろう。その後工作機械４０はタックファスナのインデックスヘッドについて検査を行ない、インデックスヘッドの位置に基づいてシヤタイリブ３８′の実際の位置によって工作機械プログラムを正規化する。翼箱の内部にいる整備員がシヤタイパッド２４８と翼外板の内面との間のチップチェイサを駆動する間、工作機械４０は上翼外板の上方からフルサイズのファスナ孔を掘削して皿形にする。翼箱の内部の整備員がナットまたはカラーを置き、適切な動力工具によってボルトを締める間に、工作機械４０はファスナを挿入する。
後桁の背部から間隔をあけられたブッシュに補助翼ヒンジロッドを支持するために、後桁３４に補助翼ヒンジリブ１３０が装着される。補助翼に平滑にかつ問題なく作業を施すためには、補助翼ヒンジリブの端部にあるブッシュが、後桁に平行な単一軸上で高精度で整列することが重要である。補助翼ヒンジリブ１３０の長さのために、その配置がわずかに異なる場合でも、ヒンジリブの端部におけるヒンジブッシュの、意図される位置から大きくずれてしまう。桁３４が構築されたときに補助翼ヒンジリブが可能な最高の精度で装着されても、最終的な翼箱の組立時にもたらされたわずかな変形により、ヒンジリブの端部に、許容できないほどのずれが生じて軸方向に整列できないことがわかった。したがって、この発明を実施する際には、ヒンジリブの装着は、変形事象の多くが終わった後の組立て段階にスケジューリングされる。
据付けられたヒンジリブ１３０上のヒンジブッシュの位置精度に影響を及ぼす別の要因は、補助翼ヒンジリブ１３０の近端または装着端の位置付けにおけるわずかな差がヒンジブッシュの位置に及ぼす影響である。桁ウェブおよび補助翼ヒンジリブの近端に位置合わせ孔が非常に高精度で掘削されても、向合い面の平坦性におけるごくわずかな局所的な差、遠端取付プレートに対するヒンジリブの垂線の差、および他のわずかのこのような差が、リブが後桁に装着された後のヒンジブッシュの空間的位置に大きな影響を及ぼし得る。
この発明に従ったこれらの問題すべてを回避するために、ヒンジリブ１３０の端部にあるヒンジブッシュはその決定的に重要な空間的位置に設定され、ヒンジリブは桁に装着され、そこで桁ウェブと接触する。これにより、ヒンジブッシュの空間的位置に影響を及ぼす要因すべてを制御しようとする困難な問題が簡単に回避される。工作機械４０のコントローラ７８は、ヒンジブッシュの場所としてデジタル製品定義によって特定された後桁の背部の空間的位置に、図１８に示されるように工作機械４０によって保持された取付ピン２６２を位置付けるように、工作機械４０を導く。ヒンジリブのうちの１つの遠端にあるヒンジブッシュが取付ピン２６２上まで摺動され、デジタル製品定義によって特定されたその空間的位置に高精度でそれを置き、ヒンジリブの近端はヒンジブッシュの空間的位置によって決定した位置において桁ウェブに装着される。
機体側部のウェブ１０６はダブルプラス翼弦１１６の垂直フランジ１２０およびＴ翼弦１００の垂直フランジ１０４上に、かつ桁終端結合具２０７上の２つの横向きフランジ上に、図８および図８Ａに示されるように機体側部のウェブ１０６および４つのフランジの中に予め掘削された位置合わせ孔を用いて位置付けられる。一時的なファスナが、機体側部のウェブ１０６を定位置に保持するように据付けられ、フルサイズのファスナ孔はウェブおよび４つのフランジを通して掘削される。ウェブ１０６が取外されて孔がばり取りされ、ウェブの密着面がシーラントによってコーティングされる。コーティングされたウェブはフランジ上に置かれ、ファスナが孔を通して挿入される。翼箱の内部の整備員によりファスナ上にナットまたはカラーが据付けられ、適切な動力工具によって締められる。
決定的な組立プロセスは、翼の水線が水平方向に置かれた状態の、図３に示される、水平方向または横たわった位置に主構成部材を組立てることにかぎられない。別のアセンブリ配向は桁ベースの垂直または「オンエッジ（on-edge）」配向であり、この場合、翼の水線は図１９に示されるように垂直に配向され、その上にアセンブリが構築されるベース部材として後桁を用いている。後桁は、桁ウェブが水平方向に位置付けられた状態で、桁支持構造２６４上に支持される。この実施例では、リブおよび翼外板が装着されるベースサブアセンブリとして後桁３４′を用いる。桁支持構造２６４は、組立てプロセスが進行する間、後桁をその理論上の形状に高精度で保持する。リブポスト２０４に共通なリブの位置合わせ孔を整列させることにより、リブ３８が後桁３４′に置かれる。リブ３８が前桁３６′に装着されるまで、一時的な支持部材がリブ３８を安定化するために装着される。後桁３４′に対する理論上の水線位置に前桁３６′を保持するために、一連の保持取付部２６６が設けられる。保持取付部２６６は前桁３６′の上下の調節を可能にする。なぜなら、図１の実施例の場合と同じように、リブ位置合わせ孔間の距離によって前後桁間の翼弦方向の距離が決定するからである。リブを桁に固定するようファスナがすべて据付けられた後、一時的なリブ支持部材が取外される。
翼パネルの内側端部にある位置合わせ孔を通して位置決めピンを挿入することにより、上翼パネルが内側翼構造に対して位置付けられ、かつ高精度で定位置に位置付けられる。この位置合わせ孔は後桁３４′の内側端部に共通のものである。後桁にある外側および中間の二次的なインデックス孔は付加的な位置決定をもたらすが、たとえば、異なった小さなサイズの孔または１つの部品のスロットを用いることにより、桁方向のずれが幾分生じてもよいようにする。翼パネル取付具は翼パネルの重量を支持するよう設計にされる。これは、位置合わせ孔を通る位置決めピンは通常はその大きさの負荷を支持するようには設計されていないからである。パネル取付具は翼パネルの位置決定のための唯一の根拠ではないため、翼パネルおよび桁の位置合わせ孔を容易に整列させるために、独立したジャッキなどの調節機構を備える。
翼パネルがリブおよび前桁に対して固定されるかまたは引張られると、フルサイズのファスナ孔は翼外板、桁およびリブの中に整合して掘削される。翼の形状はリブの形状および配置によって決定する。翼外板は、翼外板が前桁と接触するまで徐々にファスナを据付けることにより、後桁から始めてリブのまわりに翼外板を巻くことによって、リブの形状に従うようにされる。前桁および翼外板の前エッジに共通な位置合わせ孔は必要ではなく、翼の設計は、固定された前エッジと翼外板との間にわずかなペイオフ（pay off）を許容する。
ファスナ孔が掘削された後、翼パネルはリブおよび桁から離され、ばり取りされ、洗浄されて密着封止され、リブおよび桁に対して再度置かれる。先に説明したようにファスナが据付けられて締められる。桁に共通な外板に孔を掘削するために、数的に制御されたトラックドリルおよび工作機械などが用いられ、現在、従来の翼製造施設で一般的に用いられているドリルテンプレートを使用する必要がなくなる。上外板と同様に下外板が置かれて後桁に対して位置合わせされる。外板にある集中した重要な位置合わせ孔にピン止めする軽量工具を用いて、ナセル、着陸装置、フラップトラックおよび他の主な結合具が置かれる。
桁ベースの水平方向の組立技術が図２０に示される。この技術は翼の頂部および底部側へのアクセスを可能にし、スループットおよび生産速度を高めるために両側で同時に作業できるようにする。
前後桁３４および３６は、固定直立柱２７５によって保持された桁支持部材２７０および２７２に取付けられ、かつそれによって支持される。桁支持部材２７０および２７２は柱２７５のガイドまたは線形軸受内を横方向に摺動し、種々のモデル航空機のための種々のサイズの翼に対処する。横方向の自由な移動により、桁間リブの端部に掘削された位置合わせ孔によって決定した桁間の横方向の間隔に桁が自己調節できるようにもなる。
横方向に隔てられた２つのレール２７７は柱２７５の上に支持された剛性の縦ビーム２７９上に取付けられる。上ガントリ２８０は、モータ２８２を横切ることによりコントローラ７８の制御下でレール２７７上を縦方向に横切って移動するために取付けられる。ガントリ２８０に固定されたレール２８８上に取付けられた横方向に横切るプレート２８６は、ボールナット２９０がボールねじ（ball screw）と係合することにより駆動する。ボールねじ２９２はコントローラ７８の制御下でプレート２８６の背後に取付けられたサーボモータによって駆動する。線形軸受上に取付けられ、かつドライブモータによって駆動する垂直アーム２９５はリスト（wrist）２９７を有し、これは所望の角度に傾斜し、かつアーム２９５の縦軸を中心に回転することができる。リストはグリッパを有し、このグリッパはエンドエフェクタ（end effector）のための機械的および動力的接続部を受け、このためアーム２９５は、掘削、孔の測定および調節ならびにファスナの挿入のために所望の場所にエンドエフェクタを位置付けることができる。
下ガントリ３００は、柱２７５の内側エッジに隣接する肩部３０４上に取付けられたレール３０２上で縦方向に移動するために取付けられる。ガントリ３００はアーム３０８を有し、これはアーム２９５と同様に取付けられるが、ガントリ２８０のアーム２９５では動作端部が底部の端部に取付けられたが、この場合は頂部の端部に取付けられる点で異なる。それ以外の点では、ガントリ２８０および３００は基本的に同じである。
動作時には、桁３４および３６が桁支持部材２７２上に載せられ、リブが桁上のリブポストに位置合わせされ、位置合わせ孔を通して一時的ファスナによってそこに固定される。ファスナ孔を掘削するために上下ガントリが用いられ、リブが取外されてばり取りされ、リブポストに共通な密着面にシーラントが与えられる。リブが再度位置付けられ、ガントリ２８０および３００上のエンドエフェクタによりファスナが挿入され、これらのファスナはガントリの後に続くワーカーによって固定される。
すべてのリブが装着された後、翼位置を超える縦方向の移動位置の一端にあるパーキング位置まで下ガントリ３００が移動され、同じレール３０２上に支持されたガーニーまで下翼パネル３２がクレーンによって搬送され、桁３４および３６ならびにガーニー上の桁間リブ３８の下方の位置まで移動される。下翼パネル３２は一連の垂直方向の入れ子式支持部材によって桁３４および３６ならびに桁間リブ３８の下面まで上げられ、パネル３２ならびに桁３４および３６にある予め掘削された位置合わせ孔を整列させることにより桁に位置合わせされる。翼パネルは各リブのまわりのストラップによって一時的に定位置に固定され、垂直方向の入れ子式支持部材は撤退し、下ガントリ３００に至るスペースに障害物がないようにし、下ガントリ３００が移動してファスナ孔の掘削を開始し、翼パネル３２を桁およびリブに装着するようにする。上ガントリアーム２９５はアーム３０８に対向して位置付けられ、ドリルが翼パネルを通り抜け、それにより面間に積層内かえりばりが侵入し得るときに、アーム３０８のエンドエフェクタにあるドリルに加えられる送り力（feed force）によってリブまたは桁翼弦フランジが翼パネル３２から持ち上げられることを防ぐ、反力のクランプ力をもたらす。したがって、通常のばり取り工程は必要ないため、翼パネル３２が最初に位置付けられる時にシーラントを与えることができる。
下翼パネル３２が装着された後、翼位置を超えるパーキング位置まで上ガントリ２８０が移動され、上翼パネル３０はオーバヘッドクレーン（overhead crane）によって桁およびリブ上の意図される位置まで直接搬送される。上翼パネル３０は、翼パネルに予め掘削され、かつガントリアーム２９５によって保持されたエンドエフェクタによって桁３４および３６中に掘削された、整列した位置合わせ孔によって、正しい位置に位置合わせされる。整列した位置合わせ孔の位置合わせピンによって翼パネルが適切な位置に固定され、ガントリアーム２９５は、ファスナ孔を掘削するために機械プログラム６８によって指定された位置まで移動する。桁翼弦フランジおよびリブ翼弦フランジの剛性と、送り力などの掘削パラメータとに依存して、ばり取り作業のために翼パネル３０の下面ならびに桁およびリブ翼弦の頂部側へのアクセスをもたらすよう十分に高く翼パネル３０を持ち上げることにより、ファスナ孔をばり取りすることが必要であろう。上述のとおりシーラントが与えられ、パネルが再度位置付けられ、ファスナが挿入されて固定される。
桁および翼パネルの端部のトリミングは、アーム２９５および３０８によって保持されたエンドエフェクタにあるルータカッター（router cutter）によって行なうことができる。上述の他の構成部材のための位置合わせ孔は、装置から取外された後の装着のために、ガントリエンドエフェクタによって掘削される。補助翼ヒンジリブはガントリエンドエフェクタから隔てられた正しい点に保持されたピンを用いて装着することができる。
ワーカーが他方端で、組立てられた翼を取除き、組立てられるべき次の翼のための構成部材をセットアップしている間に、ガントリポジショナ／工作機械が、翼を組立てている一端に置かれるように、図２０に示される２つの支持取付具を端と端とを揃えて位置付けることが考えられる。
以上に、高い精密さおよび繰返し精度で航空機の翼サブアセンブリを完全な航空機の翼に組立てるために利用できるシステムを開示した。この開示に記載した決定的なアセンブリ概念では、単一部品およびサブアセンブリの、重要なマーク間の空間的な関係を利用し、これは、工学的根拠から得られた元の部品設計データを用いて数的に工具を制御することにより、デジタル設計に規定され、部品およびサブアセンブリに組込まれた位置合わせ孔および他の位置合わせマークによって表わされたものであり、サブアセンブリの単一部品の相対的な場所と、サブアセンブリの互いに対する相対的な関係とを制御し、部品およびサブアセンブリが自己的に配置されるようにする。この概念は機体産業において何十年も用いられてきた伝統的なハード工具の必要性をなくし、大規模で重い可撓性および半可撓性の機械構造の組立を初めて可能にし、構造の輪郭および構造内の相対的な寸法は工具によってではなく部品自体によって決定する。
このように、固定工具への依存から開放され、翼は干渉ファスナおよび冷間加工などの製造プロセスによってもたらされた変形に対処するように構築することができ、これにより、翼上のそれらの位置または配向に影響を及ぼし得る変形が上流プロセスによって生じた後に、工学的設計によって特定された精密に精度の高い位置において翼上に決定的に重要なマークを装着することが製造プロセスにおいてスケジューリングされ得る。工場はこれでＣＮＣ工作機械の物理的範囲内で、それに対して技術データが与えられる任意の形状およびサイズの翼を製造することができ、固定工具の場合と比較してより迅速に、かつ精密に翼を製造することができる。従来の翼構成部材および翼用の主工具の構築および維持費ならびにこのような固定工具のための工場の床面積を償却したり航空機の値段の要素に入れる必要がなくなり、特定的な顧客の特定的な要件を満たすようカスタマイズされた翼を構築することが可能になる。
明らかに、この開示を鑑みて、ここに開示したシステムの多くの修正および変形が当業者には想起されるであろう。したがって、これらの修正および変形ならびにその均等物は添付の請求の範囲に規定される発明の精神および範囲内に入るものと考えられることが明白に理解される。

Claims (4)

1. 航空機の翼を製造するための方法であって、
   前記翼は翼を構成する部品からなり、前記部品は前記翼のデジタルモデルにより定義された寸法を有するもので、
   前記部品のデジタルモデルを含むデジタル製品定義を発生するステップを備え、
   前記部品のデジタルモデルは組み合わされると前記翼のデジタルモデルに対応するものとなるものであり、
   前記デジタル製品定義に従って前記部品を製造するステップと、
   前記部品を組立てて前記翼にするステップとを備え、
   前記部品を組立てて前記翼にするステップは、
   ａ．主サブアセンブリ部品を取付手段に対して位置付け、
   ｂ．次に他の前記部品を前記主サブアセンブリに対して位置付けし、
   この位置付ける工程では、位置合わせマークを前記部品に機械加工し、前記位置合わせマークを用いて前記部品を互いに対して高精度で位置付けるステップを含み、
   ｃ．さらに前記翼を製造するために、前記他の部品を前記主アセンブリに固定するステップを含む、
   方法であって、
   前記部品を前記主サブアセンブリに対して位置付けるステップでは、
   ｂ１．前記取付手段上での前記主サブアセンブリの実際の位置を知るために、前記主サブアセンブリの実際の位置を測定するステップと、
   ｂ２．前記取付手段上の前記主サブアセンブリの前記実際の位置に対応して前記翼のデジタルモデルを更新するステップと、
   ｂ３．前記更新された翼のデジタルモデルに従って、前記他の部品を前記主サブアセンブリに位置付けるステップと、
   を含む、ことを特徴とする、方法。
2. 前記デジタル製品定義からのデータを用いて、工作機械によって前記主サブアセンブリと接触する接触パッドを加工するステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記デジタル製品定義において位置合わせマークとして設計されかつ前記部品の上にある位置に、前記位置合わせマークを切削するステップを含む、請求項１に記載の方法。
4. 前記位置合わせマークを前記部品に機械加工するステップが、
   前記デジタル製品定義を工作機械のＣＮＣコントローラに送るステップと、
   前記工作機械上のドリルヘッドを、前記デジタル製品定義において特定されたファスナ場所まで高精度で駆動するステップと、
   前記部品を互いに押圧し、前記ファスナ場所における前記部品間の接合面にかえりばりが侵入することを防ぐステップと、
   前記位置合わせマークを掘削するステップとを含む、請求項１に記載の方法。

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