JP4351716B2

JP4351716B2 - 翼弦ロケータ工具

Info

Publication number: JP4351716B2
Application number: JP2007242685A
Authority: JP
Inventors: ムンク，クレイトン・エル; ネルソン，ポール・イー; ストランド，デイビッド・イー
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1996-03-22
Filing date: 2007-09-19
Publication date: 2009-10-28
Anticipated expiration: 2017-03-21
Also published as: CN1089049C; EP0888201B1; JP2000506816A; US6808143B2; DE69735994D1; JP2008037423A; DE69735994T2; JP4234792B2; JP2000506815A; AU2584497A; WO1997034733A1; CN1092555C; EP0888202A4; JP4128626B2; EP0888201A1; AU2585397A; CN1213999A; CA2244747A1; WO1997034734A1; DE69733941D1

Description

この発明は、翼桁およびリブを密な公差で組立てるための翼弦ロケータ工具に関し、特に、工具費用を大幅に抑えつつ、かつてなかった極度な精密さで翼桁およびリブを組立てて、元の工学的設計に非常に密に従う翼構成部材を製造するための翼弦ロケータ工具に関する。

特定の輪郭に航空機の翼桁およびリブを組立て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に対して一次アセンブリ工具が必要とされ、さらには（左右の）２つの大きな桁アセンブリ工具が必要とされ、これらにおいてサブアセンブリが組立てられて、組立てられた桁になる。

工具は製品の元の工学的設計を高精度で反映するように意図されるが、工具により最終アセンブリの形態が設定されるという従来の工具概念を用いると、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。時間およびコストのかかる広範囲にわたる手仕事によって、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、元の桁または桁構成部材の設計の寸法公差から逸脱した、サイズの誤った桁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、桁構成部材がアルミニウムから作られる一般的な場合などの、特に工具および桁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もたらされた寸法差によって、工具によって製造された最終部品の寸法にばらつきが生じる。航空機の構造の寸法は０．００５”内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た寸法差は大きい。

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場合や、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場合、部品はそれらの意図される位置からずれるおそれがあり、非円形の孔における不均一な孔−ファスナ間干渉は、丸い孔の場合の強度および疲れ寿命を欠く。特に部品の一端が工具に置かれた状態で、工具の上に部品がある場合には、桁サブアセンブリに蓄積した公差により、部品の寸法が元の設計寸法よりもはるかに大きくなり、部品の寸法差すべてを、真の意図された位置に位置合わせするのではなく、一方向に強いる。

典型的に桁構成部材は、高干渉ファスナおよび／または冷間加工された孔のファスナとともに固定される。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はいずれも、組立てられた接合部の疲れ寿命を改善する孔のまわりの金属に応力のパターンをもたらすが、このような応力パターンの線が長ければ、主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材が湾曲するか、または「横に曲がる（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で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、これは桁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。

翼用の主桁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、設計および構築のために長いリードタイムを要する。翼桁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、翼桁工具を再度構築することが必要であるからである。自動的に掘削し、ファスナを据付けて締めるための１つの既存のシステムは、バンク他（Bank et al.）による「自動化された桁アセンブリ工具（“Automated Spar Assembly Tool”）」と題された米国特許第５，６６４，３１１号に示されている。これは高精度で
桁を製造するが、構築および維持には費用のかかるシステムである。

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のためにカスタム翼のための桁を迅速に設計して構築することができる能力により、機体の製造者には競争上の大きな利点が与えられる。現在のところ、このような能力は存在しない。なぜなら、専用の翼および翼桁工具ならびにこのような工具に必要な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、特定のモデルに関する標準的な翼桁を作るために用いられる同じ工具を、顧客の特定の要件を満たすカスタム翼のための桁を構築するために迅速にかつ容易に変え、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満たすために翼を特定的に最適化した状態で顧客に航空機を提供することができる。新しい翼の唯一のコスト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その翼設計に独特な他の低コストの工具であろう。

ハード工具を用いた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常にある程度は存在するであろう。航空機の胴体の製造のために、決定的な組立プロセスが開発されており、このプロセスでは、ハードポイント工具と自己的に配置する単一部品とを置換し、この単一部品は、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。マイカル（Micale）およびストランドによる「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。

したがって、この発明の目的は、工具ではなく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、航空機の翼桁およびリブなどの、大型の長くて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、部品の互いに対する相対的な配置およびアセンブリの輪郭を決定するために従来の工具を用いるのではなく、構成部材の部品が自己的に配置されアセンブリ
の寸法を決定することを可能にするために、それらに固有なマーク（feature）を用いて、航空機の翼桁およびリブ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より密に従って構造上に部品が一貫して高精度で置かれる構造を製造する、航空機の翼桁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、先行技術の伝統的な技術よりも迅速であり、柔軟性が高く、費用が少なく、必要な工場の床面積が狭く、さらには、特定された工学的公差範囲内で部品を製造するためにワーカー（worker）の技術に依存する程度が低い、航空機の翼桁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、元の工学的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ようにする精密さおよび一貫性で、航空機の翼桁を製造す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。

発明のさらに別の目的は、桁または桁構成部材を変形させる干渉ファスナの据付けなどの作業によって桁または桁構成部材が変形した後に、決定的に重要なマークを単一部品またはサブアセンブリに与えるようにされた一連の作業を有する、航空機の翼桁を構築するための方法を提供することである。

発明のこれらおよび他の目的は、元の技術製品定義からのデジタルデータを用いて数的に制御された高精度な工作機械によって部品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、単一部品の重要なマーク間の空間的な関係を利用する方法を用いて、可撓性および半可撓性部品から、翼桁と、大型の他の長くて重いアセンブリとを組立て、それにより、構成部材およびサブアセンブリ自体を、翼桁の寸法および輪郭の本質的に決定的な要素にするシステムにおいて達成される。

以下に図面を参照して、類似した参照符号は同一または対応する部分を示す。この発明は、好ましい実施例、すなわち航空機の翼桁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一般に、特定的な組の寸法公差ならびに最終製品の輪郭および寸法に固執することが望まれる、部品を組立てて主アセンブリにすることに用途を有すると考えられる。この発明は、部品およびサブアセンブリの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特に関する。

この発明の、先行する実施例は、１９９６年３月２２日に出願された「決定的な翼アセンブリ」と題された仮出願第６０／０１３，９８６号に記載されている。ここに記載される発明の実施例は、発明のプロセスを実施するために我々が好ましい実施例であり最良モードであると考えたものである。しかしながら、この発明の範囲には、これらの実施例の両方と、これらの２つの開示に鑑みて当業者に想起されるであろう他の変形および修正とが入ることを理解されたい。

この発明に従った決定的な翼桁組立プロセスにおける主プロセス工程を示す図１から図６の一連の概略図を参照して、翼桁アセンブリセルに適用されるものとしての組立プロセスをまず簡単に要約する。この簡単な要約の後に、プロセスが行なわれる桁アセンブリセルについて説明し、さらに詳細にプロセスを説明することとする。

この発明のプロセスおよび装置の以下の説明に関連性を持たせるために、代表的な航空
機翼桁について説明する。通常は、航空機の翼には２つの翼桁３０が含まれ、これら２つの翼桁３０は翼の長さ方向または「翼桁方向」に延び、「翼弦方向」に隔てられる。「前」桁と呼ばれる一方の桁は翼の前エッジに隣接して置かれ、「後」桁と呼ばれる他方の桁は翼の後エッジに隣接して置かれる。翼リブは桁３０間に翼弦方向に延び、図７Ａおよび図７Ｂに示される垂直リブポスト３５に固定され、これらの垂直リブポスト３５は桁３０に接着されて固定され、さらに、多くのファスナによってそこに固定される。頂部および底部翼弦４０および４２は翼桁ウェブ４５の頂部および底部エッジに接着されて固定され、航空機産業において広く用いられ十分に理解されており、かつ信頼性の高い、リベット、ボルト、固定ボルト、Ｈｉ−Ｌｏｃｋなどの多くのファスナによってそこに固定される。これらのファスナはここにおいて「ボルトおよび／またはリベット」と呼ばれ、この用語はここでは、ファスナがすべてボルトであるか、すべてリベットであるか、またはボルトおよびリベットの組合せであることを意味するために用いられる。当然、この発明はこれらの従来のファスナの使用に限定されず、これらの従来のファスナの代わりに開発されたものとして他のファスナを用いてもよいことを理解されたい。

頂部および底部翼弦４０および４２の各々は、翼桁ウェブ４５に固定された垂直フランジと、頂部または底部翼パネルが装着される、角度付の頂部または底部フランジとを有する。ウェブ４５の翼弦４０および４２の、垂直方向の位置は決定的に重要である。なぜなら、それにより、桁３０における、頂部および底部翼パネル間の間隔が決定するからである。同様に、桁上でのリブポスト３５の位置も決定的に重要である。なぜなら、それによりリブの位置が決定し、さらには翼パネルの輪郭が決定するからである。図７Ａおよび図７Ｂに示される、「Ｋ」軸におけるベンド（bend）または「キンク（kink）」４６は、翼箱の外側の前および後エッジの、設計された位置に桁が従うことができるように、大抵の翼桁上に設けられている。

前後翼桁と頂部および底部翼パネルとの間に規定されたスペース、すなわち翼箱の外側構成要素は通常は航空機の燃料タンクとして用いられるため、翼桁の内面は一般に「ウェット（wet）」側と呼ばれ、外面は「ドライ（dry）」側と呼ばれる。ここではその慣行を用いる。リブポスト３５は桁のウェット側に装着され、多数の垂直補強材４７は桁ウェブ４５のドライ側に接着されて固定され、さらに多数のファスナによってそこに固定される。航空機の翼の構造に関するより完全な記述および翼桁に装着されるいくつかの付加的な構成部材は、前述の仮出願第６０／０１３，９８６号と、本件と同時に出願された対応のＰＣＴ出願とに記載されている。

航空機の翼桁３０を組立てるための、この発明に従った桁組立プロセスは、特定的なサイズおよび設計の翼桁がセル５０において組立てられる場合の、図８および図９に示される、再度形成可能なアセンブリセル５０を形成することにより開始する。図１０および図１１に示されるように、アセンブリセルはレール５４に取付けられた一列の柱５２を有し、このため柱を桁３０の面に対して平行に「Ｘ」方向に移動して、それらを桁の長さ方向の所望の位置に位置付けることができる。図１２および図１３に示される「ポゴ」デバイス５６などの２つまたはそれ以上の横方向位置付け用のデバイスを柱５２の各々に取付けて、セル５０における「Ｚ」方向での桁ウェブ４５の横方向の位置を確立する。図１０および図１１に示されるように、柱の列に沿って柱５２のうちの選択されたものに支持アーム６０が装着され、桁ウェブ４５の重量を支える。支持アーム６０のうちの１つの端部にある一次インデックスピン６４が、桁ウェブ４５に予め掘削された位置合わせ孔（coordination hole）に受取られ、図１４に示されるように、縦方向に水平であり横方向に直立した配向において、「Ｘ」および「Ｙ」方向にウェブを柱上に高精度で位置付ける。他の支持アーム６０上の二次的なインデックスピン６６は、これもまたウェブ４５に予め掘削された位置合わせ孔と係合し、垂直方向にウェブを支持する。以下に説明するように、二次的なインデックスピン６６は水平方向に整列し、ファスナの据付けによって引き起こさ
れた桁ウェブ４５の縦方向の長さの増加に対処する。ポゴ５６の端部上の真空カップ７０を真空状態にすることにより、ウェブ４５が前向合い面７２に対して真空カップ７０内に引き寄せられ、ポゴ５６の延在部よって確立された横方向の「Ｚ」位置にウェブを保持する。

図８および図９に示されるＣＮＣポストミル７５などの工作機械が、レール７７上で縦方向に移動するためにセル５０内に支持される。ポストミル７５は細長いアーム８０を有し、この細長いアーム８０は垂直または「Ｙ」方向にポストミル７５の本体上を自己的に平行に移動することができ、また、長さ方向に拡張することができる。ここで説明したように、セルの両側に一列の柱が設けられ、それにより、ワーカーが他方の側で部品を据付けたり、完成した桁を取外したり、または他の手動の作業を行なう間に、ポストミルが一方の側で作業を行なうことができる場合には、ポストミル７５の本体には、その縦軸を中心として回転できる能力が備えられ得る。さらに、アーム８０は、アーム８０の軸を中心に回転し、かつ横方向に傾斜し得るリスト（wrist）を有する。リストの遠端にあるグリップデバイス（gripping device）は、アセンブリセル５０に必要なさまざまな機能を行なうための１つまたはそれ以上のエンドエフェクタ８５を保持しかつそれに動力を与えるための機械および動力接続部を有する。これらの、運動の軸により、アーム８０が届く範囲で、ポストミル７５によって、エンドエフェクタが任意の所望の位置および配向に位置付けられることが可能になる。

示されるポストミル７５はIngersol Milling Machine Companyによって供給されるが、Henri Lineの、ガントリが取付けられた５軸工具またはイリノイ州マーチェスニーパーク（Machesney Park, Ill.）にあるPegard Products, Inc.によって作られるAeroflex６軸ポジショナなどの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、スピンドル位置付け時の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技術根拠から発生したデジタル製品定義データを組込むため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動作することとであり、それにより、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を工作機械７５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７５によって、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おいて特定された精密な高精度の位置において、部品、構成部材およびアセンブリに与えることが可能になる。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、それにより、以前まで部品および構成部材を互いに対して配置するために用いられていた固定ハード工具の必要性を排除するか、または大幅に低減する。このように、位置合わせマークは、アセンブリを成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、多くの工具から独立してアセンブリのサイズおよび形状を決定する。

その日に構築すべき桁設計でセルが形成された後、図１および図１５から１９に示されるように上下桁翼弦４０および４２が一時的な翼弦ロケータ９０上に載せられ、この一時的な翼弦ロケータ９０は、桁ウェブ４５への移送に備えて桁ウェブの位置に隣接して桁翼弦を保持するために、ポゴ５６上に吊り下げられる。便宜上、桁３０は引っくり返した位置において構築されることに留意されたい。なぜなら、内側端部において桁の幅が広くなる場所で桁の下エッジが分かれるため、引っくり返した位置に桁を構築すると、ワーカーが桁の上部品に届くために必要とし得る足場の高さが低減するからである。したがって図面では、底部位置において「上」翼弦４０が、かつ頂部位置において「下」翼弦４２が示される。翼弦４０および４２は、中心外クランプ（over-center clamps）９２が翼弦ロケータ９０の頂部および底部端部上に置かれた状態で、一時的な翼弦ロケータ９０の上に定位置に保持される。桁ウェブ４５に接触することとなる、桁翼弦４０および４２の垂直フランジ密着面に、シーラントが与えられる。桁ウェブ４５はアーム６０上のインデックスピン６４および６６上に載せられ、真空カップ７０を真空状態にすることによりポゴ５６の向合い面７２に対して引き寄せられる。

桁ウェブ４５の上下エッジに沿った、「Ｙ」方向における翼弦４０および４２の位置は、一連の翼弦Ｙ工具９５によって設定され、これらの工具の各々は、ＣＮＣポストミル７５によって制御されたドリルによって桁ウェブ４５の中に非常に高い位置精度で掘削された翼弦工具位置合わせ孔にある１対のインデックスピン１００および１０２によって桁ウェブ４５上に位置付けられる。図２および図２０から図２５に示されるように、各翼弦Ｙ工具９５の頂部および底部端部にクランプ１０５および１０７が装着される。図２０に示される翼弦Ｙ工具９５上のクランプは、種々のタイプのクランプが用いられ得ることを示すために、図２１から図２５に示されるものとはわずかに異なる。上クランプ１０５は、図２２に示される基準面１１０および１１２を有し、ウェブ４５上での垂直方向の正しい位置に下翼弦４２を精密に置く。同様に、下クランプ１０７は基準面１１４および１１６を有し、ウェブ４５上での垂直方向の正しい位置に上翼弦４０を精密に置く。基準面１１１２および１１４はヒールブロック（heel block）１１３および１１５上にあってもよく、これらのヒールブロック１１３および１１５は、図２３および２５に示されるように、桁翼弦の頂部および底部フランジの角度に従うように翼弦Ｙ工具に旋回的に接続される。

翼弦４０および４２は、図２３に示されるように翼弦工具クランプを開き、翼弦がウェブ４５に接触するまで、一時的な翼弦ロケータ９０をポゴ５６上に摺動させることにより、一時的な翼弦ロケータ９０から翼弦Ｙ工具９５上に、さらには翼弦工具基準面および桁ウェブ４５に対する位置まで移動される。一時的な翼弦ロケータ９０上のクランプ９２が外され、図２８に示される翼弦Ｘ工具１２１にあるインデックスピン１１８および１２０と翼弦４０および４２に予め掘削された位置合わせ孔とを位置合わせすることにより、翼弦４０および４２が「Ｘ」方向に高精度で位置付けられる。翼弦Ｘ工具１２１は、翼弦Ｙ工具９５のための位置合わせ孔が掘削されたときと同時にポストミル７５によってウェブの中に高精度で掘削された位置合わせ孔の中に延びるインデックスピン１２２および１２４によって、ウェブ４５に先に装着されている。

このとき、翼弦Ｘ工具１２１によって「Ｘ」方向に高精度で位置合わせされている翼弦４０および４２は、翼弦Ｙ工具９５の基準面１１０から１１６に対して定位置まで押され、翼弦４０および４２を、「Ｙ」方向に高精度でウェブ４５の頂部底部エッジに対して位置付ける。翼弦４０および４２は、翼弦Ｙ工具クランプ１０５および１０７によって基準面１１０から１１６に対して定位置に固定される。

次に、桁ウェブ４５ならびに翼弦４０および４２の重量による柱５２および支持アーム６０の撓みに対処するために検査ルーチンが行なわれる。ポストミルアーム８０によって保持されたプローブによって、一次的なインデックスピン６４および１つまたはそれ以上の二次的なインデックスピン６６が検査され、それらの実際の位置がつきとめられる。この目的のために適切なプローブは、ニューヨーク州オネンダグア（Onendagua, New York）にあるRenishaw Companyによって作られるRenishaw contact tactile probe Model No.MP６であろうが、他の供給源から入手可能な他のプローブを用いてもよい。ポストミル７５のための機械コントローラは、プローブによってつきとめられたインデックスピンの実際の位置を用いて、コントローラの部品プログラムを正規化し、柱５２上の部品の実際の位置に従うようにする。

次に、図１、図３から図７および図２９に概念的に示される、エンドエフェクタ８５によって、翼弦がウェブ４５に固定される。図８に示されるように、エンドエフェクタ８５は、ポストミルのアーム８０によって、ウェブ４５に沿った場所まで移動されて位置付けられる。エンドエフェクタ８５上のクランプ１３０はＣフレーム１３２を有し、このＣフ
レーム１３２は、桁の「ウェット」側にある翼弦４０および４２の垂直フランジを係合するアンビル１３４をその遠端に備える。圧力脚部１３６はＣフレーム１３２の他方の側にあるアンビルと対向して整列し、ここでそれは、アンビルとは反対側で桁ウェブを係合し、かつ空気シリンダによって起動され、１０００から１５００ポンドのオーダのクランプ力（clamp-up force）を与えて、掘削およびファスナの挿入時に翼弦をウェブにクランプする。圧力脚部１３６の背後にあるエンドエフェクタ８５内に取付けられた、周波数が制御されたスピンドルモータが回転し、チップが真空ホース１４２を通して真空排気される間に、孔を掘削するために、圧力脚部１３６にある開口を通してドリルビットを送り込む。ドリルスピンドルが撤退し、アンビル１３４の背後に取付けられた孔プローブ１４４が、アンビル１３４の開口を通して、ウェブおよび翼弦フランジに掘削された孔を検査する。孔の質が予め定められた基準を満たしていれば、圧力脚部の背後をシャトルが移動し、ファスナ送りホルダと新しく掘削された孔とを整列させ、干渉ばめファスナがライン１４８を通してホルダまで送られる。空気ハンマーがファスナを孔の中に駆動する。次に圧力脚部がクランプを外し、次のファスナ場所まで移動する。ファスナとスエージカラー（swage collar）またはナットとの固定は、セル５０の内部にあるポストミル７５によって負傷する危険性がない、セル５０の外側から、ワーカーによって行なわれる。ワーカーはまた、ポストミル７５が桁３０上での彼らの位置に近づくと、翼弦Ｙ工具９５を取外す。

上下桁翼弦４０および４２のためのファスナがすべて据付けられた後、干渉ファスナによって加えられた、半径方向および長さ方向の圧縮負荷による、桁の長さの変化は実質的に終了する。リブポストおよび補強材が桁に固定される場合には付加的なファスナが据えつけられることとなるが、これらの作業によって長さが変化した場合には、作業が完了した後にそれらに対処することができる。

翼弦４０および４２の両方が装着された後、ポストミルは同じエンドエフェクタ８５または別個の、掘削専用のエンドエフェクタを用いて、補強材およびリブポストのための位置合わせ孔を掘削する。後に説明するように、航空機の製造者のための技術根拠における桁の主デジタルモデル１５０により、リブポストおよび補強材のための位置合わせ孔の場所が特定され、ポストミル７５の移動を制御する部品プログラムが、主デジタルモデル１５０から引出される。

それらが装着される場所に依存して、２つの異なったプロセスが、補強材およびリブポストの装着のために用いられる。図７Ａおよび図７Ｂに示されるように、内側端部における桁３０の高さは、その長さのほとんどにおける高さよりもかなり大きい。図５および図６に示されるように、クランプＣフレームの首部（throat）の深さは桁３０の縦方向の中心線に到達するには十分ではないだろう。エンドエフェクタ８５の重量はＣクランプの首部の深さによって影響を受ける。深い首部には重いＣクランプが必要である。すべてのポストミルには、それらがアーム８０の端部上で支持することができる重量について重量制限がある。エンドエフェクタの作用線が内側端部の桁の中心線に到達することを可能にするのに十分な深さのＣクランプ首部を備えたエンドエフェクタ８５が、その重量制限を超える場合、以下に説明するように、内側リブポスト３５および補強材４７は半自動化されたプロセスによって装着することができる。

補強材４７およびリブポスト３５は、それらが製造されたときに予め掘削された位置合わせ孔か、または別個の専用取付具に掘削された位置合わせ孔を有する。位置合わせ孔は、エンドエフェクタ８５によってウェブ４５に掘削された位置合わせ孔の場所に対応する。リブポスト３５または補強材４７の位置合わせ孔が、ウェブ４５に掘削された対応する位置合わせ孔と整列するときには、デジタルモデルによって表わされる工学的設計に従って、部品がウェブ４５上に極度に高い精度で位置付けられる。

ウェブのうちＣクランプの首部が届く範囲にある、部分の部品に関しては、リブポストまたは補強材のフランジの、ウェブ４５とのその密着面にシーラントが与えられ、かつクレコまたは何らかの他の取外し可能な一時的なファスナによってウェブに一時的に固定される。このように部品が一時的に高精度で定位置に固定された状態で、翼弦４０および４２に関して先に延べたように、部品フランジをウェブにクランプし、ファスナ孔を掘削し、さらにファスナを挿入するために、ポストミルアーム８０によってエンドエフェクタ８５が位置付けられる。クランプ力は、チップ真空システムを詰まらせるおそれのあるシーラントがドリルチップ上に残らないように、余剰のシーラントを圧搾するのに十分であり、かつ部品３５または４７とウェブ４５との間に積層間のかえりバリが侵入することを防ぐ。

上記の半自動化したプロセスは、上述のリブポスト３５および補強材４７の場所を確立するために、同じ位置合わせ孔掘削プロセスを用いる。しかしながら、エンドエフェクタクランプ１３２のＣフレームの首部の深さは、内側ファスナ場所にエンドエフェクタの中心線が到達することを可能にするよう十分に深くないため、クランプなしで孔を掘削する必要があり、このため積層間のかえりバリが起こりやすい。したがって、クレコなどによって部品を一時的にウェブ４５に固定し、エンドエフェクタ８５または別の掘削専用のエンドエフェクタによってファスナ孔を掘削する。その後クレコを取外し、部品およびウェブをバリ取りする。密着面にシーラントを与え、クレコなどによって部品を再びウェブ４５に一時的に固定する。空気ドライバによって干渉ファスナを挿入し、先に述べたものと同じ態様でスエージカラーまたはナットによってファスナを固定する。干渉ファスナの挿入による桁の長さ方向の拡張が実質的に終わると、いくつかの決定的に重要なマークの位置を検査し、組立てられた桁の実際の寸法によって部品プログラムを更新する。更新された部品プログラムを用いると、主着陸装置ビームの接続のための２つの結合具と、フラップ支持結合具および補助翼ヒンジラインブラケットなどのいくつかの他の結合具のために、組立時の拡張によって全く影響を受けずに、極度な精密さで位置合わせ孔を掘削することができる。これで桁が完成し、クレーンによってセルから取出され、翼ラインに移送されて翼に据付けられる。

デジタル製品定義またはデジタルモデル１５０は、この場合は特定的なモデル航空機である製品のための最終的な技術根拠である。これはデジタルモデル１５０としてコンピュータ補助設計プログラムの主コンピュータ１５２に存在し、このデジタルモデル１５０は、製品を完全に定義する、すべての寸法、公差、材料およびプロセスを含む。モデル１５０からの寸法データはファイルの形でＮＣプログラマまたは自動トランスレータ（automatic translator）に与えられ、ここで、カッターのタイプおよびサイズ、送り速度ならびにアーム８０の動作を制御するためにポストミル７５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１５４および機械命令を作成するために用いられる。データセットおよび機械命令はポストプロセッサ１５６で発生し、ここでそれらは機械可読ファイル１５８に変換され、これがデータ管理システム１６０に送られ、そこに記憶されてポストミル７５のコントローラ１６２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１６４または他の公知の通信手段によって機械工具コントローラ１６２に送られ、ポストミル７５の動作時にコントローラによって用いられる。

再び図７Ａ、図９および図１０を参照して、桁のベンドまたはキンク４６は、各モデル航空機に独特な角度で置かれる。いくつかの異なったモデル航空機の翼桁をアセンブリセル５０上で作ることができるようにするために、ベンド４６の内側面がプレート１７０上に取付けられ、このプレート１７０は、ベンド４６の「Ｋ」軸と一致するように設定された縦軸１７２を中心に回転するために旋回的に取付けられる。プレート１７０の上面はトラック５４を受けるための１対の平行な溝１７４を有し、この上には約６つの柱５２が摺動可能に取付けられる。プレート１７０の内側の前方角部から突出する翼１７８の端部上
にある球状ソケット１７６は球状の軸受玉を受け、この軸受玉は、プレート１７０の下面上の空気軸受によって持ち上げられたときに軸１７２を中心にプレートが旋回することを可能にする。プレート１７０の後方遠端から突出するタブ１８０は、インデックスピンを受けるための精密なインデックス孔１８２を有し、これにより、床に固定されたプレートの精密孔に対してプレートを位置合わせすることができる。特定のモデル航空機の桁を組立てるためにセル５０を形成することは、その空気軸受によってプレート１７０に移動性を持たせ、タブ１８０のインデックス孔１８２が床プレートのインデックス孔と整列する特定の位置までプレート１７０を移動させ、空気軸受をオフにしてプレート１７０が床としっかりと接触するようにするという、簡単なことである。プレート１７０は、約２７フィートの長さと約６フィートの幅とを有するアルミニウム鋳物である。その下面に、図３２に示されるＸブレース構造（X-brace construction）を有する場合でも、その重量は５０００ポンドのオーダであるため、その重量と、タブ１８２および翼１７８における装着とによってそれはしっかりと床に固定される。

最初のセルのセットアップ
まずセル５０が構築されて作業の準備ができると、そのセル５０に構築される各モデル航空機桁に対して１つずつの、一連のインデックス孔１８５が、図１２から図１５に示されるように各柱について掘削される。次に、レールに沿った柱５２の位置が、各柱５２の前にあるタブ１９０にインデックスピン１８７を挿入することにより、適切なインデックス孔１８５に容易に設定され、これらは、その目的のためにワーカーによって迅速かつ正確に識別されることを容易にするために適切に明示される。ポゴ５６の垂直方向の位置はサーボモータ１９２を調節することにより設定され、このサーボモータ１９２は柱５２にある垂直ガイド上に取付けられたスライドの中にねじ止めされた玉ねじを駆動する。ポストミル７５がポゴを検査し、正しい垂直方向の位置が達成されたことを確認し、かつ垂直方向の位置が正しくない場合にはサーボモータに補正命令を発行する。

ポゴ５６は、ポゴロッド１９６が取付けられた空気シリンダ１９４を加圧することによりすべて十分に拡張する。シリンダが排気され、ポストミル７５はポゴの向合い面７２と接触するまでそのアーム８０を拡張し、各々を所望の位置まで押し戻し、それと同時に空気ロック（pneumatic lock）２００が起動してポゴ５６を所望の位置に固定する。

インデックスピン２０２によって支持アーム６０が柱５２と位置合わせされ、ファスナ２０４によって固定される。図３３から図３６に示されるように、各支持アーム６０の端部にある端部プレート２０６は、インデックスピン６４および６６のための位置付けアセンブリ２１０を保持する。インデックスピン６４および６６の位置を設定するための第１の工程は、端部プレート２０６が垂直面上に、セル５０の横方向の正しい位置に置かれるように、端部プレート２０６の面をフェースオフ（face off）または切削することである。垂直方向のダブテール型溝プレート（dovetail groove plate）２１２は垂直方向のダブテール型さねはぎプレート（dovetail rabbet plate）位置に予め掘削された位置合わせ孔にあるインデックスピンによって端部プレート２０６上に位置付けられ、ポストミル７５によって端部プレート２０６に掘削された対応する位置合わせ孔と整列する。図３６に最良に示されるように、その後面上に垂直方向のダブテール型ほぞ（dovetail tenon）を、かつその前面上に水平方向のダブテール型ほぞを有するダブテール型ほぞプレート２１５が、プレート２１２のさねはぎ内にプレート２１５の垂直方向のほぞが置かれた状態で、垂直方向のダブテール型さねはぎプレート２１２上での垂直方向の調節のために取付けられ、ポストミルアーム８０上のプローブによって確認されるように、それが「Ｙ」方向において正しい高さにあるときに、頂部プレート２１６によって定位置に固定される。水平方向のダブテール型さねはぎプレート２１８は、「Ｘ」軸に対して平行な、水平方向の調節のために、ダブテール型ほぞプレート２１５の水平方向のほぞ上に取付けられる。ダブテール型ほぞプレート２１５に装着され、かつそこから前方向に突出するピン２２０
は、ロックブロック２２２内に受取られ、このロックブロック２２２には、インデックスピン６４および６６のための取付プレート２２４が装着される。ロックブロック２２２は玉ロックピン２２６を受けるためにその下エッジにおいて開く垂直方向の孔を有し、この玉ロックピン２２６は、ベースプレート２３０にある対応する垂直方向の孔まで通過し、ダブテール型のほぞプレート２１５の下エッジに装着される。ロックブロック２２２は、検査ルーチンの間にその位置が、ポストミルアーム８０によって保持された感応プローブによって位置に関して検査されるときに、水平方向の移動に抗して定位置に固定することができ、その後、熱膨張および干渉ファスナの据付けによって桁３０が長さ方向に拡張するときに、「Ｘ」方向に水平方向に移動できるように自由にすることができる。上に一次的なインデックスピン６４が取付けられる位置付けアセンブリ２１０上の玉ロックピン２２６は、それから「Ｘ」軸拡張が起こる基準「Ｘ」位置を確立するためにその固定位置に保持されることとなる。

このように、航空機の翼リブおよび桁を高い精密度で組立てるために用いることができるシステムが開示された。この開示に示された決定的なアセンブリ概念では、デジタル設計において規定され、かつ技術根拠からの元の部品設計データを用いて数的に制御された工具によって部品およびサブアセンブリに設けら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として、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て、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、それにより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。この概念を用いると、長年にわたって機体産業において用いられてきた伝統的なハード工具の必要がなくなり、大型で重い可撓性および半可撓性の機械構造の組立が初めて可能になり、構造の輪郭および構造内の相対的な寸法が、工具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解放されることにより、翼桁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る変形に対処するように構築することができ、それにより、翼上のそれらの位置または配向に影響を及ぼし得る上流プロセスによって変形した後に、工学的設計によって特定された精密な高精度の位置において、翼上に、決定的に重要なマークを設けることをスケジューリングすることができる。これで工場は、それに関する技術データが与えられる任意の形状およびサイズの翼桁をＣＮＣ工作機械の物理的範囲内で製造することができ、なおかつ、固定工具で可能であった速度よりも迅速に、かつはるかに高い精密さで翼桁を製造することができる。従来の翼桁の構築および維持ならびにこのような固定工具のための工場の床面積のコストを航空機の価格を決定する要素に入れる必要はなく、特定の顧客の特定の要件を満たすためにカスタマイズされた翼のための桁を構築することが可能である。

明らかに、この開示に鑑みて当業者にはシステムの多くの修正および変形が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が、以下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ことが明白に理解される。

この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な組立工程を示す、第１の概略図である。この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な組立工程を示す第２の概略図である。この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な組立工程を示す第３の概略図である。この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な組立工程を示す第４の概略図である。この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な組立工程を示す第５の概略図である。この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な組立工程を示す第６の概略図である。この発明の装置上で、この発明のプロセスに従って構築された桁の斜視図である。図７Ａに示される桁の内側端部を示す拡大斜視図である。この発明に従った翼桁アセンブリセルの概略斜視図である。この発明に従った翼桁アセンブリセルの平面図である。ベンドの領域にある、図８に示される翼桁アセンブリセルの一方の側を示す平面図である。図１０に示される桁アセンブリセルの部分を示す斜視図である。図１１に示される柱のうちの１つを示す斜視図である。図１１に示される桁ウェブ支持アームを有する柱のうちの１つを示す斜視図である。一次的な翼弦ロケータのクランプを示す、わずかに変形された桁支持柱を示す斜視図である。例示の目的のために桁ウェブが取外された状態で示される、図１４に類似した図である。図１５の一部分を示す拡大図である。図１４に示される構造の右側背部を示す斜視図である。図１７の一部分を示す拡大斜視図である。図１８に示される構造の左側背部を示す拡大斜視図である。桁ウェブの内側部分の頂部および底部エッジ上に翼弦を定位置に保持する翼弦ロケータ工具を示す斜視図である。図２０に示される翼弦ロケータ工具をわずかに変形したものを示す、側方から見た立面図である。図２１に示されるものに類似するが、長さ方向の異なった位置にある翼弦の角度に対応する、異なった角度に設定された翼弦基準面を有する翼弦ロケータ工具の頂部端部を示す、側方から見た拡大立面図である。旋回軸付ヒールピース（heel piece）上に翼弦ロケータ基準面を有する翼弦ロケータ工具の頂部端部を示す、側方から見た立面図である。クランプが開位置にある状態の、図２２に示す構造の側方から見た立面図である。翼弦ロケータ工具の底部端部を示す、側方から見た拡大立面図である。図２５に示す翼弦ロケータ工具の底部端部を示す拡大斜視図である。「Ｘ」方向における桁翼弦の位置を突きとめるための工具を示す、側方から見た立面図である。図２７に示される翼弦−Ｘ工具の頂部端部を示す斜視図である。ポストミルによって保持され固定作業を行なう、図８に示される、クランプ、掘削およびファスナ送り用エンドエフェクタを示す斜視図である。いくつかの組立作業を行なうための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８から図１１に示される旋回ベースプレートの頂部を示す斜視図である。図３１に示される旋回ベースプレートの底部を示す斜視図である。図１０、図１１および図１３に示される支持アームを示す斜視図である。図３３に示される支持アームの遠端における位置付けアセンブリを示す斜視図である。種々の組立段階における、図３４に示される位置付けアセンブリを示す斜視図である。種々の組立段階における、図３４に示される位置付けアセンブリを示す斜視図である。

Claims

航空機の翼の構成部品である１対の翼弦を、該１対の翼弦のそれぞれが有する基準面がウェブに対する所定位置に配されるように、鉛直方向に所定の間隔をおいて位置付けるための翼弦ロケータ工具であって、
細長い本体を含み、前記本体は、該本体の上下端部のそれぞれに隣接する上下接触面を有し、さらに
前記ウェブに設けられた位置合わせマークに対応する位置において、前記本体に設けられた位置合わせマークを含み、それにより、前記本体および前記ウェブの前記位置合わせマークの位置が合うことにより、前記上下接触面が、前記基準面の前記ウェブに対する前記所定位置に位置付けられた状態で、前記本体が前記ウェブ上に位置付けられ、
それにより、前記本体の前記位置合わせマークが前記ウェブの前記位置合わせマークと位置合わせされることにより、前記本体が前記ウェブ上に位置付けられ、かつそこに固定され、前記１対の翼弦のそれぞれが前記本体の前記上下接触面に接触するように配置されることにより、前記ウェブに対して前記１対の翼弦を高精度に位置決めする、翼弦ロケータ工具。
前記本体の前記上下端部において前記本体に装着されたクランプをさらに含み、前記クランプは、前記１対の翼弦を係合し、かつ前記本体の前記上下接触面に対して前記１対の翼弦を保持するクランプアームを有する、請求項１に記載の翼弦ロケータ工具。
障害物のないいくつかの位置において前記ウェブと接触するための、前記本体の上にある足場をさらに含み、
それにより、前記位置合わせマークが位置合わせされており、前記足場が前記本体と接触し、前記本体が前記ウェブに固定されるときに、前記本体が前記ウェブに対して平行に置かれる、請求項１に記載の翼弦ロケータ工具。
前記本体の前記位置合わせマークが、前記足場のうち少なくとも１つを通る位置合わせ孔を含み、前記位置合わせ孔は、一時的なファスナを受けることにより、前記本体を前記ウェブに一時的に固定するために用いられる、請求項３に記載の翼弦ロケータ工具。
前記ウェブが桁ウェブであり、前記１対の翼弦の各々が、垂直フランジと角度付のフランジとを含み、
前記本体の前記上下接触面の各々は、垂直面と角度付きの面とを含み、前記垂直面および角度付きの面は、前記１対の翼弦の前記垂直および角度付きの面が前記本体の前記垂直および角度付き接触面と接触したときに、前記１対の翼弦のそれぞれを前記ウェブ上の前記予め定められた位置に位置付ける、請求項１に記載の翼弦ロケータ工具。