JP4532620B2 - 航空機を組み立てるためのシステムと方法 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術的分野】
本発明は、概して航空機製造に関し、さらに特定的には、航空機を組み立てるためのシステム及び方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の組立は、詳細部品を組み立てて航空機のサブアッセンブリにすることから始まる。これらの航空機サブアッセンブリは後に互いに隣接配置され、最終的な航空機の組立が行われる。詳細部品及び航空機サブアッセンブリの間違った配置や組立を防止するために、組み立て行程を通じてツーリング固定具が使用されている。例えばあるタイプのツーリング固定具の場合、詳細部品または航空機サブアッセンブリを三次元的に配置するため、詳細固定具または航空機サブアッセンブリがもたれて座す固定位置を包含することができる。ツーリング固定具で詳細部品または航空機サブアッセンブリを配置した後、詳細部品または航空機サブアッセンブリは、穴開け或いは嵌め合い式の航空機構造への取付けが可能である。
【０００３】
ツーリング固定具に加えて、詳細部品及び航空機サブアッセンブリは、航空機の嵌め合い構造を適正に配置するためのインタフェース制御ポイントを包含していることが多い。例えば、ある航空機供給業者は航空機の翼を製造して供給し、他の航空機供給業者は飛行機の胴体を製造して供給する場合がある。翼及び胴体サブアッセンブリは、インタフェース制御ポイントを包含して航空機の最終的な組み立て段階で翼サブアッセンブリと胴体サブアッセンブリとの間違った配置または位置合わせを防ぐことができる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、航空機の組み立てのための従来のツーリングには幾つかの欠点がある。例えば、１つのツーリング固定具から他のツーリング固定具へのツーリング許容誤差の変動、及び１つの詳細部品または航空機サブアッセンブリから他の詳細部品または航空機サブアッセンブリへの変動は、航空機の最終的組み立てにおける航空機サブアッセンブリの適正な配置或いは位置合わせを妨げる。その結果、組み立てられた航空機は設計通りの航空機ではないものとなる。さらに、従来のツーリング固定具は、組立中に航空機の性能または他の全体的な特性を評価する能力を管理または提供していない。例えば、航空機の左側と右側との変異は、航続距離や燃料消費等の航空機の性能特性に影響する。
【０００５】
従って、組立中に航空機の性能特性の増大された管理を提供する改良された航空機組み立てのシステム及び方法に対するニーズが発生している。本発明は、先行する航空機組立の方法及びシステムの欠点に対処する改良された航空機組立の方法及びシステムを提供する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの実施形態によると、航空機を組み立てるための方法は、光学式位置決め装置を使用して第１及び第２の航空機構造の三次元表示を決定することと、プロセッサを使用し、第１及び第２の航空機構造の上記三次元表示を基礎として第１及び第２の航空機構造による予測された組合せを生成することと、プロセッサを使用して、航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するように調整された組合せを生成すること、を含んでいる。
【０００７】
本発明の他の実施形態によると、航空機の第１及び第２の航空機構造を処理するためのシステムは、第１及び第２の航空機構造の三次元表示を生成するように作動可能な光学式位置決めシステムと、第１及び第２の航空機構造の予測された組合せを生成するように作動可能なプロセッサと、航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するように予測された組合せを調整すべく作動可能な調整システムとを備えている。
【０００８】
本発明は、幾つかの技術的優位点を提供している。例えば、本発明のある実施形態において、本システムは、航空機の組立中に、右翼と左翼の間の翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分の結果として生じるロールモーメント及びロール係数等の航空機の性能特性を測定し、制御する。従って本システムは、燃料消費及び航続距離等、航空機の性能に影響する航空機の性能特性を強化する。この同じ実施形態では、本システムは、航空機のインタフェース制御ポイントを評価及び監視して、航空機の性能特性を強化するように上記インタフェース制御ポイントを調整することができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
当業者には、以下の図面、説明及び特許請求の範囲により、他の技術的優位点が容易に明らかとなるであろう。
【００１０】
図１は、本発明に一致した航空機を組み立てるためのシステム１０の平面図である。図１に示された実施形態では、左翼部分１２及び右翼部分１４が、航空機の中心線１６に沿った組立のために近接して表示されている。左翼部分１２及び右翼部分１４は、しばしば航空機サブアッセンブリと称される。他の実施形態では、左翼部分１２及び右翼部分１４は、航空機のセンターボックス（図示されていない）への組立も可能である。センターボックスタイプの航空機では、中心線１６に沿って箱に似た支持構造が配置され、中心線１６の各側面を航空機胴体の外端に向けて外側に伸長している。センターボックスは、左翼部分１２及び右翼部分１４を航空機胴体の反対側へ取り付けるための取付け構造を提供している。
【００１１】
図１が示すように、左翼部分１２及び右翼部分１４は、複数の後縁取付け具１８と、複数の前縁取付け具２０と、複数の胴体取付け具２２とを含んでいる。後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２は、他の航空機サブアッセンブリへの取付けまたは組合せに使用される。従って、後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２の配置は、航空機の適正な組立にとって重要である。後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２は、一般に航空機のインタフェース制御ポイントと称することができる。
【００１２】
左翼部分１２は複数の台座２４で支持され、右翼部分１４は複数の台座２６で支持されている。台座２４及び２６は各々、左翼部分１２及び右翼部分１４の最外端が支持されていない状態であって、組立中は左翼部分１２及び右翼部分１４の実質的な１Ｇ負荷位置を反映するように、左翼部分１２及び右翼部分１４の下に配置される。例えば、左翼部分１２の外端２８及び右翼部分１４の外端３０は、航空機の最終組立後に左翼部分１２及び右翼部分１４が保有することになる位置を反映するように、組立中は支持されない。従って、左翼部分１２の外端２８及び右翼部分１４の外端３０は航空機の組立中は支持されないままの状態であり、これにより、左翼部分１２と右翼部分１４との組立または組合せに先だって、左翼部分１２と右翼部分１４の間の翼後退角差分、翼ねじれ差分及び翼上反角差分の結果として生じるロール係数及びロールモーメント等の様々な性能特性について、左翼部分１２及び右翼部分１４を検分、検査する能力が提供される。
【００１３】
航空機を組み立てるためのシステム１０は、光学式位置決めシステム３２と、プロセッサ３４と、調整システム３６とを含んでいる。光学式位置決めシステム３２は、左翼部分１２と右翼部分１４との組立の前に、左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元表示または予測された組合せ３８を生成する。プロセッサ３４は、コンピュータと、ワークステーションと、小型コンピュータと、本体またはディスプレイ９８及び非持久または持久記憶装置９９に付随する他の演算装置とを備えている。プロセッサ３４は、左翼部分１２と右翼部分１４の組立の前に、航空機の性能特性を拡大するように右翼部分１４を操作すべく光学式位置決めシステム３２から取得された三次元データに対して変換機能を実行する。調整システム３６は、右翼部分１４の図式上かつ物理的操作を可能にして、組み立て前に航空機の所望の性能特性を確立する。次に、光学式位置決めシステム３２、プロセッサ３４及び調整システム３６についてより詳細に説明していく。
【００１４】
光学式位置決めシステム３２は、光学式位置決め装置４０及び４２と、左翼部分１２及び右翼部分１４に沿って様々な位置に装着された複数の反射体４４とを含んでいる。ある実施形態では、反射体４４が光学信号を受信して送り返すが、他の適当な装置を使用して電磁的、音響的または他の形式によるエネルギー等の信号を受信し、送信し返すこともできる。図１が示すように、反射体４４は、左翼部分１２の前縁４６及び後縁４８、及び右翼部分１４の前縁５０及び後縁５２に沿って装着されている。さらに、反射体４４は、後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２にも装着されている。本発明の１実施形態では、光学式位置決め装置４０及び４２は、各反射体４４の位置を決定するための三次元位置発見用レーザを含んでいる。適正な光学式位置決め装置４０及び４２の一例はＬＥＩＣＡ社によって部品番号ＬＴＤ５００として製造されているが、他の適正な電磁的、音響的或いは光学式位置決め装置を使用して各反射体４４の三次元位置を決定することも可能である。
【００１５】
作業に於いては、左翼部分１２及び右翼部分１４は、最終的な組立構造に関連して台座２４及び２６上の予め決定された位置に配置される。例えば、左翼部分１２の内端５４及び右翼部分１４の内端５６は、中心線１６から予め決められた距離を隔てて配置することができる。左翼部分１２及び右翼部分１４は最終的には中心線１６で組み立てることができるが、左翼部分１２及び右翼部分１４は、中心線１６から予め決められた任意の距離を隔てて、或いは左翼部分１２及び右翼部分１４による予測された組合せ３８を生成するための他の適正な方向に配置することができる。
【００１６】
左翼部分１２及び右翼部分１４の位置が固定されると、反射体４４が左翼部分１２及び右翼部分１４の予め決められた、或いは予め目標として設定された位置５８へと装着される。左翼部分１２及び右翼部分１４上の予め目標として設定された位置５８は記憶装置９９に保存されているため、光学式位置決めシステム３２は反射体４４の近似位置を取得及び決定することができる。例えば、反射体４４は、後続の航空機組み立て作業における他の航空機構造の適正配置を支援するように左翼部分１２及び右翼部分１４上のインタフェース制御ポイントへと装着させることができる。さらに、反射体４４は、左翼部分１２及び右翼部分１４の前縁４６、５０及び後縁４８、５２に沿って配置することができる。光学式位置決めシステム３２は、予め目標として設定された位置５８を使用して、光学信号を光学式位置決め装置４０及び４２から反射体４４の近似位置へと方向付ける。本発明の１つの重要な技術的優位点は、反射体４４を翼端に、或いは翼端の近くに配置して、左翼部分１２と右翼部分１４の間の翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分の結果として生じるロールモーメント及びロール係数等の航空機の性能特性をより正確に決定することにある。
【００１７】
反射体４４が左翼部分１２及び右翼部分１４に装着されると、光学式位置決めシステム３２が各反射体４４の三次元的座標情報の取得を開始する。光学式位置決め装置４０及び４２は、記憶装置９９に保存されている予め目標として設定された位置５８に向けて光学信号を発射し、左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元翼形を決定する。光学式位置決めシステム３２は、記憶装置９９に保存された予め目標として設定された位置５８を使用して、上記光学信号を反射体４４の近似位置へと方向付ける。光学式位置決め装置４０及び４２は、各反射体４４が受容可能な精度以内で配置されるまで、光学信号を使用して予め目標として設定された位置５８を検索或いは走査する。こうして各反射体４４は予め目標として設定された位置５８に対応する範囲内に配置されることが可能であり、これにより、左翼部分１２及び右翼部分１４上の各反射体４４を正確に配置するという要求事項が除去される。
【００１８】
光学式位置決め装置４０及び４２は、左翼部分１２及び右翼部分１４に装着される各反射体４４の三次元座標を配置し決定する。左翼部分１２及び右翼部分１４の物理的特性は、単一の光学式位置決め装置による全反射体４４の検分を防止することができる。従って、図１が示す実施形態では、光学式位置決め装置４０は左翼部分１２及び右翼部分１４の前端から見える各反射体４４を捕捉し、光学式位置決め装置４２は左翼部分１２及び右翼部分１４の後端から見える各反射体４４を捕捉する。こうして図示された実施形態では、光学式位置決め装置４０は、記憶装置９９における格納のための左翼部分１２及び右翼部分１４の機首方向の三次元データセット６０及び機尾方向の三次元データセット６２を生成する。
【００１９】
データセット６０及び６２における各入力は、反射体４４の識別子と、三次元空間におけるその近似座標とを備えている。次いでシステム１０は、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データセット６２とを相関させて左翼部分１２及び右翼部分１４の予測された組合せ３８を生成する。ある実施形態では、システム１０は、左翼部分１２及び右翼部分１４に装着された複数の制御ポイントアッセンブリを使用して、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データセット６２とを相関させる。図２は、制御ポイントアッセンブリ６４の実施形態を示している。制御ポイントアッセンブリ６４は、制御ポイント取付け具７１に装着された３つの光学反射体６６、６８、７０を含んでいる。制御ポイント取付け具７１は、取付基部７２と複数のマウント７３を含んでいる。光学反射体６６、６８、７０は、３つの自由度における光学反射体６６、６８、７０の選択的な調整を可能にするようにマウント７３に結合される。例えば、光学反射体６６、６８、７０は磁気によるマウント７３への結合が可能である。但し、光学反射体６６、６８、７０の他の適当な結合方法を使用して３つの自由度を提供することもできる。さらに、類似した方法で全ての反射体４４を左翼部分１２及び右翼部分１４に装着することができる。
【００２０】
光学反射体６６及び７０は、制御ポイント取付け具７１上の光学反射体６８から予め決められた制御ポイント距離７４を隔てた位置に配置される。制御ポイント距離７４は記憶装置９９に保存されており、以下で論じるように、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データセット６２との相関に使用される。ある実施形態では、反射体６６及び６８間の距離７４は反射体６８及び７０間の距離７４に等しい。但し、反射体６６及び６８間の距離７４は、反射体６８及び７０間の距離７４とは異なる値である場合がある。
【００２１】
反射体６８は、制御ポイント取付け具７１上に、例えば光学式位置決め装置４２である１つの光学式位置決め装置から光学信号を受信するように配向されている。反射体６６及び７０は、制御ポイント取付け具５２上に、例えば光学式位置決め装置４０である第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信するように配向されている。光学式位置決め装置４２は、反射体６８の三次元座標を決定し、反射体６８を制御ポイント７６として明示する。従って、制御ポイント７６は、機尾方向の三次元データセット６２用として確立される。光学式位置決め装置４０は、光学反射体６６及び７０の三次元座標を決定する。記憶装置９９に保存されている制御ポイント距離７４を使用して、光学式位置決めシステム３２は、機首方向の三次元データセット６０のための制御ポイント７６の等価位置を決定し、機首方向の三次元データセット６０を機尾方向の三次元データセット６２に合わせて位置合わせする。光学反射体６６及び６８間の距離７４と反射体６８及び７０間の距離７４とが等しいある特殊な実施形態においては、制御ポイント７６の等価位置は、光学反射体６６及び７０間の三次元空間で引かれる線の中点を含んでいる。さらに、独立した座標システム同士を位置合わせする上述の処理は、視程に障害物が存在しているような他のアプリケーションへの適用が可能である。
【００２２】
また記憶装置９９には、設計された座標システムに於いて左翼部分１２及び右翼部分１４の設計された三次元表示を反映した設計データセット７８が保存されている。機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データセット６２とが位置合わせされると、光学式位置決めシステム３２は、設計データセット７８を使用して機首方向の三次元データセット６０及び機尾方向の三次元データセット６２を三次元設計座標システムに変換する。上記変換の結果は完成ジオメトリ８０であり、設計座標システムにおける左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元表示を反映している。一例として、設計座標システムは、翼端方向に伸長するｙ軸と機尾方向に伸長するｘ軸とを有する中心線１６上に配置された３つの直交する軸セットとすることができる。完成ジオメトリ８０は、記憶装置９９に保存される。以下で論じるように、完成ジオメトリ８０は、左翼部分１２と右翼部分１４とを比較して予測された組合せ３８を生成するために使用される。
【００２３】
プロセッサ３４は、完成ジオメトリ８０を使用して、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４を生成する。プロセッサ３４は、左翼三次元座標システム８２を右翼三次元座標システム８４に位置合わせして左翼部分１２及び右翼部分１４の予測された組合せ３８を生成する。本発明の１つの重要な技術的優位点は、プロセッサ３４を使用した電子フォーマットにおける予測された組合せ３８の生成にある。これにより、任意の物理的調整または組立が実行される前に組立の修正及び調整を電子的に実行することができる。
【００２４】
図３に関連して詳しく後述されるように、プロセッサ３４は、予測された組合せ３８と設計データセット７８とを比較してコンピュータ表示８６を生成する。コンピュータ表示８６は、航空機のインタフェース制御ポイント及び、左翼部分１２と右翼部分１４の間の翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分等の航空機の性能特性を表示する。後述のように、航空機の性能特性を強化し、航空機組立中の他の航空機構造とのインタフェース制御ポイント座標を維持するために、調整システム３６が使用される。
【００２５】
図３は、予測された組合せ３８のコンピュータ表示８６を示している。コンピュータ表示８６は、後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２に関するインタフェース制御ポイント情報を含んでいる。さらにコンピュータ表示８６は、翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分等の左翼部分１２及び右翼部分１４の性能特性を含んでいる。
【００２６】
図３が示すように、後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上のインタフェース制御ポイントの許容範囲は、取付け具１８−２２の機首方向、機尾方向、胴体方向、翼端方向、上方向または下方向の配置間違いを反映する。コンピュータ表示８６は、予測された組合せ３８の対話形表示である。従って、調整システム３６により、左翼部分１２と右翼部分１４の組立の前に左翼部分１２に関連した右翼部分１４のグラフィック操作を行って航空機のインタフェース制御ポイント及び性能特性を制御または変更することができる。
【００２７】
例えば、図３に示されている各インタフェース制御ポイントは、インタフェース制御公差ブロック８８に関係づけられている。右翼部分１４は、後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上のインタフェース制御ポイントの全ての配置間違いを受容可能な許容限界内におさめようとする試みにおいて、所望量を図式上で移動させることができる。公差ブロック８８は、ドロップダウンメニュ式のオプションを包含してインタフェース制御ポイントの位置を変更する場合もあり、また他の適正な方法を包含してインタフェース制御ポイントの位置を調整する場合もある。例えば、ある特定のインタフェース制御ポイントを受容可能な許容範囲内に移動させるために、特定の公差ブロック８８を選択することが可能である。
【００２８】
航空機の性能特性は、右翼部分１４を所望位置に図式上で移動させることにより、同様に変更が可能である。例えば、図３に示されているように、航空機の性能特性は性能特性表９０に示すことができる。翼後退角のような特殊な性能特性は、希望する特性を選択し、特性値を変更することによって変更が可能である。右翼部分１４が図式上で位置を変更される度に、プロセッサ５４は右翼部分１４の所望位置に基づいて、調整された組合せ９２を決定し保存する。航空機のインタフェース制御ポイント及び性能特性は、右翼部分１４を物理的に移動させる前に繰り返しかつ反復して変更することができる。こうしてシステム１０は、航空機のインタフェース制御ポイント及び性能特性を最適化するように右翼部分１４を配置する。
【００２９】
システム１０の他の技術的優位点は、予測された組合せ３８のコンピュータ表示８６を使用して、任意のインタフェース制御ポイントを受容可能であると指定すると同時に、他のインタフェース制御ポイントを再加工用として指定する能力にある。例えば、後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上の１つを除く全てのインタフェース制御ポイントが許容範囲内にある場合、許容範囲外のインタフェース制御ポイントを含む１つの取付け具を航空機から取り除いて再加工することができる。本発明の１つの実施形態では、図３に示されているように、コンピュータ表示８６はインタフェース制御ポイントの許容外れの程度及び方向を示す。コンピュータ表示８６はまた、許容範囲のカラーコード化又はインタフェース制御ポイント位置の点滅等の他の適切な方法で許容外れの状態を指示することができる。コンピュータ表示８６は、インタフェース制御ポイントが許容外れである特定の方向に関する精密な測定値を供給する。例えば、インタフェース制御ポイントが機尾方向に０．０２５インチだけ許容範囲から外れている場合には、インタフェース制御ポイントを０．０２５インチだけ機首方向にもってくるように取付け具を再加工することができる。従って、左翼部分１２と右翼部分１４の組立を、インタフェース制御ポイントが再加工される間に進行させることができる。再加工の後は、再加工された取付け具を航空機上のその再加工済み取付け具の原初の位置に再度据え付けることができる。
【００３０】
システム１０のその他の技術的優位点は、左翼部分１２と右翼部分１４とを組み立てる前に、予測された組合せ３８のコンピュータ表示８６を使用して航空機の性能特性を変更する能力にある。例えば、左翼部分１２及び右翼部分１４の製造における変形のために、左翼部分１２及び右翼部分１４間の翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分が、結果的に航空機の許容できない性能特性となる場合がある。性能特性を向上させるため、右翼部分１４はコンピュータ表示８６を使用して図式上で移動させることができる。さらに、複数の翼サブアッセンブリが使用可能であれば、左翼部分１２又は右翼部分１４を取り除いて、その組合せとより良く整合する新たな翼サブアッセンブリに取り替えることができる。従って、システム１０は、航空機の組立に関して従来の組立システムよりさらに大幅な柔軟性を提供している。
【００３１】
コンピュータ表示８６を使用して右翼部分１４の配置が決定されると、システム１０は調整システム３６を起動して右翼部分１４を所望位置へと物理的に移動させる。調整システム３６は、右翼部分１４を所望位置に移動させるための右翼部分１４に装着された複数のアクチュエータ９４を含んでいる。但し、アクチュエータ９４は右翼部分１４の代わりに左翼部分１２に装着されている場合もあり、またアクチュエータ９４は左翼部分１２及び右翼部分１４の位置を互いに関連して調整するために左翼部分１２及び右翼部分１４の両方に設置されている場合もある。各アクチュエータ９４は、右翼部分１４の６つの自由度を供給するための三次元的な動きが可能である。さらに、アクチュエータ９４は、右翼部分１４の位置変更を正確に決定するための局部的なフィードバック性能を含んでいる。アクチュエータ９４は、電気駆動モータを含む場合があり、また油圧或いは空気圧制御モータ等の他の形式のモータを含む場合もある。
【００３２】
アクチュエータ９４を使用して右翼部分１４が所望位置へと物理的に移動されると、プロセッサ３４は調整された組合せ９２を生成し保存する。調整された組合せ９２は、コンピュータ表示８６及びアクチュエータ９４によって実行される投影された移動を基礎とすることが可能であり、或いは光学式位置決めシステム３２を再起動して反射体４４の新たな三次元座標を捕捉することにより決定することができる。プロセッサ３４はまた、調整された組合せ９２に基づいてインタフェース制御ポイント公差及び性能特性を生成する。この情報は、プリンタ、ファックス、ディスクまたはその他の適切な出力機器等の外部通信媒体９６へ報告としてダウンロードが可能である。
【００３３】
さらに、アクチュエータ９４を使用して右翼部分１４の位置設定を行った後は、左翼部分１２及び右翼部分１４を組み立てることができる。１つの実施形態では、左翼部分１２及び右翼部分１４が所定位置に保持され、左翼部分１２及び右翼部分１４にドリルで穴開けが行われ、ファスナーが取り付けられて左翼部分１２と右翼部分１４が結合される。こうしてシステム１０は、航空機を組み立てる前に、従来の航空機組立システムと比較して増強された測定と、航空機のインタフェース制御ポイント及び性能特性の制御とを提供する。
【００３４】
本発明の１つの実施形態では、システム１０は、光学式位置決めシステム３２と連動するＬＥＩＣＡ社から入手可能なＣＡＴＩＡ設計ソフトウェア、ＡＸＹＺ制御ソフトウェア、マイクロソフト社から入手可能なウィンドウズ９５及びビジュアルベーシック５．０オペレーティングソフトウェア、デルタタウ・データシステムズ社から入手可能なＰＴＡＬＫ及びＰＭＡＣ、アクチュエータ９４と連動するパシフィックサイエンティフィック社から入手可能な９３０ダイアローグソフトウェアを使用している。これらのソフトウェアパッケージは、当業者によって容易に統合することができる。
【００３５】
図４及び図５は、本発明に従って航空機を組み立てる方法のフロー図を示している。左翼部分１２及び右翼部分１４は、ステップ１００で台座２４及び２６に据え付けられる。システム１０は、ステップ１１０において、反射体４４を収納するための左翼部分１２及び右翼部分１４上の位置を記憶装置９９に保存されている予め目標を設定された位置５８に整合させるように、右翼部分１４と左翼部分１２を台座２４及び２６上に配置する。
【００３６】
反射体４４はステップ１２０において、右翼部分１４及び左翼部分１２に装着される。プロセッサ３４はステップ１３０において、光学式位置決めシステム３２を起動し、左翼部分１２及び右翼部分１４に装着された各反射体４４の三次元座標を決定させる。光学式位置決めシステム３２はステップ１４０において捕捉される反射体４４を指定し、光学式位置決め装置４０及び４２はステップ１５０において、指定された反射体４４が配置されるまで、指定された反射体４４の予め目標が設定された位置５８に対応する領域を走査又は検索する。光学式位置決め装置４０及び４２は、例えば光学式位置決め装置４０及び４２のジンバル付きマウントにおいて解明された正確な角度を読み取ることによって、ステップ１６０で反射体４４の三次元座標を決定する。光学式位置決め装置４０及び４２は、互いに独立して作動することが可能であり、或いは反射体４４の特定のシーケンスによる作動が可能である。プロセッサ３４はステップ１７０において、記憶装置９９のデータセットに反射体４４の三次元座標を保存する。例えば、光学式位置決め装置４０によってのみ見ることのできる反射体４４は、機首方向の三次元データセット６０に保存される。光学式位置決め装置３２は、ステップ１８０において、他の反射体４４を捕捉する必要があるか否かを決定する。他に捕捉すべき反射体４４があれば、本方法はステップ１４０に進む。もはや捕捉する反射体４４がない場合は、本方法はステップ１９０に進む。
【００３７】
プロセッサ３４は、ステップ１９０において、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データセット６２を位置合わせし、左翼部分１２及び右翼部分１４の完成されたジオメトリ８０を生成する。先述の通り、単一の光学式位置決め装置では右翼部分１４及び左翼部分１２に装着された全ての反射体４４を見ることはできないと思われる。図１が示すように、光学式位置決め装置４０は左翼部分１２及び右翼部分１４の前縁からの視程にある反射体４４を捕捉し、光学式位置決め装置４２は左翼部分１２及び右翼部分１４の後縁からの視程にある反射体４４を捕捉する。１つの実施形態では、システム１０は、制御ポイントアッセンブリ６４及び記憶装置９９に保存された制御ポイント距離７４を使用して機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データセット６２とを位置合わせし、完成されたジオメトリ８０を生成する。
【００３８】
プロセッサ３４は、ステップ２００において、プロセッサ３４に保存されている完成されたジオメトリ８０及び設計データセット７８を使用して、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４を生成する。プロセッサ３４は、設計データセット７８を使用して完成されたジオメトリ８０を変換し、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４を航空機設計座標システムによって見ることができるように、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４を生成する。
【００３９】
プロセッサ３４は、ステップ２１０において、左翼三次元座標システム８２を右翼三次元座標システム８４に位置合わせして左翼部分１２及び右翼部分１４の予測された組合せ３８を生成する。ディスプレイ９８は、左翼部分１２及び右翼部分１４のインタフェース制御ポイント公差及び性能特性を示す予測された組合せ３８のコンピュータ表示８６を生成する。
【００４０】
システム１０は、ステップ２４０において、航空機のインタフェース制御ポイントを許容公差内に入れるように右翼部分１４の位置調整が必要であるか否かを決定する。調整が必要であれば、右翼部分１２を図式上で所望位置へと調整することができる。コンピュータ表示８６は、右翼部分１４の図式上の移動に基づいてインタフェース制御ポイント公差を表示する。調整が必要でない場合、本方法はステップ２５０に進む。
【００４１】
システム１０は、ステップ２５０において、右翼部分１４が航空機の性能特性を強化するような位置調整を必要とするか否かを決定する。調整が必要であれば、右翼部分１２は図式上で所望位置へと調整される、或いは航空機のインタフェース制御ポイント及び性能特性が最適化されるようにプロセッサ３４によって自動的に調整される。コンピュータ表示８６は、右翼部分１４の図式上の移動に基づいてインタフェース性能特性を表示する。調整が必要でない場合、本方法はステップ２６０に進む。ステップ２６０において、右翼部分１４の追加的な調整が必要であれば、本方法はステップ２３０に進む。右翼部分１４に対する追加的な調整が必要でない場合、本方法はステップ２７０に進む。
【００４２】
プロセッサ３４は、ステップ２７０において、右翼部分１４の図式上の位置変更に基づいて調整された組合せ９２を生成する。調整された組合せ９２は、コンピュータ表示８６に対して実行された右翼部分１４の位置変更に基づく航空機のインタフェース制御ポイント公差及び性能特性の最適化を反映している。プロセッサ３４はステップ２８０において、調整された組合せ９２に従って右翼部分１４を物理的に配置するようにアクチュエータ９４に指令する。
【００４３】
プロセッサ３４は、ステップ２９０において、調整された組合せ９２を反映したコンピュータ表示８６を生成する。調整された組合せ９２を反映するコンピュータ表示８６は、右翼部分１４に対して実行された図式上の移動に基づいて生成される、或いは光学式位置決めシステム３２を再起動して反射体４４の新たな三次元座標を取得することによって生成が可能である。こうして、上述の処理を任意回数反復することにより、インタフェース制御ポイント公差及び性能特性を許容限度内におさめることが可能である。システム１０は、ステップ３００において、右翼部分１４に対する追加の物理的調整が必要であるか否かを決定する。追加調整が必要であれば、本方法はステップ２８０に進む。右翼部分１４に対するさらなる調整が必要でなければ、本方法はステップ３１０に進む。
【００４４】
左翼部分１２及び右翼部分１４は、ステップ３１０で接合または組み立てられる。プロセッサ３４は、ステップ３２０において、左翼部分１２及び右翼部分１４上のインタフェース制御ポイントに関する公差範囲及び再加工情報を含むインタフェース制御報告を生成する。プロセッサ３４はステップ３３０において、左翼部分１２と右翼部分１４との間のロールモーメント、ロール係数、翼後退角差分、翼上反角差分、翼ねじれ差分及びその他の性能測定値に関する情報を含む性能特性報告を生成する。インタフェース制御報告及び性能特性報告に含まれる情報は、右翼部分１４の位置に対して調整が行われていれば、調整された組合せ９２に基づいて生成される。右翼部分１４の位置に対して調整が行われていなければ、インタフェース制御報告及び性能特性報告に含まれる情報は、予測された組合せ３８に基づいて生成される。
【００４５】
図６は、本発明に一致して独立した光学式位置決め装置によって生成されるデータセットを位置合わせする方法、例えば、図２に関連して論じられた機首方向の三次元データセット６０及び機尾方向の三次元データセット６２のアラインメントのフロー図を示している。反射体６８は、ステップ３５０において、光学式位置決め装置４２からの光学信号を受信するように制御取付け具７１上に配置され方向付けされる。反射体６６は、ステップ３６０において、光学式位置決め装置４０からの光学信号を受信するように制御取付け具７１上に反射体６８から制御ポイント距離７４を隔てて配置され方向付けされる。反射体７０は、ステップ３７０において、光学式位置決め装置４０からの光学信号を受信するように制御取付け具７１上に反射体６８から制御ポイント距離７４を隔てて配置され方向付けされる。プロセッサ３４は、ステップ３８０において、制御ポイント距離７４及び反射体６６、６８及び７０の近似位置を記憶装置９９に保存する。
【００４６】
光学式位置決めシステム３２は、ステップ３９０において、光学式位置決め装置４２を使用して反射体６８の三次元座標を生成する。プロセッサ３４は、ステップ４００において、反射体６８の三次元座標を制御ポイント７６として明示し、反射体６８のこの三次元座標を記憶装置９９の機尾方向三次元データセット６２に保存する。光学式位置決めシステム３２は、ステップ４１０において、光学式位置決め装置４０を使用して反射体６６及び７０の三次元座標を生成する。プロセッサ３４は、ステップ４２０において、反射体６６及び７０のこの三次元座標を記憶装置９９の機首方向三次元データセット６０に保存する。
【００４７】
プロセッサ３４は、ステップ４３０において、記憶装置９９に保存された反射体６６及び７０の三次元座標及び制御ポイント距離７４を使用して、機首方向三次元データセット６０の制御ポイント７６の等価位置を決定する。例えば、反射体６６及び６８間の制御ポイント距離７４が反射体６８及び７０間の制御ポイント距離７４に等しいような実施形態においては、プロセッサ３４は、制御ポイント７６の等価位置を反射体６６及び７０間の線に沿った中点として計算することができる。プロセッサ３４はステップ４４０において、機尾方向の三次元データセット６２からの制御ポイント７６と機首方向の三次元データセット６０の制御ポイント７６の等価位置を使用して、機首方向の三次元データセット６０を機尾方向の三次元データセット６２に位置合わせする。
【００４８】
本発明及びその優位点について詳細に説明してきたが、添付のクレームによって定義されている本発明の精神及び範囲から逸脱することなく様々な変更、置換及び改変を実行可能であることは理解されなければならない。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る航空機を組み立てるためのシステムの平面図である。
【図２】本発明によって構成された制御ポイントアッセンブリの斜視図である。
【図３】本発明に係る調整システムのコンピュータ表示を示す図である。
【図４】本発明に係る航空機を組み立てる方法のフローチャートである。
【図５】本発明に係る航空機を組み立てる方法のフローチャートである。
【図６】本発明に係る航空機座標システムを位置合わせするための方法のフローチャートである。

Claims (26)

1. 第１及び第２の航空機構造を処理するための方法であって、
   光学式位置決め装置を使用して第１及び第２の航空機構造の三次元表示を決定することと、
   プロセッサを使用して第１及び第２の航空機構造の予測された組合せを生成することと、
   前記予測された組み合わせから航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するために、プロセッサを使用して調整された組合せを生成すること、を含み、
   前記第１の航空機構造は、第１の翼部分を備え、
   前記第２の航空機構造は、第２の翼部分を備え、
   前記少なくとも１つの性能特性が、前記第１及び第２の翼部分の間の、翼後退角差分、翼ねじれ差分、または上反角差分を有している、方法。
2. 上記決定の段階は、第１及び第２の航空機構造上に配置された複数の反射体を使用して第１及び第２の航空機構造の三次元座標を決定することを含む請求項１記載の方法。
3. 調整された組合せに応答して、第２の航空機構造に結合された複数のアクチュエータを開始させる段階をさらに含む請求項１記載の方法。
4. 調整された組合せに応答して、第２の航空機構造のコンピュータ表示を表示する段階をさらに含む請求項１記載の方法。
5. 上記予測された組合せを生成する段階は、
   プロセッサ上で実行される以下のような段階、即ち、第１の航空機構造の第１の座標システムを生成する段階と、
   第２の航空機構造の第２の座標システムを生成する段階と、
   第１及び第２の座標システムを位置合わせして予測された組合せを生成する段階と
   を含む請求項１記載の方法。
6. 上記調整された組合せを使用して、組立のために第１及び第２の航空機構造を配置することをさらに含む請求項１記載の方法。
7. 予測された組合せの生成は、プロセッサ上で実行される以下のような段階、即ち、第１の航空機構造とセンターボックスとの間に第１の予測された組合せを生成する段階と、第２の航空機構造とセンターボックスとの間に第２の予測された組合せを生成する段階とを含む請求項１記載の方法。
8. プロセッサを使用して、予測された組合せに応答して前記第１及び第２の航空機構造上のインタフェース制御ポイント位置を移動するための許容限界を生成することをさらに含む請求項１記載の方法。
9. プロセッサを使用して、予測された組合せに基づいて航空機の性能特性を生成することをさらに含む請求項１記載の方法。
10. 上記決定の段階は、
    第１の光学式位置決め装置を使用して三次元表示の機尾部分を決定することと、
    第２の光学式位置決め装置を使用して三次元表示の機首部分を決定することと、
    上記機尾部分及び機首部分を位置合わせして三次元表示を生成すること
    を含む請求項１記載の方法。
11. 上記位置合わせの段階は、
    前記第１の光学式位置決め装置を使用して、第１の反射体の三次元座標を決定することと、
    前記第２の光学式位置決め装置を使用して、第２及び第３の反射体の三次元座標を決定することを含み、上記第２の反射体は第１の反射体から予め決められた第１の距離を隔てて配置され、上記第３の反射体は第１の反射体から予め決められた第２の距離を隔てて配置され、
    前記第１の反射体と第２及び第３の反射体との間の予め決められた上記第１及び第２の距離に基づいて三次元表示の上記第１及び第２の部分を位置合わせすること
    を含む請求項１０記載の方法。
12. 航空機の第１及び第２の航空機構造を処理するためのシステムであって、
    第１及び第２の航空機構造の三次元表示を生成するように作動可能な光学式位置決めシステムと、
    上記光学式位置決めシステムに結合され、第１及び第２の航空機構造の予測された組合せを生成するように作動可能なプロセッサと、
    上記プロセッサに結合され、上記予測された組合せを調整して航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するように作動可能な調整システムと、を備え
    前記第１の航空機構造は、第１の翼部分を備え、
    前記第２の航空機構造は、第２の翼部分を備え、
    前記少なくとも１つの性能特性は、前記第１及び第２の翼部分の間の、翼後退角差分、翼ねじれ差分、または上反角差分を含む、システム。
13. 上記光学式位置決めシステムは、第１及び第２の航空機構造に装着された複数の反射体と、上記複数の反射体の各々の三次元座標を決定するための光学式位置決め装置とを備えた請求項１２記載のシステム。
14. 上記調整システムは、第２の航空機構造を位置決めするために第２の航空機構造に装着された複数のアクチュエータを備えた請求項１２記載のシステム。
15. 上記調整システムは、第２の航空機構造の位置の調整を可能にするように作動可能なグラフィック表示システムを備えた請求項１２記載のシステム。
16. 上記プロセッサは、予測された組合せに基づいて第１及び第２の航空機構造上のインタフェース制御ポイント位置を移動させるための許容限界を生成する請求項１２記載のシステム。
17. 上記プロセッサは、予測された組合せに基づいて航空機の少なくとも１つの性能特性を生成する請求項１２記載のシステム。
18. 上記光学式位置決めシステムは、
    三次元表示の機尾部分を決定するための第１の光学式位置決め装置と、
    三次元表示の機首部分を決定するための第２の光学式位置決め装置と、
    上記機尾部分及び機首部分を位置合わせして三次元表示を生成するための少なくとも１つの制御ポイントアッセンブリと
    を備えた請求項１２記載のシステム。
19. 上記制御ポイントアッセンブリの各々は、
    上記第１の光学式位置決め装置から光学信号を受信するための第１の反射体と、
    上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信するための第２の反射体であって、上記第１の反射体から予め決められた第１の距離を隔てて配置されている第２の反射体と、
    上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信するための第３の反射体であって、上記第１の反射体から予め決められた第２の距離を隔てて配置された第３の反射体と
    を備えている、請求項１８記載のシステム。
20. 上記少なくとも１つの制御ポイントアッセンブリは、第１の航空機構造に装着された第１の制御ポイントアッセンブリと、第２の航空機構造に装着された第２の制御ポイントアッセンブリとを備えた請求項１８記載のシステム。
21. 航空機の第１及び第２の翼部分を処理するためのシステムであって、
    第１及び第２の翼部分に装着された複数の反射体と、
    上記反射体の第１のサブセットと通信して第１及び第２の翼部分の三次元表示の機尾部分を生成するように作動可能な第１の光学式位置決め装置と、
    上記反射体の第２のサブセットと通信して第１及び第２の翼部分の三次元表示の機首部分を生成するように作動可能な第２の光学式位置決め装置と、
    三次元表示の上記機尾部分及び機首部分を位置合わせして第１及び第２の翼部分の予測された組合せを生成するように作動可能なプロセッサと、
    上記第２の翼部分を調整して航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するように作動可能な調整システムと、を備えており、
    前記少なくとも１つの性能特性は、前記第１及び第２の翼部分の間の、翼後退角差分、翼ねじれ差分、または上反角差分を含む、システム。
22. 上記調整システムは、第２の翼部分を位置決めするために第２の翼部分に装着された複数のアクチュエータを備えた請求項２１記載のシステム。
23. 上記調整システムは、第２の翼部分の位置を図式上で調整するように作動可能なグラフィック表示システムを備えた請求項２１記載のシステム。
24. 三次元表示の前記機首部分及び機尾部分を位置合わせするための少なくとも１つの制御ポイントアッセンブリをさらに備えた請求項２１記載のシステム。
25. 上記少なくとも１つの制御ポイントアッセンブリは、
    第１の翼部分に装着された第１の制御ポイントアッセンブリと、
    第２の翼部分に装着された第２の制御ポイントアッセンブリと
    を備えた請求項２４記載のシステム。
26. 上記少なくとも１つの制御ポイントアッセンブリは、
    上記第１の光学式位置決め装置から光学信号を受信するための第１の反射体と、
    上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信するための第２の反射体であって、上記第１の反射体から予め決められた第１の距離を隔てて配置される第２の反射体と、
    上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信するための第３の反射体であって、上記第１の反射体から予め決められた第２の距離を隔てて配置された第３の反射体と
    を備えている、請求項２４記載のシステム。

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