JP5370643B2

JP5370643B2 - 航空機部品の組付け

Info

Publication number: JP5370643B2
Application number: JP2008531783A
Authority: JP
Inventors: グレイズブルック，クリストファー，ジョン
Original assignee: Airbus Operations Ltd
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2005-09-22
Filing date: 2006-09-21
Publication date: 2013-12-18
Anticipated expiration: 2026-09-21
Also published as: CN101272956B; JP2009508755A; EP1926661B1; CN101272956A; EP1926661A1; CA2622207A1; RU2485024C2; US20080256788A1; BRPI0616200A2; RU2008115314A; WO2007034197A1; US8479394B2; CA2622207C; EP2216248B1; GB0519364D0; DE602006018751D1; EP2216248A1; ATE490919T1

Description

本発明は、航空機を形成する部品の組付け方法に関し、より特徴的には、シムを用いる方法に関する。また、本発明は、このような方法によって組付けられた航空機部品と、シムのアセンブリに関する。

航空機部品、特に大型の部品のアセンブリには、様々な問題がある。特に、非常に小さな公差で、しかも合理的な速度で、かつ出来るだけ経済的に、アセンブリを実施しなければならない場合がある。このような問題が生じる例として、航空機のウィングボックスを形成するために、翼の外板（ウィングスキン）を小骨の脚部（リブフィート）に組付けるアセンブリがある。従来のプロセスでは、翼の外板を所望の形状に製造してから、ウィングボックスの基部構造の二次部品（例えば、小骨や桁）に対して所定位置に移動させて、これに翼の外板を固定していた。この基部構造は、外側に突出する小骨の脚部を有しており、この上に翼の外板の内面の対応する部分を必要なように配置して、翼の外板と小骨の脚部を貫通するように留め具を装着して、これらを一体に固定している。ここで、翼の外板の外形は、航空機の空気力学性能に関して重要であり、また翼の外板と小骨の脚部の間を強く接続することも、ウィングボックスの構造強度に関して重要である。

製造用に、幾らかの公差を設ける必要があるが、このため、負荷のかかっていない状態で翼の外板を小骨の脚部に関する位置に置く時に、小骨の脚部の幾つかが翼の外板と接する一方、他の部分が離れるような事態が生じることが、従来、見受けられていた。この隙間をなくすために、二つの仕方が用いられている。第一の仕方では、単に、小骨の脚部の他の部分を翼の外板と接触させるのに必要な少量だけ、翼の外板を変形させている。しかしながら、この種の仕方は、翼の外板の外形を歪ませるので、翼の空気力学性能に悪い影響を及ぼすおそれがあり、また、ウィングボックス内にさらに内側に負荷を導入するため、翼の構造強度に悪い影響を及ぼすおそれがある。このような問題を避けるため、第二の仕方では、基部構造又は翼の外板の大きさを変更させるものがある。これには様々な方法があって、例えば、小骨の脚部を修正したり、翼の外板に材料を加えたり、小骨の脚部に液体シムを適用させることを含むが、このような方法の全てには重大な問題があるので、好適な方法では、以下に述べるように、固体シムを用いている。

固体シムを用いる方法では、翼の外板とウィングボックスの基部構造を互いに隣り合うように配置して、小骨の脚部と翼の外板の内面の間の隙間を測定している。次に、シムを用いてこの隙間を埋めるが、この隙間の形状と大きさを埋めるように、各シムの形状と大きさを選んでいる。但し、この第二の仕方では、翼の外板とウィングボックスの基部構造の最終的なアセンブリを、シムが製造される後まで延ばさなくてはならず、また後の段階で、翼の外板と基部構造を再度互いに隣り合うように配置しなくてはならない。この種のプロセスは、翼の外板とウィングボックスの基部構造を、二つの異なる状況で、互いに隣り合う位置に配置する必要があり、かつ製造プロセスを延期するため、費用高となっている。典型的に、翼の外板と基部構造は夫々、高価なジグの上に取付けられており、これらは、上述したステップの間、これらジグの上に置かれている。また、上記隙間を埋めるため、特定の隙間に合わせて、特定の大きさと形状にシムを製造して、異なる隙間を埋めるように間違って用いることがないように、注意を払う必要がある。しかも、このシムは、この製造時から、この使用時まで、注意して処理する必要があり、この場所は、異なる場合もある。

従って、本発明は、上述した問題の少なくとも幾つかを克服したり、和らげるように、シムを用いて、航空機部品を形成するための部品の組付け方法を提供することを目的とする。

本発明は、航空機部品を形成するために部品を組付ける方法を提供するが、この際、第一部品の第一面を第二部品の第二面と隣り合うようにアセンブリ内に配置して、
第二部品から離れている際に第一部品の測定を行い、
第一部品から離れている際に第二部品の測定を行い、
これら測定から、第一及び第二部品を組付ける時に、第一及び第二面の間に生じる隙間の大きさと形状を算出し、
この算出ステップの結果に基づいて、厚さを選択したシムを用意し、
このシムを第一及び第二部品の間に配置するとともに、第一及び第二部品を組付ける、各ステップを含む。

上記方法を用いることで、第一及び第二面を互いに隣り合うように配置する前に、これら表面の間に形成される隙間の大きさを推測することができる。従って、この推測は、これら部品が製造されるとすぐに得ることができ、これら表面は、シムを製造した後に互いに隣り合うように配置するだけでよく、この段階でこれら部品のアセンブリを効果的にできる。従って、上述したような固定シムを用いる場合のように、これら部品を二度も配置する必要がなく、むしろ第一及び第二部品は、全組付けプロセスにおいて、一度だけ、一体に組付けるだけでよくなる。

第一部品の測定は、好ましくは、ジグの上に取付けている際に行う。第一部品は、好ましくは、第一及び第二部品が組付けられるまで、ジグの上に取付けられたままにされる。これによって、測定時と組付け時の間で、この部品の大きさや形状が変わるようなおそれをなくすことができる。また、第一部品の部位を測定し、この測定を用いて、他の部位の測定を演繹することは、本発明の範囲内に含まれ、例えば、翼の外板の場合を想定すると、外板の何らかの厚さであり、同様に、例えば、翼の外板を鋳型内で成形する場合、鋳型内に翼の外板がある時にこの測定を行って、鋳型から取り出した際に翼の外板の形状について予想した変化を行ってもよい。しかしながら、好適には、第一部品の測定は、第一面の測定を含み、第一面の形状と位置について直接的に示すようにする。

測定は、様々な技術を用いて行うことができる。例えば、この測定は、手で持つ測定装置を用いて行ってもよく、この場合、手で持つ装置により、固定されたベース装置に関して装置の位置と方向を算出してもよい。他の可能な例として、この測定は、サポート上に取付けられた測定装置を用いて行ってもよく、この場合、測定装置の位置は、完全に又は部分的に知ることができ、また、測定を行いながら、サポート上で測定装置を移動できることもある。例えば、この装置をサポート上に取付けて、二つの直行軸で装置の方向と位置を固定して、残りの第三の直行軸で装置の移動を可能にして、第一部品の測定を行いながら、この装置の移動を測定してもよい。

第一部品の測定は、好ましくは、第一部品が取付けられるジグ上の参照点に関する位置の測定を含む。この場合、ジグを既知の位置に移動させる時、第一部品の位置も解る。ジグ上の参照点は、好ましくは、他のジグ上の対応する部品と係合するのに適する、係合可能な部位である。この係合可能な部位は、好ましくは、ボール又はボールの一部であって、対応する部品は、好ましくは、ソケットであるが、これらは逆でもよい。ボールとソケットの係合面は、好ましくは、部分的に球面状である。

第一部品に関して上述した特長は、第二部品にも適用できる。例えば、第二部品の測定は、好ましくは、これがジグ上に取付けられている際に行う。第一部品を取付けるジグがボールを含む係合可能な部位を有する場合、第二部品を取付けるジグは、好ましくは、ソケットを含む係合可能な部位を有する。

また、本発明の範囲内には、様々な寸法のシムの記録（ライブラリー）を提供することを含み、これによって、シムを提供するステップにおいて、このライブラリーからシムを選択することを含むが、好ましくは、算出ステップに応じて、必要な寸法にこのシムを製造する。

好ましくは、シムは厚さを変化させる。この際、シムの一方の面を平らにして、反対側の面だけ形状を変化させることで、シムの厚さを変化させることは可能だが、一般的に、シムの反対側の面の各々の形状を変化させることで、シムの厚さを変化させることが好ましい。

シムは、幅広く様々なプロセスから製造でき、また、様々な材料から得ることができる。例えば、初めは一般的に薄い立方形状であるブロックから、材料を機械加工によって除くことで、シムを得てもよい。しかしながら、好ましくは、シムを初めに形成する時、これを実質的に所望の厚さにする。より特徴的には、好ましくは、さらなる製造プロセスからシムを形成する。このプロセスでは、製品の所望の形状に従って選ばれた位置で、複数のステップから材料を加えるように、実質的に最終形態に製品を形作る。このような製造プロセス自体は公知である。適当なプロセスの一つでは、感光性材料を露光させて、この材料を固定するように、シムを製造する。このようなプロセスは、プラスチック材料製のシムを製造する場合に用いることができる。他の適当なプロセスでは、可融性のパウダーを焼結するようにシムを製造する。このようなプロセスは、金属製のシムを製造する場合に用いることができる。

好ましくは、第一及び第二部品を組付ける時に、当該位置を示すようにシムにラベルを付ける。このラベルは、製造後のシムに適用されてもよく、例えば、これは粘着性のラベルであるが、又は、製造中にシムと一体の部位としてラベルを形成することも可能である。ラベルには、必要な情報の幾つか又は全部を備えたバーコードを含むことができる。

上記説明は、第一及び第二部品の各々の表面について行ったが、本発明の多くの分野では、第一及び第二部品を組付けて、対応するシムを製造して、互いに隣り合う表面の各々の間に配置する時に、複数の表面を互いに隣り合うようにアセンブリ内に配置することを理解されたい（ここで、複数は、３つ以上で、しばしば５つ以上を意味する）。このような場合の良い例として、複数の小骨の脚部を翼の外板に対して固定する場合がある。

第一部品を第二部品に組付ける簡単なアセンブリでは、十分な数のシムを必要としてもよい。特徴的には、一つ又は複数のシムアセンブリ内でシムを製造し、各シムアセンブリは、フレームと、フレームに着脱可能に接続される複数のシムを含むようにする。これによって、シムを正確に処理することを助けて、シムの損失や損傷のような事態が生じることを防ぐことができる。好ましくは、フレームと、フレーム内に着脱可能に接続される複数のシムは、一部品として形成されて、分離可能な部位によってシムをフレームに対して接続する。このようなシムのアセンブリは、上述したさらなる製造プロセスによってすぐに得ることができる。シムは、しばしば、一般的に略層状であって、好ましくは、互いに実質的に平行となるようにフレームに接続される。これらは、フレーム内で、階層状に積み重ねられてもよい。階層の各々は、一つだけのシムを有していてもよく、一つ以上のシムを有していてもよい。好ましくは、隣り合う階層内のシムを、互いに離間させる。これによって、事故によりシムが互いに接触することで、損傷するリスクを減らす。好ましくは、このアセンブリは、一般的に立方形状であって、この側部はフレームの部位によって定められ、この立方形内にシムを含んで、フレームによって全ての側で囲む。積み重ね内の各シムは、好ましくは、独自の形状を有し、厚さに必要とされる変化を提供する。各シムは、特定の隙間を埋めるような大きさを有し、アセンブリ内のシムの厚さの形状は、しばしば、互いに相違する。幾つかの場合では、同じアセンブリ内の二つ又はそれ以上のシムは、同じ厚さの形状を有するが、他の場合では、アセンブリ内の全てのシムは、異なる厚さの形状を有する。

好ましくは、第一及び第二部品の組付けステップは、さらに、シムと第一部品の間、及び／又は、シムと第二部品の間に、密閉材（シーラント）の層を含ませる。このステップでは、さらに、又は、これに替えて、シムと第一部品の間、及び／又は、シムと第二部品の間に、Ｏ−リングのようなシール部材を配置してもよい。

本発明の範囲内には、第一及び第二部品をシムを用いて組付けて、さらなる留め具を用いないことを含むが、しばしば、このようなさらなる留め具を必要に応じて用いてもよい。従って、第一及び第二部品の組付けステップでは、好ましくは、さらに、シムと第一又は第二部品を通るように一つ又は複数の留め具を通して、これによって、第一及び第二部品をこれらの間のシムとともに一体に固定する。一つ又は複数の留め具を通すために、最初の製造時又はこの後の段階で、第一部品、第二部品、及び／又は、シムを加工してもよく、例えば、ドリル加工を行って、これらを整列して通る孔を形成する。

組付けプロセスをさらに助けるため、この方法には、第一及び第二部品のいずれかにシムを一時的に固定する、前段階の組付けステップを含んでいてもよい。このために、クリップを用いることができる。クリップは、別部品として製造してもよく、又は、同様の目的を達成する形態として、シムと一体の部品として形成されてもよく、また、シムの一つ又は複数の縁上のリップを含んでいてもよい。このリップは、数ミリメーターの深さでもよい。

第一及び第二部品の材料は、幅広く様々な種類から選ぶことができる。通常、これらは金属だが、他の材料を選択することもでき、これには複合材料が含まれる。実際、本発明は、第一及び／又は第二部品を複合材料から形成する際、特段の長所を有するが、これは、このような材料は、元の形状から特に好ましくないように材料を変形することが比較的に難しいためである。但し、非常に厳密な公差で複合材料から部品を製造することは、大変に高価であったり、不可能な場合もある。

本発明は、様々な航空機部品に適用することができ、これには胴体も含むが、特に翼の構成に適用することに利点がある。例えば、第一部品を一つの小骨の脚部（又は、複数の小骨の脚部を有する小骨）として、航空機部品をウィングボックスとして、第二部品を翼の外板としてもよい。

他の特徴として、本発明は、航空機部品を形成するための部品の組付け方法を提供するが、この際、第一部品の第一面を第二部品の第二面と隣り合うようにアセンブリ内に配置し、この方法では、第一及び第二部品を、これら部品の間に配置したシムとともに組付けて、このシムは、第一部品の前もった測定と第二部品の前もった測定に基づいて決定された厚さを有するようにし、第一及び第二部品を、航空機部品の全組付け中に一度だけ一体にする、各ステップを含む。

本発明のさらなる特徴として、航空機部品を形成するための部品の組付け方法を提供するが、この際、第一部品の第一面を第二部品の第二面と隣り合うようにアセンブリ内に配置し、この方法では、第一及び第二部品を、これら部品の間に配置したシムとともに組付けて、このシムは、第二部品から離れている時の第一部品の前もった測定と、第一部品から離れている時の第二部品の前もった測定に基づいて決定された厚さを有するようにした、各ステップを含む。

また、本発明は、上記のように定められた方法によって組みつけられた航空機部品と、このような部品を含む航空機を提供する。本発明は、特に、大型の部品及び／又は大型の航空機に適用される。航空機の大きさは、好ましくは、７５人を超える乗客を運搬可能なように構成され、より好ましくは、１５０人を超える乗客を運搬可能なように構成される。

上記のように説明されたシムのアセンブリの利用は、上記のような方法を用いて部品を組付ける際に特に効果的だが、他の分野でも価値がある。従って、本発明の第二の形態として、フレームと、フレームに着脱可能に接続される複数のシムを含む、シムのアセンブリを提供することが含まれる。このアセンブリは、上述した形態の任意のものでもよい。

以下、具体例として、添付した図を参照して、翼の外板を小骨の脚部上に組付ける方法について説明する。
ここで説明する組付け方法は、ウィングボックスの製造方法の一部を形成する。概要を示すと、この製造方法は、次のステップを含む。
ａ）ウィングボックス用の桁（スパー）を製造する、
ｂ）第一ジグ上に桁を取付ける、
ｃ）ウィングボックス用の小骨（リブ）を製造する、
ｄ）第一ジグ上に小骨を取付ける、
ｅ）ウィングボックス用の翼の外板を製造する、
ｆ）第二及び第三ジグ上に翼の外板を取付ける、
ｇ）各小骨の、小骨の脚部の位置を測定し、この結果を記録する、
ｈ）小骨の脚部の次に組付けられる、各翼の外板の表面を測定し、この結果を記録する、
ｉ）（ｇ）と（ｈ）の測定から、シムの適当な形状を算出する、
ｊ）所望の形状にシムを製造する、
ｋ）小骨の脚部に密閉材を適用して、小骨の脚部の上にシムを配置する、
ｌ）シムに密閉材を適用する、
ｍ）翼の外板と小骨を一体にする、
ｎ）翼の外板と小骨に留め具を通して固定する。
以下、上記ステップについてさらに詳しく説明するが、従来のウィングボックスの製造方法では用いられていなかった上記ステップの特徴について説明しながら行う。

ステップ（ａ）から（ｄ）
通常の仕方で、桁、小骨及び翼の外板を製造する。標準的なように、翼用の桁を、第一ジグと小骨の上に取付けて、一度製造されると、これらの必要な位置で、第一ジグ上に固定する。図１を参照すると、部品１及び２を有する第一ジグと、ジグ上に取付けられる桁３及び４と、ジグに取付けられて、桁３及び４の間で延びる小骨５が概略的に示されている。この小骨５は、ウィングボックスに沿って、ほぼ平行な面に置かれる複数の小骨の一つであることを理解されたい。図１に示す小骨５は、小骨の中央部７を通るように一対の開口部６を有し、この反対側で夫々脚部８を支持する。脚部８の各々は、小骨の中央部７に接続される接続部分９と、外側に突出する表面１１を備えた脚部部分１０を有し、表面１１に隣り合うように翼の外板の対峙する表面の一部を置く。

ステップ（ｅ）から（ｆ）
翼の外板の製造も、通常の仕方で行う。ウィングボックスの反対側の各々には一つの翼の外板を必要とし、これら側は、最終的な航空機の翼の頂部と底部側の面に相当する。図１では、小骨５の一方の側に第一の翼の外板１２を、また反対側に第二の翼の外板１３を示している。翼の外板１２は内面１２Ｉを有するが、この形状は、（図１から理解できるように）小骨５の右手側の小骨の脚部の表面１１の位置と、他の小骨の同様の他の脚部（図示せず）の位置に対応する。同様に、翼の外板１３は内面１３Ｉを有し、この形状は、（図１から理解できるように）小骨５の左手側の脚部１１の位置と、他の小骨の同様の他の脚部（図示せず）の位置に対応する。尚、上の説明では、翼の外板の表面１２Ｉ及び１３Ｉを小骨の脚部の位置と対応するように形成すると記したが、翼の外板の表面１２Ｉ及び１３Ｉをまず選択して、この次に、これら表面の形状に対応するように脚部１１の位置を選択することは可能であることを理解されたい。
一度、翼の外板１２及び１３が製造されると、これらを対応するジグに配置するが、ここでは、第二及び第三のジグと参照する。図２では、翼の外板１３をジグ１４に取付けることができることを示している。

ステップ（ｇ）から（ｈ）
本方法の次の段階では、上述した既に知られている組付け方法から初めて離れる。既知の組付け方法では、各翼の外板をこの小骨の脚部の隣に配置すると、シムと小骨の脚部の間に隙間が形成されることが測定されるので、適当な大きさと形状のシムを用意することがあった。これに対し、本発明に従う方法では、本明細書で説明するように、翼の外板と小骨の脚部を、これらを測定する際、互いに離れたままにする。図１では、測定ステップは、手で持つレーザースキャン道具１５Ａ、１５Ｂで行われることが概略的に示されており、これら装置は、夫々、ハンドグリップ１６を有する。同図から理解できるように、道具１５Ａによって、ウィングボックスの一方の側の小骨の脚部をスキャンし、また道具１５Ｂによって、翼の外板１３をスキャンする。尚、図解を容易にするため、翼の外板１３を小骨の脚部８と比較的に近付かせることが示されているが、実施上、これらを互いにかなり離して配置してもよいことを理解されたい。さらに、翼の外板の測定を、小骨の脚部とは異なる所で行うことも可能である。

測定を行うのに適する測定道具は、既にそれ自体が知られているので、本明細書では詳しく説明しない。一例を挙げると、適当な測定道具として、ライカジオシステムズ（Leica Geosystems）社によって販売されている、ライカＴスキャン高速ハンドスキャナーがある。このような道具を用いることで、翼の外板の表面１２Ｉ及び１３Ｉの形状と、小骨の脚部８の外側に突出する表面１１の非常に正確な測定を、デジタルフォーマットで得ることができる。この測定には、各場合での、ジグ上の参照特徴のスキャンが含まれるが、参照特徴として、図２に示すように、小骨の脚部が取付けられる第一ジグは半球状のソケット１８を有し、これは、翼の外板１３を支持するジグ上の球状のボール１９を正確に取付けるように、受取ることができる。図２では、ボール１９とソケット１８が一つだけ示されているが、このようなボールとソケットの参照特徴を複数、望ましいように備えることは可能であることを理解されたい。後の段階で、ジグを一体に組付ける時、ソケット１８内にボール１９を係合させることが、小骨の脚部に対して翼の外板を正確に並置させることを保障する。

ステップ（ｉ）
一度、上記測定から測定データが得られると、適当な測定ソフトウェアを用いて、小骨の脚部上に配置される各シムの適切な大きさについて算出するように、直接的にコンピューター処理を行うことが可能になる。尚、図１では、シム２０は、ウィングボックスの一方の側にだけ示されているが、勿論、同様のシムを他の側にも備える。各シム２０は、反対側に表面２０Ａ及び２０Ｂを有し、これらは独自の形状を有する。表面２０Ａは、対応する小骨の脚部の小骨の表面１１の測定された形状と合う形状を有し、表面２０Ｂは、翼の外板１２の内面１２Ｉの測定された形状と合う形状を有する。各シムの厚さは、対応する小骨の脚部と翼の外板の間で計算された隙間を埋めるように算出され、この際、密閉材の層を適当に利用できるようにする（ステップ（ｋ）及び（ｌ）を参照）。本発明の特定な実施例を示すと、シムの典型的な平均の厚さは、数ｍｍである。

ステップ（ｊ）
一度、各シムの寸法が算出されると、シムを製造する。シムの製造は、翼の外板１２、１３又は小骨５の場所から離れた所で行うことができ、この際、ステップ（ｉ）で得られた必要なデータを電子的に送信してもよい。本発明の特定な実施例について説明すると、さらなる製造方法によってシムを製造するが、これには光造形法（stereolithography）が含まれ、この場合、液状感光性樹脂の層を、この層の選択された領域内でレーザーを用いて照射して、レーザー光によって樹脂を硬化するが、この際、露光される領域に限定して行う。さらに、液状樹脂のさらなる層を加えて、このプロセスを繰り返して、領域の新しいセットをレーザー光に露光して、これによって硬化させる。このように、三次元の形状を構築することができる。

上述したプロセスによって、図３に示されるシム２０を製造できる。同図では、外側に突出する表面１１を有する小骨の脚部８の上に、シム２０が置かれることが示されている。図解を容易にするため、図３では、シム２０は、単に、表面１１上で部分的にのみ示されている。実施上、シム２０は、表面１１に合う形状を有し、この形状を整列させる。図３から理解できるように、シム２０と小骨の脚部８の対峙する表面の形状は、正確に合う。またシム２０は、４つの円形の中空の溝２０１を有するように形成されるが、この目的は以下において説明される。

シムを個別に製造してもよいが、より生産性を高めるためには、これらを一群で製造する。図４を参照すると、製造可能なシム２０のアセンブリの形態が示されている。図示されたシム２０は、フレーム２１内に含まれるが、これは、略立方形状であって、一般的に４つの直立部材２２と、４つの水平部材２３と、４つの直交部材２４を含む。シム２０は階層状に配置されて、積み重ねを形成しており、図示した例では、シム２０の各々は、ロッド２５を接続することで部材２３、２４と接続されており、積み重ねの層の一つを形成している。図４に示すように、シム２０は、このため、フレーム２１と接続されて、各シムの間に隙間を形成するように、夫々隣り合う。図４に示した全体的なアセンブリは、上述したさらなる製造方法によって、一部品として製造できる。このアセンブリを他の方向で形成することは可能だが、好ましくは、部材２３を水平にするとともに、部材２２を垂直にして、シム２０を垂直面上に置く。製造プロセス中、シム２０上で結合する接続ロッド２５の一部を、このロッド２５の他の部位よりも狭く形成して、これによって、この部位を比較的に容易に破断可能にして、アセンブリからシムを取り除けるようにする。
図４に示したアセンブリの他の実施形態では、積み重ねられる各層内に一対のシムを含ませてもよい。また、必要に応じて、アセンブリ内にシムを異なるように構成することも可能であることを理解されたい。

上記シムは、全て非常に同じか、非常に似た形状を有しているが、理解できるように、シムの反対側の面の形状を相違させて、各シムの形状を、対応する小骨の脚部と翼の外板の間に存在する計算された隙間の形状と大きさに従うように決定してもよい。このため、各シムにラベルを付けて、これが置かれる特定の小骨の脚部を示すようにしてもよく、また、脚部の上のシムの方向も示すようにラベルを付けてもよい。この特定の実施例では、ラベル付けには、各シムに取外し可能のラベルを取付けることが含まれる。

次に、桁３、４と小骨５を取付けるジグと、翼の外板１２、１３を取付けるジグを共通の場所に置いて、シム２０とともに、小骨の上に翼の外板を組付け可能にする。この際、密閉材の層をまず各小骨の脚部８の外面１１上に適用させて、適当なシム２０を小骨の脚部８の上に置く。図３を参照した説明では、シム２０は、小骨の脚部の表面１１上で部分的に示されており、シム２０の形状は、小骨の脚部８の形状と合う大きさと形状を有し、小骨の脚部８の外面１１と合うシム２０の表面２０Ａは、表面１１の形状と正確に合う形状を有する。

次に、密閉材の層を、ウィングボックスの一方の側上の、シム２０の各々の外面２０Ｂ上に適用し、ウィングボックスのこの側上に組付けられる翼の外板を取付けるジグを、初めて（そして一度だけ）、ウィングボックスを取付けるジグの近くに配置する。球状のボール１９を半球状のソケット１８内で係合させて、これによって、小骨の脚部に対して翼の外板を正確に配置させて、シム２０の外面２０Ｂ上の密閉材の層と翼の外板を当接させる。そして、４つの留め具をシム２０の各々に通して、各留め具をシムの対応する溝２０１（図３参照）内で中央にドリル加工された孔内に貫通させる。溝２０１は、留め具よりも大きな直径を有し、このため、留め具の周囲に溝を定めて、各留め具の付近で密閉材の層をより深くさせて、これによって、留め具の周りのシールのメンテナンスを容易にする。

一度、全ての留め具が固定されると、この一つの翼の外板について説明した手順を、他の翼の外板についても繰り返す。そして、小骨の脚部に対する翼の外板の組付けを完成させる。組付けられたウィングボックスは、この後、ジグから取外す。
上述した方法を適用することで、翼の外板と小骨の間で、非常に正確な取付けが可能になる。例えば、０．２ｍｍの公差がすぐに達成可能になる。

以上、添付した図を参照して、本発明の特定の実施形態について説明したが、これら実施形態については、多くの修正が可能であることを理解されたい。以下、このような修正の二つの例について説明するが、他の修正も可能であることを理解されたい。
まず、上述した実施形態では、手で持つレーザースキャナーによって測定データを得ていた。しかし、他の測定装置に替えることも可能であって、これには、固定軸上で移動可能に取付けられるスキャナーとロボットアーム上に取付けられるスキャナーが含まれる。

また、上述したシム２０は、レーザー光によって液状感光性樹脂の層を照射することを含む、光造形法プロセスによって製造されていた。しかし、他の方法に替えてもよく、これには、熱溶解性パウダーの層をレーザーで焼結させることが含まれる。また、金属の層を設けるのに替えて、ノズルを介して材料の薄いビードを設けて、この移動を三次元的に制御することで、所望の形状を構築可能にしてもよい。さらに、様々な他の伝統的な方法を用いることも可能であり、例えば、半加工品をCNCフライス加工してもよい。

以上の説明において、上述した完全体や部品であって、既に知られているか、自明か、又は予測可能な等価物は、これらが個別に定められているものと同様に、この等価物は本明細書に含まれるものとする。また、本発明の真の範囲を定めるために、特許請求の範囲を参照する必要があるが、これには、上記のような等価物が含まれることを理解されたい。また、本明細書で好適、効果的、便利、又は同等のように記載された本発明の完全体や特徴は、選択的なものであって、特許請求の範囲を限定するものではないことを理解されたい。

本発明の方法で行われるステップを例示した概略図である。本発明の方法の特徴を例示した端部側の概略図である。小骨の脚部上に置かれるシムを示した斜視図である。シムのアセンブリを示した斜視図である。

Claims

航空機部品を形成するために部品を組付ける方法であって、
第一ジグに第一部品を取付け、前記第一部品が前記第一ジグに取付けられた状態で、前記第一ジグの参照点に対する位置の測定を含む第一部品の測定を行い、
第二ジグに第二部品を取付け、前記第二部品が前記第二ジグに取付けられた状態で、前記第二ジグの参照点に対する位置の測定を含む第二部品の測定を行い、
前記測定から、前記第一及び第二部品を組付ける時に、前記第一及び第二面の間に生じる隙間の大きさと形状を算出し、
前記算出ステップの結果に基づいて、厚さを変化させたシムを用意し、
前記シムを前記第一及び第二部品の間に配置するとともに、
前記第一ジグの参照点である部位を、前記第二ジグの参照点である対応する部位に係合させて、これによって、前記第一及び第二部品を組付けて、前記シムの変化した厚さにより、前記第一及び第二部品の前記隙間の変化を補償し、前記第一部品と前記第二部品とを一体にする、
各ステップを含むことを特徴とする方法。
前記第一ジグの参照点である部位は、前記第二ジグの対応する部位に係合可能であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
前記第一ジグの参照点である部位は少なくともボールの一部を含み、前記第二ジグの対応する部位は前記第二ジグのソケットであることを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
前記シムの厚さの変化は、前記シムの反対側の面の形状を変化させることで得られることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の方法。
前記シムは、さらなる製造プロセスから形成されることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の方法。
前記第一及び第二部品を組付ける時、複数の表面をアセンブリ内で互いに隣り合うように配置して、対応するシムを製造して、隣り合う前記表面の各々の間に配置することを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載の方法。
前記シムは、一つ又は複数のシムのアセンブリ内で製造され、このシムのアセンブリの各々は、フレームと、このフレームに着脱可能に接続される複数のシムを含むことを特徴とする請求項６に記載の方法。
前記フレームと、前記フレームに着脱可能に接続される複数のシムは、一部品として形成されて、破断可能な部位によって前記シムを前記フレームに対して接続することを特徴とする請求項７に記載の方法。
前記第一部品及び／又は前記第二部品を複合材料から形成することを特徴とする請求項１〜８のいずれかに記載の方法。
前記航空機部品は、ウィングボックスであることを特徴とする請求項１〜９のいずれかに記載の方法。
第一部品の第一面を第二部品の第二面と隣り合うようにアセンブリ内に配置させるとともに、前記第一部品が取付けられた第一ジグの参照点である部位を、前記第二部品が取付けられた第二ジグの参照点である対応する部位に係合させて航空機部品を形成するための前記第一及び第二部品の組付け方法であって、
前記第一ジグの参照点に対する位置の測定を含む、前記第一ジグに取付けられた前記第一部品の測定を行うステップと、
前記第二ジグの参照点に対する位置の測定を含む、前記第二ジグに取付けられた前記第二部品の測定を行うステップと、
前記第一及び第二部品を、これら部品の間に配置したシムとともに組付けて、前記シムは、前記第一ジグ上の前記第一部品の前もった測定と前記第二ジグ上の前記第二部品の前もった測定に基づいて決定された厚さを有するようにしたステップと、の各ステップを含み、
前記第一及び第二部品を、前記航空機部品の全組付け中に一度だけ一体にすることを特徴とする方法。
第一部品の第一面を第二部品の第二面と隣り合うようにアセンブリ内に配置させるとともに、前記第一部品が取付けられた第一ジグの参照点である部位を、前記第二部品が取付けられた第二ジグの参照点である対応する部位に係合させて航空機部品を形成するための前記第一及び第二部品の組付け方法であって、
前記第一ジグの参照点に対する位置の測定を含む、前記第一ジグに取付けられた前記第一部品の測定を行うステップと、
前記第二ジグの参照点に対する位置の測定を含む、前記第二ジグに取付けられた前記第二部品の測定を行うステップと、
前記第一及び第二部品を、これら部品の間に配置したシムとともに組付けて、前記シムは、前記第二部品から離れている時の前記第一ジグ上の前記第一部品の前もった測定と、前記第一部品から離れている時の前記第二ジグ上の前記第二部品の前もった測定に基づいて決定された厚さを有するようにしたステップと、の各ステップを含むことを特徴とする方法。