JP5928941B2 - 航空機のリブ−桁接合部 - Google Patents

Description

本発明は、航空機翼の組み立て中にリブ−桁接合部（rib-spar joint）を形成する方法に関する。

航空機翼は通常、前桁及び後桁と、これらの桁間に延びるリブと、これらの桁間に延びる上側カバー及び下側カバー（外板）とを含む。カバーの外面は、空気力学的な翼プロファイルの一部を形成する。これらの桁、リブ及びカバーは、ウイングボックス構造体を形成するように組み立てられる。

翼の組み立て中にリブ及び桁間にリブ−桁接合部を形成する既存の方法は、リブを手動で設置することと、各リブ構成部品の４つの角部に配置されるツーリングゲージを用いて隣接する桁構造に対する隙間ゲージによって測定されたギャップ測定値に基づいてそれらの位置を調節することとを含む。この方法は幾つかの欠点を有する。この方法は手動のプロセスであったため、操作者によるエラーを受けやすいものであった。組み立てプロセスは、多くの場合、最適な位置を達成するために幾つかの確認サイクル及び調節サイクルを必要とする、時間のかかるものであった。各リブは８つの固有のゲージのセットを必要とし、結果として大量のツーリング（tooling：工具準備）が必要となっていた。

加えて、ウイングボックスの構造的構成部品の少なくとも幾つかに関して、従来の金属材料から複合材料、例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）への移行）に伴い、公差が大きくなり、より多くの複雑性及び変動性が組み立てプロセスに加わっている。

さらに、航空機翼は従来から垂直な向きで（すなわちリブが直立した状態で）組み立てられていたのに対し、翼を水平な向き（すなわち水平飛行の向き）で組み立てることには利点がある。しかし、組み立て中の構造的な翼構成部品の手動の操作は、この水平な向きでは、重力の影響に起因してより困難となる。

本発明の一態様は、航空機翼の組み立て中にリブ−桁接合部を形成する方法であって、第１の整合機構（coordination feature）を有するリブポストが固定的に取り付けられている桁を準備することと、第１のツーリング機構（tooling feature）を有するウェブを有するリブを準備することと、前記第１のツーリング機構と協働する第２のツーリング機構、前記第１の整合機構と協働する第２の整合機構、及び複数のドリルブッシュを有するツーリング構成部品を準備することと、前記第１のツーリング機構及び前記第２のツーリング機構を位置合わせすることによって前記ツーリング構成部品を前記リブのウェブに固定的に取り付けることと、前記第１の整合機構及び前記第２の整合機構を位置合わせすることによって前記リブと前記桁とを位置合わせすることと、前記ツーリング構成部品の前記ドリルブッシュで前記リブ及び前記リブポストに締結孔を穿孔することと、前記ツーリング構成部品を前記リブのウェブから取り外すことと、リブ−桁接合部を形成するように、前記締結孔を用いて前記リブを前記リブポストに締結することとを含む、リブ−桁接合部を形成する方法を提供する。

本発明は、整合機構及びツーリング機構が組み立ての前にそれぞれ桁（リブポスト）及びリブ構成部品に形成されることで、組み立て中に最小限の再利用可能なツーリングを用いて整合機構を位置合わせすることによって、リブ構成部品及び桁構成部品が互いに対して据え付けられる（set：組み付けられる）。この方法は「部品対部品（part-to-part）」の原理である。整合機構及びツーリング機構は、組み立て前に高精度で位置決めすることができ、組み立て中の操作者によるエラーを最小限に抑えることができるため、完成した翼アセンブリは必要とされる空気力学的プロファイルを満たす。これは、特に複合材料が用いられる場合に、従来から採用されてきた「ベストフィット」アプローチに勝る有意な改善である。組み立て作業は、構成部品の操作が必要ではないため、以前よりもはるかに迅速に完了することができ、これによって組み立て時間が短縮するとともに生産性が増す。

ツーリング機構は、ツーリングピン（例えばボルト又は他の取り外し可能なツーリング締結具）を受け入れる孔とすることができ、ツーリング構成部品をリブのウェブに取り付けるステップは、位置合わせされたツーリング孔を用いることを含み得る。第１のツーリング機構（複数の場合もあり）は、リブ形状が機械加工されるリブのデータム(datum：基準)構造を形成することができる。ツーリング機構は、高精度で位置決めすることができる。完成したアセンブリに第１のツーリング機構があるままであるため、このツーリング機構が良好な疲労性能のためのほぼ円形の孔であることが有利である。

整合機構は、位置決めピンを受け入れる孔とすることができ、位置合わせステップは、位置合わせされた整合機構に位置決めピンを通すことを含み得る。位置決めピンは、１つ又は複数の方向に最小限の、又はゼロの遊びを有して孔内に嵌合するために、正確に画定された適切な寸法を有することができる。これは、リブ構成部品及び桁構成部品を正確に位置合わせすることができることを確実にする。孔は、ほぼ円形とすることができるか、又は細長いスロットとして形成することができる。細長いスロットの場合、位置決めピンは、１つの方向に最小限の、又はゼロの遊びを有することができる。

ツーリング構成部品のドリルブッシュは直線状に配置することができる。このことは、完成したリブ−桁接合部を通じた荷重伝達を改善することを助ける。

第２の整合機構は、ドリルブッシュのラインからオフセットすることができる。第１の整合機構及び第２の整合機構はドリルブッシュで締結孔を穿孔する前に位置合わせされているため、このオフセットは、第１の整合機構が完成したリブ−桁接合部を通じた荷重伝達に有意な影響を与えないことを確実にする。

リブと桁とを位置合わせするステップは、リブポストとリブのウェブの対向する面を合わせることを含むことができる。

方法は、リブと桁とを位置合わせした後で、締結孔を穿孔する前に、リブのウェブ及びリブポストをツーリング機構とバッキング構成部品との間にクランプすることを更に含むことができる。バッキング構成部品は、再利用可能なツーリングの別の部片とすることができ、穿孔中に接合部にわたる均一な圧力を確実にするために用いることができる。バッキング構成部品は、ツーリング構成部品のツーリング機構と位置合わせするためのツーリング機構を有することができる。

ツーリング構成部品は、一方が他方よりも高い寸法公差に設定された２つの第２のツーリング機構を有することができる。高いほうの公差の第２のツーリング機構を、低いほうの公差の第２のツーリング機構よりも先に、協働する第１のツーリング機構と位置合わせさせることができる。これは、ツーリング構成部品をリブのウェブに取り付けるときの位置合わせを改善することができる。

方法は、ツーリング構成部品とリブのウェブとの間にスペーサー構成部品を設けることを更に含むことができる。リブのウェブへの損傷を回避するために、スペーサー構成部品を用いて穿孔ステップ中に屑収集領域を提供することができる。

本発明の更なる態様は、航空機翼を組み立てる方法であって、第１の態様の方法に従って前桁とリブとの間に前方のリブ−桁接合部を形成することと、第１の態様の方法に従ってリブと後桁との間に後方のリブ−桁接合部を形成することとを含む、航空機翼を組み立てる方法を提供する。

リブのウェブは、前桁に隣接する、第１の整合機構及び第２の整合機構と協働する第３の整合機構を有することができる。リブのウェブは後桁に隣接する整合機構は有しなくてもよい。リブのウェブの一端にのみ第３の整合機構を設けることによって、アセンブリ公差に対処する。アセンブリ公差に別の方法で対処することができる幾つかの状況では、リブのウェブの両端に整合機構を含むことが望ましい場合がある。

前方のリブ−桁接合部を形成するための、協働する第１の整合機構から第３の整合機構は、それぞれをほぼ同一のほぼ円形の孔とすることができ、リブと前桁とを位置合わせするステップは、位置合わせされた孔に位置決めピンを位置決めすることを含むことができる。

後方リブポストの第１の整合機構はほぼ円形の孔とすることができ、後方ツーリング構成部品の第２の整合機構は翼弦方向に細長いスロットとすることができ、リブと後桁とを位置合わせするステップは、孔と位置合わせされたスロットに位置決めピンを位置決めすることを含むことができる。

この組み立て方法を、リブ−桁接合部を用いて前桁及び後桁間で複数のリブを接合するように繰り返すことができる。

航空機翼は、リブの長手方向軸がほぼ水平である状態（すなわち水平飛行の向き）で組み立てることができる。水平な向きは、操作者の安全性を改善することができ、高さが制限された建物における組み立てを可能にする。しかし、本発明は、垂直な向き（すなわちリブの長手方向軸がほぼ垂直）での翼の組み立てにも適用可能である。

ここで、本発明の実施形態を添付の図面を参照して説明する。

組み立て中の航空機のウイングボックスの垂直断面図である。 組み立て中の航空機のウイングボックスの中心線に沿った水平断面図である。 ウイングボックスを組み立てるための第１の代替的なツーリング配置を示す図である。 ウイングボックスを組み立てるための第２の代替的なツーリング配置を示す図である。 ウイングボックスを組み立てるための第３の代替的なツーリング配置を示す図である。 ウイングボックスを組み立てるための第４の代替的なツーリング配置を示す図である。

図１は、組み立て中の航空機のウイングボックス１の垂直断面図を示す。ウイングボックスは、前桁２と、後桁３と、桁２、３間に延びる複数のリブ（リブ４のうちの１つの輪郭を図１に破線で示す）と、桁２、３間に延びる上側翼カバー及び下側翼カバー、すなわち外板（図示せず）とを含む。前桁２には、リブポスト５が固定的に取り付けられており、後桁３には、リブポスト６が固定的に取り付けられている。ウイングボックスは、複数のリブ４のそれぞれを、前桁２及び後桁３に沿って離間した位置に取り付けられているそれぞれのリブポスト５、６に取り付けることによって組み立てる。その後、上側翼カバー及び下側翼カバー（図示せず）を、桁フランジ２ａ、２ｂ、３ａ、３ｂ、及びリブ４のリブ脚部（図示せず）に取り付ける。

ここで、リブ４のリブポスト５、６への取り付けを詳細に説明する。前桁２及び後桁３を互いに対して所定の位置に固定する。これは、例えば適切な治具を用いて行うことができる。桁２、３を正しい向きで位置決めする前に、リブポスト５、６をそれらのそれぞれの桁２、３に固定的に取り付ける。前方リブポスト５は、この場合では前桁２の踵点２ｃ、２ｄに対して正確に予め穿孔されている円形の貫通孔７である第１の整合機構を含む。この例では、リブポスト５の貫通孔７は桁の踵点２ｃ、２ｄ間の中心に、前桁２から所定距離のところに位置付けられているが、孔７は、許容可能な公差で踵点２ｃ及び２ｄに対して位置決めされているのであれば、接合部の上部又は底部により近くにあることができる。代替的には、桁の周囲寸法の公差が許容可能な既知のレベルに制御されるのであれば、前方リブポスト５の調整孔７は、上側踵点２ｃのみに対して据え付けることができる。

後方リブポスト６も、この場合も同様に、後桁３の踵点３ｃ、３ｄに対して正確に予め穿孔されている円形の貫通孔８である第１の整合機構を有する。この例では、リブポスト６の貫通孔８は桁の踵点３ｃ、３ｄ間の中心に、後桁３から所定距離のところに位置付けられている。

リブ４は、該リブの前方に向かって一対の第１のツーリング機構と、該リブ４の後方に向かって一対の第１のツーリング機構とを有する。この例では、第１のツーリング機構はそれぞれ、リブ４のウェブの貫通孔９を含む。リブ４のウェブの第１のツーリング機構９は、組み立て前にリブ構成部品に正確に予め穿孔されている。リブ４の４つのツーリング孔９は、リブ４の全ての機構が機械加工されるデータム構造を画定する。例えば、リブ構成部品４の後方つま先点１０ａ、１０ｂは、後方ツーリング孔９のそれぞれからオフセット距離ｄ１又はｄ２の距離にある（dimensioned）。

前方ツーリング構成部品１１を用いて、リブ４を前方リブポスト５と正しく位置合わせし、後方ツーリング構成部品１２を用いて、リブ４を後方リブポスト６と位置合わせする。前方ツーリング構成部品１１は、リブ４の第１のツーリング機構９の前方対と協働する一対の第２のツーリング機構１３を含む。したがって、この例では、第２のツーリング機構１３は、円形の貫通孔９と同様の直径を有する、前方ツーリング構成部品１１の円形の貫通孔である。第２のツーリング機構１３の相対的な配置（orientation）は、第１のツーリング機構９の相対的な配置と同一である。

前方ツーリング構成部品１１は、前方リブポスト５の第１の整合機構７と協働する第２の整合機構１４を更に含む。したがって、この例では、第２の整合機構１４は、第１の整合機構７と同様の直径を有する円形の貫通孔である。第２のツーリング機構１３に対する第２の整合機構１４の相対的な位置決めは、前方ツーリング構成部品１１が第１のツーリング機構９及び第２のツーリング機構１３を用いてリブ４に取り付けられて第１の整合機構７及び第２の整合機構１４が位置合わせされたときに、リブ４が前桁２に対して正しい向き及び位置にあるようなものである。

前方ツーリング構成部品１１は、リブ４が前桁２と位置合わせされるとリブ４及び前方リブポスト５に締結孔を穿孔するために用いられる複数のドリルブッシュ１５を更に含む。ドリルブッシュ１５は、ほぼ垂直かつ直線状に配置される。

後方ツーリング構成部品１２は、リブ４の第１のツーリング機構９の後方対と協働する一対の第２のツーリング機構１６を含む。したがって、この例では、第２のツーリング機構１６は、第１のツーリング機構９の円形の貫通孔と同様の直径を有する円形の貫通孔である。第２のツーリング機構１６の相対的な配置は、第１のツーリング機構９の相対的な配置と同じである。

リブ４の第１のツーリング機構９の場合、各対のツーリング孔の上側の孔は、データム構造を形成するマスター孔であり、下側ツーリング孔を含む全ての他の機構は上側ツーリング孔を基準にして機械加工される。前方ツーリング構成部品１１の第２のツーリング機構１３及び後方ツーリング構成部品１２の第２のツーリング機構１６の孔径は、（後述するような）ツーリングピンの嵌合を可能にするとともに公差を生じさせるように第１のツーリング機構９の孔径とは僅かに異なる。

後方ツーリング構成部品１２は、後方リブポスト６の第１の整合機構８と協働する第２の整合機構１７を更に含む。第２の整合機構１７は、第１の整合機構８の直径とほぼ同じである高さを有するがウイングボックスの翼弦方向に細長い、細長いスロットである。第２のツーリング機構１６に対する第２の整合機構１７の相対的な位置決めは、後方ツーリング構成部品１２が第１のツーリング機構９及び第２のツーリング機構１６を用いてリブ４に取り付けられ、第１の整合機構８及び第２の整合機構１４が位置合わせされたときに、リブ４が後桁３に対して正しい向き及び垂直位置にあるようなものである。

後方ツーリング構成部品１２は、リブ４が後桁３と位置合わせされるとリブ４及び後方リブポスト６に締結孔を穿孔する複数のドリルブッシュ１８を更に含む。ドリルブッシュ１８は、ほぼ垂直かつ直線状に配置される。

リブ構成部品４のウェブは、第１のツーリング機構９に加えて、前方リブポスト５の第１の整合機構７及び前方ツーリング構成部品１１の第２の整合機構１４それぞれと協働する前方（第３の）整合機構１９を更に含む。したがって、前方整合機構１９は、第１の整合機構７の円形の貫通孔及び第２の整合機構１４の円形の貫通孔と同様の直径を有する円形の貫通孔である。リブ構成部品４は、後方リブポスト６に隣接する同様の整合機構は有しない。

図２は、組み立て中の航空機のウイングボックス１の水平断面図を示す。ここで、航空機のウイングボックス１を組み立てる方法を図１及び図２を参照して説明する。

まず、前方ツーリング構成部品１１及び後方ツーリング構成部品１２を、第１のツーリング機構９及び第２のツーリング機構１３、１６を用いてリブ構成部品４のウェブに取り付ける。リブ構成部品４の第１のツーリング機構９を、前方ツーリング構成部品１１の第２のツーリング機構１３及び後方ツーリング構成部品１２の第２のツーリング機構１６と位置合わせする。前方ツーリング構成部品１１がリブ構成部品４に取り付けられた状態では、前方整合機構１９がリブ構成部品４において第１のツーリング機構９に対して正確に位置決めされていると仮定すると、第２の整合機構１４は、前方（第３の）整合機構１９と同軸上にある。

次いで、各自のリブポスト５、６を有する前桁２及び後桁３を、メイン組み立て治具において所望の向きで固定的に位置決めする。

前方ツーリング構成部品１１及び後方ツーリング構成部品１２が取り付けられているリブ４を、前方リブポスト５及び後方リブポスト６に隣接して位置決めする。ツーリング構成部品バッキングプレート２０を、リブのウェブの他方の面に位置決めする。各バッキングプレート２０は、前方ツーリング構成部品１１及び後方ツーリング構成部品１２のそれぞれに用いられる。なお、ツーリング構成部品１１、１２及びそれらのそれぞれのバッキングプレート２０がリブポスト５、６の周りにサンドイッチ構成を形成するため、バッキングプレート２０が定位置にある状態でリブ４を桁（リブポスト５、６）に対して設置することは概ね不可能である。バッキングプレート２０は、第１のツーリング機構９の貫通孔及び第２のツーリング機構１３、１６の貫通孔と位置合わせされるツーリング貫通孔２１を有する。前方ツーリング構成部品１１及び後方ツーリング構成部品１２並びにそれらのそれぞれのバッキングプレート２０をリブ構成部品４の前端及び後端に取り付けるために、ナットとボルトとの組合せ２２（又は他の取り外し可能なツーリング締結具）等のツーリングピンを、位置合わせされたツーリング貫通孔のそれぞれに挿入する。ナットとボルトとの組合せ２２はこの段階では完全には締め付けられない。

リブ４を、第１の整合機構７と前方ツーリング構成部品１１の第２の整合機構１４とを位置合わせすることによって前方リブポスト５と位置合わせする。第１の整合機構７及び第２の整合機構１４が適切に位置合わせされると、リブ構成部品４を前方リブポスト５に対してピン留めするように前方位置決めピン２３を第２の整合機構１４、第１の整合機構７及び前方整合機構１９に挿入することができる。

リブ構成部品４を、第１の整合機構８及び第２の整合機構１７を垂直方向に位置合わせすることによって後方リブポスト６と位置合わせする。後方ツーリング構成部品１２の第２の整合機構１７は翼弦方向に細長いスロットであるため、組み立てにおける公差に対処することができる。後方の第１の整合機構８及び第２の整合機構１７が位置合わせされた状態で、後方位置決めピン２４を、第２の整合機構１７の細長いスロット及び第１の整合機構８の円形の貫通孔に挿入することができる。なお、リブ構成部品４は後方にはそれ自体の整合機構を有しない。細長いスロット１７における後方位置決めピン２４の前後位置は、組み立てにおいて生じた公差に依存する。

ここで、リブ構成部品４が前方リブポスト５及び後方リブポスト６の両方に対して正しく位置合わせされた状態で、ツーリング構成部品１１、１２を、ナットとボルトとの組合せ２２を用いて完全に締め付ける。穿孔工具を使用して、前方ツーリング構成部品１１及び後方ツーリング構成部品１２においてドリルブッシュ１５、１８を用いることで前方リブポスト５及び後方リブポスト６並びにリブ構成部品４に締結孔の列を穿孔する。穿孔作業後、ナットとボルトとの組合せ２２、前方ツーリング構成部品１１及び後方ツーリング構成部品１２並びにそれらのそれぞれのバッキングプレート２０を取り外す。前方リブポスト５及び後方リブポスト６並びにリブ構成部品４に穿孔された複数列の締結孔は、屑を取り除かれて（cleaned）バリ取りされる。リブのウェブへの損傷を回避するために、穿孔ステップ中に屑収集領域を提供するようにリブのウェブとツーリング構成部品１１、１２との間にスペーサー構成部品を位置決めすることができる。

屑を取り除いた後、リブ構成部品４を、再びリブポスト５、６に対して持ち上げて（offered up）穿孔孔を用いてリブポスト５、６に締結し、リブ構成部品４と前方リブポスト５及び後方リブポスト６との間にリブ−桁接合部を形成する。

ツーリング構成部品１１、１２、バッキングプレート２０、ツーリングピン２２及び位置決めピン２３、２４は、航空機のウイングボックス組み立てラインにおいて更なるリブ−桁接合部を形成するために再利用することができる。

図３は、航空機のウイングボックス１の組み立て中にリブ−桁接合部を形成する代替的な後方ツーリング構成部品１２’を示す。同様の参照符号を、前述した部品と同様の部品を示すのに用いている。ここでは図１と図３との違いのみを説明する。変更された後方ツーリング構成部品１２’には、前述したスロット１７と同様の翼弦方向に細長いスロットとして第２の整合機構１７’が形成されている。しかし、スロット１７’は、後方ツーリング構成部品１２’の後縁の「グローアウト（grow out：ひとまわり大きい）」ループ１２ａに形成されている。全ての他の点では、後方リブ−桁接合部のツーリング及び形成は前述したものと同一である。

後方ツーリング構成部品１２’のグローアウト部分１２ａにスロット１７’を形成することは、後方リブポスト６の第１の整合機構８’をドリルブッシュ１８から翼弦方向にオフセットすることができ、したがってリブ−桁接合部の形成中に後方リブポスト６に穿孔される締結孔の列からオフセットされるという利点を提供する。

図４は、航空機のウイングボックス１の組み立て中に後方のリブ−桁接合部を形成する更なる代替的なツーリング及び方法を示す。この代替的な例では、変更された後方ツーリング構成部品１２’’には、該ツーリング構成部品１２’’の上側後方角部に細長いスロット１７’’としてその第２の整合機構が形成されている。この例では後方リブポストも変更されており、この変更された後方リブポスト６’’は、その上縁にラグ延長部（lug extension）６ａを有し、第１の整合機構８’’がラグ６ａに形成される。第１の整合機構８’’は、後桁３の周囲寸法が正確に制御されれば、該桁の上面に対して、桁の供給元によって正確に位置決めすることができる。

第１の整合機構８’’及び第２の整合機構１７’’は、後方のリブ−桁接合部の形成中に位置合わせされる必要がある。残りの機構に関しては、同様の参照符号を用いて、図１を参照して上述した部品と同様の部品を示しており、リブ−桁接合部を形成するステップは前述と変わらない。

変更された後方リブポスト６’’に第１の整合機構８’’を形成することは、完成した航空機のウイングボックス１にあるままである第１の整合機構８’’が、後方のリブ−桁接合部の形成中に後方リブポスト６’’に形成される締結孔の近くの応力集中領域からまた更に移動する（removed）という利点を有する。

図４に示される第１の整合機構及び第２の整合機構の位置決めは単なる例示であり、ラグ延長部は代替的に後方リブポストの前縁から延びるように位置決めされてもよいことが理解されるであろう。図５は、この変形形態を示しており、同様の参照符号を用いて図１と同様の部品を示している。

図５に示される代替的な例では、変更された後方ツーリング構成部品１２’’’には円形の孔１７’’’としてその第２の整合機構が形成されており、変更された後方リブポスト６’’’はその前縁にラグ延長部６ｂを有する。第１の整合機構は、ラグ６ｂに翼弦方向の細長いスロット８’’’として形成される。

図２を参照して上述した実施形態では、位置決めピン２３及び２４はバッキングプレート２０内には延びないが、バッキングプレート内に延びるより長い位置決めピンを用いる場合には何らかの改善された位置合わせを達成することができることが理解されるであろう。図６はこの代替的な実施形態を示し、同様の参照符号を用いて図２と同様の部品を示している。

図６に示されるように、ツーリング構成部品の第２の整合機構１４、１７と同様のそれぞれの第２の整合機構１４ａ、１７ａをそれぞれ有する変更されたバッキングプレート２０ａが用いられる。第２の整合機構１４ａ、１７ａは、図２に示される位置決めピン２３、２４よりも長い変更された位置決めピン２３ａ、２４ａの遠位端を受け入れる。

リブ４には、該リブの据え付け（全ての据え付けは前方ツーリング構成部品１１及び第１のツーリング機構９によるものである）においては役割を果たさない逃げ孔として、変更された前方整合機構１９ａが形成されている。この逃げ孔は最終サイズまで開く縮小状態の締結位置とすることができ、リブが据え付けられると、締結具が設置される。

変更された後方リブポスト６’’’’は、その上縁から延びるラグ延長部６ｃを有する。ラグ６ｃは円形の孔（第１の整合機構）８’’’’を有する。後方ツーリング構成部品１２の細長いスロット（第２の整合機構）１７は、第１の整合機構８’’’’及び第２の整合機構１７が位置合わせされると後方位置決めピン２４ａが第１の整合機構８’’’’及び第２の整合機構１７を通り、リブ４の上部を越えてバッキングプレート２０ａの細長いスロット１７ａに入るように、ツーリング構成部品１２の上部付近に位置決めされる。リブ４にピン２４ａが通るスロットを形成することは望ましくないため、より長い後方位置決めピン２４ａがリブ４の上部を越えることが重要である。

本発明を、１つ又は複数の好ましい実施形態を参照して上述したが、添付の特許請求の範囲において規定されるような本発明の範囲から逸脱することなく様々な変形又は変更を行うことができることが理解されるであろう。

Claims (15)

1. 航空機翼の組み立て中にリブ−桁接合部を形成する方法であって、
   第１の整合機構を有するリブポストが固定的に取り付けられている桁を準備することと、
   第１のツーリング機構を有するウェブを有するリブを準備することと、
   前記第１のツーリング機構と協働する第２のツーリング機構、前記第１の整合機構と協働する第２の整合機構、及び複数のドリルブッシュを有するツーリング構成部品を準備することと、
   前記第１のツーリング機構及び前記第２のツーリング機構を位置合わせすることによって前記ツーリング構成部品を前記リブのウェブに固定的に取り付けることと、
   前記第１の整合機構及び前記第２の整合機構を位置合わせすることによって前記リブと前記桁とを位置合わせすることと、
   前記ツーリング構成部品の前記ドリルブッシュで前記リブ及び前記リブポストに締結孔を穿孔することと、
   前記ツーリング構成部品を前記リブのウェブから取り外すことと、
   リブ−桁接合部を形成するように、前記締結孔を用いて前記リブを前記リブポストに締結することと、
   を含む、リブ−桁接合部を形成する方法。
2. 前記ツーリング機構は締結孔であり、前記ツーリング構成部品を前記リブのウェブに取り付けるステップは、位置合わせされた前記締結孔を用いて締結することによるものである、請求項１に記載の方法。
3. 前記整合機構は位置決めピンを受け入れる孔であり、前記位置合わせするステップは、位置合わせされた前記整合機構に位置決めピンを通すことを含む、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記ツーリング構成部品の前記ドリルブッシュは直線状に配置される、請求項１〜３のいずれか１項に記載の方法。
5. 前記第２の整合機構はドリルブッシュのラインからオフセットされる、請求項４に記載の方法。
6. 前記リブと前記桁とを位置合わせするステップは、前記リブポスト及び前記リブのウェブの対向する面を合わせることを含む、請求項１〜５のいずれか１項に記載の方法。
7. 前記リブと前記桁とを位置合わせした後で、前記締結孔を穿孔する前に、前記リブのウェブ及び前記リブポストを前記ツーリング構成部品とバッキング構成部品との間にクランプすることを更に含む、請求項１〜６のいずれか１項に記載の方法。
8. 前記ツーリング構成部品は、一方が他方よりも高い寸法公差に設定された２つの第２のツーリング機構を有する、請求項１〜７のいずれか１項に記載の方法。
9. 前記ツーリング構成部品と前記リブのウェブとの間にスペーサー構成部品を設けることを更に含む、請求項１〜８のいずれか１項に記載の方法。
10. 航空機翼を組み立てる方法であって、請求項１に記載の方法に従って前桁とリブとの間に前方のリブ−桁接合部を形成する第１のステップと、請求項１に記載の方法に従って前記リブと後桁との間に後方のリブ−桁接合部を形成する第２のステップとを含む、航空機翼を組み立てる方法。
11. 前記リブのウェブは、前記前桁に隣接する、前記第１の整合機構及び前記第２の整合機構と協働する第３の整合機構を有し、前記リブのウェブは前記後桁に隣接する整合機構は有しない、請求項１０に記載の方法。
12. 前記前方のリブ−桁接合部を形成するための、協働する前記第１の整合機構から前記第３の整合機構は、それぞれがほぼ同一のほぼ円形の孔であり、前記リブと前記前桁とを位置合わせするステップは、位置合わせされた前記孔に位置決めピンを位置決めすることを含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記後方リブポストの前記第１の整合機構はほぼ円形の孔であり、前記後方ツーリング構成部品の前記第２の整合機構は翼弦方向に細長いスロットであり、前記リブと前記後桁とを位置合わせするステップは、前記孔と位置合わせされた前記スロットに位置決めピンを位置決めすることを含む、請求項１０〜１２のいずれか１項に記載の方法。
14. リブ−桁接合部を用いて前記前桁及び前記後桁間に複数のリブを接合するように、前記第１のステップと前記第２のステップとを繰り返すことを更に含む、請求項１０〜１３のいずれか１項に記載の方法。
15. 前記航空機翼は、前記リブの長手方向軸がほぼ水平である状態で組み立てられる、請求項１〜１４のいずれか１項に記載の方法。
    
    

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