KR20160130698A - 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법 - Google Patents

쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법 Download PDF

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Abstract

방법이 다수의 섹션으로 이루어지는 항공기 구조체 어셈블리(300)를 조립하기 위해 제공되고, 그에 따라 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용을 없게 한다. 방법은 각각의 조정가능 지지체(310) 상에서 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)을 지지하는 단계와, 그 사이에 상호연결 프레임 섹션(306)을 위치시키는 단계를 포함한다. 방법은 상호연결 프레임 섹션(306)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(316)을 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314)과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314, 316)을 통해 파스너(318)를 설치하는 단계를 포함한다. 방법은 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304) 및 상호연결 프레임 섹션(306)에 관하여 구조적 결합 섹션(308)을 위치시키고 구조적 결합 섹션(308)의 제2 미리 드릴링된결합 구멍(320)을 프레임 섹션(302, 304, 306) 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(322, 324)과 정렬시키며, 구조적 결합 섹션(308)을 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된결합 구멍(320, 322, 324)을 통해 파스너(326)를 설치하는 단계를 포함한다.

Description

쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법{ASSEMBLY OF AN AIRCRAFT STRUCTURE ASSEMBLY WITHOUT SHIMMING, LOCATING FIXTURES OR FINAL-HOLE-SIZE DRILL JIGS}
본 발명은 일반적으로 항공기 부품 기계가공 및 조립에 관한 것으로, 특히 소정의 쉬밍(shimming), 위치결정 고정구(locating fixtures) 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그(final-hole-size drill jigs)의 이용이 없는 항공기 구조체 어셈블리의 조립에 관한 것이다.
항공기의 설계 및 제조와 같은 복잡한 제조 프로젝트는 일반적으로 설계 엔지니어링(design engineering), 제조 엔지니어링(manufacturing engineering) 및 때때로 수치 제어(numerical control; NC) 프로그래밍의 성공적인 통합을 요구한다. 항공기의 생산은, 예컨대 전형적으로 엔지니어링 설계 데이터에 따라 항공기를 생산하도록 종합 계획에 따라 수 많은 부품과 관련된 공정의 성공적인 통합을 요구하고, NC 프로그래밍 기술에 따른 다수의 구성요소, 어셈블리들, 및 서브-어셈블리들의 자동화된 제조를 포함한다.
설계 엔지니어링은 종종 도면, 사양서, 부품 리스트 및 다른 설계-관련 엘리먼트를 준비하기 위해 그래픽, 계산 집중(calculation intensive) CAD(computer-aided design) 시스템을 이용하게 된다. 현대의 CAD 시스템에 있어서, 구성요소 부품은 구성요소 정의(component definition)를 얻기 위해 3차원(three-dimensions; 3D)으로 기하학적으로 모델링하는 것에 의해 설계된다. 많은 현대의 항공기 구성요소 부품을 위한 복잡한 3D 기하학 모델을 설계하고 개발하는 것은 강력하지만 구성요소 부품 성능 및 설계 제약이 제조 능력 및 비용에 대해 균형이 이루어지는 곳에서는 고가이고 복잡한 공정이다. 제조는 이들 문제를 균형맞추는데 상당히 많은 노력과 자원을 소비한다. 이러한 노력의 주요 생성물은 그들 각각의 미리 정의된 치수 허용오차(dimensional tolerances)를 포함하는 구성요소 부품의 3D 기하학 모델과 구성요소 부품의 어셈블리이다. 제조 공정의 대부분은 구성요소 부품의 3D 기하학 모델과 어셈블리에서 그리고 그 사이에서 정의된 제약을 효율적으로 달성하는 것 주위를 맴돌게 된다.
현재, 현대의 제조업자들은 각 구성요소 부품 및 어셈블리에 대한 3D 기하학 모델을 개발하고 개선하기 위해 그들의 자원의 상당한 비율을 소비한다. 엔지니어는 이어 세부사항에 대해 2차원(2D) 도면을 생성하고, 구성요소 부품 특징과 어셈블리 구성에 대한 치수 및 허용오차 범위를 포함해야만 한다. 이 공정은 구성 제어 및 "제조에 대한 권한(authority for manufacturing)"으로서 2D 도면을 정의한다. 이 공정은 생성되어져야만 하는 구성요소의 일련의 2D 투시도를 발생시키는 것을 요구하고, 그 후, 허용오차는, 허용오차 범위(tolerance ranges)가 구성요소 부품 특징의 끼워맞춤(fit) 및 기능을 기초로 할당되는 곳에서, 2D 도면에 대해 할당되고 열거되어야 한다. 서로 나란히 끼워맞추어지는 2개의 동일-평면(co-planar) 1인치 와이드 플랜지(wide flanges)에 중심이 있는 장착 구멍(mounting holes)의 경우, 서로 나란히 1.000 보다 더 큰 폭을 갖춘 2개의 플랜지를 위치시키는 것은 서로로부터 더 떨어져 쉬프트되는 중심이 있는 장착 구멍을 야기시키고 잠재적으로 결합 구성요소(mating component)에서 구멍 정렬을 방해하므로, 공칭 폭 치수(nominal width dimension)는 1.000인치이고 플랜지의 폭에 대한 허용오차는 +.000/-.030 인치이어야 한다. 1.000 +.000/-.030 인치의 허용오차를 할당하는 것에 의해, 플랜지 폭은 1.000 인치 이하의 치수로 기계가공되어지고, 이는 장착 구멍을 매개로 서로 나란히 위치되고 조립될 때 플랜지 사이에서 단지 갭(gap)을 남긴다.
따라서, 1인치의 공칭 플랜지 폭을 갖춘 부품 플랜지에 대해, 1.000 +.000/-.030 인치의 이러한 할당된 허용오차를 갖는 2D 부품 도면은, 그럼에도 불구하고 1.000 +.000/-.030 인치의 2D 도면 허용오차 내에 남아 있는 0.985 인치 이상 및 이하의 폭을 초래하는 가능한 제조 변동에 대해 허용하도록, 0.985 인치 (+.015/-.015 인치)의 치수 폭에서, 허용오차의 중간점에서 플랜지를 매칭하는 것을 설정하는 제조업자를 초래하게 된다.
허용오차 범위 내에 속하는 부품 특징을 제조하는 이러한 공정은 또한 전형적으로 어셈블리에서 구성요소 부품을 쉬밍하기 위한 갭과, 부품 상세내용의 형상의 부정확한 정의를 초래하고; 최종 구성요소 부품 또는 그들 어셈블리는 이어 종종 제조 동안 다수의 큰 도구를 이용해서 형상으로 만들어진다.
NC 프로그래밍 및 제조 동안, NC 프로그램은 종종 공칭 치수(예컨대, 1.000 인치)는 아니지만, 오히려 2D 부품 도면에서 특정된 허용오차 범위 내의 특정 치수(예컨대, 1.000 +.000/-.030)로 구성요소 부품의 폭 및 특징을 기계가공하도록 설계되고, 따라서 제조 변동은 그럼에도 불구하고 부적합의 위험을 완화시키도록 2D 도면 허용오차 내에 남아있게 된다.
NC 기계가공 도구는 또한 부품을 기계가공하거나, 기계가공 시간을 줄이는데 이용된 도구의 유용성을 지니면서 최대화할 수 있도록 그들의 다양한 치수적 허용오차의 일단 또는 타단에 대해 구멍 또는 특징을 기계가공하도록 설정된다. 예컨대, 기계가공되는 구멍에 대한 공칭 크기 대신, 드릴 비트가 다른 드릴 비트로 교체되어질 필요가 있기 전의 시간을 연장시키기 위해, 기계공(machinist)은 허용오차 내이지만 허용오차 범위의 일단을 향해 쉬프트된 크기의 구멍-형성 도구(hole-forming tool) 또는 드릴 비트(drill bit)를 설치할 수 있고, 이는 처음에 허용오차 범위의 일단에 있는 구멍 직경을 초래하게 되고, 드릴 비트는 최종 구멍 직경을 마모시킴에 따라 허용오차 범위의 타단을 향해 쉬프트하고, 따라서 최대 수의 부품이 점진적으로 마모되어 구멍 직경이 변하지만 허용오차 내에 남아 있는 드릴 비트를 이용해서 생산될 수 있다.
다른 예에서, 밀링 머신(milling machine)의 경로(path)는 허용오차에 남겨지도록 허용된 최소 포켓 깊이(pocket depth)로 밀링하도록 프로그램될 수 있고, 이는 기계가공 공정 동안 허용오차 범위 내에 있는 포켓 깊이를 달성하는데 필요한 반복된 기계가공 경로 통로의 수를 감소시킬 수 있다. 이는 결국 전체 기계가공 시간을 감소시킬 수 있고 부적합의 위험을 완화하도록 얇은 벽 크랙킹(thin-wall cracking)의 위험을 감소시킨다.
구성요소 부품을 제조한 후, 통상적인 제조 기술이 어셈블리를 생산하도록 구성요소 부품을 조립하기 위해 이용되고, 그 중 몇몇은 더 큰 어셈블리에 대한 하위 어셈블리(sub-assemblies)일 수 있다. 전통적으로, 이러한 공정은 소정 위치로 구성요소 부품을 두고 미리 정의된 엔지니어링 요구에 관하여 부품을 위치시키도록 함께 그들을 잠정적으로 조이는 고정 툴링 기술(fixtured tooling techniques)에 의존한다. 파스너에 의해 함께 결합 및 고정된 구성요소 부품에 대해, 양쪽 부품에서 원하는 최종 크기의 구멍을 생산하기 위해, 조립 공정은 또한 전형적으로 결합된 부품 중 하나의 미리 드릴링된 시범 구멍(pre-drilled pilot holes)과, 시범 구멍을 나가서 다른 결합된 부품을 통해 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그를 포함한다.
조립 동안 상기한 쉬밍 뿐만 아니라 위치결정 고정구 및 최종-구멍-크기 지그의 이용은 많은 비용이 들고, 종종 교체되어야만 하는 높은 수준의 부적합성을 초래한다. 전통적인 조립 공정은 또한 종종, 또한 비용 및 시간을 부가하는, 다수의 쉼(multiple shims)의 이용을 포함한다. 몇몇 기술은 조립 후 스캐닝 구성요소 부품을 포함하고, 이어 표면과 정확하게 매치시키기 위해 (단일 어셈블리에 대해 맞춤화된) 각 결합 부품을 프로그래밍하는 것이 개발되고 있다. 그러나, 이는 조립 공정을 완료하기 위해 구성요소 부품의 반복된 조립 및 분해를 요구한다.
본 발명은 상기한 점을 감안하여 발명된 것으로, 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법을 제공함에 그 목적이 있다.
본 발명의 예시적 구현은 개선된 항공기 부품 기계가공 및 조립에 관한 것이다. 예시적 구현에 따르면, 표면 특징 및 구멍이 마무리된 부품의 공칭 치수에 대해 모델링될 수 있는 부품을 위한 3차원(3D) 기하학 모델이 제공된다. 부품의 2D 도면 - 2D 도면에 종종 수반되는 쉬밍 및 부정확한 정의을 위한 갭(gaps) - 없이, 수치 제어(numerically-controlled; NC) 기계가공 프로그램이 3D 기하학 모델로부터 직접적으로 발생될 수 있다. 부품은 이어, 그 다양한 치수 허용오차의 일단 또는 타단에 대한 것 대신, 단일 NC 기계가공 장치 상에서 3D 기하학 모델로부터 공칭 치수에 대해 기계가공될 수 있다.
예시적 구현에 따라 기계가공된 부품은 실질적으로 공칭 치수에 대해 기계가공된 구멍을 포함할 수 있다. 기계가공된 부품의 어셈블리에 관하여, 이들 구멍은 미리 드릴링될 수 있다(기계가공 동안 그리고 조립 이전에 드릴링된다). 실질적으로 공칭 치수에 대해 기계가공되어지는 구멍은 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이(예컨대, 소정의 쉬밍의 이용 없이, 소정의 위치결정 고정구의 이용 없이 그리고 소정의 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이) 조립을 가능하게 할 수 있다. 예시적 구현은 어셈블리에서 모든 구멍의 정렬을 허용하도록 정확성을 달성하기 위해 현대의 NC 머신의 고유 능력을 이용한다, 기계공 또는 하류 조립 오퍼레이터 또는 팀 중 어느 하나를 구입하는 해석을 필요로 하는 없이, 부품이 모델링(디자인)됨에 따라 정확하게 기계가공될 수 있다.
특히, 부품은 공칭(nominal)에 대해 실질적으로 기계가공될 수 있고, 이는 쉬밍 없이 그들의 조립을 허용할 수 있다. 부품의 미리 드릴링된 구멍은, 다수 부품 위치결정 고정구를 요구하는 것 없이, 부품의 정렬 및 조립을 위해 이용될 수 있고; 구멍이 미리 드릴링되는 것에 의해, 부품은 조립에서 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이 조립될 수 있다. 부품은 결합 부품 프로파일을 기계가공하기 위한 그 표면 프로파일을 얻기 위해 스캐닝 없이 조립될 수 있다. 부품은 다수의 공급자 위치에서 기계가공될 수 있고, 또한 조립에서 함께 용이하게 끼워맞추어진다.
적어도 상기로부터, 예시적 구현은 그들의 조립 시간을 줄이고, 재가공을 감소시키며, 요구된 도구를 감소시키고, 쉼(shims)을 제거하는 것에 의해 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 비용을 감소시킬 수 있다. 최종 항공기 구조체 어셈블리는 우수한 부품 끼워맞춤에 기인하여 더 높은 품질의 어셈블리로 될 수 있다. 예시적 구현은 또한 공급자 기반에서 거의 추가 비용 없이 부가되고, 잠재적인 이물질 파편을 감소시키며, 및/또는 청사진에 대해 드릴링되지 않는 구멍을 위한 품질의 비용을 감소시킬 수 있다.
따라서, 본 발명은, 제한 없이, 이하의 예시적 구현을 포함한다. 몇몇 예시적 구현에 있어서, 방법이 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 구조체 어셈블리를 조립하기 위해 제공된다. 항공기 구조체 어셈블리는 제1 및 제2 프레임 섹션, 상호연결 프레임 섹션 및 다수의 구조적 결합 섹션을 포함하는 다수의 섹션으로 이루어진다. 방법은 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 제1 및 제2 프레임 섹션을 지지하는 단계와, 제1 및 제2 프레임 섹션 사이에 상호연결 프레임 섹션을 위치시키는 단계를 포함한다. 방법은 상호연결 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 제1 및 제2 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 포함한다. 다수의 구조적 결합 섹션의 각 구조적 결합 섹션에 대해, 제1 및 제2 프레임 섹션 및 상호연결 프레임 섹션에 관하여 구조적 결합 섹션을 위치시키는 단계를 포함한다. 그리고, 다수의 구조적 결합 섹션의 각 구조적 결합 섹션에 대해, 방법은 구조적 결합 섹션의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 또는 제2 프레임 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 구조적 결합 섹션을 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 포함한다.
상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 방법은 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 위치 및 정렬시키기 위해 기준선 위치에 조정가능 지지체를 위치시키는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 조정가능 지지체는 레이저 계측 시스템을 이용해서 위치된다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 방법은 각각의 3차원 기하학 모델을 기초로 섹션 중 적어도 2개를 수치 제어 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어진다. 이들 예시적 구현에 있어서, 각각의 3차원 기하학 모델의 섹션 중 적어도 2개가 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖추어 섹션 중 적어도 2개가 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공된다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 외부 주변 구조체를 형성하는 제1 및 제2 프레임 섹션으로부터 내부로 항공기 구조체 어셈블리를 조립하기 위해 다수의 구조적 결합 섹션에 대해, 구조적 결합 섹션이 위치되고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 정렬되며, 파스너가 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 설치된다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 제1 및 제2 프레임 섹션이 각각 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션이고, 상호연결 프레임 섹션이 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 포함한다. 이들 예시적 구현에 있어서, 상호연결 프레임 섹션을 위치시키는 단계는 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 위치시키는 단계를 포함한다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 제1 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링된다. 이들 예시적 구현에 있어서, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링되고, 그에 따라 파스너를 설치하는 단계는 서로에 관하여 상호연결 프레임 섹션 및 제1 및 제2 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함한다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 제2 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링된다. 이들 예시적 구현에 있어서, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링됨에 따라, 파스너를 설치하는 단계가 서로에 관하여 구조적 결합 섹션 및 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 또는 제2 프레임 섹션 중 적어도 하나를 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함한다.
몇몇 다른 예시적 구현에 있어서, 방법은 섹션의 정렬을 위한 소정의 위치결정 고정구 또는 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 날개 어셈블리를 조립하기 위해 제공된다. 항공기 날개 어셈블리는 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션 및 다수의 내부 구조적 부재를 포함하는 다수의 섹션으로 이루어진다. 방법은 이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 지지하는 단계와, 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 위치시키는 단계를 포함한다. 방법은 항공기 날개 어셈블리의 외부 주변 구조체를 형성하기 위해, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 포함한다. 다수의 내부 구조적 부재의 각 내부 구조적 부재에 대해, 방법은 외부 주변 구조체 내에 내부 구조적 부재를 위치시키는 단계를 포함한다. 다수의 내부 구조적 부재의 각 내부 구조적 부재에 대해, 방법은 내부 구조적 부재의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키는 단계와, 내부 구조적 부재를 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 포함한다. 항공기 날개 어셈블리는 외부 주변 구조체로부터 내부로 조립된다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 다수의 내부 구조적 부재는 주 날개보를 포함한다. 주 날개보에 대해, 내부 구조적 부재를 위치시키는 단계는 외부 주변 구조체 내에 주 날개보를 위치시키는 단계를 갖추어 이루어진다. 주 날개보에 대해, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 정렬시키는 단계는 주 날개보의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 주 날개보를 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 갖추어 이루어진다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 항공기 날개 어셈블리는 하나 이상의 외부 표피부로 더 이루어진다. 이들 예시적 구현에 있어서, 방법은 소정의 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용없이, 외부 주변 구조체에 관하여 하나 이상의 외부 표피부를 위치시키는 단계와, 하나 이상의 외부 표피부의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍을 외부 주변 구조체의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 하나 이상의 외부 표피부를 고정시키기 위해 정렬된 제4 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 더 갖추어 이루어진다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 방법은 이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 위치 및 정렬시키기 위해 기준선 위치에서 조정가능 지지체를 위치시키는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 조정가능 지지체가 레이저 계측 시스템을 이용해서 위치된다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 방법은 각각의 3차원 기하학 모델을 기초로 섹션 중 적어도 2개를 수치 제어 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 각각의 3차원 기하학 모델의 섹션 중 적어도 2개는 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖추어 섹션 중 적어도 2개가 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공된다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 제1 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링된다. 이들 예시적 구현에 있어서, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링되고, 그에 따라 파스너를 설치하는 단계는 서로에 관하여 내부 및 외부 스팬-방향 섹션 및 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함한다.
소정의 상기 또는 소정의 계속되는 예시적 구현, 또는 그 소정의 조합의 방법의 몇몇 예시적 구현에 있어서, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍은 제2 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링된다. 이들 예시적 구현에 있어서, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링됨에 따라, 파스너를 설치하는 단계는 서로에 관하여 내부 구조적 부재 및 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나를 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함한다.
본 발명의 이들 및 다른 특징, 측면 및 이점은 이하 간략하게 설명되는 첨부 도면과 함께 이하의 상세한 설명을 읽음으로써 명백해질 것이다. 본 발명은 이러한 특징 또는 엘리먼트가 여기서 설명된 특정 예시적 구현에서 명백히 결합되거나 그렇지 않으면 열거되는 여부에 관계없이 본 발명에서 설명하는 2, 3, 4 또는 그 이상의 특징 또는 엘리먼트의 소정의 조합을 포함한다. 본 발명은 전체적으로 판독되도록 의도되고, 따라서 그 양태 및 예시적 구현의 어느 것에서, 본 발명의 소정의 분리가능 특징 또는 엘리먼트는 본 발명의 문맥이 명백히 달리 지시하지 않는 한, 즉 결합가능하도록 의도되는 것으로 보여져야만 한다.
따라서 과제의 해결수단은 단지 본 발명의 몇몇 측면의 기본적인 이해를 제공하도록 몇몇 예시적 구현을 요약하는 목적을 위해 제공됨이 이해될 것이다. 따라서, 상기한 상기 설명된 예시적 구현은 단지 예이고 어떠한 방식으로 본 발명의 범위 또는 정신이 좁아지도록 해석되지 않아야 함을 이해할 것이다. 다른 예시적 구현, 측면 및 이점이, 예로서, 몇몇 설명된 예시적 구현의 원리를 설명하는 첨부 도면과 함께 취해진 이하의 상세한 설명으로부터 명백해질 것이다.
도 1은 본 발명의 예시적 구현에 따른 시스템을 예시한다.
도 2는 몇몇 예시적 구현에 따른 모델-기반 정의(model-based definition) 및 기계가공 시스템(machining system)을 예시한다.
도 3은 몇몇 예시적 구현에 따른, 구성요소 조립 시스템(component assembly system)을 예시한다.
도 4 내지 도 14는 몇몇 예시적 구현에 따른, 섹션의 정렬을 위한 소정의 위치결정 고정구 또는 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 구조체를 조립하기 위해 유용할 수 있는, 구성요소 조립 시스템의 일부분을 예시한다.
도 15 및 도 16은 몇몇 예시적 구현에 따른, 항공기 구조체 어셈블리를 조립하고 항공기 날개 어셈블리를 조립하는 것 각각에 대한 방법의 다양한 단계를 예시하는 플로우차트이다.
도 17은 몇몇 예시적 구현에 따른 장치를 예시한다.
본 발명의 몇몇 구현이 첨부 도면을 참조하여 이후 더욱 상세히 설명되지만, 본 발명의 모든 구현이 도시되는 것은 아니다. 실제로, 본 발명의 다양한 구현은 많은 다른 형태로 구체화될 수 있고 여기서 설명하는 구현으로 한정되는 것으로 해석되어서는 안되고; 오히려, 이들 예시적 구현이 제공되어 본 발명이 완벽하게 완료될 것이고, 당업자에게 본 발명의 범위를 완전히 전달할 것이다. 동일한 참조부호는 전체에서 동일한 엘리먼트를 언급한다.
본 발명의 예시적 구현은 일반적으로 항공기 부품 기계가공 및 조립에 관한 것으로, 특히 항공기 부품을 기계가공하기 위한 모델-기반 정의(model-based definition), 및 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용이 없는 부품의 조립에 관한 것이다. 도 1은 본 발명의 예시적 구현에 따른 시스템(100)을 예시한다. 시스템은 하나 이상의 기능 또는 동작을 수행하기 위한 소정의 다수의 여러 서브시스템(각 개별 시스템)을 포함할 수 있다. 도시된 바와 같이, 예컨대, 시스템은 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(model-based definition and machining subsystem; 102) 및 구성요소 조립 서브시스템(component assembly subsystem; 104)의 각각 중 하나 이상을 포함할 수 있다. 시스템의 일부로서 도시됨에도 불구하고, 서브시스템의 어느 한쪽 또는 양쪽은 다른 서브시스템과 관련 없이 별도의 시스템으로서 기능하거나 동작할 수 있음이 이해되어야만 한다. 또한, 시스템은 도 1에 도시된 것 외에 하나 이상의 부가적 또는 대안적 서브시스템을 포함할 수 있음이 이해되어야만 한다.
모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(102)은 일반적으로 부품이 쉬밍, 다수의 부품 위치결정 고정부, 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이 기계가공되고 조립될 수 있는 방식으로 항공기 부품의 설계 및 모델링을 가능하게 하도록 구성된다. 이들 항공기 부품은, 예컨대 거친 캐스팅(rough castings), 단조(forgings), 거친 복합재 구성요소(rough composite components) 등을 포함할 수 있다. 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템은, 쉼리스(shimless)를 이용하고/드릴 조립 기술이 없을 때, 조립에서 신뢰성있게 끼워맞추어지도록 크기가 만들어지고 허용오차가 이루어진 표면 특징, 구멍 및 위치를 갖는 - 부품을 결합하기 위한 관계형 3D CAD(computer-aided design) 모델과 같은 - 항공기 부품을 위한 3차원(3D) 기하학 모델을 생성할 수 있다.
모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(102)은 그 특징이 원하는 최종 형상으로 정확하게 마무리된 부품의 공칭 치수(nominal dimensions)로 크기가 만들어질 수 있는 항공기 부품의 3D 기하학 모델을 생성하도록 구성될 수 있다. 컴퓨터 NC(CNC)) 기계가공 프로그램과 같은, 수치 제어 기계가공 프로그램(numerically-controlled (NC) machining program)은 3D 기하학 모델로부터 직접 발생될 수 있고, 적절한 NC 기계가공 장치는 3D 기하학 모델 당 원하는 부품의 공칭 형상(nominal shape)에 대해 부품을 기계가공하도록 구성될 수 있다. 부품은, 일반적으로 통상적 관행으로서 소정 위치에서 무시하는 것 대신, NC 기계가공 프로그램의 정확한 공칭 치수에 대해 기계가공될 수 있다. 최종 부품은 이어 항공기 구성요소의 조립 시에 쉼이 없고, 최소 툴링(tooling)이며, 드릴링이 없는 것을 이용해서 조립될 수 있다. 이와 관련하여, 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템은 라인 업(line up)에 대해 어셈블리의 모든 구멍을 허용하도록 정확성을 달성하기 위해 현대의 NC 기계가공 장치의 고유한 성능을 이용할 수 있다. 부품은, 부품 공급자나 하류 조립 팀의 어느 한 쪽에 의한 해석없이, 모델링(설계)됨에 따라 정확하게 기계가공될 수 있다.
구성요소 조립 서브시스템(104)은 일반적으로, 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(102)을 통해 기계가공된 섹션과 같은, 섹션(sections)으로 이루어진 항공기 구조체 어셈블리의 조립을 가능하게 하도록 구성될 수 있다. 구성요소 조립 서브시스템은 쉬밍, 다수의 부품 위치결정 고정구, 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그 없이, 다수의 공급자 위치에서 기계가공된 섹션으로 항공기 구조체 어셈블리의 조립을 가능하게 할 수 있다. 본 발명의 예시적 구현에 따르면, 구조체 어셈블리의 섹션은 섹션의 정렬 및 조립을 위해 이용될 수 있는 미리 드릴링된 파스너 구멍(pre-drilled fastener holes)을 포함한다. 파스너 구멍(fastener holes)은, 드릴 지그를 이용하는 조립 동안과는 반대로, 조립 이전에 미리 드릴링될 수 있어, 대부분 모든 구멍은 세부 기계가공 시에는 드릴링되지 않는다. 구성요소 어셈블리 서브시스템은 또한 결합 부품 프로파일(mating part profile)을 기계가공하기 위한 그 표면 프로파일을 얻기 위해 부품을 스캐닝(scanning)하는 것 없이 부품의 조립을 가능하게 한다. 예시적 구현의 시스템(100)을 통해, 항공기 부품은, 감소된 재가공, 감소된 툴링, 쉼(shims)에 따라, 적은 시간으로 설계, 기계가공 및 조립될 수 있다. 이는 우수한 섹션 끼워맞춤(superior section fit)에 기인하여 더 높은 수준의 구조체 어셈블리를 초래할 수 있다. 시스템은 공급자 기반에서 추가 비용 없이 구현될 수 있고, 이는 잠재적인 미물질 잔해(foreign object debris)를 줄일 수 있으며, 및/또는 이는 청사진(blueprint)에 대해 드릴링되지 않는 구멍을 위한 품질의 비용을 줄일 수 있다.
도 2는 몇몇 예에서 도 1의 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(102)에 대응할 수 있는 모델-기반 정의 및 기계가공 시스템(200)을 예시한다. 모델-기반 정의 및 기계가공 시스템은, 3D 기하학 모델러(3D geometry modeler; 202), NC 프로그램 발생기(NC program generator; 204), 및 구멍-형성 도구(hole-forming tool; 208) 및/또는 표면 기계가공 도구(surface machining tool; 210)를 갖는 NC 기계가공 장치(NC machining apparatus; 206)와 같은, 서로에 대해 결합된 각 다수의 구성요소 중 하나 이상을 포함할 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 모델-기반 정의 및 기계가공 시스템은 단지 단일 NC 기계가공 장치만을 포함할 수 있다.
3D 기하학 모델러(202)는 표면 특징 및 그에 의해 표현된 구멍을 갖춘 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델(212)을 생성하도록 구성될 수 있다. 이에 대해, 몇몇 예에서, 3D 기하학 모델러는, 프랑스의 벨리지 빌라꾸브레이(Velizy-Villacoublay)의 다쏘 시스템스 에스. 아.(Dassault Systemes S.A.)로부터 이용가능한, CATIA 디지털 모델링 시스템과 같은, 상업적으로 이용가능한 CAD 시스템을 포함하거나 그렇지않으면 그로부터 유용할 수 있다. 본 발명의 예시적 구현에 따르면, 3D 기하학 모델에서의 표면 특징 및 구멍은 각각 공칭 표면 특징 치수(nominal surface feature dimension) 및 공칭 구멍 직경(nominal hole diameter)에 대한 크기로 되고, 부품의 형태(form), 끼워맞춤(fit) 또는 기능(function)을 기초로 될 수 있는 그와 관련된 표면-특징 허용오차 범위(surface-feature tolerance range) 및 구멍-직경 허용오차 범위(hole-diameter tolerance range)를 각각 갖을 수 있다. 더욱 일반적으로, 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델은 항공기 부품의 3D 와이어프레임(wireframe) 또는 솔리드 모델(solid model) 뿐만 아니라 부품을 기계가공하거나 검사하는데 필요한 엔지니어링 데이터를 포함할 수 있다. 이러한 엔지니어링 데이터는 상기한 표면-특징 허용오차 범위 및 구멍-직경 허용오차 범위(각각의 하나 이상)를 포함할 수 있을 뿐만 아니라 플래그 주석(flag notes), 마무리 요구사항(finish requirements) 등을 포함한다.
예시적 구현에 있어서, 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델은, 예컨대 표준 파스너 구멍 크기 또는 정수 값 플랜지 폭(integer-value flange width)과 같은, 끼워맞추어지고 기능하도록 크기가 만들어진 구멍 및 표면 특징으로 생성되고, NC 프로그램은 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델로부터 직접적으로 생성된다. NC 프로그램은 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정되는 공칭 치수에 대해 구멍 및 표면 특징을 기계가공하기 위한 프로그램 명령(program instructions)을 포함하고, 여기서 항공기 부품의 구멍 직경 또는 특징을 위한 허용오차 범위 내 또는 사이의 도중에 속하는 중간 치수 값(median dimensional value)과는 반대로, 공칭 치수는 치수의 기하학 모델 값 또는 3D 기하학 모델에서 생성된 표면 특징 및 구멍의 모델링된 것과 같은 크기 및 프로파일을 의미한다.
NC 프로그램 발생기(204)는 3D 기하학 모델(212)로부터 직접적으로 NC 기계가공 프로그램(214)을 발생시키도록 구성될 수 있고, 몇몇 예에서는 상업적으로 이용가능한 CAD 시스템(예컨대, CATIA)을 포함할 수 있거나 그렇지 않으면 그로부터 유용할 수 있다. NC 기계가공 프로그램은, 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 구멍 직경에 대해 구멍을 기계가공하는 명령을 포함하는, 그 표면 특징 및 구멍을 포함하는 항공기 부품을 기계가공하도록 단일 NC 기계가공 장치(206)를 위한 명령을 갖을 수 있다. 따라서, 제조 변동을 허용하고 (부적합 부품의 위험을 완하하는) 허용오차 한계를 넘는 치수 변동의 가능성을 감소시키는 2D 부품 도면에서 허용오차 범위 내의 특정 치수에 대해 공칭 치수를 변경시키는 NC 프로그램 명령을 생성하는 것 대신, 제조 설비는 3D 기하학 모델에서 공칭 치수에 대해 구멍 및 표면 특징을 기계가공하기 위한 프로그램 명령을 포함하기 위해 3D 기하학 모델로부터 NC 프로그램을 생성하도록 요구될 수 있다. 하나의 예에서, 부품을 기계가공하는 제조 설비의 부적합성 관심을 감소시키고, 제조 설비가 변경되지 않도록 조장하며, 또는 제조 변동(manufacturing variations), 도구 마모(tool wear), 컷팅 속도(cutting speed) 등에 대한 허용성(allowances)을 만들기 위한 노력에서 허용오차 범위(예컨대, 1.000 +.000 / -.030 허용오차 범위 내에서 0.985 치수) 내에서 다른 치수에 대해 3D 기하학 모델(예컨대, 1.00 인치 공칭 폭 치수)에서 특정된 공칭 치수로부터 멀어지는 NC-프로그램된 치수를 쉬프트하기 위해, 허용오차 범위는 구멍 및 표면 특징 치수에 대해 증가(예컨대, 확대, 완화)된다. NC 기계가공 장치는 이어, 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 치수에 대해 표면 특징 및 구멍을 기계가공하기 위한 명령을 포함하는, NC 기계가공 프로그램을 이용해서 그 표면 특징 및 구멍을 포함하는 항공기 부품(216)을 기계가공하도록 구성될 수 있다, 몇몇 예에 있어서, NC 기계가공 장치는 단일 기계가공 설정에서 2 이상의 직교 평면(orthogonal planes)의 각각에서의 표면 특징 및 구멍을 기계가공하도록 구성된 다중-축(multi-axis) NC 기계가공 장치일 수 있고, 따라서 제2 직교 평면에서의 구멍 및 표면은 제1 기계가공 장치 상의 제1 직교 평면에서의 구멍 및 표면을 NC 기계가공한 후 제2 기계가공 장치 상의 제2 기계가공 동작에서는 기계가공되지 않는다.
NC 기계가공 장치(206)는 알맞은 곳에 적절한 재료를 유지하고 NC 기계가공 프로그램(214)에 따라 항공기 부품으로 재료를 기계가공하도록 구성된 다수의 적절한 장치 중 어느 것일 수 있다. 몇몇 예에 있어서, NC 기계가공 장치는 단일 NC 기계가공 장치일 수 있다. 다른 예에서, NC 기계가공 장치는 부품을 대략 그리기 위한 NC 기계가공 장치와, 단일 설정에서의 3D 기하학 모델에서 서로에 대해 프래그되는(flagged) 표면 특징을 기계가공하기 위한 것과 같은, 최종 또는 마무리 기계가공을 수행하기 위한 다른 단일 NC 기계가공 장치를 포함할 수 있다.
NC 기계가공 장치는 적절한 NC 기계가공 프로그램에 따라 구멍-형성 도구(208) 및/또는 표면 기계가공 도구(210)를 지시하도록 구성된 NC 콘트롤러를 포함할 수 있다. 적절한 표면 기계가공 도구를 구비하는 적절한 NC 기계가공 도구의 예는 밀링 머신(milling machine), 선반(lathe), 스탬핑 머신(stamping machine) 등을 포함한다. 적절한 구멍-형성 도구의 예는 드릴(drill), 엔드 밀(end mill), 리머(reamer), 보링 바(boring bar), 구멍 펀치(hole punch) 등을 포함한다.
NC 기계가공 장치(206)는 구멍을 기계가공하기 위한 구멍-형성 도구(208)를 이용할 수 있다. 구멍-형성 도구는, 제조 변동을 허용하고 부적합의 위험을 완화하게 되는 2D 도면 허용오차 범위 내의 치수, 또는 도구 마모를 허용하는 구멍-직경 허용오차 범위의 상측에서의 치수 대신, 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 구멍 치수로 실질적으로 설정될 수 있고, 그에 의해 구멍은 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 구멍 치수로 실질적으로 기계가공된다. 이는 NC 기계가공 프로그램(214)에 의해 달성될 수 있다. 몇몇 예에 있어서, NC 기계가공 장치(206)에 대한 오퍼레이터 입력은 제조 변동을 허용하고 부적합성의 위험을 완화하기 위한 허용오차 범위 내에서 쉬프트되는 직경으로 구멍을 기계가공하기 위한, 또는 도구 마모를 허용하기 위한 구멍-직경 허용오차 범위의 상측 또는 하측을 향하는 직경에 대해 구멍을 기계가공하기 위한 오프셋 값(offset value)을 갖는 구멍-형성 도구를 설정하기 위해 불가능할 수 있다. 이는, 기계공 또는 다른 오퍼레이터에 의해 수정되는 것으로부터 3D 기하학 모델에서의 공칭 직경에 대응하는 구멍 직경을 보호할 수 있는, NC 기계가공 프로그램에서의 적절한 명령을 통해, 다수의 여러 방식 중 어느 것으로 달성될 수 있다.
NC 기계가공 프로그램(214)의 명령은 공칭 표면 특징 치수에 대해 항공기 부품(216)의 표면 특징을 기계가공하기 위한 명령을 포함할 수 있다. NC 기계가공 장치(206)는 표면 특징을 기계가공하기 위한 표면 기계가공 도구(210)를 이용할 수 있다. 구멍-형성 도구(208)와 마찬가지로, 표면 기계가공 도구는, 제조 변동을 허용하고 부적합의 위험을 완화하게 되는 2D 도면 허용오차 범위 내의 치수, 또는 도구 마모를 허용하거나 제거된 재료의 양을 감소시키기 위한 표면-특징 허용오차 범위의 상측 또는 하측에서의 치수 대신, 실질적으로 공칭 표면 특징 치수로 설정될 수 있고, 그에 의해 표면 특징은 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 표면 특징 치수로 실질적으로 기계가공된다. 더욱이, 이는 NC 기계가공 프로그램에 의해 달성될 수 있다. 또한 구멍-형성 도구와 유사하게, 몇몇 예에 있어서, NC 기계가공 장치에 대한 오퍼레이터 입력은 제조 변동을 허용하고 부적합성의 위험을 완화하기 위한 허용오차 범위 내의 여러 직경, 또는 수정되는 것으로부터 표면 특징 치수를 보호할 수 있는, NC 기계가공 프로그램에서의 적절한 명령을 다시 통해, 도구 마모나 제거된 재료의 양을 감소시키기 위한 표면-특징 허용오차 범위의 상측 또는 하측을 향하는 직경에 대한 3D 기하학 모델의 공칭 표면 특징 치수로부터 멀어지는 표면 특징을 기계가공하기 위한 오프셋 값을 갖는 표면 기계가공 도구를 설정하기 위해 불가능할 수 있다.
상기에 더하여, +.010/- 0.003의 표면-특징 허용오차 범위를 갖는 표면 특징을 갖춘 부품을 기계가공하기 위한 엔드 밀의 예를 고려한다. 기계공은, 부품에 대한 데이텀 엣지(datum edge)나 프로파일을 밀링(milling)할 때, 허용오차 범위의 높은 쪽을 향하여 +0.005 인치 만큼 엔드 밀의 위치를 조정하거나 쉬프트하도록, +0.005 인치로 도구 옵셋을 설정하는 경향이 있을 수 있다. 최종 데이텀 엣지나 표면 상에서 적은 재료가 제거되고 많은 재료가 남겨짐에 따라, 제조 생산성은 증가된 도구 속도 등을 통해 개선될 수 있고, 그럼에도 불구하고 검사를 통과하게 되는 부품을 초래하는 허용오차로 남아 있게 된다. 이러한 관례가 특정 허용오차 내에 속하는 부품을 생산하는 한편, 이는 다른 것과 관련되는 하나의 부품과는 달리되는 데이텀으로부터 치수화된 구멍 및 다른 특징으로 초래한다. 이는 NC 기계가공 장치에 대한 오퍼레이터 입력을 불가능하게 하는 것에 의해 적어도 몇몇 예시적 구현에서 회피될 수 있다.
몇몇 예에 있어서, 기계가공된 항공기 부품(216)은 무게가 측정될 수 있고 그 무게는 공칭 치수를 갖는 항공기 부품을 위한 기준 무게(baseline weight)와 비교된다. 이는 표면 특징이 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 표면 특징 치수로 실질적으로 기계가공되고, 구멍이 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 구멍 치수로 실질적으로 기계가공됨을 모델-기반 정의 및 기계가공 시스템(200)이 확인하는 것을 가능하게 할 수 있다.
몇몇 예에 있어서, 항공기 부품(216), 3D 기하학 모델(212) 및 NC 기계가공 프로그램(214)은 각각 그 첫 번째일 수 있다. 즉, 항공기 부품은 제1 항공기 부품일 수 있고, 3D 기하학 모델은 제1 3D 기하학 모델일 수 있으며, NC 기계가공 프로그램은 제1 NC 기계가공 프로그램일 수 있다. 이들 예에서, 3D 기하학 모델러(202)는 또한 그에 의해 표현된 표면 특징 및 구멍을 갖춘 제2 항공기 부품을 위한 제2 3D 기하학 모델(212')을 생성하도록 구성될 수 있다. 이와 관련하여, 제1 3D 기하학 모델 및 제2 3D 기하학 모델 각각에서의 제1 항공기 부품 및 제2 항공기 부품의 표면 특징은 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖을 수 있다. 이는, 양 3D 기하학 모델(212, 212')의 정의에서 공통 결합 표면 프로파일의 이용에 의해, 다수의 여러 방식으로 달성될 수 있다.
NC 프로그램 발생기(204)는 또한 제2 3D 기하학 모델(212')로부터 직접적으로 제2 NC 기계가공 프로그램(214')을 발생시키도록 구성될 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 제1 및 제2 NC 기계가공 프로그램(214, 214')은 양 부품(216, 216') 상에서 결합 표면 특징 프로파일을 기계가공하기 위한 동일한 도구 경로를 위한 명령을 포함할 수 있다.
단일 NC 기계가공 장치(206)는 제2 NC 기계가공 프로그램(214')을 이용해서 그 표면 특징 및 구멍을 포함하는 제2 항공기 부품(216')을 기계가공하도록 구성될 수 있다. 여기서, 제2 항공기 부품을 기계가공하는 NC 기계가공 장치는 (도시된 바와 같은) 제1 항공기 부품을 기계가공하는 동일한 NC 기계가공 장치일 수 있고, 또는 다른 NC 기계가공 장치일 수도 있다. 제1 항공기 부품(216) 및 제2 항공기 부품의 표면 특징의 동일한 결합 표면 특징 프로파일과, 제1 3D 기하학 모델(212) 및 제2 3D 기하학 모델로부터 직접적으로 발생되어지는 제1 NC 기계가공 프로그램(214) 및 제2 NC 기계가공 프로그램은, 그에 의해 NC 기계가공 장치가 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖는 각각의 제1 항공기 부품 및 제2 항공기 부품을 기계가공할 수 있도록 한다. 이는 소정의 이어지는 쉬밍 또는 샌딩(sanding) 동작 없이 부품의 조립을 가능하게 할 수 있다.
몇몇 예에 있어서, 제2 3D 기하학 모델(212')에서의 제2 항공기 부품의 구멍은 제2 항공기 부품을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 구멍 치수로 크기가 만들어질 수 있다. 이들 예에 있어서, 제2 항공기 부품(216')을 기계가공하는 단일 NC 기계가공 장치(206)는 제2 항공기 부품의 구멍을 기계가공하기 위한 구멍-형성 도구(208)를 이용할 수 있다. NC 기계가공 장치와 마찬가지로, 제2 항공기 부품의 구멍을 기계가공하는 구멍-형성 도구는 (도시된 것과 같은) 제1 항공기 부품(216)의 구멍을 기계가공하는 동일한 구멍-형성 도구일 수 있고, 또는 다른 구멍-형성 도구일 수도 있다.
구멍-형성 도구(208)는 실질적으로 제2 항공기 부품(216')을 위한 3D 기하학 모델에서 특정된 구멍의 공칭 구멍 직경으로 설정될 수 있고, 그에 의해 제2 항공기 부품의 구멍은 실질적으로 그 3D 기하학 모델의 공칭 구멍 직경에 대해 기계가공될 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 3D 기하학 모델에서 특정된 공칭 구멍 직경은 실질적으로 제1 항공기 부품(216)과 제2 항공기 부품의 구멍이 기계가공되는 직경이고, 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경(class hole diameter)에 대해 동일하고 최종 구멍 크기일 수 있다. 이는 소정의 이어지는 드릴링(drilling), 리밍(reaming) 또는 쉬밍(shimming) 동작 없이 제1 항공기 부품 및 제2 항공기 부품을 조립하도록 파스너의 설치를 가능하게 할 수 있다. 파스너의 적절한 형태의 예는 수나사 볼트(externally-threaded bolts) 또는 스크류(screws), 리벳(rivets), 핀(pins) 등을 포함한다.
하나의 예시적 구현에 있어서, 항공기 부품(216), 3D 기하학 모델(212) 및 NC 기계가공 프로그램(214)은 제1 항공기 부품, 제1 3D 기하학 모델 및 제1 NC 기계가공 프로그램이고, 3D 기하학 모델러(202)는 제1 구멍과 함께 조립되어지는 다수의 구멍을 위한 다수의 3D 기하학 모델을 생성하도록 구성된다. 따라서, 하나의 예시적 구현에 있어서, 방법이 어셈블리를 위한 항공기 구멍을 제조하기 위해 제공되고, 이는 첫 번째 생성된 3D 기하학 모델을 기초로 제1 항공기 부품을 위한 제1 NC 기계가공 프로그램(214)을 생성하는 것을 갖추어 이루어지며, 여기서 공칭 치수로 구멍 및 표면 특징을 갖는 다수의 부가적인 3D 기하학 모델은 어셈블리로 제1 부품과 함께 조립되어지는 다수의 부품을 위해 생성된다. 이와 같이, 방법은 제1 부품과 함께 조립되어지는 다수의 부품을 위한 다수의 3D 기하학 모델을 생성하는 것을 갖추어 이루어지고, 여기서 각 부품을 기계가공하기 위한 NC 기계가공 프로그램은 각각 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징을 포함하는 다수의 3D 기하학 모델의 각각으로부터 생성되며, 따라서 다수의 부품은 실질적으로 동일한 결합 표면 프로파일을 갖는 다수의 부품을 생산하기 위해 동일한 표면 특징 프로파일을 갖춘 3D 기하학 모델을 기초로 NC 기계가공된다.
상기한 예시적 구현에 있어서, 방법은 제1 부품과 함께 조립되어지는 다수의 부품을 위한 공칭 치수의 구멍 및 표면 특징을 갖는 3D 기하학 모델의 세트를 생성하되, 3D 기하학 모델의 각각이 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징을 포함하는, 단계와, 각 각각의 부품을 위한 3D 기하학 모델을 기초로 각각 생성되는 NC 기계가공 프로그램을 이용해서 제1 부품과 함께 조립되어지는 다수의 부품의 각각을 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 따라서 다수의 개별 부품의 각각이 각각의 결합 부품의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면을 갖도록 기계가공된다.
상기한 예시적 구현에 있어서, 방법은 제1 부품과 함께 조립되어지는 다수의 부품을 위한 공칭 치수의 구멍 및 표면 특징을 갖는 3D 기하학 모델의 세트를 생성하되, 3D 기하학 모델의 각각이 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는, 단계와, 동일한 표면 특징 프로파일을 갖춘 3D 기하학 모델을 기초로 NC 기계가공 프로그램을 생성하기 위한 여러 개별 제조 설비에 대해 개별 3D 기하학 모델을 보내는 단계를 더 갖추어 이루어진다. 따라서, 방법은 각각의 결합 부품의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면을 갖도록 다수의 여러 기계가공 설비에서 다수의 개별 부품을 기계가공하기 위해 기능한다.
예시적 구현에 있어서, 방법은, 동일한 제조 설비에서 모든 부품을 기계가공하는 대신, 각각 수치적으로 제어되는 기계가공 장치를 갖는, 여러 제조 설비에서 기계가공되는 다수의 부품의 서브세트(subset)를 포함한다. 따라서, 방법은, 각각의 결합 부품의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면을 갖도록 다수의 여러 제조 설비에서 다수의 개별 부품을 기계가공하기 위해, 제1 부품과 함께 조립되어지는 다수의 부품을 위한 공칭 치수의 구멍 및 표면 특징을 갖는 3D 기하학 모델의 세트를 생성하되, 3D 기하학 모델의 각각이 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는, 단계와, 동일한 표면 특징 프로파일을 갖춘 3D 기하학 모델을 기초로 NC 기계가공 프로그램을 생성하기 위해 여러 개별 제조 설비로 개별 3D 기하학 모델을 보내는 단계를 더 갖추어 이루어진다. 예시적 구현에 있어서, 방법은 또한 다수의 여러 개별 제조 설비에서 공칭 치수에 대해 각 부품의 구멍 및 표면을 일정하게 기계가공하는데 효과적인 실질적으로 일정 온도(consistent temperature)에서 NC 기계가공되어지는 부품을 기계가공하는 것을 수반하고, 따라서 다수의 부품은 기계가공된 구멍 및 표면의 치수에 영향을 미치는 여러 온도에 기인하는 열 팽창(thermal expansion) 없이 실질적으로 동일한 결합 표면을 갖도록 하기 위해 동일한 표면 특징 프로파일을 갖춘 3D 기하학 모델을 기초로 NC 기계가공된다. 마찬가지로, 기계가공되는 부품의 각각은 공칭 치수에 대헤 구멍 및 표면을 기계가공하는 동안 부품의 편향(deflection)을 억제하도록 고정구 상에 지지될 수 있고, 여기서 부품은 부품의 탄성, 중량, 길이 등의 결과로서 편향될 수 있는 종단부(end portions)를 갖춘 가늘고 긴 프레임 섹션(elongate frame section)일 수 있다.
도 3은 몇몇 예에서 도 1의 구성요소 조립 서브시스템(104)에 대응할 수 있는 구성요소 조립 시스템(300)을 예시한다. 위에서 나타내고 이하 더욱 상세하게 설명되는 바와 같이, 구성요소 조립 시스템은, 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 구조체 어셈블리의 조립을 용이하게 할 수 있다. 예시적 구현에 따르면, 항공기 어셈블리는 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304), 상호연결 프레임 섹션(interconnecting frame section; 306) 및 다수의 구조적 결합 섹션(plurality of structural mating sections; 308)을 포함하는 다수의 섹션으로 이루어질 수 있다. 몇몇 예에서, 이들 섹션(302-308) 중 적어도 2개는 그 각각의 3D 기하학 모델을 기초로 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(102, 200)에 의해 NC 기계가공될 수 있다. 그리고, 이들 예에서, 각각의 3D 모델의 섹션은 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖을 수 있고, 따라서 섹션은 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공될 수 있다.
도 3에 도시된 바와 같이, 구성요소 조립 시스템(300)은, 조정가능 지지체(adjustable supports; 310) 및 레이저 계측 시스템(laser metrology system; 312)과 같은, 다수의 구성요소의 각각 중 하나 이상을 포함할 수 있다. 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)은 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 지지될 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 레이저 계측 시스템(312)은 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 위치시키고 정렬시키기 위해 기준 위치에 조정가능 지지체를 위치시키는데 이용될 수 있다.
상호연결 프레임 섹션(306)은 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304) 사이에 위치될 수 있다. 이하 더욱 상세히 설명되는 바와 같이, 몇몇 예에 있어서, 제1 및 제2 프레임 섹션은 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(leading edge and aft frame sections)일 수 있고, 상호연결 프레임 섹션은 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(inner and outer span-wise sections)을 포함할 수 있다. 이들 예에 있어서, 상호연결 프레임 섹션의 내부 및 외부 스팬-방향 섹션은, 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 전방 엣지와 후방 프레임 섹션 사이에 위치될 수 있다.
특히, 레이저 계측 시스템(312)에 대해, 예컨대, 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)은 서로 자기 정렬될 수 있을 뿐만 아니라 상호연결 프레임 섹션(306)의 제1 미리 드릴링된 구멍(first pre-drilled holes; 316)과도 자기 정렬될 수 있는 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(first pre-drilled mating holes; 314)을 포함할 수 있다. 레이저 계측 시스템은 이어 이격되는 관계로 조정가능 지지체(310)와 제1 및 제2 프레임 섹션을 위치시키는데 이용될 수 있어, 그들의 제1 미리 드릴링된 구멍이 정렬될 수 있고, 그에 의해 상호연결 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 구멍과 용이한 후속 정렬이 될 수 있다. 특히, 그러나, 조정가능 지지체는 각각의 제1 및 제2 프레임 섹션 또는 그들의 특징 중 어느 것을 위치결정할 필요는 없지만, 단순히 조립의 용이성을 위해 제1 및 제2 프레임 섹션을 지지한다. 프레임 섹션은 미리 드릴링된 구멍, 그리고 아마도 하나 이상의 다른 구멍, 표면 특징 등에 의해 그들 자신을 위치결정할 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 조정가능 지지체는, 제1 및 제2 프레임 섹션 사이에 설치되는 상호연결 프레임 섹션의 길이에 대응하는 서로로부터의 소정 거리에서, 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 위치시키고 정렬시키기 위해 기준 위치에 위치될 수 있다. 특히, 각 제1 및 제2 프레임 섹션은 소정 거리에서 적절한 정렬로 이격되는 섹션을 위치시키고, 섹션 또는 부품이 부품의 탄성, 중량, 길이 등의 결과로서 최소 편향을 경험하는 종단부를 갖춘 가늘고 긴 섹션인 곳에서 야기될 수 있는 편향을 설명하도록 조정가능 지지체에 의해 조정될 수 있다.
오퍼레이터는 상호연결 프레임 섹션(306)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(316)을 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314)과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 구멍을 통해 파스너(318)(예컨대, 수나사 스크류 또는 볼트, 리벳, 핀)를 설치할 수 있다. 다수의 구조적 결합 섹션의 각 구조적 결합 섹션(308)에 대해, 구조적 결합 섹션은 제1 및 제2 프레임 섹션 및 상호연결 프레임 섹션에 관하여 위치될 수 있다. 오퍼레이터는 구조적 결합 섹션의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320)을 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 또는 제2 프레임 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(322, 324)과 정렬시키고, 구조적 결합 섹션을 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너(326)(예컨대, 수나사 스크류 또는 볼트, 리벳, 핀)를 설치할 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 그 외부 주변 구조체를 형성하는 제1 및 제2 프레임 섹션으로부터 내부로 항공기 구조체 어셈블리를 조립하기 위한 다수의 구조적 결합 섹션에 대해, 구조적 결합 섹션이 위치될 수 있고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 정렬될 수 있으며, 파스너가 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 설치될 수 있다.
하나의 예에 있어서, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314, 316)은 그들의 정렬 이전에 미리 드릴링될 수 있고, 파스너(318)에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수로 미리 드릴링된다. 마찬가지로, 몇몇 예에 있어서, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320-324)은 그들의 정렬 이전에 미리 드릴링될 수 있고, 파스너(326)에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수로 미리 드릴링된다. 이들 예에 있어서, 파스너는 서로에 관하여 상호연결 프레임 섹션(306)과 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)을 위치결정 및 고정시키기 위해 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 삽입될 수 있다. 부가적으로 또는 대안적으로, 파스너는, 서로에 관하여 구조적 결합 섹션(308) 및 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 및/또는 제2 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 삽입될 수 있다.
하나의 예시적 구현에 있어서, 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법은 그 각각의 3D 기하학 모델을 기초로 섹션 중 적어도 2개를 NC 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 각각의 3D 모델에서 섹션의 적어도 2개는 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖춤에 따라 섹션 중 적어도 2개는 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공된다. 방법은 조립되어지는 다수의 부품을 위한, 공칭 치수의 부품 및 표면 특징을 갖춘, 3D 기하학 모델의 세트를 생성하는 단계를 더 포함할 수 있고, 3D 기하학 모델의 각각은 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함한다. 방법은 각 각각의 부품을 위한 3D 기하학 모델을 기초로 각각 생성되는 NC 기계가공 프로그램을 이용해서 조립되어지는 각 다수의 부품을 기계가공하는 단계를 더 포함하고, 따라서 다수의 개별 부품의 각각은 각각의 결합 부품의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면을 갖도록 기계가공된다.
방법은 동일한 표면 특징 프로파일을 갖춘 3D 기하학 모델을 기초로 NC 기계가공 프로그램을 생성하기 위해 세트로부터 여러 개별 제조 설비에 대해 개별 3D 기하학 모델을 보내는 단계를 더 갖추어 이루어질 수 있다. 따라서, 방법은 각각의 결합 부품의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면 프로파일을 갖도록 다수의 여러 제조 설비에서 다수의 개별 부품을 기계가공하기 위해 기능한다.
따라서, 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 예시적 방법은 제1 및 제2 프레임 섹션을 상호연결 섹션 및 다른 내부 연결 섹션(internally connecting sections)과 조립하는 것을 갖추어 이루어질 수 있고, 여기서 다수의 개별 프레임 섹션 부품은, 동일한 제조 설비에서 모든 프레임 섹션 부품을 기계가공하는 대신, 각각의 결합 부품의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면 프로파일을 갖도록 다수의 여러 제조 설비에서 기계가공된다. 예시적 방법에 있어서, 다수의 구멍은, 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기에 대한 공칭 치수에 대해, 제1 및 제2 프레임 섹션, 상호연결 섹션 및 다른 내부 연결 섹션의 각각에서 기계가공되고, 여기서 개별 프레임 섹션 부품은, 부품 및/또는 섹션의 각각을 위한 실질적으로 공칭 치수로 구멍 직경 및 장소를 기계가공하기 위해, 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 NC 기계가공 프로그램을 이용해서, 다수의 여러 제조 설비에서 기계가공된다. 구멍이 (예컨대, 부품의 NC 기계가공 후 2차 기계가공 동작에서 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그를 이용해서) 파스너 크기로 정렬 및 드릴링됨을 보장하도록 동일한 제조 설비에서 최종 구멍 크기로 2 이상의 결합 부품을 위한 모든 부품을 기계가공하거나 드릴링하는 것 대신, 다수의 여러 제조 설비에서 다수의 개별 부품을 기계가공하도록 3D 기하학 모델을 기초로 NC 기계가공 프로그램을 생성하기 위해 3D 기하학 모델의 세트의 서브세트가 여러 개별 제조 설비로 보내지고, 여기서 부품 및/또는 프레임 섹션은 다수의 여러 제조 설비에서 파스너에 대응하는 최종 구멍 크기를 위한 공칭 치수에 대해 미리 드릴링되었다. 다수의 부품 또는 섹션을 위한 구멍이 다수의 여러 제조 설비에서 미리 드릴링되었음에도 불구하고, (부품을 고정시키고 구멍을 드릴링하기 위한 어떠한 2차 동작 없이) 단일 수치 제어 기계가공 장치 상에서 공칭 크기 및 장소 치수에 대해 구멍을 기계가공 및 미리 드릴링하도록 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 NC 기계가공 프로그램을 이용해서 부품이 기계가공되었기 때문에, 공칭 치수의 직경 및 장소로 NC-기계가공된 미리 드릴링된 구멍은 서로에 관하여 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구 또는 조립 시에 최종 구멍 크기로 구멍을 드릴링하기 위한 드릴 지그를 이용하는 것 없이 대응하는 부품에 미리 드릴링된 결합 부품을 정렬시키고 정렬된 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 것에 의해 다수의 프레임 섹션이 조립되어질 수 있도록 한다.
도 4 내지 도 14는 몇몇 예에서 도 3의 구성요소 조립 시스템(300)에 대응할 수 있는 구성요소 조립 시스템(400)의 일부를 예시하고, 이는 섹션의 정렬을 위한 소정의 위치결정 고정구 또는 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 구조체를 조립하기 위해 유용할 수 있다. 구성요소 조립 시스템이 항공기 날개 어셈블리를 조립하기 위해 유용한 것으로 도시되었지만, 구성요소 조립 시스템은 다수의 여러 항공기 구조체 중 어느 것을 조립하기 위해 유용할 수 있음을 이해해야만 한다. 도 6 내지 도 14에 도시된 바와 같이, 항공기 날개 어셈블리는, 프레임 섹션 및 스팬- 방향 섹션을 포함하는 외부 주변 구조체로부터 내부로 조립될 수 있는, 예컨대 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(leading edge and aft frame sections; 602, 604) , 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(inner and outer span-wise sections; 702, 704), 및 주 날개보(main spar; 902')를 포함하는 다수의 내부 구조 부재(plurality of internal structural members; 902)를 포함하는 다수의 섹션으로 이루어질 수 있다.
도 4 및 특히 도 5에 도시된 바와 같이, 시스템은 각각이 조정가능 지지체 브라켓(adjustable support bracket; 404)을 포함하는 조정가능 지지체(adjustable supports; 402)를 포함할 수 있다. 조정가능 지지체 브라켓은 브레이스(brace)에서 규정된 가늘고 긴 개구(elongated opening; 508)를 통해 스타 휠(star wheel; 506)에 의해, 브레이스(504)가 조정가능하게 고정될 수 있는 베이스(base; 502)를 포함할 수 있다. 지지체 브라켓은 또한 조정가능 지지체에 항공기 구조체의 섹션을 부착하기 위한 핀(pin; 510) 및 스타 휠(512)을 포함할 수 있다. 지지체 브라켓은 또한 원한다면 조립 정확성의 검증을 위한 하나 이상의 공칭 위치 핀(nominal position pins; 514)을 포함할 수 있다. 지지체 브라켓은 어셈블리로 부품 삽입을 수용하거나 필요하다면 어셈블리의 허용오차 증가(tolerance growth)를 수용하도록 미끄러질 수 있다.
도 6에 도시된 바와 같이, 조정가능 지지체(402)는 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(leading edge and aft frame sections; 602, 604)을 지지할 수 있고, 이격된 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 정렬하도록 위치될 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 조정가능 지지체는, 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 설치되는 상호연결 프레임 섹션의 길이에 대응하는 서로로부터 소정 거리에서, 이격된 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 위치 및 정렬시키기 위해 기준 위치에 위치될 수 있다. 특히, 각 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션은 소정 거리에서 적절한 정렬로 이격되는 섹션을 위치시키고, 섹션 또는 부품이 부품의 탄성, 중량, 길이 등의 결과로서 최소 편향을 경험하는 종단부를 갖춘 가늘고 긴 섹션인 곳에서 야기될 수 있는 편향을 설명하도록 조정가능 지지체(402)에 의해 조정될 수 있다. 이는, 예컨대 구성요소 조립 시스템(400)의 레이저 계측 시스템(예컨대, 레이저 계측 시스템(312))을 이용해서 달성될 수 있다.
도 7에 도시된 바와 같이, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)은 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 위치될 수 있다. 항공기 날개 어셈블리의 외부 주변 구조체를 형성하기 위해, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬될 수 있고, 파스너가 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 설치될 수 있다. 도 7에 나타낸 바와 같이, 이는 파스너(806)의 설치를 위해, 내부 스팬-방향 섹션(702)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(802)과, 전방 엣지 프레임 섹션(602)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(804)의 정렬을 위해 도 8에 도시된다. 도 8에서는, 설명의 목적을 위해, 정렬된 구멍의 단지 하나의 쌍 만이 나타내고, 단지 하나의 파스너가 도시된다.
도 9 내지 도 12에 도시된 바와 같이, 다수의 내부 구조적 부재 중 각 내부 구조적 부재(902)에 대해, 내부 구조적 부재는 (전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604), 및 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704))을 포함하는) 외부 주변 구조체 내에 위치될 수 있다. 내부 구조적 부재의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍은 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬될 수 있고, 파스너는 내부 구조적 부재를 고정하기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 정렬 구멍을 통해 설치될 수 있다. 도 9에 나타낸 바와 같이, 이는, 파스너(1006)의 설치를 위해, 주 날개보(902')의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1002)과, 다른 내부 구조적 부재의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1004)의 정렬을 위해 특히 도 10에 도시된다. 도 10에서는, 설명의 목적을 위해, 정렬된 구멍의 단지 하나의 쌍 만이 나타내고, 단지 하나의 파스너가 도시된다.
도 11은 외부 주변 구조체에 고정된 (단지 몇 개만이 나타내어진) 부가적 내부 구조적 부재(1102)를 나타내고; 나타낸 바와 같이, 도 12는, 파스너(1206)의 설치를 위한, 내부 구조적 부재의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1202)과 내부 스팬-방향 섹션(702)의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1204)의 정렬을 예시한다. 도 12에서는, 설명의 목적을 위해, 정렬된 구멍의 단지 2개의 쌍 만이 나타내고, 단지 2개의 파스너가 도시된다.
도 13에 도시된 바와 같이, 몇몇 예에 있어서, 항공기 날개 어셈블리는 하나 이상의 외부 표피부(outer skin portions; 1302)를 더 갖추어 이루어질 수 있다. 이들 예에서, 더욱이 소정의 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이, 외부 표피부는 외부 주변 구조체에 관하여 위치될 수 있다. 외부 표피부(들)의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍은 외부 주변 구조체의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬될 수 있고, 파스너는 표피부를 고정시키기 위해 정렬된 제3 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 설치될 수 있다. 이는, 예컨대, 파스너(1406)를 설치하기 위한, 외부 표피부의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍(1402)과 내부 스팬-방향 섹션(702)의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍(1404)의 정렬을 위해 특히 도 14에 도시된다. 다시 한번, 도 14에서는, 설명의 목적을 위해, 정렬된 구멍의 단지 하나의 쌍 만이 나타내고, 단지 하나의 파스너가 도시된다.
여기서 다수의 개별 프레임 섹션 부품은, 동일한 제조 설비에서 모든 섹션 또는 부품을 기계가공하는 대신, 각각의 결합 섹션의 각각의 결합 표면을 위한 동일한 표면 특징 프로파일을 포함하는 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 실질적으로 동일한 결합 표면 프로파일을 갖도록 다수의 여러 제조 설비에서 기계가공된다. 예시적 방법에 있어서, 다수의 구멍은, 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경에 대한 최종 구멍 크기를 위한 공칭 치수에 대해, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)과 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)의 각각에서 기계가공되고, 여기서 개별 섹션은, 각 섹션에 대한 실질적으로 공칭 치수로 구멍 직경 및 장소를 기계가공하도록, 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 NC 기계가공 프로그램을 이용해서, 다수의 여러 제조 설비에서 기계가공된다. (예컨대, 부품의 NC 기계가공 후 2차 기계가공 동작에서 구멍을 드릴링하기위한 최종-구멍-크기 드릴 지그를 이용해서) 구멍이 파스너 크기에 대해 정렬되고 드릴링됨을 보장하도록 동일한 제조 설비에서 최종 구멍 크기로 2 이상의 결합 부품을 위한 모든 구멍을 기계가공하거나 드릴링하는 대신, 다수의 섹션은 다수의 여러 제조 설비에서 파스너에 대응하는 최종 구멍 크기를 위한 공칭 치수에 대해 미리 드릴링되었다. 다수의 섹션을 위한 구멍이 다수의 여러 제조 설비에서 미리 드릴링되었음에도 불구하고, (부품을 고정시키고 구멍을 드릴링하기 위한 어떠한 2차 동작 없이) 단일 수치 제어 기계가공 장치 상에서 공칭 크기 및 장소 치수에 대해 구멍을 기계가공 및 미리 드릴링하도록 3D 기하학 모델의 세트를 기초로 NC 기계가공 프로그램을 이용해서 섹션이 기계가공되었기 때문에, 공칭 치수의 직경 및 장소로 NC-기계가공된 미리 드릴링된 구멍은, 서로에 관하여 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구 또는 조립 시에 최종 구멍 크기로 구멍을 드릴링하기 위한 드릴 지그를 이용하는 것 없이, 대응하는 섹션에 미리 드릴링된 결합 부품을 정렬시키고 정렬된 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 것에 의해 다수의 프레임 섹션이 조립되어질 수 있도록 한다.
도 15는 몇몇 예시적 구현에 따른 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법(1500)의 다양한 단계를 예시하는 플로우차트이다. 항공기 구조체 어셈블리는 제1 및 제2 프레임 섹션, 상호연결 프레임 섹션 및 다수의 구조적 결합 섹션을 포함하는 다수의 섹션으로 이루어진다. 블록(1502, 1504)에 도시된 바와 같이, 방법은 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 제1 및 제2 프레임 섹션을 지지하는 것과, 제1 및 제2 프레임 섹션 사이에 상호연결 프레임 섹션을 위치시키는 것을 포함할 수 있다. 방법은, 블록(1506)에 도시된 바와 같이, 상호연결 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 제1 및 제2 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키는 것과, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 것을 포함할 수 있다. 다수의 구조적 결합 섹션의 각 구조적 결합 섹션에 대해, 블록(1508)에 도시된 바와 같이, 방법은 제1 및 제2 프레임 섹션과 상호연결 프레임 섹션에 관하여 구조적 결합 섹션을 위치시키는 것을 포함할 수 있다. 다수의 구조적 결합 섹션 중 각 구조적 결합 섹션에 대해, 블록(1510)에 도시된 바와 같이, 방법은 구조적 결합 섹션의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 또는 제2 프레임 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키는 것과, 구조적 결합 섹션을 고정하기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 것을 포함할 수 있다.
도 16은 몇몇 예시적 구현에 따른 섹션의 정렬을 위한 소정의 위치결정 고정구 또는 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 항공기 날개 어셈블리를 조립하는 방법(1600)의 다양한 단계를 예시하는 플로우차트이다. 항공기 날개 어셈블리는 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션 및 다수의 내부 구조적 부재를 포함하는 다수의 섹션으로 이루어진다. 블록(1602, 1604)에 도시된 바와 같이, 방법은 이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 지지하는 것과, 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 위치시키는 것을 포함할 수 있다. 블록(1606)에 도시된 바와 같이, 방법은, 항공기 날개 어셈블리의 외부 주변 구조체를 형성하기 위해, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키는 것과, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 것을 포함할 수 있다. 블록(1608)에 도시된 바와 같이, 다수의 내부 구조적 부재 중 각 내부 구조적 부재에 대해, 방법은 외부 주변 구조체 내에 내부 구조적 부재를 위치시키는 것을 포함할 수 있다. 다수의 내부 구조적 부재 중 각 내부 구조적 부재에 대해, 블록(1610)에 도시된 바와 같이, 방법은 내부 구조적 부재의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키는 것과, 내부 구조적 부재를 고정하기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 정렬 구멍을 통해 파스너를 설치하는 것을 포함할 수 있다. 항공기 날개 어셈블리는 외부 주변 구조체로부터 내부로 조립될 수 있다.
본 발명의 예시적 구현에 따르면, 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(102) 및, 3D 기하학 모델러(202) 및/또는 NC 프로그램 발생기(204)를 포함하는 예시적 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템(200) 및 그 서브시스템들은 다양한 수단에 의해 구현될 수 있다. 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템 및 그 서브시스템들을 구현하기 위한 수단은 하드웨어 단독 또는 컴퓨터-판독가능 저장 매체로부터의 하나 이상의 컴퓨터 프로그램의 지시 하의 하드웨어를 포함할 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 하나 이상의 장치는 여기서 도시되고 설명된 모델-기반 정의 및 기계가공 서브시스템 및 그 서브시스템들로서 기능하거나 그렇지 않으면 그를 구현하도록 구성될 수 있다. 하나 이상의 장치를 포함하는 예에서, 각각의 장치는, 유선 또는 무선 네트워크 등을 매개로 직접적으로 또는 간접적으로, 다수의 여러 방식으로 서로에 연결되거나 그렇지 않으면 통신될 수 있다.
도 17은 본 발명의 몇몇 예시적 구현에 따른 장치(1700)를 예시한다. 일반적으로, 본 발명의 예시적 구현의 장치는, 하나 이상의 고정되거나 휴대가능한 전자 장치를 구비하고, 포함하거나 그로 구체화될 수 있다. 적절한 전자 장치의 예는 스마트 폰, 태블릿 컴퓨터, 랩톱 컴퓨터, 데스크톱 컴퓨터, 워크스테이션 컴퓨터, 서버 컴퓨터 등을 포함한다. 장치는, 예컨대 메모리(1704)(예컨대, 저장 장치)에 연결된 프로세서(1702)(예컨대, 프로세서 유닛)와 같은, 각 다수의 구성요소 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
프로세서(1702)는 일반적으로, 예컨대 데이터, 컴퓨터 프로그램 및/또는 다른 적절한 전자 정보와 같은 정보를 처리할 수 있는 몇 가지의 컴퓨터 하드웨어이다. 프로세서는 몇몇이 집적회로 또는 다수의 상호연결된 집적회로로서 패키징될 수 있는 전자 회로의 집합으로 이루어진다(집적회로는 때때로 더욱 통상적으로 "칩(chip)"으로서 언급된다). 프로세서는, 프로세서에 내장되어 저장될 수 있거나 그렇지 않으면 (동일하거나 다른 장치의) 메모리(1704)에 저장될 수 있는, 컴퓨터 프로그램을 실행하도록 구성될 수 있다.
특정 구현에 따라, 프로세서(1702)는 다수의 프로세서, 멀티-프로세서 코어 또는 몇몇 다른 형태의 프로세서일 수 있다. 더욱이, 프로세서는 메인 프로세서가 단일 칩 상에서 하나 이상의 2차 프로세서와 함께 존재하는 다수의 이종 프로세서 시스템(heterogeneous processor systems)을 이용해서 구현될 수 있다. 다른 예시적 예로서, 프로세서는 동일한 형태의 다중 프로세서를 포함하는 대칭형 멀티-프로세서 시스템(symmetric multi-processor system)일 수 있다. 또 다른 예로서, 프로세서는 하나 이상의 ASIC(application-specific integrated circuits), FPGA(field-programmable gate arrays) 등으로서 구체화되거나 그렇지 않으면 그를 포함할 수 있다. 따라서, 프로세서가 하나 이상의 기능을 수행하도록 컴퓨터 프로그램을 실행할 수 있음에도 불구하고, 다양한 예의 프로세서가 컴퓨터 프로그램의 도움 없이 하나 이상의 기능을 수행할 수 있다.
메모리(1704)는 일반적으로, 예컨대 데이터, 컴퓨터 프로그램(예컨대, 컴퓨터-판독가능 프로그램 코드(1706)) 및/또는 일시적 기반 및/또는 영구적 기반의 다른 적절한 정보와 같은 정보를 저장할 수 있는 몇 개의 컴퓨터 하드웨어이다. 메모리는 휘발성 및/또는 비휘발성 메모리를 포함할 수 있고, 고정되거나 제거할 수 있다. 적절한 메모리의 예는 RAM(random access memory), ROM(read-only memory), 하드 드라이브, 플래시 메모리, 썸 드라이브(thumb drive), 제거가능 컴퓨터 디스켓, 광 디스크, 자기 테이프 또는 이들의 조합을 포함한다. 광 디스크는 CD-ROM(compact disk-read only memory), CD-R/W(compact disk-read/write), DVD 등을 포함할 수 있다. 다양한 예에서, 메모리는 컴퓨터-판독가능 저장 매체로 언급될 수 있다. 컴퓨터-판독가능 저장 매체는 정보를 저장할 수 있는 비-일시적 장치(non-transitory device)이고, 하나의 장소에서 다른 장소로 정보를 운반할 수 있는 전자적인 일시적 신호(electronic transitory signals)와 같은 컴퓨터-판독가능 전송 매체와는 구별가능하다. 여기서 설명되는 바와 같은 컴퓨터-판독가능 매체는 일반적으로 컴퓨터-판독가능 저장 매체 또는 컴퓨터-판독가능 전송 매체로 언급될 수 있다.
메모리(1704)에 더하여, 프로세서(1702)는 또한 정보를 디스플레이하고, 전송하고 및/또는 수신하기 위한 하나 이상의 인터페이스에 연결될 수 있다. 인터페이스는 통신 인터페이스(1708(예컨대, 통신 유닛) 및/또는 하나 이상의 사용자 인터페이스를 포함할 수 있다. 통신 인터페이스는 다른 장치(들), 네트워크(들) 등에 및/또는 그로부터, 정보를 전송 및/또는 수신하도록 구성될 수 있다. 통신 인터페이스는 물리적(유선) 및/또는 무선 통신 링크에 의해 정보를 전송 및/또는 수신하도록 구성될 수 있다. 적절한 통신 인터페이스의 예는 NIC(network interface controller), WNIC(wireless NIC) 등을 포함한다.
사용자 인터페이스는 디스플레이(1710) 및/또는 하나 이상의 사용자 입력 인터페이스(1712)(예컨대, 입력/출력 유닛)를 포함할 수 있다. 디스플레이는 사용자에게 정보를 제공하거나 그렇지 않으면 디스플레이하도록 구성될 수 있고, 그 적절한 예는 LCD(liquid crystal display), LED(light-emitting diode display), PDP(plasma display panel) 등을 포함한다. 사용자 입력 인터페이스는 무선 또는 유선일 수 있고, 처리, 저장 및/또는 디스플레이하기 위해, 사용자로부터 장치로 정보를 수신하도록 구성될 수 있다. 사용자 입력 인터페이스의 적절한 예는 마이크, 이미지 또는 비디오 캡처 장치, 키보드 또는 키패드, 조이스틱, (터치스크린으로부터 분리되거나 그에 통합되는) 터치-감응형 표면, 생체인식 센서 등을 포함한다. 사용자 인터페이스는 프린터, 스캐너 등과 같은 주변기기와 통신하기 위한 하나 이상의 인터페이스를 더 포함할 수 있다.
상기한 바와 같이, 프로그램 코드 명령(program code instructions)은, 메모리에 저장될 수 있고, 시스템, 서브시스템, 도구 및 여기서 설명된 그들 각각의 엘리먼트의 기능을 구현하기 위해, 프로세서에 의해 실행될 수 있다. 알 수 있는 바와 같이, 소정의 적절한 프로그램 코드 명령은 특정 기계를 생산하기 위해 컴퓨터-판독가능 저장 매체로부터 컴퓨터 또는 다른 프로그램가능 장치 상으로 로딩될 수 있고, 따라서 특정 기계는 여기서 특정한 기능을 구현하기 위한 수단으로 될 수 있다. 이들 프로그램 코드 명령은 또한 제조의 특정 기계 또는 특정 물품을 발생시키기 위해 특정 방식으로 기능하도록 컴퓨터, 프로세서 또는 다른 프로그램가능 장치를 감독할 수 있는 컴퓨터-판독가능 저장 매체에 저장될 수 있다. 컴퓨터-판독가능 저장 매체에 저장에 저장된 명령은 제조 물품을 생산할 수 있고, 제조 물품은 여기서 설명된 기능을 구현하기 위한 수단으로 된다. 프로그램 코드 명령은 컴퓨터, 프로세서 또는 다른 프로그램가능 장치 상에서 또는 그에 의해 수행되는 동작을 실행하도록 컴퓨터, 프로세서 또는 다른 프로그램가능 장치를 구성하기 위해 컴퓨터-판독가능 저장 매체로부터 검색되고 컴퓨터, 프로세서 또는 다른 프로그램가능 장치로 로딩될 수 있다.
프로그램 코드 명령의 검색, 로딩 및 실행은 순차적으로 수행될 수 있고, 따라서 하나의 명령이 한 번에 검색, 로딩 및 실행된다. 몇몇 예시적 구현에 있어서, 검색, 로딩 및/또는 실행은 병렬로 수행될 수 있고, 따라서 다수의 명령이 함께 검색, 로딩 및/또는 실행된다. 프로그램 코드 명령의 실행은 컴퓨터-구현 공정을 발생시킬 수 있고, 따라서 컴퓨터, 프로세서 또는 다른 프로그램가능 장치에 의해 실행된 명령은 여기서 설명된 기능을 구현하기 위한 동작을 제공한다.
프로세서에 의한 명령의 실행, 또는 컴퓨터-판독가능 저장 매체에 명령의 저장은 특정 기능을 수행하기 위한 동작의 조합을 지원한다. 이러한 방식에 있어서, 장치(1700)는 프로세서(1702)와 프로세서에 결합된 컴퓨터-판독가능 저장 매체 또는 메모리(1704)를 포함할 수 있고, 프로세서는 메모리에 저장된 컴퓨터-판독가능 프로그램 코드(1706)를 실행하도록 구성된다. 하나 이상의 기능, 기능의 조합은 특정 기능을 수행하는 특수 목적 하드웨어-기반 컴퓨터 시스템 및/또는 프로세서, 또는 특수 목적 하드웨어와 프로그램 코드 명령의 조합에 의해 구현될 수 있다.
여기서 설명되는 본 발명의 많은 변형 및 다른 구현은 본 발명이 상기한 설명 및 관련 도면에서 제공된 교시의 이점을 갖추는 것을 포함하는 당업자에게 생각날 것이다. 따라서, 본 발명은 개시된 특정 구현으로 제한되지 않고 변형 및 다른 구현이 첨부된 청구항의 범위 내에 포함되어지도록 의도됨이 이해된다. 더욱이, 상기한 설명 및 관련 도면이 엘리먼트 및/또는 기능의 소정의 예시적 조합의 상황에서 예시적 구현을 설명함에도 불구하고, 엘리먼트 및/또는 기능의 여러 조합이 첨부된 청구항의 범위로부터 벗어나는 것 없이 대안적 구현에 의해 제공될 수 있음이 이해되어야 한다. 이와 관련하여, 예컨대, 앞에서 명시적으로 설명된 것 외에 엘리먼트 및/또는 기능의 여러 조합이 또한 첨부된 청구항의 몇몇에서 설명될 수 있는 것으로 고려된다. 여기서 특정 용어가 채택됨에도 불구하고, 이들은 한정적인 관점이 아니라 일반적이고 설명적인 의미로 사용된다.
이 부분은 일련의 항목으로서 제한 없이 제공된, 본 발명의 방법의 부가적 측면 및 특징을 설명하고, 그 몇몇 또는 모두는 명확성과 효율성을 위해 영숫자적으로 지정될 수 있다. 각 이들 항목은, 소정의 적절한 방식으로, 하나 이상의 다른 항목과, 및/또는 본 출원의 다른 곳으로부터의 개시와 결합될 수 있다. 몇몇 이하의 항목은 다른 항목을 명시적으로 참조하고 더 한정하며, 몇몇 적절한 조합의 예를 한정하는 것 없이 제공된다.
항목 A1. 제1 및 제2 프레임 섹션, 상호연결 프레임 섹션 및 다수의 구조적 결합 섹션을 포함하는 다수의 섹션으로 이루어지는 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법으로, 방법은 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이:
이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 제1 및 제2 프레임 섹션을 지지하는 단계와;
제1 및 제2 프레임 섹션 사이에 상호연결 프레임 섹션을 위치시키는 단계;
상호연결 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 제1 및 제2 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계; 다수의 구조적 결합 섹션의 각 구조적 결합 섹션에 대해:
제1 및 제2 프레임 섹션 및 상호연결 프레임 섹션에 관하여 구조적 결합 섹션을 위치시키는 단계; 및
구조적 결합 섹션의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 또는 제2 프레임 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 구조적 결합 섹션을 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 한다.
항목 A2. 항목 A1의 방법으로, 이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션을 위치 및 정렬시키기 위해 기준 위치에 조정가능 지지체을 위치시키는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 조정가능 지지체는 레이저 계측 시스템을 이용해서 위치되는 것을 특징으로 한다.
항목 3. 항목 A1-A2 중 어느 방법으로, 각각의 3차원 기하학 모델을 기초로 섹션 중 적어도 2개를 수치 제어 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 각각의 3차원 기하학 모델의 섹션 중 적어도 2개가 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖추어 섹션 중 적어도 2개가 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공되는 것을 특징으로 한다.
항목 4. 항목 A1-A3 중 어느 방법으로, 외부 주변 구조체를 형성하는 제1 및 제2 프레임 섹션으로부터 내부로 항공기 구조체 어셈블리를 조립하기 위해 다수의 구조적 결합 섹션에 대해, 구조적 결합 섹션이 위치되고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 정렬되며 파스너가 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 설치되는 것을 특징으로 한다.
항목 5. 항목 A1-A4 중 어느 방법으로, 제1 및 제2 프레임 섹션이 각각 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션이고, 상호연결 프레임 섹션이 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 포함하며,
상호연결 프레임 섹션을 위치시키는 단계는 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 위치시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
항목 6. 항목 A1-A5 중 어느 방법으로, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 제1 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링되고, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링되고, 그에 따라 파스너를 설치하는 단계는 서로에 관하여 상호연결 프레임 섹션 및 제 및 제2 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
항목 7. 항목 A1-A6 중 어느 방법으로, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 제2 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링되고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링됨에 따라, 파스너를 설치하는 단계가 서로에 관하여 내부 구조적 부재 및 상호연결 프레임 섹션, 제1 프레임 섹션 또는 제2 프레임 섹션중 적어도 하나를 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
항목 8. 항목 A1의 항공기 구조체 어셈블리를 조립하는 방법으로, 항공기 구조체 어셈블리는 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션과 내부 및 외부 스팬-방향 섹션 및 다수의 내부 구조적 부재를 포함하는 다수의 섹션으로 이루어지는 항공기 날개 어셈블리이고, 방법은 섹션의 정렬을 위한 소정의 위치결정 고정구 또는 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그를 이용하지 않고, 항목 1의 단계는:
이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체 상에서 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 지지하는 단계와;
전방 엣지 및 후방 프레임 섹션 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션을 위치시키는 단계;
내부 및 외부 스팬-방향 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계; 다수의 내부 구조적 부재의 각 내부 구조적 부재에 대해,
외부 주변 구조체 내에 내부 구조적 부재를 위치시키는 단계;
내부 구조적 부재의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 내부 구조적 부재를 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계를 갖추어 이루어지고, 그에 의해 항공기 날개 어셈블리가 외부 주변 구조체로부터 내부로 조립되는 것을 특징으로 한다.
항목 9. 항목 A8의 방법으로, 다수의 내부 구조적 부재가 주 날개보를 포함하고, 주 날개보에 대해, 내부 구조적 부재를 위치시키고 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 정렬시키는 단계는:
외부 주변 구조체 내에 주 날개보를 위치시키는 단계와;
주 날개보의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 주 날개보를 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 한다.
항목 10. 항목 A8-A9 중 어느 방법으로, 항공기 날개 어셈블리가 하나 이상의 외부 표피부를 더 갖추어 이루어지고, 방법은 소정의 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용없이:
외부 주변 구조체에 관하여 하나 이상의 외부 표피부를 위치시키는 단계와;
하나 이상의 외부 표피부의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍을 외부 주변 구조체의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍과 정렬시키고, 하나 이상의 외부 표피부를 고정시키기 위해 정렬된 제4 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 설치하는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 한다.
항목 11. 항목 A8-A10 중 어느 방법으로, 이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 위치 및 정렬시키기 위해 기준 위치에 조정가능 지지체를 위치시키는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 조정가능 지지체가 레이저 계측 시스템을 이용해서 위치되는 것을 특징으로 한다.
항목 12. 항목 A8-A11 중 어느 방법으로, 각각의 3차원 기하학 모델을 기초로 섹션 중 적어도 2개를 수치 제어 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 각각의 3차원 기하학 모델의 섹션 중 적어도 2개가 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖추어 섹션 중 적어도 2개가 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공되는 것을 특징으로 한다.
항목 13. 항목 A8-A12 중 어느 방법으로, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 제1 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링되고, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍은 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링되고, 그에 따라 파스너를 설치하는 단계는 서로에 관하여 내부 및 외부 스팬-방향 섹션 및 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
항목 14. 항목 A8-A13 중 어느 방법으로, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 제2 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링되고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍이 파스너에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링됨에 따라, 파스너를 설치하는 단계가 서로에 관하여 내부 구조적 부재 및 다른 내부 구조적 부재, 내부 스팬-방향 섹션 및 외부 스팬-방향 섹션 중 적어도 하나를 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Claims (11)

  1. 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304), 상호연결 프레임 섹션(306) 및 다수의 구조적 결합 섹션(308)을 포함하는 다수의 섹션으로 이루어지는 항공기 구조체 어셈블리(300)를 조립하는 방법으로, 방법은 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이:
    이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체(310) 상에서 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)을 지지하는 단계와;
    제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304) 사이에 상호연결 프레임 섹션(306)을 위치시키는 단계;
    상호연결 프레임 섹션(306)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(316)을 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314)과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314, 316)을 통해 파스너(318)를 설치하는 단계; 다수의 구조적 결합 섹션(308)의 각 구조적 결합 섹션에 대해:
    제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304) 및 상호연결 프레임 섹션(306)에 관하여 구조적 결합 섹션(308)을 위치시키는 단계; 및
    구조적 결합 섹션(308)의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320)을 상호연결 프레임 섹션(306), 제1 프레임 섹션(302) 또는 제2 프레임 섹션(304) 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(322, 324)과 정렬시키고, 구조적 결합 섹션(308)을 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320, 322, 324)을 통해 파스너(326)를 설치하는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    이격되는 관계로 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)을 위치 및 정렬시키기 위해 기준 위치에 조정가능 지지체(310)를 위치시키는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 조정가능 지지체는 레이저 계측 시스템(312)을 이용해서 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    외부 주변 구조체를 형성하는 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)으로부터 내부로 항공기 구조체 어셈블리(300)를 조립하기 위해 다수의 구조적 결합 섹션(308)에 대해, 구조적 결합 섹션(308)이 위치되고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320, 322, 324)이 정렬되며 파스너(326)가 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320, 322, 324)을 통해 설치되는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)이 각각 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)이고, 상호연결 프레임 섹션(306)이 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)을 포함하며,
    상호연결 프레임 섹션(306)을 위치시키는 단계는 소정의 쉬밍, 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용 없이 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604) 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)을 위치시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  5. 제1항에 있어서,
    항공기 구조체 어셈블리(300)는 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)을 구비하는 제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)과, 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)을 구비하는 상호연결 프레임 섹션(306) 및 다수의 내부 구조적 부재(902)를 구비하는 다수의 구조적 결합 섹션(308)을 포함하는 다수의 섹션으로 이루어지는 항공기 날개 어셈블리이고, 방법은 섹션의 정렬을 위한 소정의 위치결정 고정구 또는 구멍을 드릴링하기 위한 최종-구멍-크기 드릴 지그를 이용하지 않고,
    제1 및 제2 프레임 섹션(302, 304)을 지지하는 단계는 이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)을 정렬하도록 위치된 각각의 조정가능 지지체(310) 상에서 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)을 지지하는 단계를 갖추어 이루어지고;
    상호연결 프레임 섹션(306)을 위치시키는 단계는 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604) 사이에 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)을 위치시키는 단계를 갖추어 이루어지고;
    항공기 날개 어셈블리의 외부 주변 구조체를 형성하기 위해, 상호연결 프레임 섹션(306)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314)을 정렬시키는 단계는 내부 및 외부 스팬-방향 섹션(702, 704)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(802)을 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)의 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(804)과 정렬시키고, 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(802, 804)을 통해 파스너(806)를 설치하는 단계를 갖추어 이루어지고; 다수의 내부 구조적 부재(902)의 각 내부 구조적 부재에 대해,
    외부 주변 구조체 내에 내부 구조적 부재(902)를 위치시키고;
    내부 구조적 부재(902)의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1002)을 다른 내부 구조적 부재(902'), 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션(702, 704) 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1004)과 정렬시키고, 내부 구조적 부재(902)를 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1002, 1004)을 통해 파스너(1006)를 설치하며,
    그에 의해 항공기 날개 어셈블리가 외부 주변 구조체(602, 604, 702, 704)로부터 내부로 조립되는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  6. 제5항에 있어서,
    다수의 내부 구조적 부재가 주 날개보(902')를 포함하고, 주 날개보(902')에 대해, 내부 구조적 부재(902)를 위치시키고 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1002)을 정렬시키는 단계는:
    외부 주변 구조체(602, 604, 702, 704) 내에 주 날개보(902')를 위치시키는 단계와;
    주 날개보(902')의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1004)을 다른 내부 구조적 부재(902), 내부 스팬-방향 섹션 또는 외부 스팬-방향 섹션(702, 704) 중 적어도 하나의 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1002)과 정렬시키고, 주 날개보를 고정시키기 위해 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(1002, 1004)을 통해 파스너(1006)를 설치하는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  7. 제6항에 있어서,
    항공기 날개 어셈블리가 하나 이상의 외부 표피부를 더 갖추어 이루어지고, 방법은 소정의 위치결정 고정구 또는 최종-구멍-크기 드릴 지그의 이용없이:
    외부 주변 구조체(602, 604, 702, 704)에 관하여 하나 이상의 외부 표피부(1302)를 위치시키는 단계와;
    하나 이상의 외부 표피부(1302)의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍(1402)을 외부 주변 구조체(602, 604, 702, 704)의 제3 미리 드릴링된 결합 구멍(1404)과 정렬시키고, 하나 이상의 외부 표피부(1302)를 고정시키기 위해 정렬된 제4 미리 드릴링된 결합 구멍(1402, 1404)을 통해 파스너(1406)를 설치하는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  8. 제7항에 있어서,
    이격되는 관계로 전방 엣지 및 후방 프레임 섹션(602, 604)을 위치 및 정렬시키기 위해 기준 위치에 조정가능 지지체(310)를 위치시키는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 조정가능 지지체(310)가 레이저 계측 시스템(312)을 이용해서 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 3차원 기하학 모델을 기초로 섹션(602, 604, 702, 704) 중 적어도 2개를 수치 제어 기계가공하는 단계를 더 갖추어 이루어지고, 각각의 3차원 기하학 모델의 섹션(602, 604, 702, 704) 중 적어도 2개가 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖추어 섹션(602, 604, 702, 704) 중 적어도 2개가 실질적으로 동일한 결합 표면 특징 프로파일을 갖도록 기계가공되는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314)은 제1 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링되고, 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314, 316, 802, 804)은 파스너(318, 806)에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링되고, 그에 따라 파스너(318, 806)를 설치하는 단계는 서로에 관하여 프레임 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제1 미리 드릴링된 결합 구멍(314, 316, 802, 804)을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320, 322, 324, 1002, 1004)이 제2 미리 드릴링된 결합 구멍의 정렬 이전에 미리 드릴링되고, 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320, 322, 324, 1002, 1004)이 파스너(326, 1006)에 대응하는 등급 구멍 직경을 위한 최종 구멍 크기인 실질적으로 공칭 구멍 치수에 대해 미리 드릴링됨에 따라, 파스너(326, 1006)를 설치하는 단계가 서로에 관하여 내부 구조적 부재 및 섹션을 위치 및 고정시키기 위한 위치결정 고정구의 이용 없이 정렬된 제2 미리 드릴링된 결합 구멍(320, 322, 324, 1002, 1004)을 통해 파스너를 삽입하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 구조체 어셈블리 조립 방법.
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Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015038041A1 (en) * 2013-09-11 2015-03-19 Saab Ab A fixture device for manufacture of aeronautical structures and a method for applying the device
WO2017021722A1 (en) * 2015-08-05 2017-02-09 Bae Systems Plc Aircraft part assembly
US10275565B2 (en) 2015-11-06 2019-04-30 The Boeing Company Advanced automated process for the wing-to-body join of an aircraft with predictive surface scanning
US10214301B2 (en) * 2016-05-11 2019-02-26 The Boeing Company Automated control system for manufacturing aircraft
DE102016211554A1 (de) * 2016-06-28 2017-12-28 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zur Gestaltung eines Produktionsprozesses zum Produzieren eines aus mehreren Teilprodukten zusammengesetzten Produkts
US10324426B2 (en) * 2016-10-26 2019-06-18 Embraer S.A. Automated system and method to manufacture aeronautic junction parts
US10934020B2 (en) * 2017-01-25 2021-03-02 The Boeing Company Method and system for joining structures
WO2019090178A1 (en) * 2017-11-05 2019-05-09 Cjc Holdings, Llc An automated characterization and replication system and method
CN108516102B (zh) * 2018-04-28 2023-09-26 中电科芜湖钻石飞机制造有限公司 柔性通用飞机支撑工装
EP3587242A1 (en) * 2018-06-28 2020-01-01 BAE SYSTEMS plc Method and apparatus for assembling aircraft airframes
WO2020002925A1 (en) 2018-06-28 2020-01-02 Bae Systems Plc Method and apparatus for producing component parts of aircraft airframes
US10712730B2 (en) 2018-10-04 2020-07-14 The Boeing Company Methods of synchronizing manufacturing of a shimless assembly
GB2585474B (en) 2019-05-23 2022-02-16 Bae Systems Plc A method and apparatus for producing at least part of a structural frame of a vehicle
JP7481829B2 (ja) * 2019-11-11 2024-05-13 株式会社Subaru 組立装置
CN110802376B (zh) * 2019-11-25 2021-03-16 沈阳航空航天大学 一种多工位飞机翼盒装配方法
JP2022081428A (ja) * 2020-11-18 2022-05-31 ザ・ボーイング・カンパニー 組み立てライン製造及び航空機の翼の組み立て
CN113182764B (zh) * 2021-03-31 2022-05-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于catia面向导管焊接夹具的法兰盘定位方法
CN113210650B (zh) * 2021-03-31 2022-06-14 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种航空钣金网孔零件的钻孔方法
US12045930B2 (en) * 2021-04-15 2024-07-23 The Boeing Company Computing device and method for generating realistic synthetic image data
CN115401406B (zh) * 2021-10-18 2024-02-06 宝鼎重工有限公司 一种cpp变距桨毂组件的精加工方法
CN114313300B (zh) * 2022-02-22 2022-07-15 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种预测并提高飞机部件机表连接件安装合格率的方法
CN118080989B (zh) * 2024-04-23 2024-08-09 广州太威机械有限公司 一种基于旋转工件的去毛刺工具

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000506816A (ja) * 1996-03-22 2000-06-06 ザ・ボーイング・カンパニー 決定的な翼アセンブリ
WO2004020286A1 (en) * 2002-08-30 2004-03-11 The Boeing Company Single piece flow based wing assembly system
US20130019446A1 (en) * 2011-07-21 2013-01-24 Spirit Aerosystems, Inc. System and method for assembling aircraft components
US20140157588A1 (en) * 2010-01-21 2014-06-12 The Boeing Company High rate pulsing wing assembly line

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5033014A (en) * 1987-04-14 1991-07-16 Northrop Corporation Integrated manufacturing system
EP0290809B1 (en) 1987-04-14 1996-04-03 Northrop Grumman Corporation Manufacturing system using three-dimensional graphics models
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
US6922599B2 (en) 2001-08-13 2005-07-26 The Boeing Company System and method for producing an assembly by directly implementing three-dimensional computer-aided design component definitions
US6842978B2 (en) 2001-08-17 2005-01-18 Electrolux Home Products, Inc. Cylinder head and crankcase manufacturing and assembly techniques
GB0525896D0 (en) * 2005-12-20 2006-02-01 Airbus Uk Ltd A joint for use in aircraft construction
US8934994B1 (en) * 2008-07-30 2015-01-13 Rusty S. Lee Method and apparatus for automated fabrication
US8661684B1 (en) * 2010-01-21 2014-03-04 The Boeing Company High rate pulsing wing assembly line
US8973871B2 (en) * 2013-01-26 2015-03-10 The Boeing Company Box structures for carrying loads and methods of making the same
US9745081B2 (en) * 2013-07-12 2017-08-29 The Boeing Company Apparatus and method for moving a structure in a manufacturing environment
CN103699055B (zh) 2013-12-24 2016-08-17 沈阳飞机工业（集团）有限公司 飞机结构件智能数控加工编程系统及方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000506816A (ja) * 1996-03-22 2000-06-06 ザ・ボーイング・カンパニー 決定的な翼アセンブリ
WO2004020286A1 (en) * 2002-08-30 2004-03-11 The Boeing Company Single piece flow based wing assembly system
US20140157588A1 (en) * 2010-01-21 2014-06-12 The Boeing Company High rate pulsing wing assembly line
US20130019446A1 (en) * 2011-07-21 2013-01-24 Spirit Aerosystems, Inc. System and method for assembling aircraft components

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