WO2017183684A1 - 航空機胴体組立治具およびその使用方法 - Google Patents

航空機胴体組立治具およびその使用方法 Download PDF

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WO2017183684A1
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index
stringer
edge
panel
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PCT/JP2017/015846
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健治 笠原
周平 瀬川
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川崎重工業株式会社
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    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P19/00—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
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    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
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    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/01—Aircraft parts

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft fuselage assembly jig used when joining a plurality of aircraft fuselage frames to an aircraft fuselage panel, and a method of using the same.
  • Some medium and large aircraft are manufactured by joining together a plurality of panel assemblies whose fuselage is divided in the circumferential direction.
  • Each panel assembly has a plurality of aircraft fuselage frames joined to an aircraft fuselage panel.
  • an aircraft fuselage assembly jig manufactured with high rigidity and high accuracy is used (for example, see Non-Patent Document 1).
  • the required accuracy of component positioning with respect to the aircraft fuselage panel is ⁇ 0.25 mm or less even for a 10 m panel.
  • the aircraft fuselage assembly jig must be accurate to ⁇ 0.13 mm. It is necessary to make it.
  • a conventional aircraft fuselage assembly jig includes a frame body jig body, a plurality of frame indexes fixed to the jig body, and an aircraft fuselage panel fixed to the jig body.
  • the conventional aircraft fuselage assembly jig cannot be used for other aircraft fuselage panels because all the contour bars are designed according to the curvature of the skin of one aircraft fuselage panel. Therefore, as many aircraft fuselage assembly jigs as the number of aircraft fuselage panels are required.
  • an object of the present invention is to provide an aircraft fuselage assembly jig that can be used for a plurality of aircraft fuselage panels and a method for using the same.
  • an aircraft fuselage assembly jig includes a base provided with a plurality of frame indexes for positioning both ends of a plurality of aircraft fuselage frames, and an aircraft fuselage panel extending from the base.
  • a plurality of header plates arranged parallel to each other in the axial direction of the aircraft fuselage panel, and a plurality of electric cylinders provided radially on each of the plurality of header plates, each of which is provided on the aircraft fuselage panel
  • an electric cylinder that moves a receiving member that abuts against the skin included in the radial direction of the aircraft fuselage panel.
  • the receiving member can be arranged at a position matching the skin curvature by adjusting the stroke of the electric cylinder.
  • the electric cylinder can adjust the stroke with very high accuracy. Therefore, the aircraft fuselage assembly jig can be used for a plurality of aircraft fuselage panels.
  • the aircraft fuselage panel has at least two types of shear tie arrangement patterns, and the plurality of frame indexes have a first position corresponding to one of the two types of shear tie arrangement patterns and the other type of shea tie arrangement patterns.
  • a plurality of movable frame indexes may be included that move in the axial direction of the aircraft fuselage panel between a second position corresponding to a pattern. According to this configuration, the movable frame index can be used by switching between the first position and the second position in accordance with the shear tie arrangement pattern.
  • the base includes a pair of side beams extending in the axial direction of the aircraft fuselage panel, the pair of side beams provided with the plurality of frame indexes, and each of the pair of side beams includes the plurality of side beams.
  • At least one frame index actuator that moves a movable frame index between the first position and the second position may be provided. According to this configuration, it is easy to switch the movable frame index to the first position or the second position.
  • the aircraft fuselage panel has at least two types of stringer arrangement patterns, and at least one of the plurality of header plates engages with one stringer in one of the two types of stringer arrangement patterns.
  • a first stringer index that moves between an engagement position and a non-engagement position, and a first stringer index that moves between an engagement position and a non-engagement position that engage one stringer in the other type of stringer arrangement pattern.
  • a two stringer index may be provided. According to this configuration, it is possible to switch between using the first stringer index and the second stringer index according to the stringer arrangement pattern.
  • At least one of the plurality of header plates includes a first stringer index actuator for moving the first stringer index between the engagement position and the non-engagement position, and the second stringer index. There may be provided a second stringer index actuator that moves between the alignment position and the non-engagement position. According to this configuration, switching between the first stringer index and the second stringer index is easy.
  • the aircraft fuselage assembly jig further includes an end plate protruding from the base along the aircraft fuselage panel outside the aircraft fuselage panel, and the aircraft fuselage panel has at least two types of skin edge patterns.
  • the end plate includes a first edge index that moves between a contact position that contacts the edge of the skin and a non-contact position in one of the two types of skin edge patterns, and the other type.
  • a second edge index may be provided that moves between a contact position where the skin edge abuts and a non-contact position. According to this configuration, it is possible to switch between using the first edge index and the second edge index according to the skin edge pattern.
  • the end plate includes a first edge index actuator that moves the first edge index between the contact position and the non-contact position, and the second edge index that is in contact with the contact position and the non-contact position.
  • a second edge index actuator that moves between the contact positions may be provided. According to this configuration, it is easy to switch between the first edge index and the second edge index.
  • the plurality of header plates may protrude upward from the base.
  • the aircraft fuselage panel set on the aircraft fuselage assembly jig is in an upright state.
  • the aircraft fuselage panel is deformed by its own weight under the aircraft fuselage panel and the skin does not contact the receiving member, it is necessary to correct the aircraft fuselage panel using a band or the like to bring the skin into contact with the receiving member. is there.
  • the aircraft fuselage panel set in the aircraft fuselage assembly jig is laid down, and the skin is completely received by the weight of the aircraft fuselage panel. Contact the member. Therefore, there is no need to correct the aircraft fuselage panel.
  • the aircraft fuselage assembly jig may further include an electric cylinder that is provided on the base and corrects bending of an end portion of the aircraft fuselage panel between the plurality of header plates. According to this configuration, even when the distance between the header plates is large, the end of the aircraft fuselage panel can be maintained in a desired shape.
  • a method for using the aircraft fuselage assembly jig of the present invention is a method for using the aircraft fuselage assembly jig described above, wherein the diameter of the aircraft fuselage is measured while measuring the receiving surface of the receiving member using a laser tracker.
  • the position of the receiving surface of the receiving member is guaranteed by the stroke accuracy of the electric cylinder. Therefore, it is not necessary to measure the receiving surface of the receiving member moved to the design position every time the aircraft fuselage panel is changed using a laser tracker, and the cost for guaranteeing the final assembly accuracy of the panel assembly can be reduced. Can do.
  • a target bush is embedded in a side surface of the receiving member.
  • the position of the target bush is measured using the laser tracker, and the measured target bush is measured.
  • the position is recorded as a reference position.
  • the position of the target bush is measured using a laser tracker, and the measured target is measured.
  • a step of comparing the position of the bush with the reference position of the target bush recorded at the time of determining the origin may be included. If the receiving surface of the receiving member is measured using a laser tracker in a state in which each electric cylinder is returned to the origin in the periodic inspection, a very large cost is required for each periodic inspection. On the other hand, if the position of the target bush is recorded as the reference position when the origin is determined, and the position of the target bush is measured and compared with the reference position during the periodic inspection, the cost for the periodic inspection can be reduced. Can do.
  • an aircraft fuselage assembly jig that can be used for a plurality of aircraft fuselage panels is provided.
  • FIG. 1 is a perspective view of an aircraft fuselage assembly jig according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2A is a perspective view of a panel assembly in which a plurality of aircraft fuselage frames are joined to an aircraft fuselage panel
  • FIG. 2B is an enlarged view of a part of FIG. 2A. It is an enlarged view of the edge part of the aircraft fuselage assembly jig in a state where a plurality of aircraft fuselage frames are set.
  • It is a front view of a header plate.
  • It is a perspective view of a receiving member.
  • It is a perspective view of the movable frame index in the 1st frame index.
  • It is a perspective view of the movable frame index in the 2nd frame index.
  • It is a perspective view around the first and second stringer indexes. It is a perspective view around the 1st and 2nd edge index. It is a figure for demonstrating the method of determining the origin of each electric cylinder.
  • FIG. 1 shows an aircraft fuselage assembly jig 2 according to an embodiment of the present invention.
  • the aircraft fuselage assembly jig 2 is used when a plurality of aircraft fuselage frames 15 are joined to the aircraft fuselage panel 11 as shown in FIG. 2A.
  • the aircraft fuselage panel 11 has an axial direction as the longitudinal direction of the aircraft fuselage, a radial direction extending radially from the central axis of the aircraft fuselage, and a circumferential direction around the central axis of the aircraft fuselage.
  • the aircraft fuselage panel 11 includes a skin 12, a plurality of stringers 13 and a plurality of shear ties 14 fixed to the inner surface of the skin 12 by rivets.
  • the stringers 13 extend in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11, and the shear ties 14 are arranged between the adjacent stringers 13 so that a plurality of shear tie rows orthogonal to the stringers 13 are formed.
  • a clip 16 is fixed to each stringer 13 between the shear ties 14 by rivets.
  • Each aircraft fuselage frame 15 is fastened by a rivet to a corresponding shear tie row 14 and clip 16.
  • the aircraft fuselage assembly jig 2 includes a base 20 having a size capable of supporting the aircraft fuselage panel 11.
  • the aircraft fuselage assembly jig 2 is a horizontal type.
  • the base 20 overlaps with the aircraft fuselage panel 11 in the vertical direction.
  • the base 20 includes a pair of side beams 21 that extend in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11, and a plurality of support columns 23 that support the side beams 21.
  • a plurality of header plates 41 are disposed between the pair of side beams 21 to bridge the side beams 21. These header plates 41 are arranged in parallel to each other in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11. Each header plate 41 protrudes upward from the base 20 along the aircraft fuselage panel 11.
  • a central beam 22 is provided between the pair of side beams 21 so as to cross all the header plates 41.
  • the central beam 22 extends in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11, similarly to the side beam 21.
  • the pair of side beams 21 is provided with a plurality of first frame indexes 31 for positioning both ends of each aircraft fuselage frame 15.
  • the center beam 22 is provided with a plurality of second frame indexes 32 for positioning the approximate center of each aircraft fuselage frame 15.
  • the aircraft fuselage panel 11 has two types of sheer tie arrangement patterns. For this reason, as shown in FIG. 6, some of the first frame indexes 31 are movable frame indexes 31 '. Similarly, as shown in FIG. 7, some of the second frame indexes 32 are movable frame indexes 32 '.
  • the movable frame index 32 ′ of the second frame index 32 is located at the same position as the movable frame index 31 ′ of the first frame index 31 in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11.
  • the first frame index 31 other than the movable frame index 31 ′ is directly fixed to the side beam 21.
  • each movable frame index 31 ′ of the first frame index 31 is fixed to a base 33 supported by a slide mechanism 34 so as to be slidable in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11.
  • the side beam 21 is provided with a first frame index actuator 35, and a base 33 is connected to a movable portion of the first frame index actuator 35.
  • the first frame index actuator 35 is, for example, a pneumatic cylinder, but may be a hydraulic cylinder or an electric cylinder.
  • the first frame index actuator 35 moves the movable frame index 31 ′ through the base 33 to a first position (a position indicated by a solid line in FIG. 6) corresponding to one type of shear tie arrangement pattern and the other type. It moves in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11 between a second position corresponding to the shear tie arrangement pattern (a position indicated by a two-dot chain line in FIG. 6). Both the first position and the second position are stroke ends of the first frame index actuator 35.
  • each side beam 21 only needs to be provided with at least one first frame index actuator 35.
  • each movable frame index 32 ′ of the second frame index 32 is fixed to a base 36 that is supported by a slide mechanism 37 so as to be slidable in the axial direction of the aircraft fuselage panel 11.
  • the central beam 22 is provided with a second frame index actuator 38, and a base 36 is connected to a movable portion of the second frame index actuator 38.
  • the second frame index actuator 38 is, for example, a pneumatic cylinder, but may be a hydraulic cylinder or an electric cylinder.
  • the second frame index actuator 38 has a movable frame index 32 'through the base 36 at a first position (position indicated by a solid line in FIG. 7) corresponding to one type of shear tie arrangement pattern and the other type of shear tie.
  • the aircraft fuselage panel 11 moves in the axial direction between a second position corresponding to the arrangement pattern (a position indicated by a two-dot chain line in FIG. 7).
  • the first position and the second position are both stroke ends of the second frame index actuator 38.
  • the movable frame indexes 32 ′ are fixed to a common base 36, and this base 36 is used as one second frame index actuator. You may drive by 38. That is, the central beam 22 only needs to be provided with at least one second frame index actuator 38.
  • each header plate 41 is provided with a plurality of electric cylinders 5 radially.
  • the axial direction of each electric cylinder 5 matches the radial direction of the aircraft fuselage panel 11.
  • the aircraft fuselage panel 11 has two types of skin patterns. Therefore, the electric cylinder 5 includes a first electric cylinder 5A used only with one type of skin pattern, a second electric cylinder 5B used only with the other type of skin pattern, and both types of skin patterns. Including the third electric cylinder 5C.
  • the arrangement of the first to third electric cylinders 5A to 5C is symmetrical.
  • FIG. 4 shows an example of an arrangement layout of the first to third electric cylinders 5A to 5C. Needless to say, the arrangement layout of the first to third electric cylinders 5A to 5C is not limited to this. Further, there may be three or more skin patterns.
  • Each electric cylinder 5 moves the receiving member 51 in contact with the skin 12 of the aircraft fuselage panel 11 in the radial direction of the aircraft fuselage panel 11.
  • the receiving member 51 has a block shape and has a receiving surface 52 facing the side opposite to the electric cylinder 5.
  • a target bush 53 used for a periodic inspection described later is embedded in the side surface of the receiving member 51.
  • each header plate 41 is provided with a stringer positioning device 7 shown in FIG. 8 (in FIG. 1, FIG. 3, and FIG. 4, the stringer positioning device 7 is omitted for simplification of the drawings).
  • the stringer positioning device 7 does not necessarily have to be provided on all the header plates 41, and may be provided on at least one header plate 41.
  • the stringer positioning device 7 includes a first stringer index 71 for engagement with one stringer 13 in one type of stringer arrangement pattern, and a second stringer for engagement with one stringer 13 in the other type of stringer arrangement pattern.
  • An index 72 is included.
  • the first stringer index 71 is supported by the first slide mechanism 76 so as to be slidable in the radial direction of the aircraft fuselage panel 11, and the second stringer index 72 is supported by the second slide mechanism 77 in the radial direction of the aircraft fuselage panel 11. It is slidably supported.
  • the first slide mechanism 76 and the second slide mechanism 77 are attached to a bracket 75 fixed to the header plate 41.
  • the first stringer index 71 is connected to the movable part of the first stringer index actuator 73
  • the second stringer index 72 is connected to the movable part of the second stringer index actuator 74.
  • the first stringer index actuator 73 and the second stringer index actuator 74 are attached to the bracket 75 described above.
  • the first stringer index actuator 73 and the second stringer index actuator 74 are, for example, pneumatic cylinders, but may be hydraulic cylinders or electric cylinders.
  • the first stringer index actuator 73 includes a first stringer index 71 in the radially outer engagement position (position indicated by a two-dot chain line in FIG. 8) and the radially inner non-engagement position (solid line in FIG. 8). Move to the position shown). Both the engagement position and the non-engagement position are stroke ends of the first stringer index actuator 73.
  • the first stringer index 71 moves to the engagement position, the first stringer index 71 engages with one stringer 13 in one kind of stringer arrangement pattern.
  • the second stringer index actuator 74 includes a second stringer index 72 in the radially outer engaging position (position indicated by a two-dot chain line in FIG. 8) and the radially inner non-engaging position (solid line in FIG. 8). Move to the position shown). Both the engagement position and the non-engagement position are stroke ends of the second stringer index actuator 74. When the second stringer index 72 moves to the engagement position, it engages with one stringer 13 in the other type of stringer arrangement pattern.
  • an end plate 42 that bridges the ends of the side beams 21 is also disposed between the pair of side beams 21.
  • the end plate 42 is parallel to the header plate 41 and protrudes upward from the base 20 along the aircraft fuselage panel 11 outside the aircraft fuselage panel 11.
  • the end portion of the central beam 22 described above is joined to the end plate 42.
  • the aircraft fuselage panel 11 has two types of skin edge patterns.
  • the end plate 42 includes two first skin edge positioning devices 6A used only in one type of skin edge pattern and two second skin edges used only in the other type of skin edge pattern.
  • a positioning device 6B and two third skin edge positioning devices 6C used for both types of skin edge patterns are provided.
  • the third skin edge positioning device 6C is disposed at both ends of the end plate 42, and the first skin edge positioning device 6A and the second skin edge positioning device 6B are substantially evenly spaced between the third skin edge positioning devices 6C. It is arranged at a position to be divided into three.
  • the first skin edge positioning device 6A operates the first edge index 61 for contacting the edge of the skin 12 and the first edge index 61 in one type of skin edge pattern.
  • the first edge index actuator 64 is included.
  • the first edge index actuator 64 is connected to the first edge index 61 via a toggle mechanism 60 fixed to the end plate 42.
  • the first edge index actuator 64 is, for example, a pneumatic cylinder, but may be a hydraulic cylinder or an electric cylinder.
  • the first edge index actuator 64 is in contact with the edge of the skin 12 when the first edge index 61 is in contact with the skin 12 (the position indicated by the two-dot chain line in FIG. 9) and the end plate 42. It moves between non-contact positions (positions indicated by solid lines in FIG. 9) that are substantially parallel. Both the contact position and the non-contact position are stroke ends of the first edge index actuator 64.
  • the second skin edge positioning device 6B includes a second edge index 62 for contact with the edge of the skin 12 in the other type of skin edge pattern, and a second edge for operating the second edge index 62.
  • An index actuator 65 is included.
  • the second edge index actuator 65 is connected to the second edge index 62 via a toggle mechanism 60 fixed to the end plate 42.
  • the second edge index actuator 65 is, for example, a pneumatic cylinder, but may be a hydraulic cylinder or an electric cylinder.
  • the second edge index actuator 65 is in a state of abutting the second edge index 62 with the skin 12 and in contact with the edge of the skin 12 and a non-contact position that is substantially parallel to the end plate 42 (in FIG. 9). To the position indicated by a solid line). The contact position and the non-contact position are both stroke ends of the second edge index actuator 65.
  • the third skin edge positioning device 6C operates the third edge index 63 and the third edge index 63 for contact with the edge of the skin 12 in both types of skin edge patterns as shown in FIG.
  • the third edge index actuator 66 is connected to the third edge index 63 via a toggle mechanism 60 fixed to the end plate 42.
  • the third edge index actuator 66 is, for example, a pneumatic cylinder, but may be a hydraulic cylinder or an electric cylinder.
  • the third edge index actuator 66 is in a state of abutting the third edge index 63 with the skin 12 between a contact position where the third edge index 63 is in contact with the edge of the skin 12 and a non-contact position which is substantially parallel to the end plate 42. Moving.
  • the contact position and the non-contact position are both stroke ends of the third edge index actuator 66.
  • a plurality of electric cylinders 24 are arranged between all the header plates 41 and in the vicinity of each side beam 21. These electric cylinders 24 are provided on the side beams 21 via brackets (not shown) in a state where the axial direction matches the radial direction of the aircraft fuselage panel 11. Each electric cylinder 24 plays a role of correcting the deflection of the end of the aircraft fuselage panel 11 between the adjacent header plates 41.
  • each aircraft fuselage frame 15 is fixed to the first frame index 31 and the second frame index 32 and positioned at a normal position.
  • the electric cylinder 5 is operated to place the receiving member 51 at a design position for positioning the skin 12 of the aircraft fuselage panel 11.
  • the aircraft fuselage panel 11 is put on the aircraft fuselage frame 15, and the skin 12 of the aircraft fuselage panel 11 is entirely brought into contact with the receiving member 51.
  • either the first stringer index 71 or the second stringer index 72 is moved to the engagement position, and either the first edge index 61 or the second edge index 62 and the third edge index 63 are brought into contact with each other.
  • the aircraft fuselage panel 11 is positioned in a normal position using these indexes.
  • shear tie 14 and clip 16 of the aircraft fuselage panel 11 and the aircraft fuselage frame 15 are co-drilled and fastened with rivets.
  • the receiving member 51 of the skin 12 is adjusted by adjusting the stroke of the electric cylinder 5 for a plurality of aircraft fuselage panels 11 having different curvatures of the skin 12. It can be placed at a position that matches the curvature. Moreover, the electric cylinder 5 can adjust the stroke with very high accuracy. Therefore, the aircraft fuselage assembly jig 2 can be used for a plurality of aircraft fuselage panels 11.
  • the movable frame indexes 31 ′ and 32 ′ are moved between the first position and the second position by the first and second frame index actuators 35 and 38. Accordingly, the movable frame indexes 31 ′ and 32 ′ can be used by easily switching between the first position and the second position.
  • the first and second stringer indexes 71 and 72 are moved between the engaged position and the non-engaged position by the first and second stringer index actuators 73 and 74. Depending on the pattern, it is possible to easily switch between using the first stringer index 71 and the second stringer index 72.
  • first and second edge indexes 61 and 62 are moved between the contact position and the non-contact position by the first and second edge index actuators 64 and 65, the skin edge Depending on the pattern, it is possible to easily switch between using the first edge index 61 and the second edge index 62.
  • each electric cylinder 5 is arranged so that the receiving surfaces 52 of all the receiving members 51 are positioned on the reference cylindrical surface M. To determine the origin of each electric cylinder 5.
  • the reference cylindrical surface M is a virtual surface that defines the diameter of the aircraft fuselage.
  • the position of the receiving surface 52 of the receiving member 51 is guaranteed by the stroke accuracy of the electric cylinder 5. Therefore, it is not necessary to measure the receiving surface 52 of the receiving member 51 moved to the design position every time the aircraft fuselage panel 11 is changed using the laser tracker, and the cost required to guarantee the final assembly accuracy of the panel assembly is reduced. Can be reduced.
  • the aircraft fuselage assembly jig 2 requires periodic inspection from the viewpoint of accuracy assurance. If the receiving surface 52 of the receiving member 51 is measured using a laser tracker in a state where each electric cylinder 5 is returned to the origin during the regular inspection, a very large cost is required for each periodic inspection. . This is because the surface measurement requires at least three points on the surface. On the other hand, if the following method is adopted, the cost for the periodic inspection can be reduced.
  • the position of the target bush 53 embedded in the side surface of the receiving member 51 is measured using a laser tracker. Then, the measured position of the target bush 53 is recorded as a reference position.
  • the position of the target bush 53 is measured using a laser tracker, and the measured position of the target bush 53 is recorded when the origin is determined. Compare with the reference position. With such a method, the number of three-dimensional measurements using a laser tracker can be significantly reduced during regular inspection.
  • the central beam 22 and the second frame index 32 may be omitted.
  • the aircraft fuselage assembling jig 2 does not necessarily have to be a horizontal type, and may be a vertical type. That is, the header plate 41 may protrude laterally from the base 20. However, when the header plate 41 protrudes laterally from the base 20, the aircraft fuselage panel set on the aircraft fuselage assembly jig 2 is in an upright state. In this case, since the aircraft fuselage panel is deformed by its own weight under the aircraft fuselage panel and the skin does not contact the receiving member, it is necessary to correct the aircraft fuselage panel using a band or the like so that the skin contacts the receiving member. is there.
  • the aircraft fuselage panel set in the aircraft fuselage assembly jig is laid down, and the skin is entirely covered by the weight of the aircraft fuselage panel. Contact the receiving member. Therefore, there is no need to correct the aircraft fuselage panel.
  • the frame index actuators 35 and 38 are omitted, and the movable frame indexes 31 ′ and 32 ′ are manually moved between the first position and the second position, and are moved to the first position or the second position with bolts or the like. It may be fixed.
  • the first and second stringer index actuators 73 and 74 are omitted, and the first and second stringer indexes 71 and 72 are manually moved between the engaged position and the non-engaged position with a bolt or the like. You may fix to an engagement position or a non-engagement position.
  • first and second edge index actuators 64 and 65 are omitted, and the first and second edge indexes 61 and 62 are manually moved between the abutting position and the non-abutting position with a bolt or the like. You may fix to a contact position or a non-contact position.
  • the aircraft fuselage panel 11 may have three or more types of sheer tie arrangement patterns.
  • the first and second frame index actuators 35 and 38 are electric cylinders
  • the movable frame indexes 31 'and 32' can be moved to arbitrary positions with high accuracy.
  • the aircraft fuselage panel 11 may have three or more types of stringer arrangement patterns, and may have three or more types of skin edge patterns.
  • the aircraft fuselage panel 11 may have one type of shear tie arrangement pattern, one type of stringer arrangement pattern, or one type of skin edge pattern.
  • all of the first and second frame indexes 31, 32 may be fixed, or instead of the first and second stringer indexes 71, 72, a fixed stringer index may be adopted, Instead of the first and second edge indexes 61 and 62, fixed edge indexes may be employed.
  • Aircraft fuselage assembly jig 20 Base 21 Side beam 24 Electric cylinder 31, 32 Frame index 31 ', 32' Movable frame index 35, 38 Frame index actuator 41 Header plate 5 Electric cylinder 51 Receiving member 52 Receiving surface 53 Target bush 61 First edge index 62 Second edge index 64 First edge index actuator 65 Second edge index actuator 71 First stringer index 72 Second stringer index 73 First 1 Stringer index actuator 74 Second stringer index actuator M Standard cylindrical surface

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Abstract

航空機胴体組立治具は、複数の航空機胴体フレームの両端を位置決めするための複数のフレームインデックスが設けられたベースと、ベースから航空機胴体パネルに沿うように突出する、互いに平行に航空機胴体パネルの軸方向に並ぶ複数のヘッダープレートと、複数のヘッダープレートのそれぞれに放射状に設けられた複数の電動シリンダであって、各々が航空機胴体パネルに含まれるスキンに当接する受け部材を航空機胴体パネルの径方向に移動する電動シリンダと、を備える。

Description

航空機胴体組立治具およびその使用方法
　本発明は、航空機胴体パネルに複数の航空機胴体フレームを接合する際に用いられる航空機胴体組立治具と、その使用方法に関する。
　中型や大型の航空機の中には、胴体が周方向に分割された複数のパネル組立体を互いに結合することにより製造されるものがある。各パネル組立体は、航空機胴体パネルに複数の航空機胴体フレームが接合されたものである。
　航空機胴体パネルに複数の航空機胴体フレームを接合する際には、それらを極めて高精度に位置合せする必要がある。このため、高剛性かつ高精度に製作された航空機胴体組立治具が用いられる（例えば、非特許文献１参照）。例えば、航空機胴体パネルに対する部品の位置決めの要求精度は、１０ｍのパネルであっても±０．２５ｍｍ以下であり、これを実現するには、航空機胴体組立治具を±０．１３ｍｍ程度の精度で作製する必要がある。
　従来の航空機胴体組立治具は、骨組み構造の治具本体と、治具本体に固定された、航空機胴体フレームを位置決めするための複数のフレームインデックスと、治具本体に固定された、航空機胴体パネルに含まれるスキンを位置決めするための複数のコンタバーを含む。この組立治具を使用する際には、まず航空機胴体フレームをフレームインデックスに固定する。ついで、航空機胴体パネルを航空機胴体フレームに被せ、航空機胴体パネルのスキンを全体的にコンタバーに当接させる。その後、航空機胴体パネルに含まれるシアタイおよびクリップと航空機胴体フレームとを共穴加工し、それらをリベットで締結する。
半田邦夫著、「航空機生産工学」、オフィスＨＡＮＳ、2002年10月20日、p.239-244
　しかしながら、従来の航空機胴体組立治具は、全てのコンタバーが１つの航空機胴体パネルのスキンの曲率に合わせて設計されているので、他の航空機胴体パネルに利用できない。従って、航空機胴体パネルの数だけ航空機胴体組立治具が必要になる。
　そこで、本発明は、複数の航空機胴体パネルに使用することができる航空機胴体組立治具およびその使用方法を提供することを目的とする。
　前記課題を解決するために、本発明の航空機胴体組立治具は、複数の航空機胴体フレームの両端を位置決めするための複数のフレームインデックスが設けられたベースと、前記ベースから航空機胴体パネルに沿うように突出する、互いに平行に前記航空機胴体パネルの軸方向に並ぶ複数のヘッダープレートと、前記複数のヘッダープレートのそれぞれに放射状に設けられた複数の電動シリンダであって、各々が前記航空機胴体パネルに含まれるスキンに当接する受け部材を前記航空機胴体パネルの径方向に移動する電動シリンダと、を備える、ことを特徴とする。
　上記の構成によれば、スキンの曲率が異なる複数の航空機胴体パネルに対しては、電動シリンダのストロークを調整することにより、受け部材をスキンの曲率に合わせた位置に配置することができる。しかも、電動シリンダは非常に高精度にストロークを調整することができる。従って、航空機胴体組立治具を複数の航空機胴体パネルに使用することができる。
　前記航空機胴体パネルは、少なくとも２種類のシアタイ配置パターンを有し、前記複数のフレームインデックスは、前記２種類のうちの一方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第１位置と他方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第２位置との間で前記航空機胴体パネルの軸方向に移動する複数の可動式フレームインデックスを含んでもよい。この構成によれば、シアタイ配置パターンに応じて、可動式フレームインデックスを第１位置と第２位置のどちらかに切り換えて使用することができる。
　前記ベースは、前記航空機胴体パネルの軸方向に延びる一対のサイドビームであって、前記複数のフレームインデックスが設けられた一対のサイドビームを含み、前記一対のサイドビームのそれぞれには、前記複数の可動式フレームインデックスを前記第１位置と前記第２位置との間で移動する少なくとも１つのフレームインデックス用アクチュエータが設けられていてもよい。この構成によれば、可動式フレームインデックスの第１位置または第２位置への切り換えが簡単である。
　前記航空機胴体パネルは、少なくとも２種類のストリンガー配置パターンを有し、前記複数のヘッダープレートの少なくとも１つには、前記２種類のうちの一方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガーと係合する係合位置と非係合位置との間で移動する第１ストリンガーインデックスと、他方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガーと係合する係合位置と非係合位置との間で移動する第２ストリンガーインデックスが設けられていてもよい。この構成によれば、ストリンガー配置パターンに応じて、第１ストリンガーインデックスと第２ストリンガーインデックスのどちらを使用するかを切り換えることができる。
　前記複数のヘッダープレートの少なくとも１つには、前記第１ストリンガーインデックスを前記係合位置と前記非係合位置との間で移動する第１ストリンガーインデックス用アクチュエータと、前記第２ストリンガーインデックスを前記係合位置と前記非係合位置との間で移動する第２ストリンガーインデックス用アクチュエータが設けられていてもよい。この構成によれば、第１ストリンガーインデックスと第２ストリンガーインデックスの切り換えが簡単である。
　上記の航空機胴体組立治具は、前記航空機胴体パネルの外側で前記ベースから航空機胴体パネルに沿うように突出するエンドプレートをさらに備え、前記航空機胴体パネルは、少なくとも２種類のスキンエッジパターンを有し、前記エンドプレートには、前記２種類のうちの一方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキンのエッジと当接する当接位置と非当接位置との間で移動する第１エッジインデックスと、他方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキンのエッジ当接する当接位置と非当接位置との間で移動する第２エッジインデックスが設けられていてもよい。この構成によれば、スキンエッジパターンに応じて、第１エッジインデックスと第２エッジインデックスのどちらを使用するかを切り換えることができる。
　前記エンドプレートには、前記第１エッジインデックスを前記当接位置と前記非当接位置との間で移動する第１エッジインデックス用アクチュエータと、前記第２エッジインデックスを前記当接位置と前記非当接位置との間で移動する第２エッジインデックス用アクチュエータが設けられていてもよい。この構成によれば、第１エッジインデックスと第２エッジインデックスの切り替えが簡単である。
　前記複数のヘッダープレートは、前記ベースから上向きに突出してもよい。複数のヘッダープレートがベースから横向きに突出する場合には、航空機胴体組立治具にセットされる航空機胴体パネルが立てられた状態となる。この場合、航空機胴体パネルの下側では、航空機胴体パネルが自重によって変形し、スキンが受け部材に接触しないため、バンドなどを用いて航空機胴体パネルを矯正してスキンを受け部材に接触させる必要がある。これに対し、複数のヘッダープレートがベースから上向きに突出する場合は、航空機胴体組立治具にセットされる航空機胴体パネルが寝かされた状態となり、航空機胴体パネルの自重によってスキンが全面的に受け部材に接触する。従って、航空機胴体パネルを矯正する必要がない。
　上記の航空機胴体組立治具は、前記ベースに設けられた、前記複数のヘッダープレートの間で前記航空機胴体パネルの端部の撓みを補正する電動シリンダをさらに備えてもよい。この構成によれば、ヘッダープレート間の距離が大きな場合でも、航空機胴体パネルの端部を所望の形状に維持することができる。
　また、本発明の航空機胴体組立治具の使用方法は、上記の航空機胴体組立治具の使用方法であって、レーザートラッカーを用いて前記受け部材の受け面を測定しながら、航空機胴体の径を規定する仮想の基準円筒面上に全ての受け部材の受け面が位置するように、前記複数の電動シリンダを操作して各電動シリンダの原点を決定する工程と、前記複数の電動シリンダのそれぞれを前記原点から所定ストロークだけ駆動し、前記受け部材を設計位置に移動させる工程と、を含む、ことを特徴とする。
　上記の構成によれば、電動シリンダのストローク精度によって受け部材の受け面の位置が保証される。従って、航空機胴体パネルが変わるごとに設計位置に移動された受け部材の受け面をレーザートラッカーを用いて測定する必要がなく、パネル組立体の最終的な組立精度の保証にかかるコストを低減することができる。
　前記受け部材の側面には、ターゲットブッシュが埋め込まれており、前記各電動シリンダの原点を決定する工程では、前記レーザートラッカーを用いて前記ターゲットブッシュの位置を測定するとともに、測定した前記ターゲットブッシュの位置を基準位置として記録し、上記の使用方法は、定期検査の際に、前記複数の電動シリンダを原点に移動した後に、前記ターゲットブッシュの位置をレーザートラッカーを用いて測定し、測定されたターゲットブッシュの位置を原点決定時に記録したターゲットブッシュの基準位置と比較する工程を含んでもよい。定期検査の際に、各電動シリンダを原点に復帰させた状態でレーザートラッカーを用いて受け部材の受け面を測定した場合には、定期検査の度に非常に多くのコストがかかる。これに対し、原点を決定する際にターゲットブッシュの位置を基準位置として記録し、定期検査の際にターゲットブッシュの位置を測定して基準位置と比較すれば、定期検査にかかるコストを低減することができる。
　本発明によれば、複数の航空機胴体パネルに使用することができる航空機胴体組立治具が提供される。
本発明の一実施形態に係る航空機胴体組立治具の斜視図である。 図２Ａは航空機胴体パネルに複数の航空機胴体フレームが接合されたパネル組立体を内側から見た斜視図、図２Ｂは図２Ａの一部の拡大図である。 複数の航空機胴体フレームがセットされた状態の航空機胴体組立治具の端部の拡大図である。 ヘッダープレートの正面図である。 受け部材の斜視図である。 第１フレームインデックス中の可動式フレームインデックスの斜視図である。 第２フレームインデックス中の可動式フレームインデックスの斜視図である。 第１および第２ストリンガーインデックス回りの斜視図である。 第１および第２エッジインデックス回りの斜視図である。 各電動シリンダの原点を決定する方法を説明するための図である。
　図１に、本発明の一実施形態に係る航空機胴体組立治具２を示す。航空機胴体組立治具２は、図２Ａにように、航空機胴体パネル１１に複数の航空機胴体フレーム１５を接合する際に用いられる。
　航空機胴体パネル１１は、航空機胴体の長手方向を軸方向、航空機胴体の中心軸から放射状に広がる方向を径方向、航空機胴体の中心軸回りの方向を周方向とする。図２Ａおよび２Ｂに示すように、航空機胴体パネル１１は、スキン１２と、スキン１２の内側面にリベットにより固定された複数のストリンガー１３および複数のシアタイ１４を含む。ストリンガー１３は、航空機胴体パネル１１の軸方向に延びており、シアタイ１４は、ストリンガー１３と直交する複数のシアタイ列が形成されるように、隣り合うストリンガー１３間に配置されている。また、各ストリンガー１３には、シアタイ１４の間でクリップ１６がリベットにより固定されている。各航空機胴体フレーム１５は、対応するシアタイ列のシアタイ１４およびクリップ１６にリベットにより締結される。
　図１に戻って、航空機胴体組立治具２は、航空機胴体パネル１１を支持可能な大きさのベース２０を含む。本実施形態では、航空機胴体組立治具２が横置き型である。このため、ベース２０は、上下方向において航空機胴体パネル１１と重なり合う。具体的に、ベース２０は、航空機胴体パネル１１の軸方向に延びる一対のサイドビーム２１と、各サイドビーム２１を支持する複数の支柱２３を含む。
　一対のサイドビーム２１の間には、サイドビーム２１同士を橋架する複数のヘッダープレート４１が配置されている。これらのヘッダープレート４１は、互いに平行に航空機胴体パネル１１の軸方向に並んでいる。各ヘッダープレート４１は、ベース２０から航空機胴体パネル１１に沿うように上向きに突出している。
　さらに、一対のサイドビーム２１の間には、全てのヘッダープレート４１と交差するように中央ビーム２２が設けられている。中央ビーム２２は、サイドビーム２１と同様に、航空機胴体パネル１１の軸方向に延びている。
　一対のサイドビーム２１には、各航空機胴体フレーム１５の両端を位置決めするための複数の第１フレームインデックス３１が設けられている。中央ビーム２２には、各航空機胴体フレーム１５の略中央を位置決めするための複数の第２フレームインデックス３２が設けられている。
　本実施形態では、航空機胴体パネル１１が２種類のシアタイ配置パターンを有する。このため、図６に示すように、第１フレームインデックス３１のうちのいくつかは可動式フレームインデックス３１’である。同様に、図７に示すように、第２フレームインデックス３２のうちのいくつかは可動式フレームインデックス３２’である。なお、第２フレームインデックス３２のうちの可動式フレームインデックス３２’は、航空機胴体パネル１１の軸方向において、第１フレームインデックス３１のうちの可動式フレームインデックス３１’と同じ位置に位置する。
　図６に示すように、可動式フレームインデックス３１’以外の第１フレームインデックス３１は、サイドビーム２１に直接的に固定されている。一方、第１フレームインデックス３１のうちの可動式フレームインデックス３１’のそれぞれは、スライド機構３４により航空機胴体パネル１１の軸方向にスライド可能に支持されたベース３３に固定されている。さらに、サイドビーム２１には、第１フレームインデックス用アクチュエータ３５が設けられており、この第１フレームインデックス用アクチュエータ３５の可動部にベース３３が連結されている。
　第１フレームインデックス用アクチュエータ３５は、例えば空圧シリンダであるが、油圧シリンダであってもよいし電動シリンダであってもよい。第１フレームインデックス用アクチュエータ３５は、ベース３３を介して可動式フレームインデックス３１’を、一方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第１位置（図６中に実線で示す位置）と他方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第２位置（図６中に二点鎖線で示す位置）との間で航空機胴体パネル１１の軸方向に移動する。第１位置および第２位置は、共に第１フレームインデックス用アクチュエータ３５のストロークエンドである。
　ただし、可動式フレームインデックス３１’が連続して並ぶものだけである場合には、それらの可動式フレームインデックス３１’を共通のベース３３に固定し、このベース３３を１つの第１フレームインデックス用アクチュエータ３５で駆動してもよい。すなわち、各サイドビーム２１には、少なくとも１つの第１フレームインデックス用アクチュエータ３５が設けられていればよい。
　同様に、図７に示すように、可動式フレームインデックス３２’以外の第２フレームインデックス３２は、中央ビーム２２に直接的に固定されている。一方、第２フレームインデックス３２のうちの可動式フレームインデックス３２’のそれぞれは、スライド機構３７により航空機胴体パネル１１の軸方向にスライド可能に支持されたベース３６に固定されている。さらに、中央ビーム２２には、第２フレームインデックス用アクチュエータ３８が設けられており、この第２フレームインデックス用アクチュエータ３８の可動部にベース３６が連結されている。
　第２フレームインデックス用アクチュエータ３８は、例えば空圧シリンダであるが、油圧シリンダであってもよいし電動シリンダであってもよい。第２フレームインデックス用アクチュエータ３８は、ベース３６を介して可動式フレームインデックス３２’を一方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第１位置（図７中に実線で示す位置）と他方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第２位置（図７中に二点鎖線で示す位置）との間で航空機胴体パネル１１の軸方向に移動する。第１位置および第２位置は、共に第２フレームインデックス用アクチュエータ３８のストロークエンドである。
　ただし、可動式フレームインデックス３２’が連続して並ぶものだけである場合には、それらの可動式フレームインデックス３２’を共通のベース３６に固定し、このベース３６を１つの第２フレームインデックス用アクチュエータ３８で駆動してもよい。すなわち、中央ビーム２２には、少なくとも１つの第２フレームインデックス用アクチュエータ３８が設けられていればよい。
　図４に示すように、各ヘッダープレート４１には、複数の電動シリンダ５が放射状に設けられている。各電動シリンダ５の軸方向は、航空機胴体パネル１１の径方向と合致している。
　本実施形態では、航空機胴体パネル１１が、２種類のスキンパターンを有する。このため、電動シリンダ５は、一方の種類のスキンパターンのみで使用される第１電動シリンダ５Ａと、他方の種類のスキンパターンのみで使用される第２電動シリンダ５Ｂと、双方の種類のスキンパターンで使用される第３電動シリンダ５Ｃを含む。第１～第３電動シリンダ５Ａ～５Ｃの配置は、左右対称である。図４に、第１～第３電動シリンダ５Ａ～５Ｃの配置レイアウトの一例を示すが、第１～第３電動シリンダ５Ａ～５Ｃの配置レイアウトがこれに限定されるものでないことは言うまでもない。また、スキンパターンは３種類以上であってもよい。
　各電動シリンダ５は、航空機胴体パネル１１のスキン１２に当接する受け部材５１を航空機胴体パネル１１の径方向に移動する。受け部材５１は、図５に示すように、ブロック状をなしており、電動シリンダ５と反対側を向く受け面５２を有する。また、受け部材５１の側面には、後述する定期検査の際に使用されるターゲットブッシュ５３が埋め込まれている。
　さらに、本実施形態では、航空機胴体パネル１１が、２種類のストリンガー配置パターンを有する。このため、各ヘッダープレート４１に、図８に示すストリンガー位置決め装置７が設けられている（図１、図３および図４では、図面の簡略化のためにストリンガー位置決め装置７を省略している）。ただし、ストリンガー位置決め装置７は、必ずしも全てのヘッダープレート４１に設けられている必要はなく、少なくとも１つのヘッダープレート４１に設けられていればよい。
　ストリンガー位置決め装置７は、一方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガー１３との係合用の第１ストリンガーインデックス７１と、他方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガー１３との係合用の第２ストリンガーインデックス７２を含む。第１ストリンガーインデックス７１は、第１スライド機構７６により航空機胴体パネル１１の径方向にスライド可能に支持されており、第２ストリンガーインデックス７２は、第２スライド機構７７により航空機胴体パネル１１の径方向にスライド可能に支持されている。第１スライド機構７６および第２スライド機構７７は、ヘッダープレート４１に固定されたブラケット７５に取り付けられている。
　また、第１ストリンガーインデックス７１は、第１ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３の可動部に連結されており、第２ストリンガーインデックス７２は、第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７４の可動部に連結されている。第１ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３および第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７４は、上述したブラケット７５に取り付けられている。
　第１ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３および第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７４は、例えば空圧シリンダであるが、油圧シリンダであってもよいし電動シリンダであってもよい。第１ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３は、第１ストリンガーインデックス７１を径方向外側の係合位置（図８中に二点鎖線で示す位置）と径方向内側の非係合位置（図８中に実線で示す位置）との間で移動する。係合位置および非係合位置は、共に第１ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３のストロークエンドである。第１ストリンガーインデックス７１は、係合位置に移動すると、一方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガー１３と係合する。第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７４は、第２ストリンガーインデックス７２を径方向外側の係合位置（図８中に二点鎖線で示す位置）と径方向内側の非係合位置（図８中に実線で示す位置）との間で移動する。係合位置および非係合位置は、共に第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７４のストロークエンドである。第２ストリンガーインデックス７２は、係合位置に移動すると、他方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガー１３と係合する。
　図１に戻って、一対のサイドビーム２１の間には、サイドビーム２１の端部同士を橋架するエンドプレート４２も配置されている。エンドプレート４２は、ヘッダープレート４１と平行であり、航空機胴体パネル１１の外側でベース２０から航空機胴体パネル１１に沿うように上向きに突出している。上述した中央ビーム２２の端部は、エンドプレート４２に接合されている。
　本実施形態では、航空機胴体パネル１１が２種類のスキンエッジパターンを有する。このため、エンドプレート４２には、一方の種類のスキンエッジパターンのみで使用される２つの第１スキンエッジ位置決め装置６Ａと、他方の種類のスキンエッジパターンのみで使用される２つの第２スキンエッジ位置決め装置６Ｂと、双方の種類のスキンエッジパターンで使用される２つの第３スキンエッジ位置決め装置６Ｃが設けられている。第３スキンエッジ位置決め装置６Ｃは、エンドプレート４２の両端部に配置されており、第１スキンエッジ位置決め装置６Ａおよび第２スキンエッジ位置決め装置６Ｂは、第３スキンエッジ位置決め装置６Ｃの間をほぼ均等に三分割する位置に配置されている。
　図９に示すように、第１スキンエッジ位置決め装置６Ａは、一方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキン１２のエッジとの当接用の第１エッジインデックス６１と、第１エッジインデックス６１を操作するための第１エッジインデックス用アクチュエータ６４を含む。第１エッジインデックス用アクチュエータ６４は、エンドプレート４２に固定されたトグル機構６０を介して第１エッジインデックス６１と連結されている。
　第１エッジインデックス用アクチュエータ６４は、例えば空圧シリンダであるが、油圧シリンダであってもよいし電動シリンダであってもよい。第１エッジインデックス用アクチュエータ６４は、第１エッジインデックス６１をスキン１２と突合せ状態となってスキン１２のエッジと当接する当接位置（図９中に二点鎖線で示す位置）とエンドプレート４２とほぼ平行となる非当接位置（図９中に実線で示す位置）との間で移動する。当接位置および非当接位置は、共に第１エッジインデックス用アクチュエータ６４のストロークエンドである。
　同様に、第２スキンエッジ位置決め装置６Ｂは、他方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキン１２のエッジとの当接用の第２エッジインデックス６２と、第２エッジインデックス６２を操作するための第２エッジインデックス用アクチュエータ６５を含む。第２エッジインデックス用アクチュエータ６５は、エンドプレート４２に固定されたトグル機構６０を介して第２エッジインデックス６２と連結されている。
　第２エッジインデックス用アクチュエータ６５は、例えば空圧シリンダであるが、油圧シリンダであってもよいし電動シリンダであってもよい。第２エッジインデックス用アクチュエータ６５は、第２エッジインデックス６２をスキン１２と突合せ状態となってスキン１２のエッジと当接する当接位置とエンドプレート４２とほぼ平行となる非当接位置（図９中に実線で示す位置）との間で移動する。当接位置および非当接位置は、共に第２エッジインデックス用アクチュエータ６５のストロークエンドである。
　一方、第３スキンエッジ位置決め装置６Ｃは、図３に示すように、双方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキン１２のエッジとの当接用の第３エッジインデックス６３と、第３エッジインデックス６３を操作するための第３エッジインデックス用アクチュエータ６６を含む。第３エッジインデックス用アクチュエータ６６は、エンドプレート４２に固定されたトグル機構６０を介して第３エッジインデックス６３と連結されている。
　第３エッジインデックス用アクチュエータ６６は、例えば空圧シリンダであるが、油圧シリンダであってもよいし電動シリンダであってもよい。第３エッジインデックス用アクチュエータ６６は、第３エッジインデックス６３をスキン１２と突合せ状態となってスキン１２のエッジと当接する当接位置とエンドプレート４２とほぼ平行となる非当接位置との間で移動する。当接位置および非当接位置は、共に第３エッジインデックス用アクチュエータ６６のストロークエンドである。
　さらに、本実施形態では、図１に示すように、全てのヘッダープレート４１の間であって各サイドビーム２１の近傍に、複数の電動シリンダ２４が配置されている。これらの電動シリンダ２４は、軸方向が航空機胴体パネル１１の径方向に合致する状態で、図略のブラケットを介してサイドビーム２１に設けられている。各電動シリンダ２４は、隣り合うヘッダープレート４１の間で、航空機胴体パネル１１の端部の撓みを補正する役割を果たす。
　次に、航空機胴体組立治具２の使用方法を説明する。
　まず、図３に示すように、航空機胴体フレーム１５を航空機胴体組立治具２にセットする。このとき、各航空機胴体フレーム１５を第１フレームインデックス３１および第２フレームインデックス３２に固定して正規の位置に位置決めする。
　ついで、電動シリンダ５を操作して、受け部材５１を航空機胴体パネル１１のスキン１２を位置決めする設計位置に配置する。その後、航空機胴体パネル１１を航空機胴体フレーム１５に被せ、航空機胴体パネル１１のスキン１２を全体的に受け部材５１に当接させる。このとき、第１ストリンガーインデックス７１と第２ストリンガーインデックス７２のどちらかを係合位置に移動するとともに、第１エッジインデックス６１と第２エッジインデックス６２のどちらかおよび第３エッジインデックス６３を当接位置に移動し、これらのインデックスを用いながら航空機胴体パネル１１を正規の位置に位置決めする。
　その後、航空機胴体パネル１１のシアタイ１４およびクリップ１６と航空機胴体フレーム１５とを共穴加工し、それらをリベットで締結する。
　以上説明した本実施形態の航空機胴体組立治具２では、スキン１２の曲率が異なる複数の航空機胴体パネル１１に対しては、電動シリンダ５のストロークを調整することにより、受け部材５１をスキン１２の曲率に合わせた位置に配置することができる。しかも、電動シリンダ５は非常に高精度にストロークを調整することができる。従って、航空機胴体組立治具２を複数の航空機胴体パネル１１に使用することができる。
　また、本実施形態では、可動式フレームインデックス３１’，３２’が第１および第２フレームインデックス用アクチュエータ３５，３８によって第１位置と第２位置との間で移動されるので、シアタイ配置パターンに応じて、可動式フレームインデックス３１’，３２’を第１位置と第２位置のどちらかに簡単に切り換えて使用することができる。
　さらに、本実施形態では、第１および第２ストリンガーインデックス７１，７２が第１および第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３，７４によって係合位置と非係合位置との間で移動されるので、ストリンガー配置パターンに応じて、第１ストリンガーインデックス７１と第２ストリンガーインデックス７２のどちらを使用するかを簡単に切り換えることができる。
　また、本実施形態では、第１および第２エッジインデックス６１，６２が第１および第２エッジインデックス用アクチュエータ６４，６５によって当接位置と非当接位置との間で移動されるので、スキンエッジパターンに応じて、第１エッジインデックス６１と第２エッジインデックス６２のどちらを使用するかを簡単に切り換えることができる。
　さらに、本実施形態では、各サイドビーム２１に電動シリンダ２４が設けられているので、ヘッダープレート４１間の距離が大きな場合でも、航空機胴体パネル１１の端部を所望の形状に維持することができる。
　ところで、上述した電動シリンダ５を操作して受け部材５１を設計位置に配置する際には、以下の方法を採用することが望ましい。
　まず、図１０に示すように、レーザートラッカーを用いて受け部材５１の受け面５２を測定しながら、基準円筒面Ｍ上に全ての受け部材５１の受け面５２が位置するように、電動シリンダ５を操作して各電動シリンダ５の原点を決定する。基準円筒面Ｍは、航空機胴体の径を規定する仮想の面である。ついで、各電動シリンダ５を前記原点から所定ストロークだけ駆動し、受け部材５１を設計位置に移動させる。
　このような方法であれば、電動シリンダ５のストローク精度によって受け部材５１の受け面５２の位置が保証される。従って、航空機胴体パネル１１が変わるごとに設計位置に移動された受け部材５１の受け面５２をレーザートラッカーを用いて測定する必要がなく、パネル組立体の最終的な組立精度の保証にかかるコストを低減することができる。
　航空機胴体組立治具２には、精度保証の観点から、定期検査が必要である。この定期検査の際に、各電動シリンダ５を原点に復帰させた状態でレーザートラッカーを用いて受け部材５１の受け面５２を測定した場合には、定期検査の度に非常に多くのコストがかかる。面の測定には、面上の少なくとも３点の測定が必要だからである。これに対し、以下のような方法を採用すれば、定期検査にかかるコストを低減することができる。
　まず、上述した各電動シリンダ５の原点を決定する際に、レーザートラッカーを用いて受け部材５１の側面に埋め込まれたターゲットブッシュ５３の位置を測定する。そして、測定したターゲットブッシュ５３の位置を基準位置として記録する。
　定期検査の際には、各電動シリンダ５を原点に移動した後に、ターゲットブッシュ５３の位置をレーザートラッカーを用いて測定し、測定されたターゲットブッシュ５３の位置を原点決定時に記録したターゲットブッシュ５３の基準位置と比較する。このような方法であれば、定期検査の際にレーザートラッカーを用いた三次元測定を行う回数を大幅に削減することができる。
　（変形例）
　本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形が可能である。
　例えば、第１フレームインデックス３１の位置によっては、中央ビーム２２および第２フレームインデックス３２は無くてもよい。
　また、航空機胴体組立治具２は、必ずしも横置き型である必要はなく、縦置き型であってもよい。つまり、ヘッダープレート４１はベース２０から横向きに突出していてもよい。ただし、ヘッダープレート４１がベース２０から横向きに突出している場合には、航空機胴体組立治具２にセットされる航空機胴体パネルが立てられた状態となる。この場合、航空機胴体パネルの下側では、航空機胴体パネルが自重によって変形し、スキンが受け部材に接触しないため、バンドなどを用いて航空機胴体パネルを矯正してスキンを受け部材に接触させる必要がある。これに対し、ヘッダープレート４１がベース２０から上向きに突出している場合は、航空機胴体組立治具にセットされる航空機胴体パネルが寝かされた状態となり、航空機胴体パネルの自重によってスキンが全面的に受け部材に接触する。従って、航空機胴体パネルを矯正する必要がない。
　また、フレームインデックス用アクチュエータ３５，３８を省略し、可動式フレームインデックス３１’，３２’を第１位置と第２位置の間で手動で移動させて、ボルトなどで第１位置または第２位置に固定しもよい。同様に、第１および第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ７３，７４を省略し、第１および第２ストリンガーインデックス７１，７２を係合位置と非係合位置の間で手動で移動させて、ボルトなどで係合位置または非係合位置に固定しもよい。同様に、第１および第２エッジインデックス用アクチュエータ６４，６５を省略し、第１および第２エッジインデックス６１，６２を当接位置と非当接位置の間で手動で移動させて、ボルトなどで当接位置または非当接位置に固定しもよい。
　また、航空機胴体パネル１１は、３種類以上のシアタイ配置パターンを有していてもよい。例えば、第１および第２フレームインデックス用アクチュエータ３５，３８が電動シリンダである場合は、可動式フレームインデックス３１’，３２’を任意の位置へ高精度に移動することができる。さらに、航空機胴体パネル１１は、３種類以上のストリンガー配置パターンを有していてもよいし、３種類以上のスキンエッジパターンを有していてもよい。
　あるいは、航空機胴体パネル１１は、１種類のシアタイ配置パターンを有していてもよいし、１種類のストリンガー配置パターンを有していてもよいし、１種類のスキンエッジパターンを有していてもよい。つまり、第１および第２フレームインデックス３１，３２の全てが固定であってもよいし、第１および第２ストリンガーインデックス７１，７２の代わりに、固定式のストリンガーインデックスが採用されてもよいし、第１および第２エッジインデックス６１，６２の代わりに、固定式のエッジインデックスが採用されてもよい。
　１１　航空機胴体パネル
　１２　スキン
　１３　ストリンガー
　１４　シアタイ
　１５　航空機胴体フレーム
　２　　航空機胴体組立治具
　２０　ベース
　２１　サイドビーム
　２４　電動シリンダ
　３１，３２　フレームインデックス
　３１’，３２’　可動式フレームインデックス
　３５，３８　フレームインデックス用アクチュエータ
　４１　ヘッダープレート
　５　　電動シリンダ
　５１　受け部材
　５２　受け面
　５３　ターゲットブッシュ
　６１　第１エッジインデックス
　６２　第２エッジインデックス
　６４　第１エッジインデックス用アクチュエータ
　６５　第２エッジインデックス用アクチュエータ
　７１　第１ストリンガーインデックス
　７２　第２ストリンガーインデックス
　７３　第１ストリンガーインデックス用アクチュエータ
　７４　第２ストリンガーインデックス用アクチュエータ
　Ｍ　基準円筒面
 

Claims (11)

  1. 　複数の航空機胴体フレームの両端を位置決めするための複数のフレームインデックスが設けられたベースと、
    　前記ベースから航空機胴体パネルに沿うように突出する、互いに平行に前記航空機胴体パネルの軸方向に並ぶ複数のヘッダープレートと、
    　前記複数のヘッダープレートのそれぞれに放射状に設けられた複数の電動シリンダであって、各々が前記航空機胴体パネルに含まれるスキンに当接する受け部材を前記航空機胴体パネルの径方向に移動する電動シリンダと、
    を備える、航空機胴体組立治具。
  2. 　前記航空機胴体パネルは、少なくとも２種類のシアタイ配置パターンを有し、
    　前記複数のフレームインデックスは、前記２種類のうちの一方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第１位置と他方の種類のシアタイ配置パターンに対応する第２位置との間で前記航空機胴体パネルの軸方向に移動する複数の可動式フレームインデックスを含む、請求項１に記載の航空機胴体組立治具。
  3. 　前記ベースは、前記航空機胴体パネルの軸方向に延びる一対のサイドビームであって、前記複数のフレームインデックスが設けられた一対のサイドビームを含み、
     　前記一対のサイドビームのそれぞれには、前記複数の可動式フレームインデックスを前記第１位置と前記第２位置との間で移動する少なくとも１つのフレームインデックス用アクチュエータが設けられている、請求項２に記載の航空機胴体組立治具。
  4. 　前記航空機胴体パネルは、少なくとも２種類のストリンガー配置パターンを有し、
    　前記複数のヘッダープレートの少なくとも１つには、前記２種類のうちの一方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガーと係合する係合位置と非係合位置との間で移動する第１ストリンガーインデックスと、他方の種類のストリンガー配置パターンにおける１つのストリンガーと係合する係合位置と非係合位置との間で移動する第２ストリンガーインデックスが設けられている、請求項１～３のいずれか一項に記載の航空機胴体組立治具。
  5. 　前記複数のヘッダープレートの少なくとも１つには、前記第１ストリンガーインデックスを前記係合位置と前記非係合位置との間で移動する第１ストリンガーインデックス用アクチュエータと、前記第２ストリンガーインデックスを前記係合位置と前記非係合位置との間で移動する第２ストリンガーインデックス用アクチュエータが設けられている、請求項４に記載の航空機胴体組立治具。
  6. 　前記航空機胴体パネルの外側で前記ベースから航空機胴体パネルに沿うように突出するエンドプレートをさらに備え、
    　前記航空機胴体パネルは、少なくとも２種類のスキンエッジパターンを有し、
    　前記エンドプレートには、前記２種類のうちの一方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキンのエッジと当接する当接位置と非当接位置との間で移動する第１エッジインデックスと、他方の種類のスキンエッジパターンにおけるスキンのエッジ当接する当接位置と非当接位置との間で移動する第２エッジインデックスが設けられている、請求項１～５のいずれか一項に記載の航空機胴体組立治具。
  7. 　前記エンドプレートには、前記第１エッジインデックスを前記当接位置と前記非当接位置との間で移動する第１エッジインデックス用アクチュエータと、前記第２エッジインデックスを前記当接位置と前記非当接位置との間で移動する第２エッジインデックス用アクチュエータが設けられている、請求項６に記載の航空機胴体組立治具。
  8. 　前記複数のヘッダープレートは、前記ベースから上向きに突出する、請求項１～７のいずれか一項に記載の航空機胴体組立治具。
  9. 　前記ベースに設けられた、前記複数のヘッダープレートの間で前記航空機胴体パネルの端部の撓みを補正する電動シリンダをさらに備える、請求項８に記載の航空機胴体組立治具。
  10. 　請求項１～９の何れか一項に記載の航空機胴体組立治具の使用方法であって、
    　レーザートラッカーを用いて前記受け部材の受け面を測定しながら、航空機胴体の径を規定する仮想の基準円筒面上に全ての受け部材の受け面が位置するように、前記複数の電動シリンダを操作して各電動シリンダの原点を決定する工程と、
    　前記複数の電動シリンダのそれぞれを前記原点から所定ストロークだけ駆動し、前記受け部材を設計位置に移動させる工程と、
    を含む、航空機胴体組立治具の使用方法。
  11. 　前記受け部材の側面には、ターゲットブッシュが埋め込まれており、
    　前記各電動シリンダの原点を決定する工程では、前記レーザートラッカーを用いて前記ターゲットブッシュの位置を測定するとともに、測定した前記ターゲットブッシュの位置を基準位置として記録し、
    　定期検査の際に、前記複数の電動シリンダを原点に移動した後に、前記ターゲットブッシュの位置をレーザートラッカーを用いて測定し、測定されたターゲットブッシュの位置を原点決定時に記録したターゲットブッシュの基準位置と比較する工程を含む、請求項１０に記載の航空機胴体組立治具の使用方法。
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