(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
レイアップのための複数の複合モジュールを供給するステップと、
複数の複合モジュールを受け取るようにされたモジュール配置面を備える硬化ツールを与えるステップと、
モジュール形成面を備えるモジュール係合部材を与えるステップと、
複合モジュールの各々に選択された起伏を与えるように各複合モジュールを前記モジュール形成面で圧縮して成形するステップと、
前記成形された複合モジュールを、前記モジュール係合部材に取り付けられ、前記モジュール形成面を横切るように適合されたスキャナを有する検査スキャナシステムで検査するステップと、
前記成形され検査された複数の複合モジュールを前記硬化ツールの前記モジュール配置面上に順次配置するステップと、
前記硬化ツールの前記モジュール配置面上に配置された複数の複合モジュールを硬化させるステップとを備える、モジュラ複合製造方法。
【請求項２】
前記複合モジュールの各々を圧縮して成形される前に、前記複合モジュールを切断するステップをさらに備える、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記複数の複合モジュールの各々は、少なくとも１つの層を含む、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
前記複数の複合モジュールのうち隣接する複合モジュール同士を連結するステップをさらに備える、請求項１ないし３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
前記複数の複合モジュールのうち連続する複合モジュール同士を上下に配置して、複数の層を形成するステップをさらに備える、請求項１ないし４のいずれか１項に記載の方法。
【請求項６】
前記複合モジュールは、前記硬化ツール上で互いに重なり合うように配置される傾斜したモジュール端部を有する、請求項１ないし５のいずれか１項に記載の方法。
【請求項７】
前記複合モジュールの各々は、単一方向のカーボンファイバプリプレグ、カーボンファイバ生地、ガラスファイバ、ガラスファイバ生地、ポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）またはポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）生地のうちいずれかの組合せを含む、請求項１ないし６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
前記硬化ツールは、ツールベースと、前記ツールベースから延在する離間されたツール側面とを含み、前記モジュール配置面は前記ツール側面および前記ツールベースに設けられ、おおむね凹状である、請求項１ないし７のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
技術分野
本開示は、全般的に航空機の製造に関する。特に本開示は、複合モジュールを利用して部品および構造を製造する製造方法および装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
背景
現代の商用航空機の一部の部品、たとえば航空機の胴体の外板は、高性能ファイバプレースメント（ＡＦＰ）マシンを用いて製造され得る。航空機製造処理にＡＦＰマシンを利用するベースライン処理は、多くのＡＦＰマシンの購入、設備の据付、工場の床面積、および人員において大きな設備投資を要し得る。現在のＡＦＰ布設速度（たとえば約１５ｌｂｓ／ｈｒ）では、商用航空機の許容可能な製造速度に対応するのに必要な量の材料を配置するのに多数のＡＦＰマシンが必要となり得る。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
したがって、生産能力が比較的高く、設備投資要件がより低く、かつ熟練したオペレータおよびプログラマーを実施に必要としない製造方法が必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
概要
レイアップのための複数の複合モジュールを供給するステップと、
複数の複合モジュールを受け取るようにされたモジュール配置面を備える硬化ツールを与えるステップと、
モジュール形成面を備えるモジュール係合部材を与えるステップと、
複合モジュールの各々に選択された起伏を与えるように各複合モジュールを前記モジュール形成面で圧縮して成形するステップと、
前記成形された複合モジュールを、前記モジュール係合部材に取り付けられ、前記モジュール形成面を横切るように適合されたスキャナを有する検査スキャナシステムで検査するステップと、
前記成形され検査された複数の複合モジュールを前記硬化ツールの前記モジュール配置面上に順次配置するステップと、
前記硬化ツールの前記モジュール配置面上に配置された複数の複合モジュールを硬化させるステップとを備える、モジュラ複合製造方法で課題を解決する。
前記複合モジュールの各々を圧縮して成形される前に、前記複合モジュールを切断するステップをさらに備えてもよい。
前記複数の複合モジュールの各々は、少なくとも１つの層を含んでもよい。
前記複数の複合モジュールのうち隣接する複合モジュール同士を連結するステップをさらに備えてもよい。
前記複数の複合モジュールのうち連続する複合モジュール同士を上下に配置して、複数の層を形成するステップをさらに備えてもよい。
前記複合モジュールは、前記硬化ツール上で互いに重なり合うように配置される傾斜したモジュール端部を有してもよい。
前記複合モジュールの各々は、単一方向のカーボンファイバプリプレグ、カーボンファイバ生地、ガラスファイバ、ガラスファイバ生地、ポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）またはポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）生地のうちいずれかの組合せを含んでもよい。
前記硬化ツールは、ツールベースと、前記ツールベースから延在する離間されたツール側面とを含み、前記モジュール配置面は前記ツール側面および前記ツールベースに設けられ、おおむね凹状であってもよい。
本開示は、全般的に複合製造方法に関する。当該方法の例示的な実施形態１は、複数の複合モジュールを供給するステップと、複合モジュールを検査するステップと、硬化ツールを供給するステップと、複合モジュールを硬化ツール上に配置するステップとを含む。
【０００５】
実施形態１の方法は、高い製造速度を提供し、より低い設備投資要件しか必要としない。さらに、当該製造方法は、熟練したオペレータおよびプログラマーを実施に必要としない。
【０００６】
実施形態８．実施形態１の方法において、硬化ツールは外側モールドラインツールを含む。
実施形態９．実施形態１の方法において、硬化ツールは内側モールドラインツールを含む。
【０００７】
実施形態１３．航空機は実施形態１の方法によって製造される。
実施形態１４．複合構造を製造する方法は、ツールを供給するステップと、複数のモジュールを供給するステップと、モジュールの各一つがモジュールの少なくとも別の１つに隣接し、かつ隣接するモジュールが互いに接合可能であって複合構造を形成するように、モジュールをツール上に配置するステップとを含む。
【０００８】
実施形態１５．実施形態１４の方法において、配置するステップは、２つ以上のモジュールをほぼ同時にツール上に配置するステップを含む。
【０００９】
実施形態１６．実施形態１４の方法において、配置するステップは、モジュールをツール上に順次配置するステップを含み、当該方法はさらに、後続のモジュールがツール上に配置されている状態で、ツール上に配置されているモジュールのうちの１つに対して配置後処理を実行するステップを含む。
【００１０】
実施形態１７．実施形態１６の方法において、実行するステップは、ツール上に配置されているモジュールのうちの１つを検査するステップを含む。
【００１１】
実施形態１８．実施形態１６の方法において、実行するステップは、隣接するモジュール間に形成された継ぎ目に対して加工するステップを含む。
【００１２】
実施形態１９．実施形態１４の方法はさらに、複合構造を硬化させるステップを含む。
実施形態２０．複合構造を製造する方法は、ツール上にレイアップするためにモジュールを準備するステップと、準備するステップに従って既に準備されているモジュールをツール上に配置するステップとを含み、準備するステップおよびレイアップするステップは、ほぼ同時に実行し得る。
【００１３】
実施形態２１．実施形態２０の方法において、配置するステップは、モジュールのうち少なくとも２つをほぼ同時にツール上に配置することができるように、複数のモジュールをツール上に配置するステップを含む。
【００１４】
実施形態２２．実施形態２０の方法において、配置するステップは、複数のモジュールを硬化ツール上に順次配置するステップを含み、当該方法はさらに、後続のモジュールがツール上に配置されている状態で、ツール上に配置されているモジュールのうち少なくとも１つに対して配置後処理を実行するステップを含み、配置後処理は検査処理を含み、実行するステップおよび後続のモジュールを配置するステップは、ほぼ同時に行うことができる。
【００１５】
実施形態２３．実施形態２２の方法において、実行するステップは、隣接して配置されたモジュール間に形成された継ぎ目に対して加工するステップを含む。
【００１６】
実施形態２４．あらかじめ準備された複数のモジュールを用いて複合構造を製造する方法はレイアップするためにモジュールのうちの１つを準備するステップと、準備されたモジュールをレイアップするステップと、レイアップされたモジュールのうちの１つに対してレイアップ後処理を実行するステップとを含み、準備するステップ、レイアップするステップおよび実行するステップは、ほぼ同時に行うことができる。
【００１７】
実施形態２５．実施形態２４の方法はさらに、モジュールのうち少なくとも２つがほぼ同時にまたは順次レイアップされるように、複数のモジュールをレイアップするステップと、レイアップされた複数のモジュールのうち少なくとも１つに対する検査処理、または後続のモジュールがレイアップされている状態で、隣接してレイアップされたモジュール間の接合処理を実行するステップとを含み、実行するステップおよび後続のモジュールをレイアップするステップは、ほぼ同時に行われる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
詳細な説明
図面の図１〜図３をまず参照し、モジュラ複合製造方法の例示的な実施形態の実施に適する製造システムを参照符号１によって全般的に示す。製造システム１を、図１の上面図および図２の斜視図に示す。モジュラ複合製造方法は、簡単な適切な寸法の機器を利用して、複合航空機胴体または他の部品の製造の一部として、直列ではなく並行処理にて複合材料を布設することができる。航空機胴体の外板モジュールまたは他の部品の自動積層に並行処理法を使用することによって、１つの部品を製造するのに必要とされる流れ時間が大幅に減少し得る。これにより、複合航空機胴体外板または他の部品を製造するのに必要とされる設備投資、工場の床面積、および支援人員が減少し得る。さらに、当該方法は、たとえば限定はしないが航空機胴体外板などの平型レイアップ複合部品、またはたとえば限定はしないが航空機の翼の外板およびスタビライザなどの起伏型レイアップ複合部品の製造において使用し得る。当該方法は、パネル、４分の１部分、２分の１胴体部分、胴体の２分の１以上の部分、または全胴体部分を製造するのに使用し得る。
【００１９】
図１および図２に示すように、製造システム１は１つまたは複数の平型レイアップマシン（ＦＴＬＭ）２を含み、たとえば限定はしないが航空機の胴体の外板などの平型レイアップ複合部品の製造が容易となり得る。さらに、または代替的に、製造システム１は１つまたは複数の起伏型レイアップマシン（ＣＴＬＭ）（図示せず）を含み、たとえば限定はしないが航空機の翼の外板、機首の外板、および／または尾翼の外板などの起伏型レイアップ複合部品の製造が容易となり得る。ＦＴＬＭおよびＣＴＬＭは、当業者にとって既知の設計を有し得る。ＦＴＬＭ２の例示的な構造および操作方法を以下に説明するが、ＦＴＬＭ２に追加してまたはそれに代えて、１つ以上のＣＴＬＭについて同じ操作方法を利用し得ることが認識および理解されるであろう。
【００２０】
各ＦＴＬＭ２は、１対のおおむね細長く平行で離間されたフレームトラックレール３を有し得る。キャリッジフレーム４が掛け渡され、フレームトラックレール３を双方向に横断するように設けられ得る。キャリッジフレーム４は、１対のおおむね細長く平行で離間されたキャリッジフレーム部材５を有し得る。キャリッジフレーム部材５は、フレームトラックレール３に対しておおむね垂直に配向され得る。
【００２１】
切断キャリッジ６は、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５を双方向に横断するように設けられ得る。キャリッジモータ（図示せず）が切断キャリッジ６に係合して、キャリッジフレーム４上における切断キャリッジ６の移動を容易にし得る。切断装置７が切断キャリッジ６上に設けられ得る。一部の実施形態では、切断装置７は超音波ナイフであり得るが、当業者に知られており、かつ目的に適した代替的な切断器具を使用してもよい。
【００２２】
円形または環状であり得る搬送プラットフォーム回転トラック１０がフレームトラックレール３同士の間およびキャリッジフレーム４の下に設けられ得る。搬送プラットフォーム１４は、搬送プラットフォーム回転トラック１０上に取外し可能に設けられ得る。搬送プラットフォーム１４はおおむね正方形を有し得る。搬送プラットフォーム１４のコーナ部分１４ａは、たとえば限定はしないがスルーローラ（図示せず）などの当業者の知識に従って、搬送プラットフォーム回転トラック１０に摺動可能かつ回転可能に係合し得る。以下に説明するように、搬送シート１６は搬送プラットフォーム１４上に配置され得る。複合モジュール１８は搬送シート１６上に配置され得る。搬送プラットフォーム１４は、搬送プラットフォーム回転トラック１０上で回転させることができ、キャリッジフレーム４はフレームトラックレール３に沿って移動させることができ、切断キャリッジ６はキャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５に沿って移動させることができ、切断装置７の操作によって、選択された軸に沿って複合モジュール１８を切断することが容易となる。
【００２３】
図１〜図３に示すように、製造システム１はＳＡＤＬ（半自動二重位置決め装置）(Semi-Automated Doubler Locator)マシン２２をさらに含み得る。ＳＡＤＬマシン２２は、複数の台座車輪２４によって運搬可能となり得る台座２３を有し得る。モジュール形成プラットフォーム２５が台座２３上に設けられ得る。モジュール形成プラットフォーム２５は、搬送シート１６を収容し、かつ支持するように設けられ、以下に説明される目的で複合モジュール１８がその上に配置される。
【００２４】
図１〜図３にさらに示すように、製造システム１はピックアンドプレイスマシン３０をさらに含み得る。図１および図２に示すように、ピックアンドプレイスマシン３０は、ＳＡＤＬマシン２２におおむね隣接して位置し得る。さらに図１に示すように、一部の実施形態において、ＳＡＤＬマシン２２はピックアンドプレイスマシン３０のそれぞれの端部において、またはそれぞれの端部におおむね隣接して設けられ得る。ピックアンドプレイ
スマシン３０は、１対のおおむね細長く平行で離間されたレール３２を有する構台３１を含み得る。図３に示すように、構台３１のレール３２の各々は、複数の離間されたレール支持部３３によって支持され得る。少なくとも１つの配置ヘッドキャリッジ３６が掛け渡され、構台３１のレール３２に摺動可能に係合し得る。各配置ヘッドキャリッジ３６は、図１の双方向矢印８で示すように、レール３２上で双方向に移動するように設けられ得る。キャリッジモータ（図示せず）が各配置ヘッドキャリッジ３６に係合し、レール３２上における配置ヘッドキャリッジ３６の移動を容易とし得る。
【００２５】
図２および図３に示すように、モジュール配置ヘッド４０が各配置ヘッドキャリッジ３６から懸架され得る。モジュール配置ヘッド４０は、ヘッド軸４１と、おおむね湾曲したまたは円弧状のモジュール係合部材４２とを有し得る。モジュール配置ヘッド４０のヘッド軸４１は、当業者に知られているいずれかの適切な技術を用いて配置ヘッドキャリッジ３６に取付けられ得る。一部の実施形態では、少なくとも１つのヘッド装着フランジ３７が配置ヘッドキャリッジ３６から延在する。少なくとも１つのモジュール取付ブラケット４４がヘッド軸４１から延在する。モジュール取付ブラケット４４は、ヘッド締付部材３８によって少なくとも１つのヘッド装着フランジ３７に接続され得る。
【００２６】
図２および図３にさらに示すように、モジュール配置ヘッド４０のモジュール係合部材４２は、おおむね凸状のモジュール形成面４３を有し得る。検査スキャナシステム４６のスキャナ４９が、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３を横断するように設けられ得る。スキャナ４９は、その目的のために当業者の知識に従ってモジュール係合部材４２に取付けられ得る。一部の実施形態では、おおむね細長く湾曲したスキャナスロット４７が、モジュール形成面４３におおむね隣接し、かつそれに沿ってモジュール係合部材４２に設けられ得る。スキャナブラケット４８がスキャナスロット４７に係合して、スキャナスロット４７を横断し得る。スキャナ４９がスキャナブラケット４８上に設けられ得る。スキャナモータ（図示せず）がスキャナブラケット４８に係合し、スキャナスロット４７におけるスキャナブラケット４８とスキャナ４９とが、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に沿って、かつそれに隣接して選択的に移動することが容易となり得る。検査分析制御システム（図示せず）がスキャナモータ（図示せず）およびスキャナ４９に接続され、スキャナ４９のスキャン動作が容易となり、スキャナ４９から受取った画像を読取って分析し得る。
【００２７】
製造システム１は、硬化ツール、マンドレルまたはモールド５４をさらに含み得る。硬化ツール５４は、たとえば限定はしないがＯＭＬ（外側モールドライン）またはＩＭＬ（内側モールドライン）硬化ツールであり得る。図１、図２および図３に示すように、硬化ツール５４は、ＳＡＤＬマシン２２におおむね隣接して、ピックアンドプレイスマシン３０のレール３２同士の間に配置し得る。図３に示すように、一部の実施形態では、硬化ツール５４は、ツールベース５５と、ツールベース５５から延在するおおむね平行で離間されたツール側面５６とを有し得る。おおむね湾曲したまたは半円形のモジュール配置面５７がツールベース５５およびツール側面５６に設けられ、硬化ツール５４の長さに沿って延在し得る。しかし（たとえばＩＭＬ硬化ツールの場合）硬化ツール５４の断面は、必ずしも完全な円柱状、または硬化ツール５４のモジュール配置面５７について示したような半円柱状である必要はないことが認識および理解されるであろう。たとえば限定はしないが、本製造方法を４分の１パネルに使用することが望ましい状況では、ＯＭＬ構成およびＩＭＬ構成の両方を有する硬化ツール５４を使用することができる。さらに硬化ツール５４は、製造される部品に依存して、翼もしくはスタビライザモールド、ツール、硬化ツール、またはいずれかの構造に構成され得る。
【００２８】
モジュラ複合製造方法の典型的な実施例において、当該方法は、複数の複合モジュール１８を用いて航空機の胴体の外板６０（図１）を製造するのに使用され得る。用途および
製造される部品に依存して、各モジュール１８は、単一方向のカーボンファイバプリプレグ、カーボンファイバプリプレグ生地、ガラスファイバ、ケブラー（登録商標）（ポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）または他の材料のうちいずれかの組合せを有し得る。各モジュール１８は、少なくとも１つの層を有し得る。複合モジュール１８がその上に配置され得る搬送シート１６は、まず搬送プラットフォーム１４上に配置され得る。搬送プラットフォーム１４は、ＦＴＬＭ２の環状の搬送プラットフォーム回転トラック１０上に配置され得る。切断キャリッジ６上の切断装置７は、複合モジュール１８を所望の寸法および形状にトリミングまたは切断するように操作され得る。トリミング、切断またはモジュール化（ｍｏｄｕｌｅｔｉｎｇ）操作中、複合モジュール１８は、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５に沿った切断キャリッジ６の移動、フレームトラックレール３に沿ったキャリッジフレーム４の移動、および／または搬送プラットフォーム回転トラック１０上における搬送プラットフォーム１４の回転によって、切断装置７に対して選択された向きで位置決めされ得る。ネットトリミング技術を使用した、航空機の胴体の外板６０を構成する複合モジュール１８の高速モジュール化が、各ＦＴＬＭ２によって容易となり得る。
【００２９】
複合モジュール１８がトリミングまたは切断された後、搬送シート１６とトリミングまたは切断された複合モジュール１８とが上に配置された搬送プラットフォーム１４が、搬送プラットフォーム回転トラック１０から取出され得る。搬送プラットフォーム１４は、ＦＴＬＭ２からＳＡＤＬマシン２２の一つに搬送され得る。搬送プラットフォーム回転トラック１０からの搬送プラットフォーム１４の取外しおよび／または搬送プラットフォーム１４の搬送は、自動であっても手作業であってもよい。ＳＡＤＬマシン２２において、搬送シート１６を搬送プラットフォーム１４から取外し、ＳＡＤＬマシン２２のモジュール形成プラットフォーム２５上に配置させ得る。搬送シート１６は複数の位置決め／位置合せ開口部（図示せず）を有し、ＳＡＤＬマシン２２に位置合わせされ、モジュール形成プラットフォーム２５上における搬送シート１６の適切な位置決めおよび配置が容易となり得る。
【００３０】
配置ヘッドキャリッジ３６は、次にピックアンドプレイスマシン３０の構台３１上のレール３２に沿って摺動するように操作され、モジュール配置ヘッド４０のモジュール係合部材４２を複合モジュール１８の真上に位置決めする。ＳＡＤＬマシン２２のモジュール形成プラットフォーム２５は、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に対抗して持上げられ、モジュール圧縮処理によって、図３の仮想線で示すように、平坦な複合モジュール１８をモジュール形成面４３のおおむね凸状の起伏に合せて形成し得る、または起伏させ得る。モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に合わせたモジュール１８の形成または起伏は、自動化してもよい。追加の複合モジュール１８を、ＦＴＬＭマシン２からＳＡＤＬマシン２２のモジュール形成プラットフォーム２５に搬送し、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に合わせて、航空機の胴体の外板６０（図１）の所望の厚さを実現するのに必要な積層または複数層に形成し得る。したがって、連続した複合モジュール１８を上下に配置して、複数層を有する積層モジュール１８を形成し得る。用途に依存して、モジュール配置ヘッド４０は、複合モジュール１８の編状層と組合わせて連続的な繊維層または連続的な生地層を配置し得る。一部の用途では、隣接するモジュール１８が当業者の知識に従って互いに連結され得る。複合モジュール１８は、モジュール配置ヘッド４０上のモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３上に必ずしも形成されなくてもよいことが認識および理解されるであろう。ＩＭＬ硬化ツール５４の場合、モジュール１８は、ＳＡＤＬマシン２２を用いて硬化ツール５４または他の外板層の真上に形成され得る。
【００３１】
所望の数の複合モジュール１８がピックアンドプレイスマシン３０のモジュール配置ヘッド４０上に設置された後、検査スキャナシステム４６のスキャナ４９は、複合モジュー
ル１８を検査する目的で、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３を横断するように操作され得る。欠陥複合モジュール１８をモジュール配置ヘッド４０から取除き、欠陥のない複合モジュール１８によって置換し得る。モジュール配置ヘッド４０上におけるモジュール１８の検査は、自動処理であってもよい。
【００３２】
ピックアンドプレイスマシン３０の配置ヘッドキャリッジ３６は、ピックアンドプレイスマシン３０の構台３１上のレール３２を横断するように操作され、硬化ツール５４のモジュール配置面５７（図３）上の所望の位置において積層され、成層され、圧縮され、かつ検査された複合モジュール１８の正確な配置が容易となり得る。追加の積層され、成層され、かつ圧縮されたモジュール１８が同様に形成され、モジュール配置面５７上の所望の位置に配置され、航空機の胴体の外板６０を形成し得る。航空機の胴体の外板６０が完全にレイアップされるまで、隣接するモジュール１８のモジュール端部１９が傾斜され、スカーフ（図示せず）または傾斜した接続継ぎ目（図示せず）によって覆われ得る。
【００３３】
次に図４のフローチャート３００を参照し、モジュラ複合製造方法の例示的な実施形態を要約する。当該方法は、たとえば限定はしないが、所望の厚さを有する航空機の胴体の外板を製造するのに使用し得る。ブロック３０２において、複合モジュールがレイアップされ得る。モジュールは、たとえば限定はしないが、航空機の胴体の外板などの構造を製造するのに使用され得る航空機の胴体の外板モジュールであり、たとえば限定はしないがＦＴＬＭ（平型レイアップマシン）を用いてレイアップされ得る。さらに、または代替的に、たとえば限定はしないが航空機の翼の外板、機首の外板、または尾翼の外板などの構造を製造するのにモジュールを使用することができ、この場合モジュールは、ＣＴＬＭ（起伏型レイアップマシン）を用いてレイアップされ得る。ブロック３０４において、モジュールはＳＡＤＬマシン（半自動二重位置決め装置）に搬送され得る。ブロック３０６において、モジュールは航空機の胴体の外板または他の構造の起伏に合わせて形成され得る。ブロック３０８において、ブロック３０２、３０４および３０６で実行されたステップが繰返され、所望の厚さの航空機の胴体の外板または他の構造を形成し得る。ブロック３１０において、モジュールが検査され得る。ブロック３１２において、積層または成層されたモジュールが硬化ツール上に積層され得る。硬化ツールは、たとえば限定はしないがＯＭＬ（外側モールドライン）またはＩＭＬ（内側モールドライン）硬化ツールであり得る。ブロック３１４において、ブロック３０２、３０４、３０６、３０８、３１０および３１２で実行されたステップが適宜繰返され、航空機の胴体の外板または他の構造が完全にレイアップされ得る。
【００３４】
次に図５および図６を参照し、図５に示す航空機の製造および修理方法７８および図６に示す航空機９４に関連して、本開示の実施形態を使用し得る。準備段階において、例示的な方法７８は、航空機９４の仕様および設計８０、ならびに資材調達８２を含み得る。製造中、航空機９４の部品および半組立品製造８４、ならびにシステム統合８６が行なわれる。その後、航空機９４は運航９０に供されるために承認および出荷８８を経る。顧客によって運航されている間、航空機９４は定期保全および修理９２（改修、再構成、修繕等も含み得る）が予定され得る。
【００３５】
方法７８の処理の各々は、システムインテグレータ、第三者、および／またはオペレータ（たとえば顧客）によって実行され得る。この説明の目的で、システムインテグレータは、限定はしないが、いずれかの数の航空機製造業者および使用システムの下請業者を含み得る。第三者は、限定はしないが、いずれかの数の納入業者、下請業者、および供給業者を含み得る。オペレータは航空会社、リース会社、軍事機関、行政機関等であり得る。
【００３６】
図６に示すように、例示的な方法７８によって製造される航空機９４は、複数のシステム９６および内部１００を有する機体９８を含み得る。高度なシステム９６の例は、１つ
以上の推進システム１０２、電気システム１０４、油圧システム１０６、および環境システム１０８を含む。いずれかの数の他のシステムも含まれ得る。航空宇宙産業の例が示されているが、本発明の原理は、他の業界たとえば自動車業界に適用され得る。
【００３７】
ここに具体化される装置は、製造および修理方法７８のいずれか１つ以上の段階において採用し得る。たとえば、製造処理８４に対応する部品または半組立品は、航空機９４が運航されている間に製造される部品または半組立品と同様に製作もしくは製造され得る。また、たとえば航空機９４の組立を実質的に迅速化するかまたはコストを削減することによって、製造段階８４および８６において１つ以上の装置実施形態が利用され得る。同様に、たとえば限定はしないが、航空機９４が運航されている間に１つ以上の装置実施形態を保全および修理９２に利用し得る。
【００３８】
先に述べたように、モジュラ複合製造方法は、適切な寸法の機器を利用して、複合航空機胴体または他の部品の製造の一部として、直列ではなく並行処理にて複合材料をレイアップすることができる。この点に関して、図７および図８を参照する。いくつかの実施形態によれば、複合構造を製造する方法７００は、図９に示すようにモジュール１８の各々が少なくとも別の１つのモジュール１８に隣接するように、かつ継ぎ目７０４などにおいて隣接するモジュール１８同士が相互に接合されて複合構造を形成するように、複数のモジュール１８をツール５４上に配置するステップ７０２を含み得る。
【００３９】
一部の実施形態では、２つ以上のモジュール１８がほぼ同時にツール５４上に配置され得る。このような実施形態では、複数の搬送プラットフォーム１４が設けられ得る。また、複合構造を形成する際、モジュール１８はツール５４上にほぼ順次に配置され、後続のモジュール１８（図８の表示ｎ−１で示す）がツール５４上に配置されている状態で、ツール１８上に既に配置されているモジュール１８の１つ（図８の表示ｎ−２で示す）に対して配置後処理７０６が行なわれる。多くの実施形態では、（図８の表示ｎによって示すように）後続のモジュール１８が配置のために準備７０８されている状態で、配置ステップ７０２および配置後処理ステップ７０６が行なわれ得る。
【００４０】
配置後処理７０６の実行に関し、これは（図８の表示ｎ−２によって示すように）ツール５４上に既に配置されているモジュール１８のうち１つを検査するステップ７１０を含み得る。配置後処理の実行ステップ７０６は、隣接するモジュール１８間に形成された継ぎ目７０４に対する加工も含み得る。図７および図８に示すような一部の実施形態において、製造方法７００は、たとえば、ほぼ同時に異なる場所にあるモジュール１８に対して検査ステップ７１０および配置後処理ステップ７０６を実行するステップを含み得る。
【００４１】
多くの実施形態において、モジュール１８をツール５４上に配置するステップ７０２は、モジュール１８を搬送プラットフォーム１４上に積載するステップ７１２、積載されたモジュールを適切な位置に位置合わせするステップ７１４、および／またはその後モジュールをツール５４上にレイアップするステップ７１６を含む。全モジュール１８がツール５４上に配置された後、かつその後の配置後処理７０６が行なわれた後、当該構造が硬化され得る。
【００４２】
本開示の実施形態をある例示的な実施形態に関して説明したが、当業者は他の変形に想到し得るため、特定の実施形態は例示を目的とするものであって、限定的なものではないと理解されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】モジュラ複合胴体外板製造方法の例示的な実施形態の実施に適した製造システムの概略上面図である。
【図２】モジュラ複合胴体外板製造方法の例示的な実施形態の実施に適した製造システムの斜視図である。
【図３】ＳＡＤＬ（半自動二重位置決め装置）マシン、ピックアンドプレイスマシンおよび硬化ツールの端面図である。
【図４】モジュラ複合胴体外板製造方法の例示的な実施形態を要約するフローチャートである。
【図５】航空機製造および修理方法のフローチャートである。
【図６】航空機のブロック図である。
【図７】複合構造を製造するための例示的な実施形態のフローチャートである。
【図８】複合構造を製造するための追加的な実施形態を示す図である。
【図９】隣接して配置された複合モジュールの断面図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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