(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の２つの胴体部分を組立てる方法であって、
（Ａ）胴体部分の合わせ面の位置を測定し、
（Ｂ）胴体部分の仮の組立を行い、
（Ｃ）胴体部分を連結するのに使用される接合要素の外形を、ステップ（Ｂ）で行われた仮の組立に基づいて生成し、
（Ｄ）ステップ（Ｃ）で生成した外形に基づいてツール挿入具を作製し、
（Ｅ）ステップ（Ｄ）で作製したツール挿入具を使用して接合要素を作製し、そして
（Ｆ）接合要素を使用して胴体部分を組立てる
ステップを含み、
ステップ（Ｅ）が、
ツール内にツール挿入具を挿入し、
ツール内に未硬化材料を導入し、ツール挿入具に接触させ、
該材料を硬化させて接合要素を形成し、
ツールから接合要素を取り外す
ステップを含む、方法。
【請求項２】
ステップ（Ａ）が、胴体部分のそれぞれの機構の非接触測定を使用して行われる、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
該測定が、統合された写真測量法及びレーザー追跡プロセスを使用して行われる、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
ステップ（Ｂ）が、胴体部分のコンピュータモデルを作成し、該コンピュータモデルを比較することによって行われる、請求項１ないし３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項５】
ステップ（Ｃ）が、仮の組立を行った胴体部分の間の隙間の測定を含む、請求項１ないし４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
ステップ（Ｄ）が、コンピュータによって自動化された固体フリー成形製造技術を使用して行われる、請求項１ないし５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
固体フリー成形製造技術が、三次元インクジェット印刷によって行われる、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
ステップ（Ｅ）が、未硬化材料とツール挿入具を互いに押し付けるステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
ステップ（Ｅ）が、
繊維強化樹脂の複数の層を含む積層体を形成し、
ツール内を真空状態にすることによって該積層体を引き込んでツール挿入具に接触させる
ステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
請求項１ないし９のいずれか一項に記載の方法で製造された航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、航空機の胴体部分を組立てる方法に関し、さらに具体的には、胴体部分の間の不整合な面にできる隙間を補正する接合要素を使用して胴体部分を組立てる方法に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
大型の民間航空機の胴体は、しばしば「たる」と呼ばれる円筒状の胴体部分を嵌合及び連結させることによって頻繁に製造される。胴体部分は、部分間の連結部を補う接合ストラップ及び接合要素を使用して互いに組み合わされる。しばしば累積公差と呼ばれる各部分を形成する部品の蓄積した製造上のばらつきのために、胴体部分の合わせ面の間の小さな不整合により、シム又はスペーサーで充填しなければならない隙間ができる。過去においては、隙間のサイズと位置を決定するために、ジグまたは固定冶具を使用して胴体部分を互いに嵌合させ、適所に保持した。この予備の「嵌合」に基づいて、隙間を測定し、特別注文の部品、スペーサー、又はシムを加工して隙間を充填した。
【０００３】
シムによって航空機に寄生重量が加えられ、また各シムは独特であり、熟練した職人によって適当なサイズに加工しなければならないため、製造するのに時間及び費用の両方がかかる。さらに、胴体部分を互いに物理的に嵌合するプロセスと、必要なシムの寸法を決定しシムを製造するステップは、すべての工程を製造プロセスのクリティカルパスにおいて連続的に行わなければならない。この結果、シムの製造プロセスにより工場のフロー時間が長くなる。
したがって、不整合の合わせ面における隙間を埋めるスペーサー及びシムの必要をなくす、胴体部分の組立て方法が必要である。本発明の実施形態はこの必要を満たすことを目的とする。
【発明の概要】
【０００４】
本発明の図示した実施形態により、２つの部分の合わせ面の間の隙間を埋めるシム、スペーサー、及び他の特別な部品の必要をなくす、航空機の機体部分を組立てる方法が提供される。シム及びスペーサーをなくすことにより、航空機の重量だけでなく、表面の不整合を測定してこれらの不整合を補正するための特別な部品の加工／取付を行うのに要する時間が削減される。
【０００５】
一実施形態によれば、航空機の２つの胴体部分を組立てるためにある方法が提供されている。この方法は：胴体部分の合わせ面の位置を測定し；胴体部分の仮の組立を行い；仮の組立に基づいて胴体部分の連結に使用する接合要素の外形を生成し；接合要素の外形に基づいてツール挿入具を作製し；ツール挿入具を使用して接合要素を作製し；そして、接合要素を使用して胴体部分を組立てるステップを含む。２つの胴体部分の合わせ面の位置は、写真測量法及び／又はレーザー追跡法等の非接触技術を使用して測定するのが好ましい。胴体部分の仮の組立は、コンピュータで生成された２つの部分のモデルを使用して、コンピュータモデルを比較してこれらの部分の合わせ面の間の隙間を特定することで行われる。ツール挿入具は、三次元インクジェット印刷を含む、任意の幾つかの固体フリー成形製造技術を使用して作製することができる。ツール挿入具の外形は接合要素に転写され、胴体部分の合わせ面の間の不整合を補正する。出来上がった接合要素は合わせ面の不整合から生じた隙間を充填する外形を有している。接合要素は、ツール挿入具をツール基部に挿入し、未硬化材料をツール内に導入し挿入具と接触させ、材料を硬化しツールから接合要素を取り外すことによって形成することができる。未硬化材料は、繊維強化樹脂の複数の層を含む積層体を形成し、真空状態にする又は他の力を適用することによって積層体を引き込んでツール挿入具に接触させることによって作製される。
【０００６】
別の開示された実施形態によると、航空機の胴体部分を組立てるのに使用する接合要素を製造するためにある方法が提供されている。この方法は：共通座標系において胴体部分の合わせ面の位置を決定し；胴体部分の間の仮の嵌合を行うことによって接合要素の外形を決定し；接合要素の外形に基づいてツールを作製し；そしてツールを使って接合要素を形成するステップを含む。このツールは、ツール基部を用意し、ツール挿入具を用意し、ツール基部にツール挿入具を導入することによって作製することができる。ツール挿入具は、接合要素の外形を補完する外形を有し、コンピュータにより自動化された固体フリー成形製造技術を使用して製造することができる。
【０００７】
別の実施形態によると、航空機の胴体部分を連結させるのに使用するための接合要素が提供されている。この接合要素は：胴体部分のコンピュータモデルを作成し；コンピュータモデルを使用して胴体部分の合わせ面の間の隙間を位置づけし；位置づけした隙間をそれぞれ充填する接合要素の外形を生成し；接合要素の外形にそれぞれ基づいた外形を有するツール挿入具を作製し；そしてツール挿入具を使用して接合要素を形成するステップによって製造される。
本発明の実施形態の他の特徴、利点及び長所は、添付の図面及び添付の請求項を踏まえて見たときに、下記の実施形態の説明から明示される。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】図１は航空機の胴体部分の斜視図である。
【図２】図２は従来技術によるシム及びスペーサーを使用して２つの胴体部分の間に形成された連結部の一部の斜視図である。
【図３】図３は図２の線３−３に沿って切り取った断面図である。
【図４】図４は図２及び３に示す従来技術の連結アセンブリで使用されるシム及びスペーサーと接合チャネルとの間の関係を示す分解組立斜視図である。
【図５】図５は図３と同様だが、本発明の実施形態にしたがって作製された接合要素の使用を示す図である。
【図６】図６は胴体部分を接合する方法のステップを示す簡略化したフロー図である。
【図７】図７は接合要素を取り付ける前に２つの胴体部分の間に形成された連結部の斜視図である。
【図８】図８は図７の線８−８に沿って切り取った断面図である。
【図９】図９はツール挿入具の側面図である。
【図１０】図１０は接合要素を作製するのに使用する積層体の断片的な側面図である。
【図１１】図１１は接合要素を作製するのに使用する積層体とツール挿入具を含むツールアセンブリの側面図である。
【図１２】図１２は図１１に示すツールアセンブリを使用して製造された完成した接合要素の側面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１は、航空機の通常の胴体部分１０を示す図である。胴体部分１０は、種々の梁材、支持材および強化材でできた内側の超構造を備えている。図示した実施例においては、この超構造は円周方向に延びた小骨１２によって形成されており、この小骨に、長手方向に延びた梁材１６に固定された横方向に延びた梁材１４が取り付けられて、客室を通常支持する上階を形成している。梁材１４、１６によって形成される床の支持を強化するために支柱１８を設けることができる。荷物室を支持するために下階を設けることもでき、この荷物室は円周小骨１２に接続され支柱２２によって支持される横方向に延びた梁材２０を備えている。
【００１０】
外側の外板２６は円周小骨１２に固定されており、長手方向に延びたストリンガー２４を備えている。外板２６の外側端部は一番外側の小骨１２をわずかに超えて延びており、後ほど明らかになるように、隣接する胴体部分周囲に形成された外板２６に嵌合される。
【００１１】
図２、３及び４は、例えば前方胴体部分１０ａと後方胴体部分１０ｂ等の２つの隣接する胴体部分を組立てる従来の方法を示している。胴体部分１０ａ、１０ｂのそれぞれの外側の外板２６ａ、２６ｂは、図２の２８で示す円周連結部に沿って連結されている。円周方向に延びた接合ストラップ３０はストリンガー２４のテーパー型開口部３９を通る。接合ストラップ３０は、外板部分２６ａ、２６ｂの隣接部と重なり、これらの２つの隣接する外板部分の間の連結部３１を覆う。複数の接合チャネル３２はそれぞれ、隣接するストリンガー２４と接合ストラップ３０の被覆部分の間に配置されている。各接合チャネル３２はおおむね平坦な底部と、間隔を置いて配置された一対の強化小骨３２ａを有している。接合ストラップ３０と接合チャネル３２は、リベット等の留め具４０を使用して外側の外板部分２６ａ、２６ｂに固定されている。
【００１２】
製造工程及び累積公差における通常のばらつきの結果、２つの胴体部分１０ａ、１０ｂの合わせ面の配置は完全ではない可能性があり、その結果、外板部分２６ａ、２６ｂの内面と接合チャネル３２の底面との間に隙間ができる可能性がある。さらに、外板部分２６ａ、２６ｂの間の配置の不整合により、接合チャネル３２と接合ストラップ３０の間に隙間ができる可能性がある。上述した隙間を埋めるために、図３及び４から良く分かるように、前方及び後方スペーサー３４、３６各々だけでなく、中央シム３８がこれらの隙間を埋めるために設けられる。
【００１３】
ここで図５を参照し、本発明の一実施形態によると、底面の外形が、そうでなければ存在する可能性のある接合要素４２と外板部分２６ａ、２６ｂの間の全ての隙間を埋めるように調整されることにより、シム又はスペーサーの必要性が除去される接合要素４２が提供されている。後でさらに詳しく説明するように、接合要素４２を製造する方法が提供され、この方法では、外側の外板部分２６ａ、２６ｂの間の不整合にしたがって変化する接合要素４２の基部４３の厚さがｔ１、ｔ２、ｔ３となる。換言すると、接合要素４２の基部４３の断面形状は外板部分２６ａ、２６ｂと接合ストラップ３０によって規定される下層の面と整合するように精密に調整される。
【００１４】
ここで図５〜１２を同時に参照すると、接合要素４２を作製する方法における最初のステップが図６の４４で示され、ここで胴体部分１０及び接合ストラップ３０が製造される。次にステップ４６において、胴体部分１０は好ましくはレーザー走査及び／又は写真測量法等の非接触測定技術を使用して個別に測定される。例えば、統合された写真測量法／レーザー追跡技術を使用して各胴体部分１０の機構を測定することができる。手短に言うと、統合された写真測量法／レーザー追跡技術には、写真測量法を利用して胴体部分１０の表面を測定し、レーザー追跡技術を使用してこれらの表面を測定することが含まれる。次に写真測量法による測定に使用した一以上のカメラの位置を表すデータが生成される。生成された位置データは、レーザー追跡技術による測定値とともに写真測量法による測定値に空間的に結合される。
【００１５】
上述した測定方法を使用して、共通座標系において胴体部分１０の機構の相対位置を確立するデジタルファイルが作成される。これらのデジタルファイルを使用して、胴体部分１０を実際に物理的に組み立てる必要なく、仮の組立を行うことができる。したがって、例えば胴体部分１０の機構の相対的な空間位置を、胴体部分１０が２つの完全に異なる地理的位置にあるときに測定することができ、デジタルファイルを第３の地理的位置に送って、この第３の地理的位置でデジタルファイルを使用して２つの胴体部分１０の合わせ面の相対位置を示すコンピュータモデルを生成することができる。ステップ４８においては、合わせ面の位置が接合要素４２の領域の外形を規定するように、胴体部分の仮の組立が行われる。実際において、この仮の組立プロセスにより、接合要素４２の外形を調整することによって充填される隙間のサイズ及び位置が位置づけされ、これにより接合要素が胴体部分１０の合わせ面に正確に整合する。
【００１６】
ツール挿入具５４の外形の調整を要する隙間の実際の寸法は、自動的にシムの寸法を決定する技術を利用して決定することができる。手短に言えば、この技術には、一胴体部分１０の第１の機構一式の位置の測定と、第２の胴体部分１０の第２の機構一式の位置の測定が含まれる。次に、位置の測定値に基づいて２つの胴体部分１０の間の仮の嵌合が行われる。それから、行われた仮の嵌合に基づいて、２つの胴体部分１０の間に位置づけられるべきシムの寸法が割り出される。機構位置の測定は、上述したようにレーザー追跡及び写真測量プロセスの両方を使用して行うことができる。仮の嵌合の実施には、仮の公称嵌合の実施とその後の仮の公称嵌合の最適化を含むことができる。仮の嵌合は、２つの胴体部分のコンピュータモデルを使用して行い、コンピュータモデルを比較してシムを必要とする空間の形状を決定することができる。
【００１７】
ステップ５０では、仮に組立てた面の正確な写しが作製され、これは後でツール挿入具５４を作製するのに使用される。図９からよく分かるように、ツール挿入具は、ステップ４８において胴体部分の合わせ面の間に位置づけされた隙間に基本的に整合する断面形状を有している。したがって、ツール挿入具５４は、そうでなければ特注の外形を有する接合要素４２がないところに必要とされるシム及びスペーサーの厚さと同等の、様々な厚さｔａ、ｔｂ、ｔｃを有している。ツール挿入具５４は、材料の固体片の加工を含む様々な技術を使用して製造することができる。しかしながら、好適な一実施形態においては、ツール挿入具５４はコンピュータによって自動化された固体フリー成形製造技術を使用して製造される。
【００１８】
上記固体フリー成形製造技術の例は、光造形法、溶融堆積モデリング、及び三次元インクジェット印刷を含む。三次元インクジェット印刷では、部品は粉末材料で満たされた容器に位置しているプラットフォーム上に作られる。インクジェット印刷ヘッドにより、バインダー液が選択的に堆積又は「印刷」され、所望の領域の粉末を互いに結合させる。結合しない粉末はそのまま部品を支持する。プラットフォームを下降させ、粉末をさらに追加して平らにし、全てが自動化されたコンピュータ制御下でこのプロセスを繰り返す。完了したら、結合していない粉末から緑の部分が取り除かれ、過剰な結合していない粉末は吹き飛ばされる。完了した部品にワックス、接着剤又は他のシーリング材を浸透させて、耐久性及び表面仕上げを向上させる。
【００１９】
本方法の最後のステップは図６の５２に示されており、ここでは、接合要素がツール挿入具上にモノリシック構造の接合要素の積層体を置くことにより、ツール挿入具の外形を積層体に写すことによって製造される。この製造ステップをさらに詳しく図１０及び１１に示す。カーボン・ファイバー強化エポキシ樹脂等の繊維強化合成樹脂の複数の層４３を含む積層体４１は、層４３が接合要素４２の最終的な形状に整合するように大雑把に調整されるように、積み重ねられる。次に、ツール挿入具５４がツール基部５６に置かれる。真空バッグ５８がツール基部５６の上に置かれ、バッグ５８内部に真空が引かれ積層体４１がツール挿入具５４上に押し付けられて、ツール挿入具５４の外形が積層体４１に写される。積層体４１とツールアセンブリは必要に応じてオートクレーブ装置（図示せず）内に置いて、高温に曝して未硬化の又は部分的に硬化された樹脂を硬化させることもできる。硬化の次に、図１２に示す完成した接合要素４２はツール基部５６から取りはずされて、図７及び８に示す接合ストラップ３０と外板部分２６ａ、２６ｂの上に置かれる。最後に、リベット又は他の留め具４０を使用して、接合要素４２が接合ストラップ３０と胴体の外板部分２６ａ、２６ｂに固定される。
【００２０】
本発明の実施形態では、特定の例示の実施形態について説明してきたが、当然ながら特定の実施形態は図示目的のものであり、限定するものではなく、当業者が他の変形例を発想することが可能である。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
航空機の２つの胴体部分を組立てる方法であって、
（Ａ）胴体部分の合わせ面の位置を測定し、
（Ｂ）胴体部分の仮の組立を行い、
（Ｃ）胴体部分を連結するのに使用される接合要素の外形を、ステップ（Ｂ）で行われた仮の組立に基づいて生成し、
（Ｄ）ステップ（Ｃ）で生成した外形に基づいてツール挿入具を作製し、
（Ｅ）ステップ（Ｄ）で作製したツール挿入具を使用して接合要素を作製し、そして
（Ｆ）接合要素を使用して胴体部分を組立てる
ステップを含む方法。
（態様２）
ステップ（Ａ）が、胴体部分のそれぞれの機構の非接触測定を使用して行われる、態様１に記載の方法。
（態様３）
該測定が、統合された写真測量法及びレーザー追跡プロセスを使用して行われる、態様２に記載の方法。
（態様４）
ステップ（Ｂ）が、胴体部分のコンピュータモデルを作成し、該コンピュータモデルを比較することによって行われる、態様１に記載の方法。
（態様５）
ステップ（Ｃ）が、仮の組立を行った胴体部分の間の隙間の測定を含む、態様１に記載の方法。
（態様６）
ステップ（Ｄ）が、コンピュータによって自動化された固体フリー成形製造技術を使用して行われる、態様１に記載の方法。
（態様７）
固体フリー成形製造技術が、三次元インクジェット印刷によって行われる、態様６に記載の方法。
（態様８）
ステップ（Ｅ）が、
ツール内にツール挿入具を挿入し、
ツール内に未硬化材料を導入し、ツール挿入具に接触させ、
該材料を硬化させて接合要素を形成し、
ツールから接合要素を取り外す
ステップを含む、態様１に記載の方法。
（態様９）
ステップ（Ｅ）が、未硬化材料とツール挿入具を互いに押し付けるステップを含む、態様８に記載の方法。
（態様１０）
ステップ（Ｅ）が、
繊維強化樹脂の複数の層を含む積層体を形成し、
ツール内を真空状態にすることによって該積層体を引き込んでツール挿入具に接触させる
ステップをさらに含む、態様８に記載の方法。
（態様１１）
接合要素によって複数の胴体部分を互いに連結させた、航空機の製造方法であって、
（Ａ）共通座標系における胴体部分の合わせ面の位置を決定し、
（Ｂ）胴体部分の間に仮の嵌合を行うことによって接合要素の外形を決定し、
（Ｃ）ステップ（Ｃ）で生成された外形に基づいてツールを作製し、
（Ｄ）ステップ（Ｄ）において作製されたツールを使用して接合要素を形成し、そして
（Ｅ）ステップ（Ｄ）において形成された接合要素を使用して胴体部分を互いに連結させる
ステップを含む方法。
（態様１２）
ステップ（Ａ）が、非接触測定システムを使用して行われる、態様１１に記載の方法。
（態様１３）
ステップ（Ｂ）が、胴体部分のコンピュータモデルを作成し、該コンピュータモデルを比較することによって行われる、態様１１に記載の方法。
（態様１４）
ステップ（Ｃ）が、
ツール基部を用意し、
ツール挿入具を用意し、
ツール基部内にツール挿入具を導入する
ステップを含む、態様１１に記載の方法。
（態様１５）
ステップ（Ｃ）が、接合要素の外形に補完的に整合する外形を有するツール挿入具を製造するステップを含む、態様１１に記載の方法。
（態様１６）
ステップ（Ｃ）が、コンピュータによって自動化された固体フリー成形製造技術を使用してツール挿入具を製造するステップを含む、態様１１に記載の方法。
（態様１７）
ステップ（Ｄ）が、
複数の層を含むカーボン・ファイバー強化合成樹脂の積層体を形成し、
ツール内に積層体を置き、
該積層体をツールに押し付けて、該ツールの外形を該積層体に写す
ステップを含む、態様１１に記載の方法。
（態様１８）
態様１１に記載の方法で製造された航空機。
（態様１９）
航空機の胴体部分を連結させるのに使用される接合要素であって、
（Ａ）胴体部分のコンピュータモデルを作成し、
（Ｂ）ステップ（Ａ）において作成されたコンピュータモデルを使用して胴体部分の合わせ面の間の隙間を位置づけし、
（Ｃ）ステップ（Ｂ）において位置づけされた隙間をそれぞれ埋める接合要素の外形を生成し、
（Ｄ）ステップ（Ｃ）において生成された外形にそれぞれ基づいた外形を有するツール挿入具を作製し、そして
（Ｅ）ステップ（Ｄ）において作製されたツール挿入具を使用して接合要素を形成する
ステップによって製造された接合要素。
（態様２０）
ステップ（Ａ）が、共通座標系における胴体部分上の機構の空間的位置を測定するステップを含む、態様１９に記載の接合要素。
（態様２１）
該機構の空間的位置が、非接触測定システムを使用して測定される、態様２０に記載の接合要素。
（態様２２）
ステップ（Ｄ）が、コンピュータによって自動化された、固体フリー成形製造技術を使用して行われる、態様１９に記載の接合要素。
（態様２３）
固体フリー成形製造が、三次元インクジェット印刷によって行われる、態様２２に記載の接合要素。
（態様２４）
ステップ（Ｅ）において形成された接合要素がそれぞれ
ツール基部を用意し、
ツール基部内にツール挿入具を挿入し、
複数の層を含む強化合成樹脂材料の積層体を該ツール基部内に導入し、
該積層体を該ツール挿入具に押し付けて、該積層体に該ツール挿入具の外形を写す
ステップによって作製される、態様１９に記載の接合要素。
【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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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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