(57)【要約】      （修正有）【課題】任意の数の充填部材を形成するための方法及び装置である。【解決手段】この装置は、表面モデルジェネレータ１３０及びアナライザ１３２を備える。表面モデルジェネレータ１３０は、表面の第１表面モデル１４４と、軟性表面１１１の第２表面モデル１４６を生成する。嵌合された表面及び嵌合された軟性表面１１６を形成するために、表面及び軟性表面１１１が嵌合される。アナライザ１３２は、嵌合された軟性表面１１６の予測最終形状１５２を識別するために、第１表面モデル１４４と、第２表面モデル１４６とを使用して、構造解析１４７を行う。嵌合された表面と嵌合された軟性表面１１６との間の任意の数の空間１１８を充填する任意の数の充填部材１２２を形成するために、嵌合された軟性表面１１６の予測最終形状１５２が使用される。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
表面の第１表面モデル（１４４）と、軟性表面（１１１）の第２表面モデル（１４６）とを生成し、前記表面及び前記軟性表面（１１１）が嵌合されて嵌合された表面及び嵌合された軟性表面（１１６）を形成する、表面モデルジェネレータ（１３０）と、
前記嵌合された軟性表面（１１６）の予測最終形状（１５２）を識別するために前記第１表面モデル（１４４）と前記第２表面モデル（１４６）とを使用して構造解析（１４７）を行うアナライザ（１３２）とを備え、
前記嵌合された軟性表面（１１６）の前記予測最終形状（１５２）が使用されて、前記嵌合された表面と、前記嵌合された軟性表面（１１６）との間の任意の数の空間（１１８）を充填するための任意の数の充填部材（１２２）を形成する、装置。
【請求項２】
剛性表面（１０９）と別の軟性表面のうちの一つから選択される前記表面の第１データ（１３６）と、前記軟性表面（１１１）の第２データ（１３８）を生成する表面測定システム（１２８）をさらに備え、
前記表面モデルジェネレータ（１３０）は、前記第１データ（１３６）を使用して前記第１表面モデル（１４４）を生成し、前記第２データ（１３８）を使用して前記第２表面モデル（１４６）を生成し、
前記表面測定システム（１２８）は、レーザシステム、光学測定デバイス、及び写真測量システムのうちの少なくとも一つを含む、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記アナライザ（１３２）は、有限要素解析（１４８）を使用した構造解析（１４７）と、前記表面と前記軟性表面（１１１）とを嵌合させる嵌合プロセス（１１２）、前記嵌合プロセス（１１２）の間に前記軟性表面（１１１）に加えられる任意の数の力、任意の数の境界条件、及び重力のうちの少なくとも一つを含む任意の数の要因（１５０）を使用して、前記構造解析（１４７）を行う、請求項１に記載の装置。
【請求項４】
前記嵌合された表面と、前記嵌合された軟性表面（１１６）との間の前記任意の数の空間（１１８）の三次元形状情報（１２６）を識別するために、前記嵌合された軟性表面（１１６）の前記予測最終形状（１５２）から前記嵌合された表面の形状を差し引く充填材モデルジェネレータ（１３４）をさらに備え、
前記充填材モデルジェネレータ（１３４）は、前記任意の数の充填部材（１２２）の任意の数の充填材モデル（１５４）を生成するために、前記任意の数の空間（１１８）の前記三次元形状情報（１２６）を使用する、請求項１に記載の装置。
【請求項５】
前記任意の数の充填部材（１２２）は任意の数のシムである、請求項１に記載の装置。
【請求項６】
前記表面が、リブアセンブリ（２２１）の非連続剛性表面であり、前記軟性表面（１１１）は、翼外板の軟性表面である、請求項１に記載の装置。
【請求項７】
任意の数の充填部材（１２２）を形成する方法であって、
表面の第１表面モデル（１４４）と、軟性表面（１１１）の第２表面モデル（１４６）を生成する（１０００）ことであって、前記表面と前記軟性表面（１１１）とが嵌合されて、嵌合された表面と、嵌合された軟性表面（１１６）とを形成する、生成する（１０００）ことと、
前記嵌合された軟性表面（１１６）の予測最終形状（１５２）を識別するために、前記第１表面モデル（１４４）と、前記第２表面モデル（１４６）を使用して、構造解析（１４７）を行う（１００２）ことと、
前記嵌合された軟性表面（１１６）の前記予測最終形状（１５２）を使用して、前記嵌合された表面と、前記嵌合された軟性表面（１１６）との間の任意の数の空間（１１８）を充填するために、前記任意の数の充填部材（１２２）を形成する（１００４）ことと
を含む方法。
【請求項８】
前記嵌合された表面と、前記嵌合された軟性表面（１１６）との間の前記任意の数の空間（１１８）の三次元形状情報（１２６）を識別するために、前記嵌合された軟性表面（１１６）の前記予測最終形状（１５２）から前記嵌合された表面の形状を差し引く（１１０６）ことをさらに含み、
前記任意の数の充填部材（１２２）を形成することは、
識別された前記三次元形状情報（１２６）を使用して、前記任意の数の充填部材（１２２）を形成することを含み、
識別された前記三次元形状情報（１２６）を使用して、前記任意の数の充填部材（１２２）を形成することは、
識別された前記三次元形状情報（１２６）を使用して、前記任意の数の充填部材（１２２）の任意の数の充填材モデル（１５４）を生成することと、
前記任意の数の充填材モデル（１５４）に基づいて、前記任意の数の充填部材（１２２）を製造することとを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
表面測定システム（１２８）を使用して、前記表面の第１データ（１３６）と、前記軟性表面（１１１）の第２データ（１３８）を生成することをさらに含み、前記表面は、剛性表面（１０９）と、別の軟性表面のうちの一つから選択される、請求項７に記載の方法。
【請求項１０】
前記表面測定システム（１２８）を使用して、前記表面の前記第１データ（１３６）と、前記軟性表面（１１１）の第２データ（１３８）を生成することは、
前記表面測定システム（１２８）を使用して、前記表面の前記第１データ（１３６）と、前記軟性表面（１１１）の前記第２データ（１３８）を生成することを含み、前記表面測定システム（１２８）は、レーザシステム、光学測定デバイス、及び写真測量システムのうちの少なくとも一つを含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記表面の前記第１表面モデル（１４４）と、前記軟性表面（１１１）の前記第２表面モデル（１４６）を生成することは、
前記第１データ（１３６）を使用して、前記表面の前記第１表面モデル（１４４）を生成し、前記第２データ（１３８）を使用して、前記軟性表面（１１１）の前記第２表面モデル（１４６）を生成することを含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１２】
前記構造解析（１４７）を行うことは、
有限要素解析（１４８）と、前記表面と前記軟性表面（１１１）とを嵌合させる嵌合プロセス（１１２）、前記嵌合プロセス（１１２）の間に前記軟性表面（１１１）に加えられる任意の数の力、任意の数の境界条件、及び重力のうちの少なくとも一つを含む任意の数の要因（１５０）を使用して、前記構造解析（１４７）を行うことを含む、請求項７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は概してシムに関し、具体的には要求されるシムの形状の予測に関する。またさらに具体的には、本発明は、嵌合されている剛性表面と軟性表面との間の空間を充填するのに要するシムの形状を予測する方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ある対象物の製造中に構成要素が互いに取り付けられる、又は組み立てられる時、様々な表面が嵌合されうる。ある場合には、一又は複数の隙間が嵌合された表面との間に存在しうる。これらの隙間は、対象物の性能、審美性、又はその他何らかの態様に悪影響を与えうる。このため、例えばシムを利用して、これらの隙間を実質的に充填することが望ましくありうる。シムは通常、金属、プラスチック、複合材料、又はその他なんらかの種類の材料でできた剛性部材の形態をとる。シムを利用してこれらの隙間を充填するプロセスは、「シミング」である。
【０００３】
嵌合された表面がいずれも剛性表面である時は、シミングを形成する現在利用可能なある方法がうまくいく。現在利用可能なこれらの方法を使用して形成されたシムでは、嵌合された表面の少なくとも一つが軟性表面である場合、所望の精度が得られない場合がある。例えば、人間のオペレータが隙間ゲージを使用して隙間を手で測る場合がある。次に、これらの測定値を使用して、作製するシムの寸法を決定する。しかしながら、これらの測定を行うこのプロセス、測定が行われる順序、又はこれら両方により、軟性表面の形状が変化する場合があり、測定が不正確になる可能性がある。
【０００４】
予測シミングとは、嵌合された表面間の隙間を充填するのに必要なシムを予測するプロセスであり、さらに具体的には、これらのシムの三次元形状を予測するプロセスである。これらのシムの三次元形状の予測には、シムの全体的な三次元形状を予測することが含まれる。現在利用可能なあるシミングを予測するための方法に基づいて製造されたシムは、これらの隙間を選択許容値内で充填することができない、これらの隙間の中に適合することができない、又はこれらの両方でありうる。
【０００５】
例えば、航空機の翼のリブアセンブリには、シヤタイを有するリブが含まれる。翼外板は、翼外板の軟性表面が、シヤタイの複数の剛性表面からなる剛性表面と嵌合するように、リブに取り付けられる。現在利用可能なあるシミングを予測するための方法には、例えばレーザスキャナーを使って表面形状を測定して形状寸法情報を生成することが含まれる。この形状寸法情報を次に利用して、嵌合された表面間に存在する隙間の三次元形状が決定される。
【０００６】
しかしながら、翼外板の軟性表面の形状は、翼外板がスキャンされた時点と、翼外板がリブアセンブリに取り付けられた時点との間で変化しうる。例えば翼外板は、翼アセンブリが作製される箇所に搬送される時、リブアセンブリに対して位置決めされる時、翼外板を保持するために使用される吸着カップ、又は他の保持装置から取り外される時、及び／又は翼外板をリブのシヤタイに取り付ける間にたわむ、又は屈曲する可能性がある。
【０００７】
したがって、翼外板の最終形状、またそれによりリブアセンブリの表面と嵌合する翼外板の軟性表面の最終形状は、スキャンによって決定された形状とは異なる可能性がある。この結果、隙間の形状が異なる可能性があり、これらの隙間を充填するために必要なシムは、予測されたシムとは異なる可能性がある。シムを再加工する必要がある場合があり、新たなシムを作製する必要があり、またこれらいずれも必要である場合がある。この種の工程の実施により、翼を製造するのに要する全体的な時間、費用、及び労力が期待するよりも増加する場合がある。したがって、少なくとも上述の問題点のいくつかに加え、起こり得る他の問題点も考慮に入れた、方法及び装置を有することが望ましい。
【発明の概要】
【０００８】
ある実施形態において、装置は表面モデルジェネレータ及びアナライザを備える。表面モデルジェネレータは、表面の第１表面モデルと、軟性表面の第２表面モデルを生成する。この表面及び軟性表面は嵌合され、嵌合された表面及び嵌合された軟性表面が形成される。アナライザは、第１表面モデル及び第２表面モデルを使用して構造解析を行い、嵌合された軟性表面の予測最終形状が識別される。嵌合された軟性表面の予測最終形状を使用して、嵌合された表面と嵌合された軟性表面との間の任意の数の空間を充填するための任意の数の充填部材が形成される。
【０００９】
別の実施形態では、予測システムは、表面測定システム、表面モデルジェネレータ、アナライザ、及び充填材モデルジェネレータを備える。表面測定システムは、剛性表面の第１データと、軟性表面の第２データを生成する。剛性表面と軟性表面は嵌合されて、嵌合剛性表面及び嵌合された軟性表面となる。表面モデルジェネレータは、第１データを使用して剛性表面の第１表面モデルを生成し、第２データを使用して軟性表面の第２表面モデルを生成する。アナライザは、第１表面モデルと第２表面モデルを使用して構造解析を行い、嵌合された軟性表面の予測最終形状を選択許容差内で識別する。充填材モデルジェネレータは、嵌合剛性表面の形状を、嵌合された軟性表面の予測最終形状から差し引いて、任意の数の空間の三次元形状情報を識別する。充填材モデルジェネレータは、三次元形状情報に基づいて、嵌合剛性表面と嵌合された軟性表面との間に存在する任意の数の空間を充填するのに使用されるべき任意の数の充填部材の任意の数の充填材モデルを生成する。
【００１０】
さらに別の実施形態では、任意の数の充填部材を形成する方法が提供される。表面の第１表面モデルと、軟性表面の第２表面モデルが生成される。表面及び軟性表面は嵌合されて、嵌合された表面と嵌合された軟性表面が形成される。第１表面モデルと第２表面モデルを使用して構造解析が行われ、嵌合された軟性表面の予測最終形状が識別される。嵌合された軟性表面の予測最終形状を使用して、嵌合された表面と嵌合された軟性表面との間の任意の数の空間を充填するために、任意の数の充填部材が形成される。
【００１１】
特徴及び機能は、本開示の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解され得る、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能である。
【００１２】
例示的な実施形態の特徴と考えられる新規の機能は、添付の特許請求の範囲に規定される。しかしながら、例示的実施形態と、好ましい使用モードと、さらにはその目的と特徴は、添付図面を参照して本発明の一実施形態の以下の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】一実施形態による、ブロック図の形態の製造環境及び解析環境の図である。
【図２】一実施形態による航空機の図である。
【図３】一実施形態による翼の一部の拡大図である。
【図４】一実施形態によるリブアセンブリのリブの等角図である。
【図５】一実施形態によるリブを示す前面図である。
【図６】一実施形態による第１表面モデルと第２表面モデルの図である。
【図７】一実施形態による、互いに対して位置決めされた第１表面モデルと第２表面モデルの図である。
【図８】一実施形態による任意の数の三次元形状の前面図である。
【図９】一実施形態による充填部材を形成するために機械加工される加工対象物の図である。
【図１０】一実施形態によるフロー図の形態の任意の数の充填部材を形成するプロセスの図である。
【図１１】一実施形態によるフロー図の形態の任意の数の充填部材を形成するプロセスをさらに詳細に示す図である。
【図１２】一実施形態による、航空機の翼の任意の数のシムを形成するプロセスのフロー図である。
【図１３】一実施形態による、データ処理システムのブロック図である。
【図１４】一実施形態による、航空機の製造及び保守方法を示すブロック図である。
【図１５】一実施形態が実装され得る、航空機のブロック図である。
【図１６】一実施形態が実装され得る、管理システムのブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
例示的実施形態は、様々な検討事項を認識し且つ考慮している。例えば、例示の実施形態は、嵌合されている２つの表面間の隙間を充填するのに必要なシムの形状を予測する方法を有し、これら表面のうちの少なくとも一つは軟性表面であることが望ましい場合があることを認識し、考慮している。具体的には、例示の実施形態は、所望の精度でこれらの形状を予測することが望ましい場合があることを認識し考慮している。シムの形状をより正確に予測することによって、シムを設置する前に現場から離れた場所で製造することができる。さらに、これらのシムの設置中に行う必要がありうる再加工の量を低減することができ、シミングプロセスがすでに始まっている時に新たなシムを製造する必要性を低減することができる。
【００１５】
例示の実施形態は、が、シムによって充填される隙間を測定する必要がある人間のオペレータの数を低減するために、シミングを予測するプロセスを少なくとも部分的に自動化することが望ましい場合があることを認識し、考慮している。さらに、シミングを予測するプロセスの自動化により、シミング作業を行うのに要する全体的な時間、費用、材料、及び労力を低減することができる。
【００１６】
例えば、例示の実施形態は、必要となるシムのモデルを生成することができる予測システムを有することが望ましい場合があるということを認識し考慮する。さらに、シムが、所望の精度でモデルによって指定されたように製造されるように、シムのモデルに基づいてこれらのシムを製造することができる自動製造システムを有することが望ましい場合がある。
【００１７】
したがって、例示の実施形態は、嵌合された表面間の空間を充填するのに必要とされる充填部材の形状を予測するための装置、システム、及び方法を提供する。具体的には、これらの充填部材の形状を予測するために構造解析を使用することができる。この構造解析は、例えば非限定的に、有限要素解析（ＦＥＡ）を利用して行うことができる。
【００１８】
一実施形態では、システムは、表面測定システム、表面モデルジェネレータ、アナライザ、及び充填材モデルジェネレータを含む。この表面測定システムは、剛性表面の第１データと、軟性表面の第２データを生成し、このシステムにおいて、剛性表面と軟性表面は嵌合されて、嵌合剛性表面と嵌合された軟性表面が形成される。表面モデルジェネレータは、第１データを利用して剛性表面の第１表面モデルを生成し、第２データを利用して軟性表面の第２表面モデルを生成する。アナライザは、第１表面モデル、第２表面モデル、及び任意の数の要因を利用して有限要素解析を行い、嵌合された軟性表面の予測最終形状を識別する。充填材モデルジェネレータはこの予測最終形状を利用して、嵌合剛性表面と嵌合された軟性表面との間の空間を充填する充填材を形成する。この充填材は、例えばシムなどの任意の数の充填部材からなっていてよい。
【００１９】
ここで図面を参照し、具体的には、一実施形態によるブロック図の形態の製造環境及び解析環境を示す図１を参照する。図１には、製造環境１００及び解析環境１０１が示されている。この実施例で製造環境１００は、対象物１０２が製造可能である環境の一例である。
【００２０】
対象物１０２は、少なくとも第１構成要素１０４と第２構成要素１０６を利用して製造することができる。任意の数のその他の構成要素を利用して、対象物１０２を形成することもできる。第１構成要素１０４は第１表面１０８を有し、第２構成要素１０６は第２表面１１０を有する。本明細書で使用する「表面」とは、複数の表面からなる連続的な表面、又は非連続的な表面であってよい。
【００２１】
第２構成要素１０６は、第２構成要素１０６の第２表面１１０が、第１構成要素１０４の第１表面１０８と嵌合するように、第１構成要素１０４に取り付けることができる。具体的には、第１構成要素１０４の第１表面１０８と、第２構成要素１０６の第２表面１１０を、嵌合プロセス１１２を使用して嵌合させることができる。
【００２２】
嵌合プロセス１１２は、第２構成要素１０６の第２表面１１０が、第１構成要素１０４の第１表面１０８と嵌合されるように、第２構成要素１０６を第１構成要素１０４に物理的に取り付けるように構成された任意の数の工程を含むことができる。例えば、非限定的に、嵌合プロセス１１２は、第１構成要素１０４と第２構成要素１０６を固定する、接着する、装着する、溶接する、留める、ピン止めする、縫い合わせる、ホチキス止めする、結び合わせる、糊付けする、又はその他互いに取り付けることのうちの少なくとも一つを含むことができる。
【００２３】
本書において、列挙されたアイテムと共に使用される「〜のうち少なくとも１つ」という表現は、列挙されたアイテムのうち一又は複数の種々の組み合わせが使用可能であり、かつ、列挙されたアイテムのうち１つだけあればよいということを意味する。アイテムとは、特定の対象物、物品、動作、プロセス又はカテゴリのことである。すなわち、「少なくとも１つの〜」とは、任意の組み合わせアイテム、又は任意の数のアイテムがリストから使用されるが、列挙されたアイテムのすべてが必要となり得るわけではないことを意味する。
【００２４】
例えば、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうち少なくとも１つ」は、「アイテムＡ」、又は「アイテムＡとアイテムＢ」、「アイテムＢ」及び「アイテムＡとアイテムＢとアイテムＣ」、又は「アイテムＢとアイテムＣ」を意味する可能性がある。場合によっては、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうち少なくとも１つ」は、限定する訳ではないが例としては、「２個のアイテムＡと１個のアイテムＢと１０個のアイテムＣ」、「４個のアイテムＢと７個のアイテムＣ」、あるいは他の何らかの適切な組み合わせを意味する。
【００２５】
構成要素の対応する表面が軟性表面であるように、第１構成要素１０４、又は第２構成要素１０６の少なくとも一つは、柔軟であってよい。このように、第１表面１０８、又は第２表面１１０のうちの少なくとも一つは軟性表面であってよい。このように、第１表面１０８であってよい表面を、第２表面１１０であってよい軟性表面と嵌合させて、嵌合された表面及び嵌合された軟性表面を形成することができる。ある場合には、第１表面１０８は剛性表面であってよい。
【００２６】
ある例として、第１構成要素１０４は剛性であるため、第１構成要素１０４の第１表面１０８も剛性である。具体的には、第１表面１０８は剛性表面１０９の形態である。第１構成要素１０４は、選択許容値外で曲る、変形する、又は屈曲することができない可能性がある。この結果、剛性表面１０９の形状は、選択許容差外では変化しえない場合がある。
【００２７】
対照的に、第２構成要素１０６が柔軟であるため、第２構成要素１０６の第２表面１１０も柔軟である。具体的には、第２表面１１０は軟性表面１１１の形態である。第２構成要素１０６は、第２構成要素１０６、又は軟性表面１１１に亀裂や裂け目等のいかなる望ましくない作用も起こさずに、曲る、変形する、又は屈曲することができる。この結果、軟性表面１１１の形状が変化しうる。
【００２８】
本明細書で使用される表面の「形状」、例えば第１表面１０８、又は第２表面１１０は、表面の形状寸法、表面の寸法、及び表面の形態を含むことができる。具体的には、表面の形状は、表面の三次元形状であってよい。
【００２９】
剛性表面１０９及び軟性表面１１１を嵌合プロセス１１２によって嵌合させて、嵌合剛性表面１１４と、嵌合された軟性表面１１６をそれぞれ形成することができる。具体的には、剛性表面１０９と軟性表面１１１が完全に嵌合すると、剛性表面１０９を嵌合剛性表面１１４と呼ぶことができ、軟性表面１１１を嵌合された軟性表面１１６と呼ぶことができる。
【００３０】
任意の数の空間１１８が、嵌合剛性表面１１４と嵌合された軟性表面１１６との間に存在しうる。本明細書で使用する「任意の数の」は、一又は複数を意味する。このように、任意の数の空間１１８は、一又は複数の空間を含むことができる。任意の数の空間１１８の空間は、ある実施例では隙間とも呼ぶことができる。このように、任意の数の空間１１８は任意の数の隙間とも呼ばれうる。
【００３１】
充填材１２０を使用して、選択許容値内で任意の数の空間１１８を実質的に充填することができる。任意の数の充填部材１２２を使用して、充填材１２０を形成することができる。この実施例で、任意の数の充填部材１２２は、任意の数のシムの形態をとり得る。実装態様により、任意の数の充填部材１２２の充填部材を、プラスチック、金属、金属合金、木材、複合材料、石、又はその他なんらかの種類の材料のうちの少なくとも一つからなる材料を使用して、作製することができる、又はそうでなければ製造することができる。
【００３２】
ある場合には、対象物１０２の製造に関連する時間、費用、労力を減らすために、嵌合プロセス１１２が行われる場所とは異なる場所で、嵌合プロセス１１２の前に、又はこの両方で任意の数の充填部材１２２を製造することが望ましい。この実施例では、嵌合剛性表面１１４と、嵌合された軟性表面１１６との間に形成される任意の数の空間１１８の三次元形状情報１２６を予測するために、予測システム１２４が使用される。三次元形状情報１２６は、任意の数の空間１１８の任意の数の三次元形状、任意の数の空間１１８の各空間の寸法についての情報、又はその他の情報のうちの少なくとも一つを含むことができる。
【００３３】
次に、嵌合プロセス１１２の前に、三次元形状情報１２６に基づき任意の数の充填部材１２２を製造することができる。任意の数の充填部材１２２は、機械加工、切断、曲げ加工、ハンマリング、鋳造、三次元印刷、エアロゾルジェット堆積、インクジェット堆積、又はその他何らかの種類の形成プロセスのうちの少なくとも一つを非限定的に含む任意の数の製造プロセスを使用して、製造することができる。
【００３４】
図示したように、予測システム１２４は、解析環境１０１内に位置づけされている。解析環境１０１は、この実施例では、製造環境１００に対し遠隔の場所にある。しかしながら、他の実施例では、予測システム１２４の一部を製造環境１００内に位置づけすることができ、予測システム１２４の別の部分を解析環境１０１内に位置づけすることができる。さらに別の実施例では、予測システム１２４を全体的に、製造環境１００内に位置づけすることができる。
【００３５】
予測システム１２４は、ソフトウェア、ハードウェア、ファームウェア、又はこれらの組み合わせに使用して実装することができる。ソフトウェアを使用する場合、予測システム１２４によって実施される工程は、例えば非限定的に、プロセッサユニット上で実行されるように構成されたプログラムコードを使用して実行することができる。ファームウェアを使用する場合、予測システム１２４によって実施される工程は、例えば非限定的に、プロセッサユニット上で実行されるようにプログラムコード及びデータを使用して実行され、永続メモリに保存することができる。
【００３６】
ハードウェアが採用される場合には、ハードウェアは予測システム１２４によって実施される工程を実施するように動作する一又は複数の回路を含むことができる。実装態様により、ハードウェアは、回路システム、集積回路、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、プログラマブル論理デバイス、または任意の数の工程を実施するよう構成された別の適する種類のハードウェアデバイスの形態をとることができる。
【００３７】
プログラマブル論理デバイスは、特定の工程を実施するように構成することができる。このデバイスは、これらの工程を実施するように恒久的に構成することができる、又は再構成することができる。プログラマブル論理デバイスは、例えば、限定しないが、プログラマブル論理アレイ、プログラマブルアレイロジック、フィールドプログラマブルロジックアレイ、フィールドプログラマブルゲートアレイ、又は他の何らかの種類のプログラマブルハードウェアデバイスの形態でありうる。
【００３８】
ある実施例では、予測システム１２４によって実施される工程及びプロセスを、無機構成要素と一体化した有機構成要素を使用して、実施することができる。ある場合には、完全に人間以外の有機構成要素で工程及びプロセスを実施することができる。例えば、有機半導体の回路を使用して、これらの工程及びプロセスを実施することができる。
【００３９】
この実施例では、予測システム１２４はコンピュータシステム１２５を使用して実行される。コンピュータシステム１２５は一又は複数のコンピュータを含むことができる。コンピュータシステム１２５が一を超えるコンピュータを含む場合、これらのコンピュータは、任意の数の有線、無線、光学、又はその他の種類の通信リンクを使用して互いに通信することができる。
【００４０】
図示したように、予測システム１２４は、表面測定システム１２８、表面モデルジェネレータ１３０、アナライザ１３２、及び充填材モデルジェネレータ１３４を含む。実装態様によって、各表面測定システム１２８、表面モデルジェネレータ１３０、アナライザ１３２、及び充填材モデルジェネレータ１３４は、上述したように、ハードウェア、ソフトウェア、又は２つの組み合わせを使用して、実行することができる。
【００４１】
表面測定システム１２８は、剛性表面１０９の第１データ１３６と、軟性表面１１１の第２データ１３８を生成するために使用される。第１データ１３６は、剛性表面１０９の形状１４０についてのデータを含む。第２データ１３８は、軟性表面１１１の初期の形状１４２についてのデータを含む。嵌合プロセス１１２の後で、嵌合された軟性表面１１６は、初期の形状１４２との異なる最終形状１４３を有しうる。
【００４２】
ある実施例では、第１データ１３６と第２データ１３８は、三次元ポイントクラウドの形態である。具体的には、第１データ１３６は、所望の精度で剛性表面１０９の形状１４０をキャプチャーするのに十分な密度を有する第１三次元ポイントクラウドの形態をとることができる。同様に、第２データ１３８は、所望の精度で軟性表面１１１の初期の形状１４２をキャプチャーするのに十分な密度を有する第２三次元ポイントクラウドの形態をとることができる。
【００４３】
一実施例では、表面測定システム１２８は、剛性表面１０９をスキャンして第１データ１３６を生成し、軟性表面１１１をスキャンして第２データ１３８を生成するために使用されるスキャン装置の形態である。スキャン装置は、例えば、限定しないが、レーザシステム、光学測定装置、又は他の何らかの種類のシステムの形態を取り得る。レーザシステムは例えば、レーザレーダースキャナーであってよい。光学測定装置は例えば、三次元光学測定装置であってよい。別の実施例では、表面測定システム１２８は写真測量システムの形態をとる。
【００４４】
表面モデルジェネレータ１３０は、第１データ１３６と第２データ１３８を使用して、剛性表面１０９の第１表面モデル１４４と、軟性表面１１１の第２表面モデル１４６をそれぞれ生成する。一実施例では、表面モデルジェネレータ１３０は第１データ１３６を第１表面モデル１４４として、第２データ１３８を第２表面モデル１４６として使用する。
【００４５】
別の実施例では、表面モデルジェネレータ１３０は第１データ１３６を剛性表面１０９の基準表面モデルに投影して、第１表面モデル１４４を形成し、第２データ１３８を軟性表面１１１の基準表面モデルに投影して第２表面モデル１４６を形成する。このような基準表面モデルは、例えば、非限定的に、コンピュータ支援設計（ＣＡＤ）モデルであってよい。この基準表面モデルへのデータの投影は、例えば等角写像手法を使用して実施することができる。
【００４６】
アナライザ１３２は、第１表面モデル１４４と第２表面モデル１４６を使用して構造解析１４７を行い、嵌合された軟性表面１１６の予測最終形状１５２を識別する。予測最終形状１５２は、選択許容値内の嵌合された軟性表面１１６の実際の最終形状１４３と実質的に同等でありうる。
【００４７】
この実施例では、アナライザ１３２は、有限要素解析１４８及び任意の数の要因１５０を使用して、構造解析１４７を実施することができる。具体的には、任意の数の要因１５０は、有限要素解析１４８を実施するために使用される。
【００４８】
任意の数の要因１５０は、例えば非限定的に、嵌合プロセス１１２に伴う工程、嵌合プロセス１１２で実施される工程の順序、嵌合プロセス１１２の間に軟性表面１１１に加えられる任意の数の力、軟性表面１１１の形成及び成形の間に軟性表面１１１に加えられる負荷、任意の数の境界条件、重力、又はその他なんらかの要因のうちの少なくとも一つを含むことができる。任意の数の要因１５０のうちのさらにその他の要因は、非限定的に、取り付けポイント、嵌合プロセス１１２の間及びその後における剛性表面１０９と軟性表面１１１との間の接触、第１構成要素１０４の向き、第２構成要素１０６の向き、又はこの両方を含むことができる。このように、嵌合プロセス１１２の前、その間、及び／又はその後で軟性表面１１１の形状に影響しうるすべての要因が、任意の数の要因１５０に含まれると見なすことができる。
【００４９】
充填材モデルジェネレータ１３４は予測最終形状１５２を使用して、任意の数の空間１１８の三次元形状情報１２６を識別する。三次元形状情報１２６は、この実施例において、任意の数の空間１１８の各空間の三次元形状を識別することができる。ある実施例では、充填材モデルジェネレータ１３４は、予測最終形状１５２から嵌合剛性表面１１４の形状１４０を差し引いて、三次元形状情報１２６を識別することができる。充填材モデルジェネレータ１３４は次に、三次元形状情報１２６に基づき、任意の数の充填材モデル１５４を生成することができる。
【００５０】
次に、任意の数の充填部材１２２は、任意の数の充填部材１２２を選択許容値内で任意の数の空間１１８を実質的に充填するために使用できるように、任意の数の充填材モデル１５４に基づいて製造することができる。予測システム１２４によって識別された三次元形状情報１２６に基づいて任意の数の充填部材１２２を製造することによって、任意の数の空間１１８の手動測定に基づいて任意の数の充填部材１２２を製造することに比べて、より迅速に、そして正確に任意の数の空間１１８を充填することができる。この結果、シミングの間に必要となりうる再加工の量、及びシミングの間に必要となりうる新たなシムの数を減らすことができる。
【００５１】
さらに、任意の数の充填材モデル１５４は、任意の数の充填材モデル１５４のうちのどれが任意の数の充填部材１２２の特定要件を最も正確に満たすかを決定するために、異なる種類の嵌合プロセスにおいて生成することができる。例えば、任意の数の充填部材１２２に対しサイズの制約があってもよい。異なる種類の嵌合プロセスは、任意の数の充填材モデル１５４がこれらのサイズの制約を満たすのに必要な適切な工程、適切な工程順序、又はこの両方を決定するために、アナライザ１３２を使用して解析することができる。
予測システム１２４はあるいは、表面測定システム１２８、表面モデルジェネレータ１３０、アナライザ１３２、及び充填材モデルジェネレータ１３４を含む。この配置では、表面測定システム１２８は、剛性表面１０９の第１データ１３６と軟性表面１１１の第２データ１３８とを生成し、剛性表面１０９と軟性表面１１１は嵌合されて、嵌合剛性表面１０９と嵌合された軟性表面１１６となる。表面測定システム１２８はあるいは、レーザシステム、光学測定デバイス、及び写真測量システムのうちの少なくとも一つを含むこともできる。この構成の表面モデルジェネレータ１３０は、第１データ１３６を使用して剛性表面１０９の第１表面モデル１４４を生成し、第２データ１３８を使用して軟性表面１１１の第２表面モデル１４６を生成する。予測システム１２４は、アナライザ１３２が第１表面モデル１４４と第２表面モデル１４６を使用して構造解析１４７を実施して、選択許容値内で嵌合された軟性表面１１６の予測最終形状１５２を識別するように構成される。アナライザ１３２は、有限要素解析１４８と、表面と軟性表面１１１とを嵌合させる嵌合プロセス１１２、嵌合プロセス１１２の間に軟性表面１１１に加えられる任意の数の力、任意の数の境界条件、及び重力のうちの少なくとも一つを含む任意の数の要因１５０を使用して、構造解析１４７を実施することもできる。
【００５２】
この予測システム１２４の変形例の充填材モデルジェネレータ１３４は、嵌合された軟性表面１１６の予測最終形状１５２から嵌合剛性表面１０９の形状を指し引いて、任意の数の空間１１８の三次元形状情報１２６を識別し、三次元形状情報１２６に基づいて、嵌合剛性表面１０９と嵌合された軟性表面１１６との間に存在する任意の数の空間１１８を充填するのに使用される任意の数の充填部材１２２の任意の数の充填材モデル１５４を生成する。
【００５３】
図１の製造環境１００、解析環境１０１、及び予測システム１２４の図は、例示的な実施形態を実装できる方法に対する物理的または構造的な制限を示唆することを意図していない。図示した構成要素に加えてまたは代えて、他の構成要素を使用できる。幾つかの構成要素は任意選択になることもある。また、ブロック図は、幾つかの機能的な構成要素を示すために提示されている。例示的実施形態において実装される場合、一又は複数のこれらのブロック図は結合、分割、又は異なるブロック図に結合及び分割されうる。
【００５４】
ある実施例では、第１表面１０８と第２表面１１０はいずれも、軟性表面であってよい。したがって、嵌合プロセス１１２が実施された後に、第１表面１０８及び第２表面１１０はいずれも、嵌合された軟性表面と呼ぶことができる。ある場合には、その他何らかの種類の解析法を使用して、有限要素解析１４８以外の構造解析１４７を実行することができる。例えば、構造解析１４７を、有限要素解析、有限差分法、閉形式解析、又はその他何らかの種類の構造解析法のうちの少なくとも一つを使用して、実施することができる。さらに、構造解析１４７は任意の数の要因１５０を使用して実施することができる。
【００５５】
さらに、表面モデルジェネレータ１３０と充填材モデルジェネレータ１３４を図１では別々に示したが、表面モデルジェネレータ１３０と充填材モデルジェネレータ１３４は、ある実施例では、同じモデルジェネレータの一部であってよい。他の実施例では、アナライザ１３２を使用して、三次元形状情報１２６を識別することができ、充填材モデルジェネレータ１３４は、三次元形状情報１２６に基づいて任意の数の充填部材１２２の任意の数の充填材モデル１５４を生成するためにのみ使用可能である。
【００５６】
ここで図２を参照すると、航空機の図が、例示的な実施形態に従って示される。この例示的な実施例では、航空機２００は機体２０６に取り付けられた翼２０２及び翼２０４を有する。航空機２００は、翼２０２に取り付けられたエンジン２０８と翼２０４に取り付けられたエンジン２１０とを含む。機体２０６は尾部２１２を有する。水平安定板２１４、水平安定板２１６、及び垂直安定板２１８は機体２０６の尾部２１２に取り付けられている。
【００５７】
航空機２００の翼２０４は、図１の対象物１０２の一実装態様の一例である。翼２０４の一部を切り取って、翼２０４の翼構造２２０の一部を露出させている。翼構造２２０は、他の実施例では主翼ボックスと呼ぶことができる。
【００５８】
翼構造２２０は、リブアセンブリ２２１を含む。パネル２２２は、リブアセンブリ２２１に取り付けられる。パネル２２２は外板又は翼外板と呼ばれることもある。リブアセンブリ２２１は、図１の第１構成要素１０４の一実装態様の一例である。パネル２２２は、図１の第２構成要素１０６の一実装態様の一例である。
【００５９】
ここで図３を参照すると、例示的な実施形態による図２の翼２０４一部の拡大図が描かれている。この実施例では、リブアセンブリ２２１、パネル２２２、及びパネル３００が図示されている。図示されているように、リブアセンブリ２２１は複数のリブ３０１を含む。
【００６０】
図示したように、パネル２２２は、リブアセンブリ２２１の剛性表面３０４と嵌合しうる軟性表面３０２を有する。この実施例では、剛性表面３０４は非連続的な剛性表面である。さらに、パネル３００は、リブアセンブリ２２１の剛性表面３０８と嵌合しうる軟性表面３０６を有する。剛性表面３０８は、この実施例では、複数の小さい表面によって形成された非連続的な剛性表面である。
【００６１】
軟性表面３０２と軟性表面３０６は、図１の軟性表面１１１の実装態様の例である。剛性表面３０４と剛性表面３０８は、図１の剛性表面１０９の実装態様の例である。
【００６２】
ここで図４を参照すると、例示的実施形態による図２〜３のリブアセンブリ２２１のリブの等角図が示される。この例示的な実施例では、リブ４００は、図３の複数のリブ３０１のうちの一つのリブの一例である。リブ４００は、複数のシヤタイ４０２を有する。
【００６３】
複数のシヤタイ４０２は各々、図３に示す剛性表面３０８を形成する少なくとも一つの表面を有する。シヤタイ４０４は、複数のシヤタイ４０２のうちの一つのシヤタイの一例である。図示したように、シヤタイ４０４は表面４０６を有する。図２〜３に示すパネル２２２をシヤタイ４０４に取り付けて、シヤタイ４０４の選択部分においてパネル２２２の軟性表面３０２を表面４０６と嵌合させることができる。このシヤタイ４０４の選択部分を、シヤタイ４０４のキャップ４０８と呼ぶことができる。具体的には、パネル２２２をキャップ４０８に留めて、パネル２２２の軟性表面３０２を表面４０６に嵌合させることができる。
【００６４】
シヤタイ４１０は、複数のシヤタイ４０２のうちの一つのシヤタイの別の例である。シヤタイ４１０は、フランジ４１２及びフランジ４１４を含む。フランジ４１２は表面４１６を有し、フランジ４１４は表面４１８を有する。図２〜３に示すパネル２２２をフランジ４１２とフランジ４１４に取り付けて、パネル２２２を表面４１６及び表面４１８にそれぞれ嵌合させることができる。具体的には、パネル２２２をフランジ４１２とフランジ４１４に留めて、パネル２２２を表面４１６と表面４１８にそれぞれ嵌合させることができる。
【００６５】
ここで図５を参照すると、例示的実施形態による図４のリブ４００の前面図が示される。この実施例では、表面ライン５００は、複数のシヤタイ４０２の表面に嵌合されるべき、図３に示す軟性表面３０２の一部の断面形状５０２を示す。
【００６６】
具体的には、図５に示すように表面４０６、表面４１６、及び表面４１８と嵌合するのに加え、図４の軟性表面３０２のこの部分は、表面５０４、５０６、５０８、５１０、５１２、５１４、５１６、５１８、５２０、５２２、５２４、５２６、５２８、５３０、５３２、及び５３４とも嵌合しうる。具体的には、軟性表面３０２は、任意の数のファスナー装置又は要素を使用してこれらの表面に固定されうる。例えば、連結具、ピン、釘、ねじ、ボルト、又はその他何らかの種類のファスナー装置のうちの少なくとも一つを使用して、軟性表面３０２を表面５０４、５０６、５０８、５１０、５１２、５１４、５１６、５１８、５２０、５２２、５２４、５２６、５２８、５３０、５３２、及び５３４に固定することができる。軟性表面３０２をこれらの表面に固定すること、及び重力及び他の要因により、表面ライン５００によって示された断面形状５０２が変化しうる。
【００６７】
図１の予測システム１２４等の予測システムを使用して、固定作業が行われた後で、軟性表面３０２の一部の最終形状を予測することができる。さらに、予測システムを使用して、軟性表面３０２と、複数のシヤタイ４０２の表面との間のすべての好ましくない空間を実質的に充填するのに必要となる、例えばシムなどの充填部材の形状を決定することができる。
【００６８】
これらの好ましくない空間を充填して、翼２０４の所望の、又は選択された空力プロファイルを維持する必要がありうる。これらの空間が選択許容値内で実質的に充填されない場合、航空機２００の飛行中にパネル２２２に加わる負荷により、パネル２２２がこれらの空間の箇所で好ましくない状態で変形する可能性があり、これにより、翼２０４の空力プロファイルが好ましくない状態に変化しうる。
【００６９】
ここで図６〜９を参照する。図６〜９は、一実施形態による充填部材の形状を予測し、充填部材を製造するプロセスの図を示している。図６〜９に示すステップは、例えば、図１の予測システム１２４を使用して実行可能である。
【００７０】
次に図６を参照すると、例示的な実施形態による第１表面モデル及び第２表面モデルが示されている。この実施例では、第１表面モデル６００及び第２表面モデル６０２は、図１の第１表面モデル１４４及び第２表面モデル１４６の各々の実装態様の例である。第１表面モデル６００と第２表面モデル６０２は、示した図のために、図６において二次元に見えるが、これらの表面モデルは三次元である。
【００７１】
第１表面モデル６００は、図１の剛性表面１０９などの剛性表面の第１データに基づいて、例えば図１の表面モデルジェネレータ１３０等の表面モデルジェネレータによって生成されている場合がある。この第１データは、例えば非限定的に、例えば図１の表面測定システム１２８等の表面測定システムを使用して生成された三次元ポイントクラウドである場合がある。この実施例では、第１表面モデル６００は、図１の剛性表面１０９などの物理的剛性表面を表す剛性表面６０４を含む。剛性表面６０４には、部分６０６、部分６０８、部分６１０、及び部分６１２が含まれる。図示したように、剛性表面６０４は形状６１４を有している。
【００７２】
第２表面モデル６０２は、図１の軟性表面１１１などの軟性表面の第２データに基づいて、例えば図１の表面モデルジェネレータ１３０等の表面モデルジェネレータによって生成されている場合がある。この第２データは、例えば非限定的に、例えば図１の表面測定システム１２８等の表面測定システムを使用して生成された三次元ポイントクラウドである場合がある。第２表面モデル６０２は、図１の軟性表面１１１などの物理的軟性表面を表す軟性表面６１６を含む。軟性表面６１６は初期形状６１８を有する。
【００７３】
ここで図７を参照する。図７は、一実施形態にしたがって示す、互いに相対的に位置決めされた図６の第１表面モデル６００と第２表面モデル６０２の図である。この実施例では、図１のアナライザ１３２等のアナライザは、第１表面モデル６００に対して第２表面モデル６０２を「事実上」位置決めすることができる。
【００７４】
アナライザは次に、第１表面モデル６００の剛性表面６０４によって表される物理的剛性表面と、第２表面モデル６０２の軟性表面６１６によって表される物理的軟性表面とを嵌合させるのに使用される嵌合プロセスに基づいて、有限要素解析を行うことができる。具体的には、有限要素解析は、嵌合プロセスの間に物理軟性表面に加えられる反動力を含む力を考慮したものでありうる。例えば重力などの他の要因もまた、有限要素解析において考慮されうる。
【００７５】
この有限要素解析に基づいて、図６の軟性表面６１６の初期形状６１８は、嵌合プロセスに基づいて変化する。しかしながら、剛性表面６０４の形状６１４は変化しない場合がある。アナライザは、物理的軟性表面が有するであろう最終形状を予測最終形状７００として予測する。
【００７６】
例えば図１の充填材モデルジェネレータ１３４等の充填材モデルジェネレータは、剛性表面６０４の形状６１４を軟性表面６１６の予測最終形状７００から差し引いて、任意の数の空間７０２を識別することができる。任意の数の空間７０２は、嵌合物理的剛性表面と、嵌合物理的軟性表面との間に存在しうる任意の数の空間を表す。任意の数の空間７０２は、空間７０４、空間７０６、空間７０８、空間７１０、空間７１２、空間７１４、空間７１６、及び空間７１８を含む。充填材モデルジェネレータは次に、任意の数の空間７０２を基に、任意の数の充填部材を形成するための三次元形状情報を識別することができる。
【００７７】
ここで図８を参照すると、例示的実施形態による任意の数の三次元形状の前面図が示される。この実施例では、任意の数の三次元形状８００は、図１の三次元形状情報１２６において識別できる任意の数の形状の一例であってよい。
【００７８】
任意の数の三次元形状８００は、図７の任意の数の空間７０２を基に、充填材モデルジェネレータによって識別可能である。図示したように、任意の数の三次元形状８００は、形状８０２、形状８０４、形状８０６、形状８０８、形状８１０、形状８１２、形状８１４、形状８１６、形状８１８、形状８２０、形状８２２、及び形状８２４を含む。形状８０２、形状８０４、形状８０６、形状８０８、形状８１０、形状８１２、形状８１４、形状８１６、形状８１８、形状８２０、形状８２２、及び形状８２４は、この前面図では二次元に見えるが、すべて三次元形状である。
【００７９】
形状８０２、形状８０４、形状８２２、及び形状８２４は、図７の空間７０４、空間７０６、空間７１６、及び空間７１８それぞれによって表される物理的空間を充填するために使用される充填部材を形成するために使用される形状であってよい。形状８０６及び形状８０８は、図７の空間７０８によって表される物理的空間を充填するのに使用される２つの充填部材を形成するために使用される形状であってよい。形状８１０及び形状８１２は、図７の空間７１０によって表される物理的空間を充填するのに使用される２つの充填部材を形成するために使用される形状であってよい。
【００８０】
同様に、形状８１４及び形状８１６は、図７の空間７１２によって表される物理的空間を充填するのに使用される２つの充填部材を形成するために使用される形状であってよい。同様に、形状８１８及び形状８２０は、図７の空間７１４によって表される物理的空間を充填するのに使用される２つの充填部材を形成するために使用される形状であってよい。
【００８１】
ここで図９を参照すると、例示的実施形態による、充填部材を形成するために機械加工される加工対象物が示される。これらの実施例では、充填部材は加工対象物９００を使用して製造されうる。加工対象物９００は、充填部材９０２を形成するために図８の形状８１４に基づいて機械加工することができる。充填部材９０２を使用して、選択許容値内で、図７の空間７１２によって表される物理的空間の一部を実質的に充填することができる。
【００８２】
図２に示す航空機２００、図３に示す翼２０４、図４〜５に示すリブ４００、及び図９に示す充填部材９０２は、例示的な実施形態を実施可能な方式を物理的又はアーキテクチャ的に限定するものではない。図示した構成要素に加えてまたは代えて、他の構成要素を使用できる。幾つかの構成要素は任意選択になることもある。
【００８３】
図２〜５及び図９に示す異なる構成要素は、図１のブロック図の形態で示す構成要素を物理的な構造としてどのように実装できるかを示す実施例である。加えて、図２〜５及び図９に示される構成要素のいくつかを、図１の構成要素と組み合わせるか、図１の構成要素に使用するか、又はそれら２つの場合を組み合わせることができる。
【００８４】
図２〜５、及び図９に示す異なる構成要素は、図１のブロック図の形態で示す構成要素を物理的な構造としてどのように実装できるかを示す実施例である。加えて、図２〜５及び図９に示される構成要素のいくつかを、図１の構成要素と組み合わせるか、図１の構成要素に使用するか、又はそれら２つの場合を組み合わせることができる。
【００８５】
さらに、図６〜７の第１表面モデル６００と第２表面モデル６０２、図８の任意の数の三次元形状８００、及び図９の形状８１４は、生成可能な表面モデルの種類、又は識別可能な形状の種類を限定するように意図したものではない。図６〜９は、図示のために示されるものである。
【００８６】
ここで図１０を参照すると、任意の数の充填部材を形成するためのプロセスが、例示的な実施形態によるフロー図の形態で描かれている。図１０に示すプロセスは、図１の任意の数の充填部材１２２を形成するように実行することができる。さらに、このプロセスは、図１の予測システム１２４を用いて実行することができる。
【００８７】
このプロセスは、表面の第１表面モデルと、軟性表面の第２表面モデルとを生成することによって開始され、このプロセスにおいて、表面と軟性表面は嵌合されて、嵌合された表面及び嵌合された軟性表面が形成される（工程１０００）。一実施例では、この表面は剛性表面であるため、嵌合された表面は嵌合剛性表面である。
【００８８】
次に、第１表面モデルと第２表面モデルとを使用して構造解析が行われ、嵌合された軟性表面の予測最終形状が識別される（工程１００２）。工程１００２では、一実施例において有限要素解析を使用して、構造解析を行うことができる。
【００８９】
その後、嵌合された軟性表面の予測最終形状を利用して、嵌合された表面と嵌合された軟性表面との間の任意の数の空間を充填するために任意の数の充填部材が形成され（工程１００４）、その後プロセスは終了する。工程１００４において形成された任意の数の充填部材は、所望の精度で形成されうる。
【００９０】
ここで図１１を参照すると、任意の数の充填部材を形成するためのより詳細なプロセスが、例示的な実施形態によるフロー図の形態で描かれている。図１１に示すプロセスは、図１の任意の数の充填部材１２２を形成するように実行することができる。さらに、このプロセスは、図１の予測システム１２４を用いて実行することができる。
【００９１】
このプロセスは、表面測定システムを用いて、第１構成要素の剛性表面の第１データと、第２構成要素の軟性表面の第２データとを生成することによって開始され、このプロセスにおいて、剛性表面と軟性表面は嵌合プロセスを使用して嵌合される（工程１１００）。次に、第１データを使用して剛性表面の第１表面モデルが生成され、第２データを使用して軟性表面の第２表面モデルが生成される（工程１１０２）。
【００９２】
嵌合された軟性表面の予測最終形状を識別するために、第１表面モデル、第２表面モデル、及び任意の数の要因を使用して有限要素解析が行われる（工程１１０４）。工程１１０４では、任意の数の要因は、軟性表面と剛性表面を嵌合させるために使用される嵌合プロセスにおいて行われる工程の順序、嵌合プロセスの間に軟性表面に加えられる任意の数の力、軟性表面の形成及び成形の間に軟性表面に加えられる負荷、任意の数の境界条件、重力、取り付けポイント、嵌合プロセスの間、及び嵌合プロセスの後の剛性表面と軟性表面との間の接触、第１構成要素の向き、第２構成要素の向き、又はこれらの両方、又はその他何らかの要因のうちの少なくとも一つを含むことができる。
【００９３】
その後、嵌合剛性表面の形状が嵌合された軟性表面の予測最終形状から差し引かれて、嵌合剛性表面と嵌合された軟性表面との間の任意の数の空間の三次元形状情報が識別される（工程１１０６）。三次元形状情報を使用して、任意の数の充填材モデルが生成される（工程１１０８）。ある場合には、三次元形状情報の特定の形状に対し、一を上回る充填材モデルを生成することが可能である。次に、任意の数の充填材モデルに基づいて、任意の数の充填部材が製造され（工程１１１０）、その後プロセスは終了する。ある場合には、任意の空間の特定の空間を充填するために、一を上回る充填部材を使用することができる。
【００９４】
ここで図１２を参照すると、例示的実施形態による、航空機の翼の任意の数のシムを形成するプロセスのフロー図が示される。図１２に示すプロセスは、任意の数のシムの形態の、図１の任意の数の充填部材１２２を形成するように実装されてもよい。さらに、このプロセスは、図１の予測システム１２４を用いて実施される。
【００９５】
このプロセスは、嵌合プロセスを使用して剛性表面と軟性表面が嵌合される表面測定システムを使用して、翼のリブアセンブリの剛性表面の第１ポイントクラウドと、翼のパネルの軟性表面の第２ポイントクラウドを生成することによって開始される（工程１２００）。工程１２００では、パネルの軟性表面を剛性表面に留めることによって、リブアセンブリの剛性表面に嵌合させることができる。
【００９６】
次に、第１ポイントクラウドを使用して剛性表面の第１表面モデルが生成され、第２ポイントクラウドを使用して軟性表面の第２表面モデルが生成される（工程１２０２）。有限要素解析は、嵌合された軟性表面の予測最終形状を識別するために、第１表面モデル、第２表面モデル、及び剛性表面と軟性表面とを嵌合させるのに使用される嵌合プロセス、嵌合プロセスの間に軟性表面に適用される任意の数の力、任意の数の環境条件、重力のうちの少なくとも一つを使用して行われる（工程１２０４）。
【００９７】
その後、嵌合剛性表面の形状が嵌合された軟性表面の予測最終形状から差し引かれて、嵌合剛性表面と嵌合された軟性表面との間の任意の数の空間の三次元形状情報が識別される（工程１２０６）。三次元形状情報を使用して、任意の数のシムモデルが生成される（工程１２０８）。
【００９８】
次に、任意の数のシムモデルに基づき、任意の数のシムが製造され（工程１２１０）、その後プロセスは終了する。工程１２１０で製造されたシムを次に使用して、パネルの軟性表面をリブアセンブリの剛性表面に嵌合させるために嵌合プロセスが実施された後に存在する任意の数の空間を充填することができる。
【００９９】
図示した異なる実施形態でのフロー図及びブロック図は、例示の実施形態の装置及び方法の幾つかの可能な実行形態の構造、機能、及び工程を示している。これに関し、フロー図又はブロック図の各ブロックは、１つのモジュール、セグメント、機能、工程又はステップの部分、これらの何らかの組み合わせを表わすことができる。
【０１００】
例示的な実施形態のいくつかの代替的実装では、ブロックに記載された一つ又は複数の機能は、図中に記載の順序を逸脱して現れることがある。例えば、ある場合には、含まれる機能性によっては、連続して示される２つのブロックは実質的に同時に実行される場合があり、又はブロックは時に逆の順序で実行され得る。また、フロー図又はブロック図に描かれているブロックに加えて他のブロックが追加されることもありうる。
【０１０１】
ここで図１３を参照すると、例示的な実施形態による、データ処理システムのブロック図が示される。データ処理システム１３００を使用して、図１の予測システム１２４を実装することができる。例えば、データ処理システム１３００を使用して、図１のコンピュータシステム１２５を実装することができる。ある場合には、データ処理システム１３００は、図１の各表面測定システム１２８、表面モデルジェネレータ１３０、アナライザ１３２、及び充填材モデルジェネレータ１３４のうちの少なくとも一部を実行するために使用することができる。
【０１０２】
図示のように、データ処理システム１３００は、通信フレームワーク１３０２を含み、これによってプロセッサユニット１３０４、記憶デバイス１３０６、通信ユニット１３０８、入出力ユニット１３１０、及びディスプレイ１３１２の間で通信を提供する。場合によっては、通信フレームワーク１３０２はバスシステムとして実装されてもよい。
【０１０３】
プロセッサユニット１３０４は、任意の数の工程を実施するソフトウェアのための命令を実行するように構成されている。プロセッサユニット１３０４は、実装に応じて、任意の数のプロセッサ、マルチプロセッサコア、又は他の何らかの種類のプロセッサのうちの少なくとも一つを備えることができる。場合によっては、プロセッサユニット１３０４は、回路システム、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、プログラマブル論理デバイスなどのハードウェアユニット、又は他の好適な種類のハードウェアユニットの形態を取ってもよい。
【０１０４】
オペレーティングシステム、アプリケーション、及びプロセッサユニット１３０４によって実行されるプログラムに対する命令は、記憶デバイス１３０６上に配置されてもよい。記憶デバイス１３０６は、通信フレームワーク１３０２を介してプロセッサユニット１３０４と通信を行ってもよい。本明細書で使用されているように、記憶デバイスはまた、コンピュータ可読記憶デバイスと呼ばれることもあり、一時的に、永続的に、又はこの両方で情報を記憶することができるハードウェアの一部である。この情報は、限定するものではないが、データ、プログラムコード、他の情報、又はこれらの何等かの組み合わせを含むことができる。
【０１０５】
メモリ１３１４及び固定記憶域１３１６は、記憶デバイス１３０６の実施例である。メモリ１３１４は、例えば、ランダムアクセスメモリ又は何らかの種類の揮発性または不揮発性の記憶デバイスの形態を取りうる。固定記憶域１３１６は任意の数の構成要素又はデバイスを含みうる。例えば、固定記憶域１３１６は、ハードドライブ、フラッシュメモリ、書換え型光ディスク、書換え可能磁気テープ、又はそれらの何らかの組み合わせを含みうる。固定記憶域１３１６によって使用される媒体は着脱式であってもよく、着脱式でなくてもよい。
【０１０６】
通信ユニット１３０８により、データ処理システム１３００は、他のデータ処理システム、デバイス、又はこの両方と通信することができる。通信ユニット１３０８は、物理的な通信リンク、無線の通信リンク、又はこの両方を使用して通信することができる。
【０１０７】
入出力ユニット１３１０により、データ処理システム１３００に接続される他のデバイスとの間での入力の受信、出力の送信が可能となる。例えば、入出力ユニット１３１０は、キーボード、マウス、他のなんらかの種類の入力デバイス、又はこれらの組み合わせを介してユーザ入力を受信することができる。別の実施例として、入出力ユニット１３１０は、データ処理システム１３００に接続されたプリンタに出力を送信することができる。
【０１０８】
ディスプレイ１３１２はユーザに情報を表示するように構成されている。ディスプレイ１３１２は、例えば、限定しないが、モニタ、タッチスクリーン、レーザーディスプレイ、ホログラフィックディスプレイ、仮想ディスプレイデバイス、他の何らかの種類のディスプレイデバイス、又はこれらの組み合わせを含みうる。
【０１０９】
この例示的な実施例では、異なる例示的な実施形態のプロセスは、コンピュータに実装される命令を使用してプロセッサユニット１３０４によって実施されてもよい。これらの命令は、プログラムコード、コンピュータで使用可能なプログラムコード、又はコンピュータ可読プログラムコードと呼ばれ、プロセッサユニット１３０４内の一又は複数のプロセッサによって読取及び実行される。
【０１１０】
これらの実施例では、プログラムコード１３１８は、選択的に着脱可能でコンピュータ可読媒体１３２０上に機能的な形態で配置され、プロセッサユニット１３０４での実行用のデータ処理システム１３００に読込み又は転送することができる。プログラムコード１３１８及びコンピュータ可読媒体１３２０は、コンピュータプログラム製品１３２２を形成する。この例示的な実施例では、コンピュータ可読媒体１３２０は、コンピュータ可読記憶媒体１３２４又はコンピュータ可読信号媒体１３２６であってもよい。
【０１１１】
コンピュータ可読記憶媒体１３２４は、プログラムコード１３１８を伝搬または伝送する媒体というよりはむしろ、プログラムコード１３１８を記憶するために使用される物理的な又は有形の記憶デバイスである。コンピュータ可読記憶媒体１３２４は、例えば、限定しないが、データ処理システム１３００に接続される光又は磁気ディスク或いは固定記憶デバイスの形態をとりうる。
【０１１２】
あるいは、プログラムコード１３１８はコンピュータ可読信号媒体１３２６を使用してデータ処理システム１３００に転送可能である。コンピュータ可読信号媒体１３２６は、例えば、プログラムコード１３１８を含む伝播されたデータ信号であってもよい。このデータ信号は、物理的通信リンク、無線通信リンク、又はこの両方を介して伝送されうる、電磁信号、光信号、又は他の何らかの種類の信号であってもよい。
【０１１３】
図１３のデータ処理システム１３００の図は、例示的な実施形態が実装されるやり方に対する、構造的な制限を提示することを意図している訳ではない。種々の例示的な実施形態は、データ処理システム１３００に対して図解されている構成要素に対して追加的又は代替的な構成要素を含むデータ処理システム内に実装されうる。さらに、図１３に示した構成要素は、例示的な実施例と異なることがある。
【０１１４】
本発明の例示の実施形態は、図１４の航空機の製造および保守方法１４００と図１５の航空機１５００に関連して記載されている。まず図１４を参照すると、例示的な実施形態による航空機の製造及び保守方法を示すブロック図が示される。製造前の段階で、航空機の製造及び保守方法１４００は、図１５の航空機１５００の仕様及び設計１４０２、並びに材料の調達１４０４を含むことができる。
【０１１５】
製造段階では、図１５の航空機１５００の構成要素及びサブアセンブリの製造１４０６、並びにシステム統合１４０８が行われる。その後、図１５の航空機１５００は、認可および納品１４１０を経て、運航１４１２に供される。顧客による運航１４１２中、図１５の航空機１５００は、定期的な整備および保守１４１４（改造、再構成、改修、およびその他の整備または保守を含み得る）がスケジューリングされる。
【０１１６】
航空機の製造及び保守方法１４００の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、もしくはオペレータのうちの少なくとも１つによって実施又は実行されることがある。これらの実施例では、オペレータは顧客であってもよい。本明細書の目的では、システムインテグレーターは、任意の数の航空機製造者、および主要システムの下請業者を含むことができ（これらに限定せず）、サードパーティは、任意の数のベンダー、下請業者、および供給業者を含むことができ（これらに限定せず）、オペレータは航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってよい。
【０１１７】
ここで図１５を参照すると、例示的実施形態が実装され得る航空機のブロック図が示される。この実施例では、航空機１５００は、図１４の航空機の製造及び保守方法１４００によって製造され、複数のシステム１５０４及び内装１５０６を有する機体１５０２を含むことができる。図２の航空機２００は、航空機１５００の１つの実装例である。システム１５０４の例には、推進システム１５０８、電気システム１５１０、油圧システム１５１２、及び環境システム１５１４の１つ以上が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、自動車産業などの他の産業に種々の例示的な実施形態を適用することができる。
【０１１８】
本明細書で具現化される装置および方法は、図１４の航空機の製造および点検方法１４００のうちの少なくとも１つの段階で採用可能である。具体的には、図１の予測システム１２４を使用して、航空機１５００内の様々な構造の嵌合された表面間の空間を充填するのに必要なシムのモデルを生成することができる。図１の予測システム１２４を使用して、実装態様によって、航空機１５００、内装１５０６、複数のシステム１５０４、又はこれら何らかの組み合わせを構成する構造に使われるシムのモデルを生成することができる。
【０１１９】
予測システム１２４は、航空機の製造及び保守方法１４００の任意の段階で採用することができる。例えば、限定しないが、図１の予測システム１２４は、構成要素及びサブアセンブリの製造１４０６、システム統合１４０８、定期的な製造及び保守１４１４、及び／又は航空機の製造及び保守方法１４００における他の何らかの段階のうちの少なくとも１つで使用可能である。
【０１２０】
１つの例示的な実施例では、図１４の構成要素及びサブアセンブリの製造１４０６で製造される構成要素又はサブアセンブリは、図１４で航空機１５００の運航１４１２中に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様の方法で作製又は製造される。さらに別の実施例では、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、図１４の構成要素及びサブアセンブリの製造１４０６並びにシステム統合１４０８などの製造段階で利用することができる。一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、航空機１５００が図１４における運航１４１２、及び／又は整備及び保守１４１４の間に、利用することができる。任意の数の種々の例示的実施形態の利用により、航空機１５００の組立を大幅に効率化しコストを削減することができる。
【０１２１】
ここで図１６を参照すると、例示的な実施形態による、管理システムのブロック図が示される。製品管理システム１６００は、物理的なハードウェアシステムである。この実施例では、製品管理システム１６００は、製造システム１６０２、または整備システム１６０４のうちの少なくとも一つを含む。
【０１２２】
製造システム１６０２は、例えば限定しないが、図１５の航空機１５００等の製品を製造するように構成される。製造システム１６０２が例えば図１５の航空機１５００等の航空機を製造するのに使用された場合、製品管理システム１６００は、航空機管理システム１６０１と呼ばれうる。
【０１２３】
図示したように、製造システム１６０２には製造機器１６０６が含まれる。製造機器１６０６には、加工機器１６０８又は組立機器１６１０の少なくとも一つが含まれうる。
【０１２４】
加工機器１６０８は、例えば航空機１５００を形成するのに使用するパーツの構成要素を加工するために使用されうる機器である。例えば、加工機器１６０８には機械及びツールが含まれる。これらの機械及びツールは、ドリル、油圧プレス、加熱炉、型、複合テープレーヤ、真空システム、施盤、又は他の種類の機械又はツールのうちの少なくとも一つを含む。加工機器１６０８を使用して、金属パーツ、複合パーツ、半導体、回路、ファスナー、リブ、外板、スパー、アンテナ、又は他の適切な種類のパーツのうちの少なくとも一つが加工される。
【０１２５】
組立機器１６１０は、航空機１５００を形成するパーツを組み立てるために使用される機器である。具体的には、組立機器１６１０を使用して、航空機１５００を形成する構成要素及びパーツが組み立てられる。組立機器１６１０には、機械及びツールも含まれる。このような機械及びツールは、ロボットアーム、クローラ、ファスナー設置システム、レールベースのドリルシステム、又は他の種類の機械又はツールのうちの少なくとも一つを含みうる。組立機器１６１０を使用して、例えば限定しないが、座席、水平安定板、翼、エンジン、エンジンハウジング、着陸ギアシステム、及び航空機１５００の他のパーツ等のパーツが組み立てることができる。
【０１２６】
この実施例では、整備システム１６０４には整備機器１６１２が含まれる。整備機器１６１２には、例えば航空機１５００等の製品の整備を実行するのに要するすべての機器が含まれる。この整備には、定期的な整備、検査、アップグレード、改造、その他の種類の整備工程、又はこれら何らかの組み合わせを行うために航空機１５００のパーツに異なる工程を実施することが含まれうる。一例として、整備機器１６１２を使用して、例えば非限定的に、パーツの分解、パーツの改造、パーツの検査、パーツの再加工、パーツの製造配置又は他の何らかの種類の整備工程のうちの少なくとも一つの工程を実施することができる。
【０１２７】
この実施例では、整備機器１６１２には、超音波探傷検査デバイス、Ｘ線撮像システム、ビジョンシステム、ドリル、クローラ、及び他の適切なデバイスが含まれうる。ある場合には、整備機器１６１２には、整備に必要なパーツを生産し組み立てるための加工機器１６０８、組立機器１６１０、又は加工機器１６０８と組立機器３４０６の両方が含まれうる。
【０１２８】
製品管理システム１６００には、制御システム１６１４も含まれる。制御システム１６１４はハードウェアシステムであり、ソフトウェア、又は他の種類の構成要素も含む。制御システム１６１４は、製造システム１６０２又は整備システム１６０４のうちの少なくとも一つの工程を制御するように構成される。具体的には、制御システム１６１４は、加工機器１６０８、組立機器１６１０、又は整備機器１６１２のうちの少なくとも一つの工程を制御しうる。
【０１２９】
制御システム１６１４のハードウェアには、例えば非限定的に、コンピュータ、回路、ネットワーク、及び他の種類のハードウェア機器が含まれうる。ある場合には、製造システム１６０２、整備システム１６０４、又はこの両方の制御は、直接制御の形態をとりうる。
【０１３０】
例えば、ロボット、コンピュータ制御機械、及び製造機器１６０６の他の機器は、制御システム１６１４によって直接制御される。他の実施例では、制御システム１６１４を使用して、航空機１５００の製造、又は整備において人間のオペレータ１６１６によって実行される工程を管理することができる。例えば、人間のオペレータ１６１６は、製造機器１６０６、整備機器１６１２、又は制御システム１６１４のうちの少なくとも一つを操作する、又は少なくとも一つと情報のやり取りをする。
【０１３１】
このような実施例では、図１の予測システム１２４は制御システム１６１４において実施され、図１５の航空機１５００の製造又は整備のうちの少なくとも一つを管理する。例えば、予測システム１２４を使用して図１の有限要素解析１４８を実施し、任意の数の充填部材１２２を製造するのに使用可能な任意の数の充填材モデル１５４を生成することができる。任意の数の充填部材１２２は、例えば製造システム１６０２を使用して製造して、航空機１５００の翼のリブアセンブリのシヤタイと、翼外板との間の空間を充填することができる。
【０１３２】
製品管理システム１６００は、航空宇宙産業における製造に対して記載しているが、製品管理システム１６００は、他の産業の製品を管理するように構成することができる。例えば、製品管理システム１６００は、自動車産業、及び任意の他の適切な産業の製品を製造するように構成することができる。さらに別の実施例では、製品管理システム１６００は、航空機１５００以外の他の製品を管理するように構成されうる。例えば、製品管理システム１６００は、例えば船、宇宙船、建造物、機器、及び他の種類の製品等の製品を管理するように構成されうる。
【０１３３】
上述した様々な実施形態の説明は、例示及び説明を目的とするものであり、完全な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。さらに、種々の例示的な実施形態は、他の好ましい実施形態に照らして別の特徴を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明するため、及び、様々な実施形態の開示内容と考慮される特定の用途に適した様々な修正との理解を、他の当業者に対して促すために選択及び記述されている。
【符号の説明】
【０１３４】
２００    航空機
２０２    翼
２０４    翼
２０６    機体
２０８    エンジン
２１０    エンジン
２１２    尾部
２１４    水平安定板
２１６    水平安定板
２１８    垂直安定板
２２０    翼構造
２２１    リブアセンブリ
２２２    パネル
３００    パネル
３０１    リブ
３０２    軟性表面
３０４    剛性表面
３０６    軟性表面
３０８    剛性表面
４００    リブ
４０２    シヤタイ
４０４    シヤタイ
４０６    表面
４０８    キャップ
４１０    シヤタイ
４１２    フランジ
４１４    フランジ
４１６    表面
４１８    表面
５００    表面ライン
５０２    断面形状
５０４    表面
５０６    表面
５０８    表面
５１０    表面
５１２    表面
５１４    表面
５１６    表面
５１８    表面
５２０    表面
５２２    表面
５２４    表面
５２６    表面
５２８    表面
５３０    表面
５３２    表面
５３４    表面
６００    第１表面モデル
６０２    第２表面モデル
６０４    剛性表面
６０６    剛性表面の部分
６０８    剛性表面の部分
６１０    剛性表面の部分
６１２    剛性表面の部分
６１４    剛性表面の形状
６１６    軟性表面
６１８    初期形状
７００    予測最終形状
７０２    任意の数の空間
７０４    空間
７０６    空間
７０８    空間
７１０    空間
７１２    空間
７１４    空間
７１６    空間
７１８    空間
８００    任意の数の三次元形状
８０２    形状
８０４    形状
８０６    形状
８０８    形状
８１０    形状
８１２    形状
８１４    形状
８１６    形状
８１８    形状
８２０    形状
８２２    形状
８２４    形状
９００    加工対象物
９０２    充填部材
１４００    航空機の製造および保守方法
【図１】
2015215337.tif 000003
【図２】
2015215337.tif 000004
【図３】
2015215337.tif 000005
【図４】
2015215337.tif 000006
【図５】
2015215337.tif 000007
【図６】
2015215337.tif 000008
【図７】
2015215337.tif 000009
【図８】
2015215337.tif 000010
【図９】
2015215337.tif 000011
【図１０】
2015215337.tif 000012
【図１１】
2015215337.tif 000013
【図１２】
2015215337.tif 000014
【図１３】
2015215337.tif 000015
【図１４】
2015215337.tif 000016
【図１５】
2015215337.tif 000017
【図１６】
2015215337.tif 000018
【外国語明細書】
2015215337000001.pdf
2015215337000002.pdf
2015215337000003.pdf
2015215337000004.pdf