(57)【特許請求の範囲】
【請求項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、
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、航空機胴体組立治具。
【請求項２】
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１に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項３】
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または２に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項４】
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３に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項５】
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１〜４のいずれか一項に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項６】
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５に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項７】
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１〜６のいずれか一項に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項８】
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７に記載の航空機胴体組立治具。
【請求項９】
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、
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、航空機胴体組立治具。
【請求項１０】
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、
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と、を備え、
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、航空機胴体組立治具。
【請求項１１】
請求項１〜１０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。
【請求項１２】
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１１に記載の航空機胴体組立治具の使用方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
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。
【背景技術】
【０００２】
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。
【０００３】
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。
【０００４】
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。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００５】
【非特許文献１】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
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
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。
【０００７】
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。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
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。
【０００９】
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。
【００１０】
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。
【００１１】
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。
【００１２】
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。
【００１３】
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。
【００１４】
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。
【００１５】
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。
【００１６】
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。
【００１７】
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。
【００１８】
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。
【００１９】
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。
【００２０】
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。
【発明の効果】
【００２１】
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。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】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２】（ａ）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、（ｂ）は（ａ）の一部の拡大図である。
【図３】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。
【図４】ヘッダープレートの正面図である。
【図５】受け部材の斜視図である。
【図６】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。
【図７】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。
【図８】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。
【図９】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。
【図１０】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。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
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２（ａ）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。
【００２４】
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２（ａ）および（ｂ）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。
【００２５】
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。
【００２６】
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。
【００２７】
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。
【００２８】
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。
【００２９】
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。
【００３０】
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。
【００３１】
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。
【００３２】
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。
【００３３】
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。
【００３４】
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。
【００３５】
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。
【００３６】
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。
【００３７】
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。
【００３８】
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。
【００３９】
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。
【００４０】
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。
【００４１】
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。
【００４２】
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。
【００４３】
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。
【００４４】
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。
【００４５】
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。
【００４６】
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。
【００４７】
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。
【００４８】
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。
【００４９】
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。
【００５０】
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。
【００５１】
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。
【００５２】
次に、航空機胴体組立治具２の使用方法を説明する。
【００５３】
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。
【００５４】
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。
【００５５】
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。
【００５６】
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。
【００５７】
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。
【００５８】
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。
【００５９】
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。
【００６０】
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。
【００６１】
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。
【００６２】
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。
【００６３】
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。
【００６４】
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。
【００６５】
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。
【００６６】
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。
【００６７】
（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。
【００６８】
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。
【００６９】
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。
【００７０】
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。
【００７１】
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。
【００７２】
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。
【符号の説明】
【００７３】
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
【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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