(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）と、相互接続フレームセクション（３０６）と、複数の構造連結セクション（３０８）とを含む複数のセクションによって構成される航空機構造アセンブリ（３００）を組み立てる方法であって、前記方法は、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材（３１０）に、前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を支持することと、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）の間に前記相互接続フレームセクション（３０６）を配置することと、
前記相互接続フレームセクション（３０６）の第１の事前穿孔連結穴（３１６）を、前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）の第１の事前穿孔連結穴（３１４）とアラインメントし、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴（３１４、３１６）に留め具（３１８）を取り付けることと、
複数の構造連結セクション（３０８）のうちの各構造連結セクションについて、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）及び前記相互接続フレームセクション（３０６）に対して、前記構造連結セクション（３０８）を配置することと、
前記構造連結セクション（３０８）の第２の事前穿孔連結穴（３２０）を、前記相互接続フレームセクション（３０６）、第１のフレームセクション（３０２）、又は第２のフレームセクション（３０４）のうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴（３２２、３２４）とアライメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４）に留め具（３２６）を取り付けることによって、前記構造連結セクション（３０８）を固定することと、を含んでおり、
前記第１の事前穿孔連結穴（３１４、３１６、８０２、８０４）は、前記第１の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔されており、前記第１の事前穿孔連結穴（３１４、３１６、８０２、８０４）は、実質的に、留め具（３１８、８０６）に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、前記留め具（３１８、８０６）を取り付けることは、前記フレームセクションを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴（３１４、３１６、８０２、８０４）に留め具を挿入することを含む、方法。
【請求項２】
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を離間状態に配置及びアラインメントするための基準位置に、前記調節式支持部材（３１０）を配置することをさらに含み、前記調節式支持部材は、レーザー測定システム（３１２）を用いて配置される、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記複数の構造連結セクション（３０８）が、前記航空機構造アセンブリ（３００）を、その外周構造を形成する前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）から内側に向かって組み立てるように、前記構造連結セクション（３０８）が配置され、前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４）がアラインメントされ、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４）に留め具（３２６）が取り付けられる、請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）は、それぞれ、前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）であり、前記相互接続フレームセクション（３０６）は、内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）を含んでおり、
前記相互接続フレームセクション（３０６）を配置することは、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）の間に前記内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）を配置することを含む、請求項１〜３のいずれか１つに記載の方法。
【請求項５】
前記航空機構造アセンブリ（３００）は、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）である前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）と、内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）である前記相互接続フレームセクション（３０６）と、複数の内部構造部材（９０２）である前記複数の構造連結セクション（３０８）と、を含む複数のセクションによって構成された航空機主翼アセンブリであり、前記方法は、これらセクションをアラインメントするための位置決め固定具又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いず、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を支持することは、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）を離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材（３１０）に、前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）を支持することを含み、
前記相互接続フレームセクション（３０６）を配置することは、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）の間に前記内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）を配置することを含み、
前記相互接続フレームセクション（３０６）の第１の事前穿孔連結穴（３１４）をアラインメントすることは、前記内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）の第１の事前穿孔連結穴（８０２）を、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）の第１の事前穿孔連結穴（８０４）とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴（８０２、８０４）に留め具（８０６）を取り付けることによって、前記航空機主翼アセンブリの外周構造を形成することを含み、
複数の内部構造部材（９０２）のうちの各内部構造部材について、
前記内部構造部材（９０２）を前記外周構造内に配置することと、
前記内部構造部材（９０２）の第２の事前穿孔連結穴（１００２）を、別の内部構造部材（９０２’）、前記内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクション（７０２、７０４）のうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴（１００４）とアラインメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（１００２、１００４）に留め具（１００６）を取り付けることによって前記内部構造部材（９０２）を固定することと、をさらに含み、
これによって、前記航空機主翼アセンブリは、前記外周構造（６０２、６０４、７０２、７０４）から内側に向かって組み立てられる、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記複数の内部構造部材は、メインスパー（９０２’）を含み、前記メインスパー（９０２’）としての前記内部構造部材（９０２）を配置すること、及び、第２の事前穿孔連結穴（１００２）をアラインメントすることは、
前記外周構造（６０２、６０４、７０２、７０４）内に前記メインスパー（９０２’）を配置することと、
前記メインスパー（９０２’）の第２の事前穿孔連結穴（１００４）を、別の内部構造部材（９０２）、前記内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクション（７０２、７０４）のうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴（１００２）とアラインメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（１００２、１００４）に留め具（１００６）を取り付けることによって前記メインスパーを固定することと、を含む、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記航空機主翼アセンブリは、１つ又は複数の外板部分をさらに含んで構成されており、前記方法は、位置決め固定具又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、
前記外周構造（６０２、６０４、７０２、７０４）に対して前記１つ又は複数の外板部分（１３０２）を配置することと、
前記１つ又は複数の外板部分（１３０２）の第３の事前穿孔連結穴（１４０２）を、前記外周構造（６０２、６０４、７０２、７０４）の第３の事前穿孔連結穴（１４０４）とアラインメントし、アラインメントされた前記第３の事前穿孔連結穴（１４０２、１４０４）に留め具（１４０６）を取り付けることによって、前記１つ又は複数の外板部分（１３０２）を固定することと、をさらに含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）を離間状態に配置及びアラインメントするための基準位置に、前記調節式支持部材（３１０）を配置することをさらに含み、前記調節式支持部材（３１０）はレーザー測定システム（３１２）を用いて配置される、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記セクション（６０２、６０４、７０２、７０４）のうちの少なくとも２つを、それぞれの三次元幾何学モデルに基づいて数値制御機械加工することをさらに含み、前記各三次元モデル内の前記セクション（６０２、６０４、７０２、７０４）のうちの前記少なくとも２つが同一の連結面特異部輪郭を有することによって、前記セクション（６０２、６０４、７０２、７０４）のうちの前記少なくとも２つは、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有するように機械加工される、請求項１〜８のいずれか１つに記載の方法。
【請求項１０】
前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４、１００２、１００４）は、前記第２の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔されており、前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４、１００２、１００４）は、実質的に、留め具（３２６、１００６）に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、前記留め具（３２６、１００６）を取り付けることは、前記内部構造部材と前記セクションとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４、１００２、１００４）に留め具を挿入することを含む、請求項１〜９のいずれか１つに記載の方法。
【請求項１１】
第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）と、相互接続フレームセクション（３０６）と、複数の構造連結セクション（３０８）とを含む複数のセクションによって構成される航空機構造アセンブリ（３００）を組み立てる方法であって、前記方法は、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材（３１０）に、前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を支持することと、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）の間に前記相互接続フレームセクション（３０６）を配置することと、
前記相互接続フレームセクション（３０６）の第１の事前穿孔連結穴（３１６）を、前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）の第１の事前穿孔連結穴（３１４）とアラインメントし、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴（３１４、３１６）に留め具（３１８）を取り付けることと、
複数の構造連結セクション（３０８）のうちの各構造連結セクションについて、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）及び前記相互接続フレームセクション（３０６）に対して、前記構造連結セクション（３０８）を配置することと、
前記構造連結セクション（３０８）の第２の事前穿孔連結穴（３２０）を、前記相互接続フレームセクション（３０６）、第１のフレームセクション（３０２）、又は第２のフレームセクション（３０４）のうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴（３２２、３２４）とアライメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（３２０、３２２、３２４）に留め具（３２６）を取り付けることによって、前記構造連結セクション（３０８）を固定することと、を含んでおり、
前記航空機構造アセンブリ（３００）は、前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）である前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）と、内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）である前記相互接続フレームセクション（３０６）と、複数の内部構造部材（９０２）である前記複数の構造連結セクション（３０８）と、を含む複数のセクションによって構成された航空機主翼アセンブリであり、前記方法は、これらセクションをアラインメントするための位置決め固定具又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いず、
前記第１及び第２のフレームセクション（３０２、３０４）を支持することは、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）を離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材（３１０）に、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）を支持することを含み、
前記相互接続フレームセクション（３０６）を配置することは、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）の間に前記内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）を配置することを含み、
前記相互接続フレームセクション（３０６）の第１の事前穿孔連結穴（３１４）をアラインメントすることは、前記内側及び外側のスパン方向セクション（７０２、７０４）の第１の事前穿孔連結穴（８０２）を、前記前方及び後方のフレームセクション（６０２、６０４）の第１の事前穿孔連結穴（８０４）とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴（８０２、８０４）に留め具（８０６）を取り付けることによって、前記航空機主翼アセンブリの外周構造を形成することを含み、
複数の内部構造部材（９０２）のうちの各内部構造部材について、
前記内部構造部材（９０２）を前記外周構造内に配置することと、
前記内部構造部材（９０２）の第２の事前穿孔連結穴（１００２）を、別の内部構造部材（９０２’）、前記内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクション（７０２、７０４）のうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴（１００４）とアラインメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴（１００２、１００４）に留め具（１００６）を取り付けることによって前記内部構造部材（９０２）を固定することと、をさらに含み、
これによって、前記航空機主翼アセンブリは、前記外周構造（６０２、６０４、７０２、７０４）から内側に向かって組み立てられる、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、航空機部品の機械加工及び組み立てに関し、特に、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具を用いない航空機構造アセンブリの組み立てに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の設計及び製造などの複雑な製造プロジェクトは、一般的に、設計エンジニアリングと製造エンジニアリングとを適切に組み合わせ、時には数値制御（ＮＣ）プログラミングも適切に組み合わせることを必要とする。例えば、航空機の製造は、通常、総合計画に基づいて、何十万もの部品をこれに関連付けられたプロセスと適切に組み合わせることによって、工学設計データに従った航空機を作製することを必要とし、ＮＣプログラミング技術による、多数の部品、アセンブリ、及びサブアセンブリの自動製造を伴う。
【０００３】
設計工学は、しばしば、計算集約的なグラフィックのコンピューターエイデッドデザイン（ＣＡＤ）システムを利用して、図面、仕様書、パーツリスト、及びその他のデザイン関連要素を作成する。現在のＣＡＤシステムでは、コンポーネント部品を幾何学的に三次元モデリングし、そのコンポーネント定義を得ることによって、コンポーネント部品が設計されている。現代の航空機の多数のコンポーネント部品のために複雑な３Ｄ幾何学モデルを設計及び作製することは、効果的ではあるが、高価で複雑なプロセスであり、このプロセスにおいては、コンポーネント部品の性能及び設計上の制約と、製造能力及びコストとのバランスを取らなければならない。製造業者らは、これらの問題に対処することに多大な努力と費用を費やしている。このような努力の重要な１つの所産が、事前に規定された寸法許容誤差を含む、コンポーネント部品及びコンポーネント部品アセンブリの３Ｄ幾何学モデルである。製造プロセスの大半は、コンポーネント部品及びアセンブリの３Ｄ幾何学モデルに規定された制約条件を効率的に達成することに集中している。
【０００４】
現在のところ、製造業者は、各コンポーネント部品及びアセンブリ用の３Ｄ幾何学モデルを作製し精緻化することに、資源のかなりの部分を費やしている。技術者たちは、さらに、細部にわたって二次元（２Ｄ）図面を作製し、コンポーネント部品及びアセンブリ構造の寸法及び許容誤差範囲を含めなければならない。このプロセスにおいて、２Ｄ図面は、構成を決定するものであり且つ「製造を認証するもの」となる。このプロセスでは、一連の２Ｄ図面を作成した後、許容誤差を割り当てて、２Ｄ図面に記入することが必要であり、ここでの許容誤差範囲は、コンポーネント部品特異部のフィット・アンド・ファンクション（fit and function）に基づいて割り当てられる。例えば、並べて配置した同一平面内の２つの１インチ幅フランジの中央に設けた取り付け穴の場合、公称幅寸法（nominal width dimension）は、１．０００インチであり、フランジの幅の許容誤差範囲は、＋０．０００／−０．０３０とすべきである。１．０００インチより大きい幅を有する２つのフランジを並べて配置すると、中央取り付け穴同士がさらに離れ、連結する部品における穴のアラインメントを妨げるおそれがあるからである。１．０００＋０．０００／−０．０３０インチの許容誤差を割り当てることによって、フランジ幅は、１．０００インチより小さい寸法に機械加工されるおそれがあるが、この場合、フランジ同士を並べて取り付け穴によって組み付けた際に、単にフランジ間に間隙が残るだけである。
【０００５】
従って、公称フランジ幅が１インチである部品フランジの場合、１．０００＋０．０００／−０．０３０インチの付与許容誤差を含んだ２Ｄ部品図面を作成することによって、製造者は、フランジの機械加工を、許容誤差の中間点、すなわち、０．９８５インチ（＋０．０１５／−０．０１５インチ）の寸法幅に設定することになり、これによって、０．９８５インチ以上や以下の幅となるような製造上のばらつきが起こったとしてもこれが許容される。このような寸法もなお、１．０００＋０．０００／−０．０３０インチという２Ｄ図面許容誤差の範囲内である。
【０００６】
許容誤差範囲内に収まるように部品を製造するこのプロセスによっても、通常、組み立て時にコンポーネント部品をシム連結しなければならない間隙が形成されるとともに、部品細部の形状の定義が不正確になる。すなわち、このようにして形成されたコンポーネント部品又はそのアセンブリは、しばしば、製造中に、複数の大型のツールを用いて力を加えることによって適切な形状にされることになる。
【０００７】
ＮＣプログラミング及び製造において、ＮＣプログラムは、コンポーネント部品の幅及び特徴を、公称寸法（例えば、１．０００インチ）ではなく、２Ｄ部品図面に記載された許容誤差範囲（例えば、１．０００＋．０００／−．０３０）内の特定の寸法に機械加工するよう設計されることがしばしばあり、これによって、製造上のばらつきが起こってもなお、２Ｄ図面の許容誤差範囲内に収まり、不適合となる可能性が低減される。
【０００８】
また、寸法許容誤差範囲の一方又は他方の限度値に穴または特異部を機械加工するようにＮＣ機械加工ツールを設定することによって、摩耗を斟酌し、部品を機械加工するためのツールを最大限に長期にわたって使用できるようにしたり、機械加工時間を短縮したりすることもあり得る。例えば、機械加工作業者は、機械加工すべき穴用の公称サイズではなく、許容誤差範囲内ではあるが許容誤差範囲の一方の限度値に近いサイズの穴形成ツール又はドリルビットを取り付ける場合がある。こうすることによって、穴径は当初は許容誤差範囲の一方の限度値となるが、ドリルビットが摩耗するにつれて、許容誤差範囲の他方の限度値に近づく。これによれば、ドリルビットは摩耗し、穴径は変化するものの、許容誤差範囲にとどまるため、このドリルビットを用いて最大数の部品を作製することができ、ドリルビットを別のドリルビットに交換しなければならなくなるまでの期間を延ばすことができる。
【０００９】
別の例として、フライス盤の経路のプログラムにおいて、許容誤差範囲にとどまる最小のポケット深さに切削するようにプログラムすることもあり得る。これによって、機械加工プロセス中において、許容誤差範囲となるポケット深さを達成するために機械加工ツール経路を繰り返し通過しなければならない回数を減らすことができる。これによれば、機械加工のトータル時間を減らすことができ、薄肉部分に亀裂ができるおそれを減らすことによって不適合となるリスクが低減されることもありうる。
【００１０】
コンポーネント部品を製造した後は、従来の製造技術を用いてコンポーネント部品同士を組み合わせてアセンブリを形成する。アセンブリのいくつかは、より大きなアセンブリを形成するためのサブアセンブリでありうる。従来、このプロセスは、コンポーネント部品に力を加えて所定位置に配置し、これらのコンポーネント部品同士を一時的に締結することによって、予め定義されたエンジニアリング要件に合わせて部品を位置させるフィクスチャードツーリング（fixtured tooling）技術に頼ってきた。留め具によって連結固定されるコンポーネント部品の場合は、組み立てプロセスは、通常、連結部品の一方に事前に穿孔されるパイロットホールと、パイロットホール及び他方の連結部品に突き通すことによって両部品に所望の最終サイズの穴を形成する最終穴サイズ穿孔冶具とをさらに伴う。
【００１１】
組み立てにおいて、上述したシム連結、ならびに、位置決め固定具及び最終穴サイズ穿孔冶具の使用を伴うことは、費用がかさむとともに、しばしば、修理が必要なレベルの不適合の原因となる。伝統的な組み立てプロセスは、複数のシムの使用を伴うことがしばしばあり、これによっても費用及び所要時間が増える。組み付け後にコンポーネント部品をスキャンし、次に、（１つのアセンブリにカスタマイズされた）各連結部品を、表面に正確に合うようにプログラムすることを含む技術も開発されている。しかしながら、この技術では、組み立てプロセスを完了するまでにコンポーネント部品の組み付け及び分解を繰り返す必要がある。
【発明の概要】
【００１２】
本開示の実施形態は、改良された航空機部品の機械加工及び組み立てに向けられたものである。実施形態によれば、表面特異部及び穴が、完成品の公称寸法にモデリングされた、部品の三次元（３Ｄ）幾何学モデルが作製される。部品の２Ｄ図面を用いることなく、ひいては、２Ｄ図面にしばしば付随するシム連結用間隙及び不正確な定義を伴うことなく、３Ｄ幾何学モデルから数値制御（ＮＣ）機械加工プログラムが形成される。次に、部品は、３Ｄ幾何学モデルから、単一のＮＣ機械加工装置によって、公称寸法に機械加工され、その際に様々な寸法許容誤差範囲の一方又は他方の限界値は用いない。
【００１３】
実施形態によって機械加工された部品は、実質的に公称直径に機械加工された穴を含みうる。機械加工された部品のアセンブリに対して、これらの穴は、事前に穿孔されうる（組み立て前の機械加工中に穿孔されうる）。実質的に公称直径に機械加工された穴があることによって、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく（すなわち、いかなるシム連結、いかなる位置決め固定具、及びいかなる最終穴サイズ穿孔冶具も用いることなく）組み立てを行うことができる。実施形態は、現代のＮＣ機械に固有の能力を利用して、組立時にすべての穴をアラインメントできるような精度を実現する。部品は、機械加工作業者または下流側の組み付け作業者もしくはチームのいずれかによる解析なしに、モデル化（設計）されたとおりに正確に機械加工することができる。
【００１４】
より具体的には、部品は実質的に公称値に機械加工することができ、これによってシム連結無しの組み立てが可能になる。部品に事前に穿孔された穴は、複数の部品位置決め固定具を必要とすることなく、部品同士をアラインメントし組み付けるために用いられる。事前に穿孔された穴があることによって、組み立て時に穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具を用いることなく、部品を組み付けることができる。部品をスキャンしてその表面輪郭を把握し、連結される部品の輪郭を機械加工することなく、部品を組みつけることができる。複数の製造業者施設で部品を機械加工してもよく、その場合でも組み立て時に容易に嵌合することができる。
【００１５】
少なくとも上記のことから、実施形態によれば、組み立て時間を短縮し、再加工を減らすとともに必要なツールも減らし、シムをなくすことによって、航空機構造アセンブリの組み立て費用を低減することができる。このようにして得られる航空機構造アセンブリは、適切な部品の嵌合によって、高品質のアセンブリとなりうる。また、実施形態によれば、製造業者ベースでの追加コストがほとんど又は全くなく、異物の破片の可能性を減らしたり、設計図どおりに穿孔されない穴の低品質に起因するコストを低減したりすることができる。
【００１６】
本開示は、以下の実施形態を含む。ただし、これに限定されない。いくつかの実施形態において、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、航空機構造アセンブリを組み立てる方法が提供される。航空機構造アセンブリは、第１及び第２のフレームセクションと、相互接続フレームセクションと、複数の構造連結セクションとを含む複数のセクションによって構成される。当該方法は、第１及び第２のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材に、第１及び第２のフレームセクションを支持することと、第１及び第２のフレームセクションの間に相互接続フレームセクションを配置することと、を含む。当該方法は、相互接続フレームセクションの第１の事前穿孔連結穴を、第１及び第２のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることを含む。複数の構造連結セクションのうちの各構造連結セクションについて、当該方法は、第１及び第２のフレームセクション及び相互接続フレームセクションに対して、構造連結セクションを配置することを含む。複数の構造連結セクションのうちの各構造連結セクションについて、当該方法は、構造連結セクションの第２の事前穿孔連結穴を、相互接続フレームセクション、第１のフレームセクション、又は第２のフレームセクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアライメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、構造連結セクションを固定することを含む。
【００１７】
上述の実施形態もしくは後述の実施形態のいずれか、又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、当該方法は、第１及び第２のフレームセクションを離間状態に配置及びアラインメントするための基準位置に、調節式支持部材を配置することをさらに含み、調節式支持部材は、レーザー測定システムを用いて配置される。
【００１８】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、当該方法は、セクションのうちの少なくとも２つを、それぞれの三次元幾何学モデルに基づいて数値制御機械加工することをさらに含む。これらの実施態様において、各三次元モデル内のセクションのうちの少なくとも２つが同一の連結面特異部輪郭を有することによって、セクションのうちの少なくとも２つは、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有するように機械加工される。
【００１９】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、複数の構造連結セクションが、航空機構造アセンブリを、その外周構造を形成する第１及び第２のフレームセクションから内側に向かって組み立てるように、構造連結セクションが配置され、第２の事前穿孔連結穴がアラインメントされ、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具が取り付けられる。
【００２０】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、第１及び第２のフレームセクションは、それぞれ、前方及び後方のフレームセクションであり、相互接続フレームセクションは、内側及び外側のスパン方向セクションを含む。これらの実施態様において、相互接続フレームセクションを配置することは、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、前方及び後方のフレームセクションの間に内側及び外側のスパン方向セクションを配置することを含む。
【００２１】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、第１の事前穿孔連結穴は、第１の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔される。これらの実施態様において、第１の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、留め具を取り付けることは、相互接続フレームセクションと第１及び第２フレームセクションとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む。
【００２２】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、第２の事前穿孔連結穴は、第２の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔される。これらの実施態様において、第２の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、留め具を取り付けることは、構造連結セクションと、相互接続フレームセクション、第１のフレームセクション、又は第２のフレームセクションのうちの少なくとも１つとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む。
【００２３】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、セクションをアラインメントするための位置決め固定具又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いず、航空機主翼アセンブリを組み立てる方法が提供される。航空機構造アセンブリは、前方及び後方のフレームセクションと、内側及び外側のスパン方向セクションと、複数の内部構造部材と、を含む複数のセクションによって構成される。当該方法は、前方及び後方のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材に、前方及び後方のフレームセクションを支持することと、前方及び後方のフレームセクションの間に内側及び外側のスパン方向セクションを配置することと、を含む。当該方法は、内側及び外側のスパン方向セクションの第１の事前穿孔連結穴を、前方及び後方のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、航空機主翼アセンブリの外周構造を形成することを含む。複数の内部構造部材のうちの各内部構造部材について、当該方法は、内部構造部材を外周構造内に配置することを含む。複数の内部構造部材のうちの各内部構造部材について、当該方法は、内部構造部材の第２の事前穿孔連結穴を、別の内部構造部材、内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって内部構造部材を固定することを含む。航空機主翼アセンブリは、外周構造から内側に向かって組み立てられる。
【００２４】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、複数の内部構造部材は、メインスパーを含む。メインスパーとしての内部構造部材を配置することは、外周構造内にメインスパーを配置することを含む。メインスパーについて、第２の事前穿孔連結穴をアラインメントすることは、メインスパーの第２の事前穿孔連結穴を、別の内部構造部材、内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによってメインスパーを固定することを含む。
【００２５】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、航空機主翼アセンブリは、１つ又は複数の外板部分をさらに含んで構成される。これらの実施態様において、当該方法は、位置決め固定具又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、外周構造に対して１つ又は複数の外板部分を配置することと、１つ又は複数の外板部分の第３の事前穿孔連結穴を、外周構造の第３の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第３の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、１つ又は複数の外板部分を固定することをさらに含む。
【００２６】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、当該方法は、前方及び後方のフレームセクションを離間状態に配置及びアラインメントするための基準位置に、調節式支持部材を配置することをさらに含み、調節式支持部材はレーザー測定システムを用いて配置される。
【００２７】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、当該方法は、セクションのうちの少なくとも２つを、それぞれの三次元幾何学モデルに基づいて数値制御機械加工することをさらに含み、各三次元モデル内の前記セクションのうちの前記少なくとも２つが同一の連結面特異部輪郭を有することによって、セクションのうちの少なくとも２つは、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有するように機械加工される。
【００２８】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、第１の事前穿孔連結穴は、第１の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔される。これらの実施態様において、第１の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、留め具を取り付けることは、内側及び外側スパン方向セクションと前方及び後方フレームセクションとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む。
【００２９】
上述もしくは後述の実施形態のいずれか又はこれらのいずれかの組み合わせによる方法のいくつかの実施態様において、第２の事前穿孔連結穴は、第２の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔される。これらの実施態様において、第２の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、留め具を取り付けることは、内部構造部材と、別の内部構造部材、内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む。
【００３０】
本開示のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下に簡単に説明する添付の図面とともに以下の詳細な説明を読むことによって明らかになるであろう。本開示は、本開示に記載の特徴又は要素が本明細書の特定の実施形態において明確に組み合わせられているか、あるいは組み合わせが説明されているかにかかかわらず、２つ、３つ、４つ又はそれ以上のこれらの特徴又は要素の任意の組み合わせを含む。本開示は、全体論的に読まれることを意図しており、従って、あらゆる態様及び実施形態におけるいずれの分離可能な特徴又は要素も、本開示のコンテクストが明白にそうでないと示さない限りは、意図したように、すなわち組み合わせ可能であると理解されるべきである。
【００３１】
従って、「発明の概要」は、本開示のいくつかの態様の基本的理解が得られるよう、いくつかの実施形態を要約する目的のためだけに提供されたものであることが理解されるであろう。従って、上述の実施形態は単なる例であり、いかなる意味においても本開示の範囲又は精神を狭めるように解釈されるべきではない。他の実施形態、態様、及び利点は、添付図面と併せた以下の詳細な説明から理解されるであろう。これらの図面は、いくつかの記載の実施形態の原理を例として示すものである。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
本開示の実施形態に関する概括的な説明は以上のとおりである。次に、添付図面について言及する。これらの図面は、必ずしも正確な縮尺率で描かれているものではない。
【００３３】
【図１】本開示の実施形態によるシステムを示す図である。
【図２】いくつかの実施形態によるモデルベース定義及び機械加工システムを示す図である。
【図３】いくつかの実施形態によるコンポーネント組立システムを示す図である。
【図４】実施形態に従い、セクションをアラインメントするための位置決め固定具又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具を組立てプロセスを開始する前に用いることなく航空機構造体を組み立てるのに有用なコンポーネント組立システムの一部を示す斜視図である。
【図５】図４のコンポーネント組立システムに組み込まれる調整可能な支持ブラケットを示す拡大斜視図である。
【図６】図４と同様の斜視図であり、航空機構造体の前方フレームセクションと後方フレームセクションとが支持された状態にある前記コンポーネント組立システムを示す。
【図７】図６と同様の斜視図であり、航空機構造体の内側スパン方向セクション及び外側スパン方向セクションが前方フレームセクション及び後方フレームセクションに組み付けられフレームが形成された状態にある前記コンポーネント組立システムを示す。
【図８】図７において破線の円で示す部分に焦点を当てた拡大図である。
【図９】図７と同様の斜視図であり、内部構造部材がフレームに組み付けられた状態にある前記コンポーネント組立システムを示す。
【図１０】図９において破線の円で示す部分に焦点を当てた拡大図である。
【図１１】図９と同様の斜視図であり、追加の内部構造部材がフレームに組み付けられた状態にある前記コンポーネント組立システムを示す。
【図１２】図１１において「図１２」と表示した破線の円で示す部分に焦点を当てた拡大図である。
【図１３】図１１において「図１３，１４」と表示した破線の円で示す部分に焦点を当てた拡大図である。
【図１４】図１３において「図１４」と表示した破線の円で示す部分に焦点を当てた拡大図である。
【図１５】一つの実施形態による、航空機構造アセンブリを組み立てる方法、及び、航空機主翼アセンブリを組み立てる方法のそれぞれの種々の工程を示すフローチャートである。
【図１６】別の実施形態による、航空機構造アセンブリを組み立てる方法、及び、航空機主翼アセンブリを組み立てる方法のそれぞれの種々の工程を示すフローチャートである。
【図１７】いくつかの実施形態による装置を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００３４】
本開示のいくつかの実施形態を、添付図面を参照して以下により詳しく述べる。なお、図面には、開示の実施形態のうちのいくつかを示しているがすべてを示しているわけではない。実際、開示の様々な実施形態は、多くの異なる形態で実施することができ、本明細書に記載の実施形態に限定されるものと解釈されるべきではない。むしろ、これらの実施形態は、本開示が十分且つ完全なものとなるように、そして、本開示の範囲を当業者に伝えるために提示するものである。全体を通して、同様の要素は同様の参照数字で示している。
【００３５】
本開示の実施形態は、概して、航空機部品の機械加工及び組み付けに向けたものであり、特に、航空機部品の機械加工のためのモデルベース定義（model-based definition）、ならびに、シム連結（shimming）、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いない部品の組み付けに向けたものである。図１は、本開示の実施形態によるシステム１００を示している。当該システムは、１つ又は複数の機能又は動作を行うためのさまざまなサブシステム（それぞれが個別のシステムである）のうちの任意のものを含みうる。図示のように、例えば、システムは、モデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２及びコンポーネント組立サブシステム１０４のそれぞれを１つ又は複数含みうる。これらのサブシステムのうちの一方又は両方は、システムの一部として示しているものの、他方のサブシステムとは無関係に独立したシステムとして機能又は動作しうる。なお、当該システムは、図１に示したものに加えて又は代えて、１つ又は複数のサブシステムを含みうる。
【００３６】
モデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２は、概して、航空機部品の設計及びモデリングを可能にするように構成されており、このような設計及びモデリングは、シム連結、複数部品配置取り付け具、又は最終穴サイズ穿孔冶具を用いることなく、部品の機械加工及び組み付けが行えるようにするものである。これらの航空機部品は、例えば、粗鋳造物（rough castings）、鍛造物、粗な複合材料コンポーネント（rough composite components）などを含みうる。モデルベース定義及び機械加工サブシステムは、航空機部品用の三次元（３Ｄ）幾何学モデル、例えば、互いに連結される部品用の関連付け３Ｄコンピューターエイデッドデザイン（ＣＡＤ）モデルを作製することができ、このようなモデルは、シムの無い／ドリルを使わない組み付け技術を用いた組み付けの際に確実に嵌合するように、サイズ及び許容誤差が設定された表面特異部分、穴、及び部位を有するものである。
【００３７】
モデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２は、航空機部品の３Ｄ幾何学モデルを作製するように構成することができ、このモデルにおいては、特異部分が、正確に所望の最終形状に一致する、完成部品の公称寸法に形成される。数値制御（ＮＣ）機械加工プログラム、例えばコンピューター数値制御（ＣＮＣ）機械加工プログラム、を３Ｄ幾何学モデルから直接作成し、３Ｄ幾何学モデルに対する所望部品の公称形状に部品を機械加工するように、適当なＮＣ機械加工装置を構成することができる。部品は、一般的に行われているように所定の部位で過剰加工(overriding)するのではなく、ＮＣ機械加工プログラムの正確な公称寸法に機械加工することができる。このようにして形成された部品は、航空機コンポーネントの組み付けの際に、シム無しで、最小限のツールを用い、穿孔作業を行わずに、組み付けることができる。この点において、モデルベース定義及び機械加工サブシステムは、現代のＮＣ機械加工装置に固有の能力を利用して、アセンブリ内のすべての穴が並ぶような精度を達成する。部品は、部品供給業者又は下流側の組み付けチームのいずれかによる関与なしに、モデリング（設計）されたとおりに正確に機械加工される。
【００３８】
コンポーネント組立サブシステム１０４は、概して、セクション（sections）によって構成される航空機構造アセンブリの組み立てが可能となるよう構成することができ、これらのセクションは、例えばモデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２によって機械加工されたセクションである。コンポーネント組立サブシステムによれば、複数の製造業者施設で機械加工されたセクションを有する航空機構造アセンブリを、シム連結、複数の部品位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具なしで組み立てることが可能となる。本開示の実施形態によれば、構造アセンブリのセクションは、事前に穿孔された留め具穴を含み、これらの穴を用いてセクション同士のアラインメント及び組み付けを行うことができる。留め具穴は、穿孔冶具を用いて組み付け中に穿孔するのではなく、組み付けの前に事前穿孔され、全てではないにしてもそのほとんどが、細部機械加工の際に穿孔される。コンポーネント組立サブシステムによれば、さらに、部品をスキャンしてその表面輪郭を把握することによって連結される部品の輪郭を機械加工するということなく、部品を組み付けることが可能になる。実施形態のシステム１００によれば、航空機部品の設計、機械加工、及び組み付けを、より短時間で、再加工を減らしつつ、より少ないツールで、シム無しで行うことができる。このようにして、セクション同士が適切に嵌合することにより、高品質な構造アセンブリがもたらされる。当該システムは、製造業者ベースでの追加コストなしに実施することができ、異物の破片の可能性を減らしたり、設計図どおりに穿孔されない穴の低品質に起因するコストを低減したりすることができる。
【００３９】
図２は、モデルベース定義及び機械加工システム２００を示しており、これは、いくつかの実施例において、図１のモデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２に対応しうる。モデルベース定義及び機械加工システムは、３Ｄ幾何学モデラー２０２、ＮＣプログラムジェネレーター２０４、穴形成ツール２０８及び／又は表面機械加工ツール２１０を有する機械加工装置２０６などの、互いに連結された複数のコンポーネントのそれぞれを１つ又は複数含みうる。ただし、実施例によっては、モデルベース定義及び機械加工システムが、１つのＮＣ機械加工装置のみを含むこともありうる。
【００４０】
３Ｄ幾何学モデラー２０２は、表面特異部及び穴が表された、航空機部品の３Ｄ幾何学モデル２１２を作製するように構成されうる。このためには、いくつかの実施例おいて、３Ｄ幾何学モデラーは、フランス、ヴェリジーヴィラクブレーのダッソー・システムズ株式会社から入手可能なＣＡＴＩＡデジタルモデリングシステムなどの市販のＣＡＤシステムであってもよいし、このようなシステムを含むものであってもよいし、あるいは他の何らかの形でこのようなシステムを利用したものであってもよい。本開示の実施形態によれば、３Ｄ幾何学モデルの表面特異部及び穴は、それぞれ、公称表面特異部寸法及び公称穴径に形成されるが、それぞれが、対応する表面特異部許容誤差範囲及び穴径許容誤差範囲を有する場合もあり、このような許容誤差範囲は、その部品のフォーム・フィット・ファンクション（form, fit or function）に基づいて設定されうる。より概括的には、航空機部品用の３Ｄ幾何学モデルは、当該航空機部品の３Ｄワイヤーフレーム(wireframe)又はソリッドモデル(solid model)、ならびに、当該部品の機械加工及び検査に必要なエンジニアリングデータを含みうる。このエンジニアリングデータは、上述の表面特異部許容誤差範囲及び穴径許容誤差範囲（それぞれを１つ又は複数）、ならびに、フラグノート（flag notes）、仕上げ要件などを含みうる。
【００４１】
一実施形態において、航空機部品用の３Ｄ幾何学モデルには、例えば標準的な留め具穴サイズや整数値のフランジ幅などのフィット・アンド・ファンクションのサイズとされた表面特異部及び穴が形成されており、この航空機部品用の３Ｄ幾何学モデルからＮＣプログラムが直接作成される。ＮＣプログラムは、航空機部品の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称寸法に、穴及び表面特異部を機械加工するためのプログラム命令を含む。ここで、公称寸法とは、ある寸法の幾何学モデル値、または、３Ｄ幾何学モデルに形成された表面特異部及び穴のモデル化どおりのサイズ及び輪郭であり、航空機部品の穴径又は特異部の許容誤差範囲内又はその途中の中央寸法値ではない。
【００４２】
ＮＣプログラムジェネレーター２０４は、３Ｄ幾何学モデル２１２から直接ＮＣ機械加工プログラム２１４を作成するように構成することができ、いくつかの実施例において、当該ジェネレーターは、市販のＣＡＤシステム（例えばＣＡＴＩＡ）であってもよいし、このようなシステムを含むものであってもよいし、あるいはこのようなシステムを利用したものであってもよい。ＮＣ機械加工プログラムは、表面特異部及び穴を含む航空機部品を単一のＮＣ機械加工装置２０６が機械加工するための命令を有しうる。これらの命令は、当該部品用の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称穴径に穴を機械加工するための命令も含みうる。従って、製造施設は、２Ｄ部品図面において公称寸法を許容誤差範囲内の特定の寸法に変更するＮＣプログラム命令を作成することによって製造時のばらつきを許容し、許容誤差限界値を超える寸法のばらつきの可能性を低減する（不適合部品となる可能性を低減する）ことに代えて、３Ｄ幾何学モデルから、３Ｄ幾何学モデルにおける公称寸法に穴及び表面特異部を機械加工するプログラム命令を含むように、ＮＣプログラムを作成する必要がある。一例において、穴及び表面特異部の寸法についての許容誤差範囲を大きくする（例えば、拡大または緩和する）ことによって、部品を機械加工する製造施設が抱く、不適合に対する懸念を低減し、製造施設が、製造時のばらつき、工具の摩耗、切削速度等を斟酌することを目的として、ＮＣプログラム寸法を、３Ｄ幾何学モデルに明示された公称寸法（例えば、１．００インチのノミナル幅寸法）とは異なる、許容誤差範囲内の別の寸法（例えば、１．０００＋０．０００／−０．０３０の許容誤差範囲内の０．９８５インチ）に変更する必要がないようにする。次に、表面特異部及び穴を含む航空機部品２１６を、ＮＣ機械加工プログラムを用いて機械加工するように、ＮＣ機械加工装置を構成することができ、当該機械加工プログラムは、表面特異部及び穴を、この航空機部品用の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称寸法に機械加工するための命令を含むものである。いくつかの実施例において、ＮＣ機械加工装置は、２つ以上の直交面のそれぞれにおける表面特異部及び穴を単一の機械加工セットアップで機械加工するように構成された多軸ＮＣ機械加工装置であってもよく、これによれば、第１の機械加工装置によって第１の直交面における穴及び表面をＮＣ機械加工した後に、第２の機械加工装置によって第２の直交面における穴及び表面を第２の機械加工作業で機械加工することはない。
【００４３】
ＮＣ機械加工装置２０６は、適当な材料を適所に保持し、当該材料をＮＣ機械加工プログラム２１４に従って航空機部品に機械加工するよう構成された多くの適当な装置のうちの任意のものであってよい。いくつかの実施例において、ＮＣ機械加工装置は、単一のＮＣ機械加工装置であってもよい。他の実施例において、ＮＣ機械加工装置は、部品を粗加工するための１つのＮＣ機械加工装置と、３Ｄ幾何学モデルにおいて互いにフラグされた表面特異部を１回のセットアップで機械加工するなど、最終又は仕上げの機械加工を行うための別のＮＣ機械加工装置とを含んでいてもよい。
【００４４】
ＮＣ機械加工装置は、適当なＮＣ加工プログラムに従って、穴形成ツール２０８及び／又は表面機械加工ツール２１０を誘導するように構成されたＮＣ制御装置を含みうる。適切な表面機械加工ツールを有する好適なＮＣ機械加工ツールの例には、フライス盤、旋盤、スタンプ機等がある。好適な穴形成ツールの例には、ドリル、エンドミル、リーマー、中ぐり棒、穴あけ機等が含まれる。
【００４５】
ＮＣ機械加工装置２０６は、穴を機械加工するための穴形成ツール２０８を利用することができる。穴形成ツールは、製造上のばらつきを斟酌し、不適合となるリスクを緩和することになる、２Ｄ図面の許容誤差範囲内の１つの寸法に設定したり、ツールの摩耗を斟酌すべく穴径許容誤差範囲のうちの数値の大きい側の寸法に設定したりすることに代えて、実質的に、その部品用の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称穴径に設定する。これによって、穴は、実質的に、部品の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称穴径に機械加工される。これは、ＮＣ機械加工プログラム２１４によって実現することができる。いくつかの実施例において、穴加工用のオフセット値に穴形成ツールを設定するような、ＮＣ機械加工装置２０６に対するオペレーター入力を無効にしてもよい。このようなオフセット値とは、例えば、許容誤差範囲内でシフトした径に穴を機械加工して製造上のばらつきを許容し、不適合となるリスクを緩和することを目的とするオフセット値や、ツールの摩耗を斟酌して、穴径の許容誤差範囲の大きい側又は小さい側の値に偏った径に穴を機械加工することを目的とするオフセット値である。これは、さまざまな手法のうちの任意のものによって実現することができる。例えば、ＮＣ機械加工プログラム内の適切な命令によって、３Ｄ幾何学モデルに明示された公称直径に対応する穴径を、機械加工者又はその他のオペレーターがエディットするのを防止してもよい。
【００４６】
ＮＣ機械加工プログラム２１４の命令は、航空機部品２１６の表面特異部を公称表面特異部寸法に機械加工するための命令を含みうる。ＮＣ機械加工装置２０６は、表面特異部を機械加工するための表面機械加工ツール２１０を利用することができる。穴形成ツール２０８と同様に、表面機械加工ツールは、実質的に、公称表面特異部寸法に設定され、製造上のばらつきを許容し、不適合となるリスクを緩和することになる２Ｄ図面の許容誤差範囲内の１つの寸法や、ツールの摩耗を斟酌する、あるいは除去材料量を低減するための、表面特異部許容誤差範囲の大きい側又は小さい側の値に偏った寸法には設定されない。これによって、表面特異部は、実質的に、部品の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称表面特異部寸法に機械加工される。これも、ＮＣ機械加工プログラムによって実現することができる。穴形成ツールと同様に、いくつかの実施例において、表面機械加工ツールをオフセット値に設定するような、ＮＣ機械加工装置に対するオペレーター入力を無効にしてもよい。このようなオフセット値とは、例えば、３Ｄ幾何学モデルに明示された公称表面特異部寸法とは異なる、許容誤差範囲内の１つの寸法に表面特異部を機械加工して、製造上のばらつきを許容し、不適合となるリスクを緩和することや、表面特異部の許容誤差範囲の大きい側又は小さい側の値に偏った寸法に機械加工してツールの摩耗を斟酌する又は除去材料量を低減することを目的とするオフセット値である。これもまた、ＮＣ機械加工プログラム内の適切な命令によって、表面特異部寸法がエディットされるのを防止することによって実現することができる。
【００４７】
さらに上記に加えて、許容誤差範囲が＋０．０１０／−０．００３である表面特異部を有する部品を機械加工するエンドミルの例を考える。機械加工作業者は、ツールを＋０．００５インチのオフセット値に設定して、部品にデータムエッジ又は輪郭部をミルする際に、エンドミルの位置を許容誤差範囲内の＋０．００５インチ高い側に調整又はシフトさせたいと考えるかもしれない。このようにすれば、除去される材料の量が減り、得られるデータムエッジ又は表面にはより多くの材料が残るため、ツール速度を上げることなどによって製造生産性を向上させることが可能であり、しかも、許容誤差範囲内にとどまるため、検査に合格できる部品となるであろう。この方法では、指定された許容誤差範囲に入る部品を製造することができるが、基準面から寸法合わせされた穴やその他の特異部が、部品によって異なってしまう。少なくともいくつかの実施形態においては、ＮＣ機械加工装置へのオペレーターの入力を無効とすることによって、このようなことを回避することができる。
【００４８】
いくつかの実施例において、機械加工された航空機部品２１６の重量を測定し、この重量を、公称寸法の航空機部品の基準重量と比較してもよい。これによれば、モデルベース定義及び機械加工システム２００は、表面特異部が、実質的にその部品用の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称表面特異部寸法に機械加工されたかどうか、及び、穴が当該部品の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称穴径に実質的に機械加工されたかどうかを確認することができる。
【００４９】
いくつかの実施例において、航空機部品２１６、３Ｄ幾何学モデル２１２、及びＮＣ機械加工プログラム２１４は、それぞれ、第１候補のものであってもよい。すなわち、航空機部品は、第１の航空機部品であってもよく、３Ｄ幾何学モデルは、第１の３Ｄ幾何学モデルであってもよく、ＮＣ機械加工プログラムは、第１のＮＣ機械加工プログラムであってもよい。これらの実施例においては、３Ｄ幾何学モデラー２０２を、表面特異部及び穴が表された、第２の航空機部品の第２の３Ｄ幾何学モデル２１２’を作製するように構成してもよい。この点に関して、第１の３Ｄ幾何学モデル及び第２の３Ｄ幾何学モデルにおける第１の航空機部品及び第２の航空機部品の表面特異部は、同一の連結表面特異部輪郭を有していてもよい。これは、さまざまな手法のうちの任意のものによって実現することができ、例えば３Ｄ幾何学モデル２１２と２１２’の両方の定義において、共通する連結面輪郭を採用することによって実現することができる。
【００５０】
ＮＣプログラムジェネレーター２０４もまた、第２の３Ｄ幾何学モデル２１２’から直接第２のＮＣ機械加工プログラム２１４’を作成するように構成してもよい。いくつかの実施例において、第１及び第２のＮＣ機械加工プログラム２１４、２１４’は、両方の部品２１６、２１６’に連結表面特異部輪郭を機械加工するための同じツール経路用の命令を含んでいてもよい。
【００５１】
単一のＮＣ機械加工装置２０６が、第２のＮＣ機械加工プログラム２１４’を利用して、表面特異部及び穴を含む第２の航空機部品２１６’を機械加工するように構成されていてもよい。ここで、第２の航空機部品を機械加工する当該ＮＣ機械加工装置は、第１の航空機部品（図示）を機械加工するものと同じＮＣ機械加工装置であってもよいし、これらが異なるＮＣ機械加工装置であってもよい。第１の航空機部品２１６及び第２の航空機部品の表面特異部の同一の連結面特異部輪郭、及び、第１の３Ｄ幾何学モデル２１２及び第２の３Ｄ幾何学モデルのそれぞれから直接作成された第１のＮＣ機械加工プログラム２１４及び第２のＮＣ機械加工プログラムによって、ＮＣ機械加工装置は、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有する第１航空機部品及び第２航空機部品を機械加工することができる。これによって、後にシム連結又は研磨加工することなく、部品同士を組み付けることが可能になる。
【００５２】
いくつかの実施例において、第２の３Ｄ幾何学モデル２１２’における第２の航空機部品の穴は、第２の航空機部品用の３Ｄ幾何学モデルに明示された公称穴径に形成されうる。これらの実施例において、第２の航空機部品２１６’を機械加工する単一のＮＣ機械加工装置２０６は、第２の航空機部品の穴を機械加工するために穴形成ツール２０８を用いてもよい。ＮＣ機械加工装置と同様に、第２の航空機部品の穴を機械加工する穴形成ツールは、第１の航空機部品２１６（図示）の穴を機械加工するものと同じ穴形成ツールであってもよいし、これらが異なる穴形成ツールであってもよい。
【００５３】
穴形成ツール２０８は、実質的に、第２の航空機部品２１６’用の３Ｄ幾何学モデルに明示された穴の公称穴径に設定されうる。これによって、第２の航空機部品の穴を、実質的にその３Ｄ幾何学モデルの公称穴径に機械加工することができる。いくつかの実施例において、３Ｄ幾何学モデルに明示された公称穴径とは、実質的にこれと一致するように第１の航空機部品２１６及び第２の航空機部品の穴が機械加工される寸法であり、留め具に対応する等級の穴径（class hole diameter）のための最終穴サイズと同じである。このことによって、後に穿孔、リーミング又はシム連結作業を行うことなく、留め具を取り付けて第１の航空機部品と第２の航空機部品とを組み付けることができる。好適なタイプの留め具の例には、雄ねじボルト又はスクリュー、リベット、ピン等が含まれる。
【００５４】
一実施形態において、航空機部品２１６、３Ｄ幾何学モデル２１２及びＮＣ機械加工プログラム２１４は、それぞれ、第１の航空機部品、第１の３Ｄ幾何学モデル、及び、第１のＮＣ機械加工プログラムであり、３Ｄ幾何学モデラー２０２は、第１の部品と組み付けられる複数の部品用の複数の３Ｄ幾何学モデルを作製するように構成される。従って、一実施形態において、アセンブリ用の航空機部品を製造するための方法が提供される。当該方法は、作製された第１の３Ｄ幾何学モデルに基づいて第１の航空機部品用の第１のＮＣ機械加工プログラム２１４を作成することを含み、公称寸法の穴及び表面特異部を有する複数の追加の３Ｄ幾何学モデルが、第１の部品と組み付けてアセンブリにするための複数の部品用に作成される。従って、当該方法は、第１の部品と組み付けられる複数の部品用の複数の３Ｄ幾何学モデルを作製することを含み、各部品を機械加工するためのＮＣ機械加工プログラムは、複数の３Ｄ幾何学モデルのそれぞれから作成され、各３Ｄ幾何学モデルは連結面用の同一の表面特異部輪郭を有しており、従って、複数の部品が同一の表面特異部輪郭を有する３Ｄ幾何学モデルに基づいて機械加工されることによって、実質的に同一の連結面輪郭を有する複数の部品を作製することができる。
【００５５】
上記の実施形態において、当該方法は、第１の部品と組み付ける複数の部品用の公称寸法の穴及び表面特異部を有する一組の３Ｄ幾何学モデルであって、連結面用の同一の表面特異部輪郭をそれぞれが含む３Ｄ幾何学モデルを作製する工程と、各部品用の３Ｄ幾何学モデルに基づいてそれぞれ作成されたＮＣ機械加工プログラムを用いて、第１部品と組み付けられる複数の部品のそれぞれを機械加工する工程と、をさらに含み、これによって、複数の個々の部品のそれぞれは、各連結部品の連結面用の同一の表面特異部輪郭を含む一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、実質的に同一の連結面を有するように機械加工される。
【００５６】
上記の実施形態において、当該方法は、第１の部品と組み付ける複数の部品用の公称寸法の穴及び表面特異部を有する一組の３Ｄ幾何学モデルであって、連結面用の同一の表面特異部輪郭をそれぞれが含む３Ｄ幾何学モデルを作製する工程と、これら個別の３Ｄ幾何学モデルを複数の個別の製造施設に送ることによって、同一の表面特異部を有する３Ｄ幾何学モデルに基づいてＮＣ機械加工プログラムを作成する工程と、をさらに含みうる。従って、当該方法によれば、各連結部品の連結面用の同一の表面特異部輪郭を含む一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、複数の個別部品を、いくつかの異なる製造施設において、実質的に同一の連結面輪郭を有するように機械加工することができる。
【００５７】
実施形態において、方法は、部品のすべてを同じ製造施設で機械加工するのではなく、複数の部品のサブセットを、それぞれが数値制御機械加工装置を有する異なる製造施設において機械加工することを含む。従って、当該方法は、第１の部品と組み付ける複数の部品用の公称寸法の穴及び表面特異部を有する一組の３Ｄ幾何学モデルであって、連結面用の同一の表面特異部輪郭をそれぞれが含む３Ｄ幾何学モデルを作製する工程と、これら個別の３Ｄ幾何学モデルを複数の個別の製造施設に送ることによって、同一の表面特異部を有する３Ｄ幾何学モデルに基づいてＮＣ機械加工プログラムを作成し、これによって、各連結部品の連結面用の同一の表面特異部輪郭を含む一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、複数の個別部品を、いくつかの異なる製造施設において、実質的に同一の連結面を有するように機械加工することと、をさらに含む。この実施形態において、当該方法は、複数の個別の製造施設で各部品の穴及び表面を一貫して公称寸法に機械加工するのに適した実質的に一貫した温度で、ＮＣ機械加工対象の部品を機械加工することを伴う。これによって、複数の部品は、同一の表面特異部輪郭を有する３Ｄ幾何学モデルに基づいてＮＣ機械加工されるが、その際に、異なる温度による熱膨張によって機械加工される穴及び表面の寸法が影響を受けることがなく、実質的に同一の連結面を有するように機械加工される。また、機械加工対象の部品を、固定具で支持し、穴及び表面を公称寸法に機械加工する際に部品のゆがみを防止してもよい。ここで、例えば、部品は、長状のフレームセクションであり、部品の弾性、重量、長さなどによってゆがむおそれのある端部を有するものである。
【００５８】
図３は、コンポーネント組立システム３００を示しており、これは、いくつかの実施例において、図１のコンポーネント組立サブシステム１０４に対応するものである。上述において示唆し、以下により詳しく述べるように、コンポーネント組立システムは、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、航空機構造アセンブリの組み立てを行うことができる。実施形態によれば、航空機アセンブリは、第１及び第２のフレームセクション３０２、３０４、相互接続フレームセクション３０６、及び、複数の構造連結セクション３０８を含む、複数のセクションによって構成することができる。いくつかの実施例において、これらのセクション３０２〜３０８の少なくとも２つは、例えば、モデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２、２００によって、それぞれの３Ｄ幾何学モデルに基づいて機械加工されたものである。また、これらの実施例において、例えば、各３Ｄモデルにおけるセクションが同一の連結特異部輪郭を有することによって、これらのセクションは、実質的に同一の連結特異部輪郭を有するように機械加工されたものである。
【００５９】
図３に示すように、コンポーネント組立システム３００は、調節式支持部材３１０及びレーザー測定システム３１２などの複数のコンポーネントのそれぞれを、１つ又は複数含みうる。第１及び第２のフレームセクション３０２、３０４は、第１及び第２のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された、調節式支持部材のそれぞれに支持することができる。いくつかの実施例において、レーザー測定システム３１２を用いることによって、第１及び第２フレームセクションを離間状態に配置及びアラインメントさせるための基準位置に、調節式支持部材を配置することができる。
【００６０】
相互接続フレームセクション３０６は、第１及び第２のフレームセクション３０２、３０４の間に配置される。以下により詳しく説明するように、いくつかの実施例において、第１フレームセクション及び第２フレームセクションは、それぞれ前方フレームセクション及び後方フレームセクションであり、相互接続フレームセクションは、内側及び外側のスパン方向セクション（span-wise sections）を含む。これらの実施例において、相互接続フレームセクションの内側及び外側のスパン方向セクションは、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、前方フレームセクションと後方フレームセクションの間に配置することができる。
【００６１】
レーザー測定システム３１２についてさらに詳しく説明すると、例えば、第１及び第２のフレームセクション３０２、３０４は、それぞれ、第１の事前穿孔連結穴３１４を含む。これらは、互いに自己アラインメント機能を有し、且つ、相互接続フレームセクション３０６の第１の事前穿孔穴３１６ともアラインメント状態にある。レーザー測定システムを用いて、調節式支持部材３１０を配置することによって、第１の事前穿孔穴同士がアラインメント状態になるように第１及び第２のフレームセクションを離間状態で配置することができ、これによって、後に行う、相互接続フレームセクションの第１の事前穿孔穴とのアラインメントが容易になる。ただし、調節式支持部材は、第１及び第２のフレームセクション又はこれらの特異部のいずれも位置合わせする必要はなく、組み立てを行いやすいように第１及び第２セクションを単に支持するだけである。フレームセクションが、事前穿孔穴、場合によっては１つ又は複数の他の穴、表面特異部などを利用して、自己位置合わせする。いくつかの実施例において、調節式支持部材は、第１フレームセクションと第２フレームセクションの間に設置される相互接続フレームセクションの長さに対応する所定距離離間させた状態で第１及び第２のフレームセクションを配置及びアラインメントするための基準位置に配置される。特に、第１及び第２フレームセクションのそれぞれが、調節式支持部材によって調節されることによって、離間されたセクションが、所定距離だけ離間し適切にアラインメントした状態に配置され、セクション又は部品が、部品の弾性、重量、長さなどによって最小限のゆがみが生じる端部を有する長状のセクションである場合に、起こりうる歪みを許容することができる。
【００６２】
オペレーターは、相互接続フレームセクション３０６の第１の事前穿孔連結穴３１６を第１及び第２のフレームセクション３０２、３０４の第１の事前穿孔連結穴３１４とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に、留め具３１８（例えば、雄ねじスクリュー、ボルト、リベット、ピン）を取り付けることができる。複数の構造連結セクションのうちの各構造連結セクション３０８は、第１及び第２のフレームセクション及び相互接続フレームセクションに対して配置される。オペレーターは、構造連結セクションの第２の事前穿孔連結穴３２０を、相互接続フレームセクション、第１のフレームセクション、又は第２のフレームセクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴３２２、３２４とアライメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に、留め具３２６（例えば雄ねじスクリュー、ボルト、リベット、ピン）を取り付けることによって、構造連結セクションを固定することができる。いくつかの実施例において、構造連結セクションを配置し、第２の事前穿孔連結穴をアラインメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることで、複数の構造連結セクションによって、航空機構造アセンブリをその外周構造を形成する第１及び第２のフレームセクションから内側に向かって組み立てることができる。
【００６３】
一実施例において、第１の事前穿孔連結穴３１４、３１６は、アラインメントの前に事前穿孔されるが、この際、実質的に、留め具３１８に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔される。同様に、いくつかの実施例において、第２の事前穿孔連結穴３２０〜３２４は、アラインメントの前に事前穿孔されるが、この際、実質的に、留め具３２６に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔される。これらの実施例において、相互接続フレームセクション３０６と第１及び第２のフレームセクション３０２、３０４とを互いに配置及び固定するための位置決め固定具を使用せずに、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することができる。さらに、あるいはこれに代えて、構造連結セクション３０８、相互接続フレームセクション、第１フレームセクション及び／又は第２フレームセクションを互いに配置及び固定するための位置決め固定具を使用せずに、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することができる。
【００６４】
一実施形態において、航空機構造アセンブリを組み立てる方法は、セクションのうちの少なくとも２つを、それぞれの３Ｄモデルに基づいてＮＣ機械加工する工程をさらに含み、３Ｄモデルにおける当該少なくとも２つのセクションが、同一の連結面特異部輪郭を有していることによって、当該少なくとも２つのセクションは、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有するように機械加工される。当該方法は、互いに組み付ける複数の部品について、公称寸法の穴及び表面特異部を有する一組の３Ｄ幾何学モデルを作製する工程をさらに含んでもよく、３Ｄモデルのそれぞれは、連結面のための同一の表面特異部輪郭を含む。当該方法は、組み付ける複数の部品のそれぞれを、各部品用の３Ｄ幾何学モデルに基づいてそれぞれ作成されたＮＣ機械加工プログラムを用いて機械加工することをさらに含み、これによって、複数の個別部品のそれぞれが、各連結部品の連結面のための同一の表面特異部輪郭を有する一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、実質的に同一の連結面を有するように機械加工される。
【００６５】
当該方法は、同一の表面特異部輪郭を有する３Ｄ幾何学モデルに基づいてＮＣ機械加工プログラムを作成すべく、上記一組の個別の３Ｄ幾何学モデルを、個別の異なる製造施設に送る工程をさらに含みうる。従って、当該方法によれば、各連結部品の連結面用の同一の表面特異部輪郭を含む一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、複数の個別部品を、いくつかの異なる製造施設において、実質的に同一の連結面輪郭を有するように機械加工することができる。
【００６６】
従って、航空機構造アセンブリを組み立てる方法の一例は、相互接続セクション及びその他の内部接続セクションによって第１及び第２のフレームセクションを組み付けることを含んでもよく、すべてのフレームセクションを同じ製造施設で機械加工するのではなく、いくつかの異なる製造施設において、複数の個々のフレームセクション部品を、各連結部品の連結面用の同一の表面特異部輪郭を含む一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、実質的に同一の連結面輪郭を有するように機械加工する。当該一例の方法において、第１及び第２のフレームセクション、相互接続セクション、及びその他の内部接続セクションのそれぞれに対して、複数の穴が、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズ用の公称寸法に機械加工される。ここで、個々のフレームセクション部品は、いくつかの異なる製造施設において、一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいたＮＣ機械加工プログラムを用いて、各部品及び／又はセクション用の実質的に公称寸法の機械加工穴径及び位置に機械加工される。２つ以上の連結部品のすべての穴を、同じ製造施設において最終穴サイズに機械加工及び穿孔することによって、確実に穴をアラインメントし留め具のサイズに穿孔できるようにする（例えば、部品のＮＣ機械加工後の二次機械加工作業において最終穴サイズ穿孔冶具を用いて穴を穿孔する）のではなく、一組の３Ｄ幾何学モデルのサブセットを個別の異なる製造施設に送り、３Ｄ幾何学モデルに基づいてＮＣ機械加工プログラムを作成して、いくつかの異なる製造施設で複数の個別部品を機械加工する。ここで、部品及び／又はフレームセクションは、いくつかの異なる製造施設において、留め具に対応する最終穴サイズのための公称寸法に事前穿孔される。複数の部品又はフレームセクションの穴は、いくつかの異なる製造施設で事前穿孔されるものの、これらの部品は、組とされた３Ｄ幾何学モデルに基づいたＮＣ機械加工プログラムを用いて機械加工されており、当該プログラムは、１つの数値制御機械加工装置で、（部品及び穿孔穴を整えるための二次作業を行うことなく）公称サイズ及び位置寸法に穴を機械加工及び事前穿孔するためのものである。従って、公称寸法の径及び位置に形成されたＮＣ機械加工事前穿孔穴によれば、フレームセクション同士を互いに配置し固定するための位置決め固定具、又は、組み付けの際に最終穴サイズに穴を穿孔するための穿孔冶具を用いることなく、対応する部品の事前穿孔連結穴同士をアラインメントし、アラインメントされた事前穿孔連結穴に留め具を挿入することによって、複数のフレームセクション同士を組み付けることができる。
【００６７】
図４〜図１４は、コンポーネント組立システム４００の一部を示しており、当該コンポーネント組立システムは、いくつかの実施例において、図３のコンポーネント組立システム３００に対応するものであり、セクションをアラインメントするための位置決め固定具又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく航空機構造体を組み立てるのに有用である。なお、コンポーネント組立システムは、航空機主翼アセンブリを組み立てるために用いるものとして示しているが、コンポーネント組立システムは、さまざまな航空機構造体のうちの任意のものに用いることができる。図６〜図１４に示すように、航空機主翼アセンブリは、例えば、前方及び後方のフレームセクション６０２、６０４、内側及び外側のスパン方向セクション７０２、７０４、及びメインスパー９０２’を含む複数の内部構造部材９０２を含む、複数のセクションによって構成され、フレームセクション及びスパン方向セクションを含む外側輪郭構造から内側に向かって組み立てることができる。
【００６８】
図４に示すように、そしてより詳しくは図５に示すように、システムは、調節式支持部材４０２を含み、これら支持部材は、それぞれ調節式支持部材ブラケット４０４を含む。調節式支持部材ブラケットは、ベース５０２を含み、当該ベース上には、ブレース５０４が、例えばブレースに規定された長状開口５０８に挿通されたスターホイール５０６によって、調節可能に取り付けられている。支持部材ブラケットは、航空機構造体のセクションを調節式支持部材に取り付けるためのピン５１０及びスターホイール５１２をさらに含む。支持部材ブラケットは、所望の場合には、組み付けの精度を確認するための１つ又は複数の公称位置ピン５１４を含んでもよい。必要な場合には、支持部材ブラケットをスライドさせることによって、アセンブリ上に部品を挿入できるようにしたり、アセンブリの許容誤差範囲を広げたりすることができる。
【００６９】
図６に示すように、調節式支持部材４０２は、前方及び後方のフレームセクション６０２、６０４を支持するとともに、前方及び後方のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置される。いくつかの実施例において、調節式支持部材は、前方フレームセクションと後方フレームセクションの間に設置される相互接続フレームセクションの長さに対応する所定距離離間させた状態で前方及び後方のフレームセクションを配置及びアラインメントするための基準位置に配置される。特に、前方及び後方のフレームセクションのそれぞれが、調節式支持部材４０２によって調節されることによって、離間したこれらのセクションが、所定距離だけ離間し適切にアラインメントした状態に配置され、セクション又は部品が、部品の弾性、重量、長さなどによって最小限のゆがみが生じる端部を有する長状のセクションである場合に、起こりうる歪みを許容することができる。これは、例えば、コンポーネント組立システム４００のレーザー測定システム（例えばレーザー測定システム３１２）を用いて実現することができる。
【００７０】
図７に示すように、内側及び外側のスパン方向セクション７０２、７０４は、前方フレームセクションと後方フレームセクションの間に配置される。内側及び外側のスパン方向セクションの第１の事前穿孔連結穴を、前方及び後方のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、航空機主翼アセンブリの外周構造を形成することができる。図７に示唆したように、これは、内側スパン方向セクション７０２の第１の事前穿孔連結穴８０２と、前方フレームセクション６０２の第１の事前穿孔連結穴８０４とをアラインメントし、留め具８０６を取り付ける構成として、図８に図示されている。図８においては、例示を目的として、一対の穴のアラインメントのみを指し示すとともに、１つの留め具のみを図示している。
【００７１】
図９〜図１２に示すように、複数の内部構造部材のうちの各内部構造部材９０２は、外周構造（前方及び後方のフレームセクション６０２、６０４及び内側及び外側のスパン方向セクション７０２、７０４を含む）内に配置される。内部構造部材の第２の事前穿孔連結穴を、別の内部構造部材、内側スパン方向セクション、又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、内部構造部材を固定することができる。図９に示唆したように、これは、メインスパー９０２’の第２の事前穿孔連結穴１００２と、別の内部構造部材の第２の事前穿孔連結穴１００４とをアラインメントとし、留め具１００６を取り付ける構成として、図１０により詳しく図示されている。図１０においては、例示を目的として、一対の穴のアラインメントのみを指し示すとともに、１つの留め具のみを図示している。
【００７２】
図１１は、外周構造に取り付けられた追加の内部構造部材１１０２（いくつかのみを指し示す）を図示しており、同図において示唆したように、図１２は、内部構造部材の第２の事前穿孔連結穴１２０２を、内側スパン方向セクション７０２の第２の事前穿孔連結穴１２０４とアラインメントし、留め具１２０６を取り付ける構成を図示している。図１２においては、例示を目的として、二対の穴のアラインメントのみを指し示すとともに、２つの留め具のみを図示している。
【００７３】
図１３に示すように、いくつかの実施例において、航空機主翼アセンブリは、１つ又は複数の外板部分１３０２をさらに含んで構成される。これらの実施例においても、位置決め固定具又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、外板部分を外周構造に対して配置することができる。外板部分の第３の事前穿孔連結穴を外周構造の第３の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第３の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、外板部分を固定することができる。これは、例えば、外板部分の第３の事前穿孔連結穴１４０２と、内側スパン方向セクション７０２の第３の事前穿孔連結穴１４０４とをアラインメントし、留め具１４０６を取り付ける構成として、図１４により詳しく示されている。図１４においても、例示を目的として、一対の穴のアラインメントのみを指し示すとともに、１つの留め具のみを図示している。
【００７４】
従って、航空機構造アセンブリを組み立てる方法の一例は、内側及び外側のスパン方向セクション７０２、７０４を前方及び後方のフレームセクション６０２、６０４と組み付けることを含んでもよく、セクション又は部品を同じ製造施設で製造するのに代えて、いくつかの異なる製造施設において、複数の個々のフレームセクション部品を、各連結セクションの連結面用の同一の表面特異部輪郭を含む一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいて、実質的に同一の連結面輪郭を有するように、機械加工する。当該一例の方法において、内側及び外側のスパン方向セクション７０２、７０４、及び前方及び後方のフレームセクション６０２、６０４のそれぞれに対して、複数の穴が、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズ用の公称寸法に機械加工される。ここで、個々のセクションは、いくつかの異なる製造施設において、一組の３Ｄ幾何学モデルに基づいたＮＣ機械加工プログラムを用いて、各セクション用の実質的に公称寸法の機械加工穴径及び位置に機械加工される。２つ以上連結部品のすべての穴を、同じ製造施設において最終穴サイズに機械加工及び穿孔することによって、確実に穴をアラインメントし留め具のサイズに穿孔できるようにする（例えば、部品のＮＣ機械加工後の二次機械加工作業において最終穴サイズ穿孔冶具を用いて穴を穿孔する）のではなく、複数のセクションは、いくつかの異なる製造施設において、留め具に対応する最終穴サイズのための公称寸法に事前穿孔される。複数のセクションの穴は、いくつかの異なる製造施設で事前穿孔されるものの、これらのセクションは、組とされた３Ｄ幾何学モデルに基づいたＮＣ機械加工プログラムを用いて機械加工されており、当該プログラムは、１つの数値制御機械加工装置で、（部品及び穿孔穴を整えるための二次作業を行うことなく）公称サイズ及び位置寸法に穴を機械加工及び事前穿孔するためのものである。従って、公称寸法の径及び位置に形成されたＮＣ機械加工事前穿孔穴によれば、フレームセクション同士を互いに配置し固定するための位置決め固定具、又は、組み付けの際に最終穴サイズに穴を穿孔するための穿孔冶具を用いることなく、対応するセクションの事前穿孔連結穴同士をアラインメントし、アラインメントされた事前穿孔連結穴に留め具を挿入することによって、複数のフレームセクション同士を組み付けることができる。
【００７５】
図１５は、いくつかの実施形態による、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、航空機構造アセンブリを組み立てる方法１５００における様々な工程を示すフローチャートである。航空機構造アセンブリは、第１及び第２のフレームセクション、相互接続フレームセクション、及び、複数の構造連結セクションを含む複数のセクションによって構成される。ブロック１５０２及び１５０４に示すように、当該方法は、第１及び第２のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材に、第１及び第２のフレームセクション支持することと、第１及び第２のフレームセクションの間に相互接続フレームセクションを配置することと、を含みうる。当該方法は、ブロック１５０６に示すように、相互接続フレームセクションの第１の事前穿孔連結穴を第１及び第２のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることを含みうる。当該方法は、複数の構造連結セクションのうちの各構造連結セクションについて、ブロック１５０８に示すように、第１及び第２のフレームセクション及び相互接続フレームセクションに対して、構造連結セクションを配置することを含みうる。そして、当該方法は、ブロック１５１０に示すように、複数の構造連結セクションのうちの各構造連結セクションについて、構造連結セクションの第２の事前穿孔連結穴を、相互接続フレームセクション、第１のフレームセクション、又は第２のフレームセクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアライメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、構造連結セクションを固定することを含みうる。
【００７６】
図１６は、いくつかの実施形態による、セクションのアラインメントのための位置決め固定具、又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、航空機主翼アセンブリを組み立てる方法１６００における様々な工程を示すフローチャートである。航空機主翼アセンブリは、前方及び後方のフレームセクションと、内側及び外側のスパン方向セクションと、複数の内部構造部材とを含む複数のセクションによって構成されている。ブロック１６０２及び１６０４に示したように、当該方法は、前方及び後方のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材に、前方及び後方のフレームセクション支持することと、前方及び後方のフレームセクションの間に内側及び外側のスパン方向セクションを配置することと、を含みうる。当該方法は、ブロック１６０６に示すように、内側及び外側のスパン方向セクションの第１の事前穿孔連結穴を前方及び後方のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、航空機主翼アセンブリの外周構造を形成することを含みうる。当該方法は、ブロック１６０８に示すように、複数の内部構造部材のうちの各内部構造部材について、外周構造内に内部構造部材を配置することを含みうる。当該方法は、ブロック１６１０に示すように、複数の内部構造部材のうちの各内部構造部材について、内部構造部材の第２の事前穿孔連結穴を、別の内部構造部材、内側スパン方向セクション、又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって内部構造部材を固定することを含みうる。航空機主翼アセンブリは、外周構造から内側に向かって組み立てることができる。
【００７７】
本開示の実施形態によれば、モデルベース定義及び機械加工サブシステム１０２、その例示的なモデルベース定義及び機械加工サブシステム２０２、及び、３Ｄ幾何学モデラー２０２及び／又はＮＣプログラムジェネレーター２０４を含むそのサブシステムは、様々な手段によって実施することができる。モデルベース定義及び機械加工サブシステム及びそのサブシステムを実施するための手段は、単独のハードウェア、又は、コンピューター可読記憶媒体からの1つ又は複数のコンピュータープログラムの命令下のハードウェアを含みうる。いくつかの例において、１つ又は複数の装置を、本明細書に図示及び説明したモデルベース定義及び機械加工サブシステム及びそのサブシステムとして機能する、あるいはこれらを実施するように、構成することができる。２つ以上の装置を含む例において、装置は、例えば有線又は無線のネットワーク等による直接又は間接的な方法など、さまざまな方法で互いに連結又は通信させることができる。
【００７８】
図１７は、本開示のいくつかの実施態様による装置１７００を示している。概して、本開示の実施形態の装置は、１つ又は複数の固定又はポータブルの電子デバイスを備えていてもよいし、含んでもよいし、又はこれによって実施されるものであってもよい。好適な電子デバイスの例には、スマートフォン、タブレットコンピューター、ラップトップコンピューター、デスクトップコンピューター、ワークステーションコンピューター、サーバコンピューター等が含まれる。装置は、メモリ１７０４（例えば記憶装置）に接続されたプロセッサ１７０２（例えばプロセッサユニット）などの、複数のコンポーネントのうちのそれぞれを１つ又は複数含みうる。
【００７９】
プロセッサ１７０２は、概して、例えばデータ、コンピュータープログラム及び／又は他の適当な電子情報などの情報を処理可能な任意のコンピューターハードウェアであってよい。プロセッサは、電子回路の集合によって構成されており、これらの回路の中には、集積回路又は複数の相互接続された集積回路としてパッケージ化されたものもありうる（しばしば、より一般的には「チップ」と呼ばれる集積回路である）。プロセッサは、コンピュータープログラムを実行するように構成することができ、コンピュータープログラムは、プロセッサに搭載して格納されたものであってもよいし、あるいは（同じ又は異なる装置の）メモリ４０４に格納されたものであってもよい。
【００８０】
プロセッサ１７０２は、個々の実施形態によって、複数のプロセッサであってもよいし、マルチプロセッサコア又は他のタイプのプロセッサであってもよい。また、プロセッサは、いくつかの異種プロセッサシステムを用いて実現することができ、このような異種プロセッサシステムにおいては、主プロセッサが二次プロセッサとともに単一のチップ上に存在している。別の例として、プロセッサは、同種のプロセッサを複数個含む対称型マルチプロセッサシステムであってもよい。さらに別の例において、プロセッサは、１つ又は複数の特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）などとして実施してもよいし、これを含んでもよい。従って、プロセッサは、コンピュータープログラムを実行して１つ又は複数の機能を果たすことが可能であるが、様々な実施例のプロセッサは、コンピュータープログラムの助けなしに１つ又は複数の機能を果たすことが可能である。
【００８１】
メモリ１７０４は、概して、例えば、データ、コンピュータープログラム（例えばコンピューター可読プログラムコード１７０６）及び／又は他の適当な情報を、一時的又は永続的に格納することができる任意のコンピューターハードウェアである。メモリは、揮発性メモリ及び／又は不揮発性メモリを含んでよく、固定又は取り外し可能でありうる。好適なメモリの例には、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、読み出し専用メモリ（ＲＯＭ）、ハードドライブ、フラッシュメモリ、サムドライブ、取り外し可能フロッピーディスク、光ディスク、磁気テープ又は上記のいずれかの組み合わせが含まれる。光ディスクは、コンパクトディスク読出し専用メモリ（ＣＤ−ＲＯＭ）、コンパクトディスク読み取り／書き込み（ＣＤ−Ｒ／Ｗ）、ＤＶＤなどを含みうる。様々な例において、メモリは、コンピューター可読記憶媒体と呼ばれる場合がある。コンピューター可読記憶媒体は、情報を記憶可能な非一時的な装置であり、１つの箇所から別の箇所に情報を搬送可能な電子一時信号などのコンピューター可読伝送媒体とは区別可能である。本明細書において、コンピューター可読媒体は、概括的に、コンピューター可読記憶媒体又はコンピューター可読伝送媒体をさす場合がある。
【００８２】
メモリ１７０４に加えて、プロセッサ１７０２も、情報をディスプレイ、送信、及び／又は受信するための１つ又は複数のインターフェイスに接続されうる。インターフェイスは、通信インターフェイス１７０８（例えば通信ユニット）及び／又は１つ又は複数のユーザーインターフェイスを含みうる。通信インターフェイスは、例えば他の装置、ネットワークなどに対して情報を送信及び／又は受信するように構成することができる。通信インターフェイスは、物理的（有線）及び／又は無線通信リンクによって、情報を送信及び／又は受信するように構成することができる。好適な通信インターフェイスの例には、ネットワークインタフェースコントローラ（ＮＩＣ）、無線ＮＩＣ（ＷＮＩＣ）等が含まれる。
【００８３】
ユーザーインターフェイスは、ディスプレイ１７１０及び／又は１つ又は複数のユーザー入力インターフェイス１７１２（例えば入力／出力ユニット）を含みうる。ディスプレイは、ユーザーに情報を提示又は表示するように構成されており、その好適な例には、液晶ディスプレイ（ＬＣＤ）、発光ダイオードディスプレイ（ＬＥＤ）、プラズマディスプレイパネル（ＰＤＰ）等が含まれる。ユーザー入力インターフェイスは、有線であっても無線であってもよく、ユーザーからの情報を、処理装置、記憶装置及び／又はディスプレイなどの装置に受信するように構成することができる。ユーザー入力インターフェイスの好適な例には、マイクロフォン、イメージ又はビデオキャプチャデバイス、キーボード又はキーパッド、ジョイスティック、タッチセンシティブ面（タッチスクリーンとは分離したもの又はタッチスクリーンに組み込まれたもの）、生体センサなどが含まれる。ユーザーインターフェイスは、プリンター、スキャナーなどの周辺機器と通信するための１つ又は複数のインターフェイスを含んでもよい。
【００８４】
上記で示唆したように、プログラムコード命令が、メモリに格納されてプロセッサによって実行されることによって、本明細書に記載したシステム、サブシステム、ツール及びそれらの各要素の機能が実行されうる。なお、任意の適当なプログラムコード命令を、コンピューター可読記憶媒体からコンピューター又はその他のプログラム可能な装置にロードすることによって特定の機械を作製し、当該機械が本明細書に記載した機能を実行するための手段となるようにしてもよい。コンピューター、プロセッサ又はその他のプログラム可能な装置に特定の態様で機能するよう指示可能なコンピューター可読記憶媒体に、これらのプログラムコード命令を格納することによって、特定の機械又は特定の製品を作製してもよい。コンピューター可読記憶媒体に格納された命令によって製品を作製し、当該製品を、本明細書に記載した機能を実行する手段としてもよい。プログラムコード命令を、コンピューター可読記憶媒体から取得し、コンピューター、プロセッサ、又は他のプログラム可能な装置にロードすることによって、コンピューター、プロセッサ又は他のプログラム可能な装置が、コンピューター、プロセッサ又は他のプログラム可能な装置で実行されるべき動作を実行するように構成することができる。
【００８５】
プログラムコードの取得、ロード、及び実行は、一度に１つの命令が取得、ロード、及び実行されるように連続的に行ってもよい。いくつかの実施形態において、取得、ロード、及び／又は実行は、複数の命令が一度に取得、ロード、及び／又は実行されるように、平行して行ってもよい。プログラムコード命令を実行することによって、コンピューター実施プロセスを作成し、コンピューター、プロセッサ又は他のプログラム可能な装置によって実行される命令によって、本明細書に記載の機能を実現するための動作がもたらされるようしてもよい。
【００８６】
プロセッサによる命令の実行、又はコンピューター可読記憶媒体への命令の格納は、指定された機能を実行するための動作の組み合わせをサポートする。このように、装置１７００は、プロセッサ１７０２、及びプロセッサに連結されたコンピューター可読記憶媒体又はメモリ１７０４を含み、プロセッサは、メモリに格納されたコンピューター可読プログラムコード１７０６を実行するように構成される。なお、１つ又は複数の機能及び機能の組み合わせは、指定された機能、又は、特別な目的のハードウェア及びプログラムコード命令を実行する特別な目的のハードウェアベースのコンピューターシステム及び／又はプロセッサによって実施することができる。
【００８７】
本開示に関連する分野の当業者であれば、上記の説明及び関連図面に示された教示を受けて、本明細書に記載された開示の様々な変形例や他の実施形態を思いつくであろう。従って、本開示は、開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、改変及び他の実施形態も添付の特許請求の範囲に含まれることが意図されている。また、上記の記載及び関連図面は、要素及び／又は機能のある特定の例示的な組み合わせに関連させて実施形態を説明しているが、代替の実施形態によって、添付の特許請求の範囲から逸脱することなく、要素及び／又は機能の別の組み合わせを提供することもできる。この点について、例えば、添付の特許請求の範囲に記載されている場合もあるように、上記に明確に記載したものとは異なる要素及び／又は機能の組み合わせも考えられる。本明細書では特定的な用語を用いているが、一般的且つ説明的な意味でのみ用いており、限定を目的としたものではない。
【００８８】
この欄は、本開示の方法の追加の態様及び特徴を、一連の項として提示して説明するが、これらに限定されるものではなく、また、これらのうちのいくつか又はすべては、明確さ及び効率のために、英数字で示している。以下の項のうちのいくつかは、明白に他の項に言及しこれをさらに限定することによって、いくつかの好適な組み合わせの例を提示しているが、これらの例に限定されない。
【００８９】
Ａ１．第１及び第２のフレームセクションと、相互接続フレームセクションと、複数の構造連結セクションとを含む複数のセクションによって構成される航空機構造アセンブリを組み立てる方法であって、当該方法は、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、
前記第１及び第２のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材に、前記第１及び第２のフレームセクションを支持することと、
前記第１及び第２のフレームセクションの間に前記相互接続フレームセクションを配置することと、
前記相互接続フレームセクションの第１の事前穿孔連結穴を、前記第１及び第２のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることと、
複数の構造連結セクションのうちの各構造連結セクションについて、
前記第１及び第２のフレームセクション及び前記相互接続フレームセクションに対して、前記構造連結セクションを配置することと、
前記構造連結セクションの第２の事前穿孔連結穴を、前記相互接続フレームセクション、第１のフレームセクション、又は第２のフレームセクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアライメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、前記構造連結セクションを固定することと、を含む方法。
【００９０】
Ａ２．前記第１及び第２のフレームセクションを離間状態に配置及びアラインメントするための基準位置に、前記調節式支持部材を配置することをさらに含み、前記調節式支持部材は、レーザー測定システムを用いて配置される、項Ａ１に記載の方法。
【００９１】
Ａ３．前記セクションのうちの少なくとも２つを、それぞれの三次元幾何学モデルに基づいて数値制御機械加工することをさらに含み、前記各三次元モデル内の前記セクションのうちの前記少なくとも２つが同一の連結面特異部輪郭を有することによって、前記セクションのうちの前記少なくとも２つは、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有するように機械加工される、項Ａ１又はＡ２に記載の方法。
【００９２】
Ａ４．前記複数の構造連結セクションが、前記航空機構造アセンブリを、その外周構造を形成する前記第１及び第２のフレームセクションから内側に向かって組み立てるように、前記構造連結セクションが配置され、前記第２の事前穿孔連結穴がアラインメントされ、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具が取り付けられる、項Ａ１〜Ａ３のいずれか１つに記載の方法。
【００９３】
Ａ５．前記第１及び第２のフレームセクションは、それぞれ、前方及び後方のフレームセクションであり、前記相互接続フレームセクションは、内側及び外側のスパン方向セクションを含んでおり、
前記相互接続フレームセクションを配置することは、シム連結、位置決め固定具、又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、前記前方及び後方のフレームセクションの間に前記内側及び外側のスパン方向セクションを配置することを含む、項Ａ１〜Ａ４のいずれか１つに記載の方法。
【００９４】
Ａ６．前記第１の事前穿孔連結穴は、前記第１の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔されており、前記第１の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズ公称穴径に事前穿孔されるており、前記留め具を取り付けることは、前記相互接続フレームセクションと第１及び第２フレームセクションとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む、項Ａ１〜Ａ５のいずれか１つに記載の方法。
【００９５】
Ａ７．  前記第２の事前穿孔連結穴は、前記第２の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔されており、前記第２の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、前記留め具を取り付けることは、前記構造連結セクションと、前記相互接続フレームセクション、第１のフレームセクション、又は第２のフレームセクションのうちの少なくとも１つとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む、項Ａ１〜Ａ６のいずれか１つに記載の方法。
【００９６】
Ａ８．前記航空機構造アセンブリは、前記前方及び後方のフレームセクションと、内側及び外側のスパン方向セクションと、複数の内部構造部材と、を含む複数のセクションによって構成された航空機主翼アセンブリであり、前記方法は、これらセクションをアラインメントするための位置決め固定具又は穴を穿孔するための最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いず、項Ａ１の方法の工程は、
前記前方及び後方のフレームセクションを離間状態でアラインメントするように配置された各調節式支持部材に、前方及び後方のフレームセクションを支持することと、
前記前方及び後方のフレームセクションの間に前記内側及び外側のスパン方向セクションを配置することと、
前記内側及び外側のスパン方向セクションの第１の事前穿孔連結穴を、前記前方及び後方のフレームセクションの第１の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた第１の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、前記航空機主翼アセンブリの外周構造を形成することと、
複数の内部構造部材のうちの各内部構造部材について、
前記内部構造部材を前記外周構造内に配置することと、
前記内部構造部材の第２の事前穿孔連結穴を、別の内部構造部材、前記内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって前記内部構造部材を固定することと、を含み、
これによって、前記航空機主翼アセンブリは、前記外周構造から内側に向かって組み立てられる、項Ａ１に記載の方法。
【００９７】
Ａ９．  前記複数の内部構造部材は、メインスパーを含み、前記メインスパーとしての前記内部構造部材を配置すること、及び、第２の事前穿孔連結穴をアラインメントすることは、
前記外周構造内に前記メインスパーを配置することと、
前記メインスパーの第２の事前穿孔連結穴を、別の内部構造部材、前記内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つにおける第２の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって前記メインスパーを固定することと、を含む、項Ａ８に記載の方法。
【００９８】
Ａ１０．前記航空機主翼アセンブリは、１つ又は複数の外板部分をさらに含んで構成されており、前記方法は、位置決め固定具又は最終穴サイズ穿孔冶具のいずれも用いることなく、
前記外周構造に対して前記１つ又は複数の外板部分を配置することと、
前記１つ又は複数の外板部分の第３の事前穿孔連結穴を、前記外周構造の第３の事前穿孔連結穴とアラインメントし、アラインメントされた前記第３の事前穿孔連結穴に留め具を取り付けることによって、前記１つ又は複数の外板部分を固定することと、をさらに含む、項Ａ８又はＡ９に記載の方法。
【００９９】
Ａ１１．  前記前方及び後方のフレームセクションを離間状態に配置及びアラインメントするための基準位置に、前記調節式支持部材を配置することをさらに含み、前記調節式支持部材はレーザー測定システムを用いて配置される、項Ａ８〜Ａ１０のいずれか１つに記載の方法。
【０１００】
Ａ１２．  前記セクションのうちの少なくとも２つを、それぞれの三次元幾何学モデルに基づいて数値制御機械加工することをさらに含み、前記各三次元モデル内の前記セクションのうちの前記少なくとも２つが同一の連結面特異部輪郭を有することによって、前記セクションのうちの前記少なくとも２つは、実質的に同一の連結面特異部輪郭を有するように機械加工される、項Ａ８〜Ａ１１のいずれか１つに記載の方法。
【０１０１】
Ａ１３．  前記第１の事前穿孔連結穴は、前記第１の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔されており、前記第１の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、前記留め具を取り付けることは、前記内側及び外側スパン方向セクションと前記前方及び後方フレームセクションとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第１の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む、項Ａ１〜Ａ５のいずれか１つに記載の方法。
【０１０２】
Ａ１４．  前記第２の事前穿孔連結穴は、前記第２の事前穿孔連結穴のアラインメントの前に事前に穿孔されており、前記第２の事前穿孔連結穴は、実質的に、留め具に対応する等級の穴径のための最終穴サイズである公称穴径に事前穿孔されており、前記留め具を取り付けることは、前記内部構造部材と、前記別の内部構造部材、前記内側スパン方向セクション又は外側スパン方向セクションのうちの少なくとも１つとを互いに対して配置及び固定するための位置決め固定具を用いずに、アラインメントされた前記第２の事前穿孔連結穴に留め具を挿入することを含む、項Ａ８〜Ａ１３のいずれか１つに記載の方法。
【図１】
0006630225.tif 000002
【図２】
0006630225.tif 000003
【図３】
0006630225.tif 000004
【図４】
0006630225.tif 000005
【図５】
0006630225.tif 000006
【図６】
0006630225.tif 000007
【図７】
0006630225.tif 000008
【図８】
0006630225.tif 000009
【図９】
0006630225.tif 000010
【図１０】
0006630225.tif 000011
【図１１】
0006630225.tif 000012
【図１２】
0006630225.tif 000013
【図１３】
0006630225.tif 000014
【図１４】
0006630225.tif 000015
【図１５】
0006630225.tif 000016
【図１６】
0006630225.tif 000017
【図１７】
0006630225.tif 000018