(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機胴体パネルが寝かされた状態で載置される横置き型の航空機胴体組立治具に対する航空機胴体パネルのハンドリング方法であって、
前記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、前記ベースから前記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、前記受け部材に設けられた、空気圧が供給されたときに前記スキンを前記受け部材の受け面から浮き上がらせて前記航空機胴体パネルをスライド可能に支持する空気浮上装置と、を含み、
前記航空機胴体パネルを保持する額縁治具を前記航空機胴体組立治具の両脇に設置された支持台上に載置する工程と、
前記複数の電動シリンダにより前記航空機胴体パネルを前記額縁治具から持上げる工程と、
前記空気浮上装置に空気圧を供給して前記航空機胴体パネルをスライド可能にする工程と、
前記航空機胴体パネルをスライドさせながら位置決めする工程と、
前記航空機胴体パネルの位置決め後に前記空気浮上装置への空気圧の供給を停止する工程と、
を含む、航空機胴体パネルのハンドリング方法。
【請求項２】
前記航空機胴体パネルに複数の航空機胴体フレームを接合した後に、前記空気浮上装置に空気圧を供給して前記航空機胴体パネルをスライド可能にする工程と、
前記航空機胴体パネルをスライドさせながら前記額縁治具による保持が可能な位置に移動する工程と、
前記複数の電動シリンダにより前記航空機胴体パネルを降下させて前記額縁治具に保持する工程と、
前記航空機胴体パネルを保持する前記額縁治具を前記航空機胴体組立治具上から別の場所へ搬送する工程と、
を含む、請求項１に記載の航空機胴体パネルのハンドリング方法。
【請求項３】
前記空気浮上装置は、空気圧が供給されたときに転動可能な球が前記受け部材の受け面から突出する空気浮上式ベアリングである、請求項１または２に記載の航空機胴体パネルのハンドリング方法。
【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に関する。また、本発明は、その航空機胴体組立治具に対する航空機胴体パネルのハンドリング方法に関する。
【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を提供することを目的とする。また、本発明は、その航空機胴体組立治具に対する航空機胴体パネルのハンドリング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、航空機胴体パネルが寝かされた状態で載置される横置き型の航空機胴体組立治具であって、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、前記ベースから前記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、前記受け部材に設けられた、空気圧が供給されたときに前記スキンを前記受け部材の受け面から浮き上がらせて前記航空機胴体パネルをスライド可能に支持する空気浮上装置と、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】
ところで、横置き型の航空機胴体組立治具上には、航空機胴体パネルがクレーンにより載置される。しかし、航空機胴体パネルをクレーンで搬送しながら位置決めするには、ミリ単位よりも小さな位置調整が困難である。これに対し、本発明では、受け部材に空気浮上装置が設けられているので、受け部材が航空機胴体パネルのスキンに当接した状態で空気浮上装置に空気圧を供給すれば、航空機胴体パネルがスライド可能となる。従って、航空機胴体パネルを空気浮上装置で支持しながら高精度に位置決めすることができる。
【００１１】
例えば、前記空気浮上装置は、空気圧が供給されたときに転動可能な球が前記受け部材の受け面から突出する空気浮上式ベアリングであってもよい。
【００１２】
また、本発明の航空機胴体パネルのハンドリング方法は、上記の航空機胴体組立治具に対する航空機胴体パネルのハンドリング方法であって、前記航空機胴体パネルを保持する額縁治具をクレーンにより前記航空機胴体組立治具の両脇に設置された支持台上に載置する工程と、前記複数の電動シリンダにより前記航空機胴体パネルを前記額縁治具から持上げる工程と、前記空気浮上装置に空気圧を供給して前記航空機胴体パネルをスライド可能にする工程と、前記航空機胴体パネルをスライドさせながら位置決めする工程と、前記航空機胴体パネルの位置決め後に前記空気浮上装置への空気圧の供給を停止する工程と、を含む、ことを特徴とする。
【００１３】
電動シリンダの操作により受け部材を設計位置に移動させた状態で、航空機胴体組立治具上に航空機胴体パネルを載置した場合には、特定の電動シリンダに負荷が集中するおそれがある。これに対し、上記のハンドリング方法によれば、電動シリンダが静止状態の航空機胴体パネルを持ち上げるため、電動シリンダにかかる負荷を均一化することができる。
【００１４】
上記のハンドリング方法は、前記航空機胴体パネルに複数の航空機胴体フレームを接合した後に、前記空気浮上装置に空気圧を供給して前記航空機胴体パネルをスライド可能にする工程と、前記航空機胴体パネルをスライドさせながら前記額縁治具による保持が可能な位置に移動する工程と、前記複数の電動シリンダにより前記航空機胴体パネルを降下させて前記額縁治具に保持する工程と、前記航空機胴体パネルを保持する前記額縁治具をクレーンにより前記航空機胴体組立治具上から別の場所へ搬送する工程と、を含んでもよい。この構成によれば、航空機胴体パネルに航空機胴体フレームが接合されたパネル組立体を額縁治具で保持しながらクレーンにより別の場所へ搬送することができる。
【発明の効果】
【００１５】
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】
【００１６】
【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】（ａ）および（ｂ）は図５のVI−VI線に沿った断面図であり、（ａ）は空気浮上式ベアリングに空気圧が供給されていない状態を示し、（ｂ）は空気浮上式ベアリングに空気圧が供給された状態を示す。
【図７】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８】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９】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１０】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１１】額縁治具および航空機胴体パネルの斜視図である。
【図１２】航空機胴体パネルを保持する額縁治具が支持台上に載置された状態を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
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。
【００１８】
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。
【００１９】
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。航空機胴体組立治具２は、その上に航空機胴体パネル１１が寝かされた状態で載置される横置き型である。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。航空機胴体組立治具２の両脇には、後述する額縁治具９が載置される複数の支持台２５が設置されている。
【００２０】
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。
【００２１】
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。
【００２２】
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。
【００２３】
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７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８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。
【００２４】
図７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。
【００２５】
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。
【００２６】
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。
【００２７】
同様に、図８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。
【００２８】
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８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８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。
【００２９】
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。
【００３０】
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。
【００３１】
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。
【００３２】
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。
【００３３】
受け部材５１には、空気浮上装置８が設けられている。空気浮上装置８は、空気圧が供給されたときに航空機胴体パネル１１のスキン１２を受け部材５１の受け面５２から浮き上がらせて航空機胴体パネル１１をスライド可能に支持する。本実施形態では、空気浮上装置８が空気浮上式ベアリング８Ａである。ただし、空気浮上装置８は、例えば、空気圧が供給されたときに空気を受け面５２から吹き出してスキン１２と受け面５２との間にエアギャップを作り出す非接触装置であってもよい。
【００３４】
空気浮上式ベアリング８Ａは、図６（ａ）に示すように、受け面５２の中央に埋め込まれている。受け部材５１の側面には開口５３が設けられており、この開口５３を通じて空気浮上式ベアリング８Ａの空気接続口に空気配管が接続される。ただし、空気浮上式ベアリング８Ａは、例えばブラケットを介して受け部材５１の側面に取り付けられてもよい。
【００３５】
空気浮上式ベアリング８Ａは、転動可能な球８１を有する。球８１は、空気浮上式ベアリング８Ａに空気圧が供給されていないときは、図６（ａ）に示すように受け面５２よりも後退しており、空気浮上式ベアリング８Ａに空気圧が供給されたときに、図６（ｂ）に示すように受け面５２から突出する。
【００３６】
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９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。
【００３７】
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。
【００３８】
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。
【００３９】
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９中に二点鎖線で示す位置）と径方向内側の非係合位置（図９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９中に二点鎖線で示す位置）と径方向内側の非係合位置（図９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。
【００４０】
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。
【００４１】
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。
【００４２】
図１０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。
【００４３】
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１０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１０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。
【００４４】
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。
【００４５】
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１０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。
【００４６】
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。
【００４７】
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。
【００４８】
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。
【００４９】
ところで、横置き型の航空機胴体組立治具２上には、航空機胴体パネル１１がクレーンにより載置される。しかし、航空機胴体パネル１１をクレーンで搬送しながら位置決めするには、ミリ単位よりも小さな位置調整が困難である。これに対し、本実施形態では、受け部材５１に空気浮上式ベアリング８Ａが設けられているので、受け部材５１が航空機胴体パネル１１のスキン１２に当接した状態で空気浮上式ベアリング８Ａに空気圧を供給すれば、航空機胴体パネル１１がスライド可能となる。従って、航空機胴体パネル１１を空気浮上式ベアリング８Ａで支持しながら高精度に位置決めすることができる。
【００５０】
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。
【００５１】
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。
【００５２】
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。
【００５３】
次に、航空機胴体組立治具２に対する航空機胴体パネル１１のハンドリング方法を説明する。
【００５４】
まず、図１１に示すような額縁治具９を用いて航空機胴体パネル１１を搬送する。額縁治具９は、航空機胴体パネル１１を保持するためのものである。本実施形態では、額縁治具９が、航空機胴体パネル１１の軸方向に延びる一対の縦フレーム９１と、縦フレーム９１同士を橋架する、航空機胴体パネル１１の周方向に延びる複数（図例では３つ）の横フレーム９２を含む。ただし、額縁治具９は、航空機胴体パネル１１を保持可能であれば、どのような構造を有していてもよい。
【００５５】
航空機胴体パネル１１を搬送する前の事前準備として、航空機胴体組立治具２に、全ての航空機胴体フレーム１５を仮にセットする。例えば、各航空機胴体フレーム１５を、対応する第１および第２フレームインデックス３１，３２の近くでサイドビーム２１および中央ビーム２２上に載置する。また、電動シリンダ５を縮めて、全ての受け部材を、後述するように額縁治具９が支持台２５上に載置されたときに、航空機胴体パネル１１と接触しない位置に後退させる。さらに、第１および第２ストリンガーインデックス７１，７２を非係合位置に移動するとともに、第１および第２エッジインデックス６１，６２を非当接位置に移動する。
【００５６】
事前準備が完了すれば、図１２に示すように、航空機胴体パネル１１を保持する額縁治具９をクレーン（図示せず）により支持台２５上に載置する。ついで、電動シリンダ５を伸ばして、電動シリンダ５により航空機胴体パネル１１を額縁治具９から持上げながら、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位置させる。その後、図３に示すように、各航空機胴体フレーム１５を対応する第１および第２フレームインデックス３１，３２に固定して正規の位置に位置決めする。
【００５７】
次に、全ての空気浮上式ベアリング８Ａに空気圧を供給して航空機胴体パネル１１をスライド可能にする。これと同時に、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を当接位置に移動する。
【００５８】
その後、航空機胴体パネル１１をスライドさせながら、ストリンガーインデックス（７１または７２）およびエッジインデックス（６１と６２のどちらかと６３）により規定される正規の位置に位置決めする。航空機胴体パネル１１の位置決め後は、空気浮上式ベアリング８Ａへの空気圧の供給を停止し、航空機胴体パネル１１のスキン１２を全ての受け部材５１の受け面５２に全面的に接触させる。
【００５９】
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。
【００６０】
上記のハンドリング方法によれば、以下のメリットが得られる。電動シリンダ５の操作により受け部材５１を設計位置に移動させた状態で、航空機胴体組立治具２上に航空機胴体パネル１１を載置した場合には、特定の電動シリンダ５に負荷が集中するおそれがある。これに対し、上記のハンドリング方法によれば、電動シリンダ５が静止状態の航空機胴体パネル１１を持ち上げるため、電動シリンダ５にかかる負荷を均一化することができる。
【００６１】
航空機胴体パネル１１に航空機胴体フレーム１５を接合した後は、上記の手順と逆の手順で航空機胴体パネル１１のハンドリングを行う。まず、全ての空気浮上式ベアリング８Ａに空気圧を供給して航空機胴体パネル１１をスライド可能にする。ついで、航空機胴体パネル１１をスライドさせながら額縁治具９による保持が可能な位置に移動する。その後、電動シリンダ５により航空機胴体パネル１１を降下させて額縁治具９に保持する。最後に、航空機胴体パネル１１を保持する額縁治具９をクレーンにより航空機胴体組立治具２上から別の場所へ搬送する。この方法によれば、航空機胴体パネル１１に航空機胴体フレーム１５が接合されたパネル組立体を額縁治具９で保持しながらクレーンにより別の場所へ搬送することができる。
【００６２】
（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。
【００６３】
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。
【００６４】
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。
【００６５】
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。
【００６６】
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】
【００６７】
１１  航空機胴体パネル
１２  スキン
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
２５  支持台
３１，３２  フレームインデックス
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
８    空気浮上装置
８Ａ  空気浮上式ベアリング
８１  球
９    額縁治具
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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