(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼外板を製造する方法であって、
その上に配置された繊維強化樹脂材料の１つ以上の層を支持するように構成される凹状のツール表面を有する翼外板用ツールを提供するステップを含み、当該ツール表面は、当該繊維強化樹脂材料の外側モールド線を規定し、前記方法はさらに、
第１の翼のための第１の外板を製造するステップを含み、当該第１の外板を製造するステップは、
当該ツール表面の第１の部分に亘り予め製作された繊維強化樹脂材料の第１の部分を位置付けて当該ツール表面の当該第１の部分を少なくともほぼ覆い、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分上に繊維強化樹脂材料の積層のみによる追加部分を位置付けて構築区域を形成し、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を硬化させて、繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を固めて第１の翼外板を形成し、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を硬化させた後に、当該構築区域に小骨溝を機械加工し、
当該翼外板用ツールから当該第１の翼外板を取り外すことによって行なわれ、当該第１の翼外板は、第１のスパン長さだけ、第１の根元部分から間隔を空けて配置された第１の先端部分を有し、前記方法はさらに、
第２の翼のための第２の外板を製造するステップを含み、当該第２の外板を製造するステップは、
当該ツール表面の第２の部分に亘り、予め製作された繊維強化樹脂材料の第２の部分を位置付けて当該ツール表面の当該第２の部分を少なくともほぼ覆い、
繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を硬化させて、繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を固めて第２の翼外板を形成することによって行なわれ、当該第２の翼外板は、第２のスパン長さだけ、第２の根元部分から間隔を空けて配置された第２の先端部分を有し、当該第２のスパン長さは、当該第１のスパン長さ未満である、方法。
【請求項２】
当該第１の翼外板は第１の形状を有し、第２の翼のための第２の外板を製造するステップはさらに、当該第２の翼が当該第１の形状とは異なる第２の形状を有するように当該ツール表面の形状を変更するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
当該第１の翼外板は第１の反りを有し、第２の翼のための第２の外板を製造するステップはさらに、当該第２の翼が当該第１の反りとは異なる第２の反りを有するように当該ツール表面の形状を変更するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
当該第１の翼外板は第１の捩れを有し、第２の翼のための第２の外板を製造するステップはさらに、当該第２の翼が当該第１の捩れとは異なる第２の捩れを有するように当該ツール表面の形状を変更するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
当該ツール表面を基準とした、当該第１の翼外板内の第１の溝と同じ位置において、当該第２の翼外板内に第２の溝を形成するステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
一系統群の異なる航空機の翼のための翼外板を製造する方法であって、
その上に配置された繊維強化樹脂材料の１つ以上の層を支持するように構成された、適合するツール表面を有する翼外板用ツールを提供するステップを含み、当該ツール表面は、当該繊維強化樹脂材料の外側モールド線を規定し、前記方法はさらに、
第１の翼のための第１の外板を製造するステップを含み、当該第１の外板を製造するステップは、
当該ツール表面を第１の形状にし、
当該ツール表面を当該第１の形状に維持したまま、当該ツール表面の第１の部分に亘り予め製作された繊維強化樹脂材料の第１の部分を位置付けて当該ツール表面の当該第１の部分を少なくともほぼ覆い、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分上に繊維強化樹脂材料の積層のみによる追加部分を位置付け、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を硬化させて、繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を固めて第１の翼外板を形成し、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を硬化させた後に、繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分内に、構造部材を受けるように構成された溝を形成し、
当該翼外板用ツールから当該第１の翼外板を取り外すことによって行なわれ、当該第１の翼外板は、第１のスパン長さだけ、第１の根元部分から間隔を空けて配置された第１の先端部分を有し、前記方法はさらに、
第２の翼のための第２の外板を製造するステップを含み、当該第２の外板を製造するステップは、
当該第１の形状から第２の形状に当該ツール表面の形状を変更し、
当該ツール表面を当該第２の形状に維持したまま、当該ツール表面の当該第１の部分とは異なる、当該ツール表面の第２の部分に亘り、予め製作された繊維強化樹脂材料の第２の部分を位置付けて当該ツール表面の当該第２の部分を少なくともほぼ覆い、
繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を硬化させて、繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を固めて第２の翼外板を形成することによって行なわれ、当該第２の翼外板は、第２のスパン長さだけ、第２の根元部分から間隔を空けて配置された第２の先端部分を有し、当該第２のスパン長さは、当該第１のスパン長さ未満である、方法。
【請求項７】
当該第１の翼外板は第１の反りを有し、当該第１の形状から第２の形状に当該ツール表面の形状を変更することは、当該第２の翼が当該第１の反りとは異なる第２の反りを有するように当該ツール表面の形状を変更することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
当該第１の翼外板は第１の捩れを有し、当該第１の形状から第２の形状に当該ツール表面の形状を変更することは、当該第２の翼が当該第１の捩れとは異なる第２の捩れを有するように当該ツール表面の形状を変更することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項９】
当該ツール表面を第１の形状にすることは、当該ツール表面を当該第１の形状に形成するように、当該ツール表面に動作可能に結合された複数の作動装置を自動的に制御することを含み、当該ツール表面の形状を当該第１の形状から第２の形状に変更することは、当該ツール表面を当該第１の形状とは異なる第２の形状に形成するように、当該複数の作動装置を自動的に制御することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１０】
当該ツール表面の形状を変更することは、コンピュータプログラムからの命令に応答して、当該ツール表面の形状を自動的に変更することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１１】
当該ツール表面の形状を変更することは、コンピュータプログラムからの命令に応答して、当該ツール表面に動作可能に結合された１つ以上の作動装置を自動的に伸長させることを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１２】
当該ツール表面の第１の部分に亘り繊維強化樹脂材料の第１の部分を位置付けることは、第１のコンピュータプログラムからの命令に応答して、当該ツール表面上に繊維強化樹脂材料を自動的に位置付けることを含み、
当該ツール表面の形状を変更することは、第２のコンピュータプログラムからの命令に応答して当該ツール表面の形状を自動的に変更することを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１３】
当該ツール表面上に繊維強化樹脂材料の第１の部分を位置付けることは、翼先端領域から翼根元領域まで、当該ツール表面の全長に亘り、繊維強化樹脂材料の当該第１の部分を延在させることを含み、当該ツール表面上に繊維強化樹脂材料の第２の部分を位置付けることは、当該翼先端領域から当該翼根元領域の手前まで、当該ツール表面の部分的な長さに亘り、繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を延在させることを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１４】
適合するツール表面を有する翼外板用ツールを提供するステップは、台形の平面形状を有する翼外板用ツールを提供するステップを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項１５】
一系統群の異なる航空機の翼のための翼外板を製造する方法であって、
その上に配置された繊維強化樹脂材料の１つ以上の層を支持するように構成された、適合するツール表面を有する翼外板用ツールを提供するステップを含み、当該ツール表面は、当該繊維強化樹脂材料の外側モールド線を規定し、前記方法はさらに、
第１の翼のための第１の外板を製造するステップを含み、当該第１の外板を製造するステップは、
当該ツール表面の第１の部分に亘り予め製作された繊維強化樹脂材料の第１の部分を位置付けて当該ツール表面の当該第１の部分を少なくともほぼ覆い、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分上に繊維強化樹脂材料の積層のみによる追加部分を位置付けて構築区域を形成し、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を硬化させて、繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を固めて第１の翼外板を形成し、
繊維強化樹脂材料の当該第１の部分および繊維強化樹脂材料の積層のみによる当該追加部分を硬化させた後に、当該構築区域に小骨溝を機械加工し、
当該翼外板用ツールから当該第１の翼外板を取り外すことによって行なわれ、当該第１の翼外板は、第１のスパン長さだけ、第１の根元部分から間隔を空けて配置された第１の先端部分を有し、前記方法はさらに、
第２の翼のための第２の外板を製造するステップを含み、当該第２の外板を製造するステップは、
当該ツール表面の形状を変更し、
当該ツール表面の当該第１の部分とは異なる、当該ツール表面の第２の部分に亘り、予め製作された繊維強化樹脂材料の第２の部分を位置付けて当該ツール表面の当該第２の部分を少なくともほぼ覆い、
繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を硬化させて、繊維強化樹脂材料の当該第２の部分を固めて第２の翼外板を形成することによって行なわれ、当該第２の翼外板は、第２のスパン長さだけ、第２の根元部分から間隔を空けて配置された第２の先端部分を有し、当該第２のスパン長さは、当該第１のスパン長さ未満である、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
以下の開示は一般に、航空機の翼を製造するための方法およびシステムに関し、より特定的には、一系統群の航空機の翼を製造するための方法およびシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
背景
ジェット輸送航空機の製造業者らはしばしば、元のベースモデルから派生した航空機の系列を開発する。このアプローチは、共通部品およびアセンブリの使用によって製造および開発コストを削減する。通常、派生モデルは、乗客定員が増大するため、より経済的にかつ有益に運航される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
乗客定員の増大の多くは機体を伸長させることから生じているが、場合によっては、翼の面積を増加させることによって乗客定員（および／または燃料容量、貨物積載能力など）を増加させることも有利である。しかしながら、従来の航空機の翼構造は、翼の面積を増加させるよう修正するのが容易ではない。これは残念ながら、翼の増大が実際には、機体の増大よりも幅広い範囲の航空機サイズオプション（すなわち総重量）をもたらすかもしれないためである。
【０００４】
従来のジェット輸送機の翼の主要構造は通常、アルミニウムおよび他の金属から製造される。このタイプの構造は、構築するのに極めて大きな労働力を要し得る。なぜなら、構成部品の多くが本質的には、或る特定の航空機モデルに独自の手製の特注部品であるためである。これに関連する結果として、これらの部品のアセンブリも同様に、その特定の航空機モデルに独自のものであることが多々ある。これらの要因により、一系統群の航空機の翼を元のモデルに基づいて経済的に開発することが困難になる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
概要
この概要は、読者の利益のためにのみ提供されており、特許請求の範囲に記載されたようなこの発明を制限する意図はない。
【０００６】
この発明は一般に、複合構造を製造するための方法およびシステムに向けられている。より特定的には、この発明は、航空機用複合構造を製造するための方法およびシステムに向けられている。この発明の一局面に従った複合積層体を製造するためのツールアセンブリは、可動支持システムによって担持されたツールプレートを含む。ツールプレートは、繊維強化樹脂材料の１つ以上の層を支持するよう構成されたツール表面を有する。ツール表面は、繊維強化樹脂材料の外側モールド線（ＯＭＬ）を規定する。可動支持システムは、コントローラからの信号に応答してツール表面の形状を自動的に変更し、異なる積層体用にＯＭＬを変えるよう構成されている。一実施例では、可動支持システムは、ツールプレートに動作可能に結合された複数のテレスコープ式作動装置を含み得る。テレスコープ式作動装置の各々は、ツール表面の形状を変更するように中心軸に沿って伸長可能および収縮可能である。
【０００７】
この発明の別の局面に従って構成された航空機の翼は、第１の翼外板と第２の翼外板との間に延びる複数の翼小骨を含む。第１の翼外板は繊維強化樹脂材料から形成可能であり
、第１の内側表面に隣接して位置付けられた複数の第１の小骨溝を含み得る。第２の翼外板も繊維強化樹脂材料から形成可能であり、第２の内側表面に隣接して位置付けられた複数の第２の小骨溝を含み得る。この発明のこの局面では、第１の翼外板と第２の翼外板との間に延びる翼小骨の各々は、第１の小骨溝のうちの１つに受けられる第１の部分と、第２の小骨溝のうちの対向する１つに受けられる第２の部分とを含む。
【０００８】
一実施例では、第１の翼外板はさらに、複数の第１の小骨溝に対して交差する方向に延びる第１の桁溝を含み得る。第２の翼外板はさらに、複数の第２の小骨溝に対して交差する方向に延びる第２の桁溝を含み得る。この実施例では、航空機の翼はさらに、第１の翼外板と第２の翼外板との間に延び、かつ第１の桁溝に受けられる第１の部分と第２の桁溝に受けられる第２の部分とを有する翼桁を含み得る。
【０００９】
この発明のさらに別の局面に従った航空機の翼を製造する方法は、ツール表面を有する翼外板ツールを提供するステップと、ツール表面に繊維強化樹脂材料の第１の部分を位置付けることによって第１の翼のための第１の外板を製造するステップとを含む。この方法は、繊維強化樹脂材料の第１の部分を硬化させて第１の翼外板を形成するステップと、硬化後、翼外板ツールから第１の翼外板を取外すステップとをさらに含み得る。この方法は加えて、ツール表面に繊維強化樹脂材料の第２の部分を位置付けることによって第２の翼のための第２の外板を製造するステップと、繊維強化樹脂材料の第２の部分を硬化させて第２の翼外板を形成するステップとを含み得る。この発明のこの局面では、第１の翼外板は、第１のスパン長さだけ第１の根元部分から間隔を空けて配置される第１の先端部分を有し、第２の翼外板は、第１のスパン長さよりも短い第２のスパン長さだけ第２の根元部分から間隔を空けて配置される第２の先端部分を有する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
詳細な説明
以下の開示は、一系統群の航空機の翼を元の翼のモデルに基づいて製造するための方法およびシステムを説明している。翼は、一系統群のジェット輸送航空機といった一系統群の異なる航空機のために使用可能である。翼は、翼の面積、翼幅、エアフォイル型、捩れなどを含む多数の異なる寸法的局面において異なり得る。以下の説明において、この発明のさまざまな実施例の完全な理解を提供するために、或る詳細が述べられる。しかしながら、航空機および航空機の翼にしばしば関連する周知の構造およびシステムを説明する他の詳細は、この発明のさまざまな実施例の説明を不必要に不明瞭にしないよう、以下では述べられない。
【００１１】
図面に示す詳細、寸法、角度および他の特徴の多くは、この発明の特定の実施例を単に例示するものである。したがって、この発明の精神および範囲から逸脱することなく、他の実施例は他の詳細、寸法、角度および特徴を有し得る。さらに、この発明の追加の実施例は、以下に述べる詳細のいくつかがなくても実践可能である。
【００１２】
図面では、同一の参照番号は、同一または少なくとも概して同様の要素を識別する。任意の特定の要素の説明を容易にするために、任意の参照番号の最上位の桁は、その要素が最初に紹介された図面を指している。たとえば、要素１１０は、最初に図１を参照して紹介され、説明されている。
【００１３】
図１は、この発明の一実施例に従って構成された翼外板用ツールアセンブリ１００（ツールアセンブリ１００）の部分概略等角図である。ツールアセンブリ１００は、複合外板１４０の外側モールド線（ＯＭＬ）を形成するツール表面１２２を有するツールプレート１２０を含み得る。ツールプレート１２０は、ニッケル鋼合金（インバール）または当該技術分野において公知の他の好適な材料から形成可能である。例示された実施例では、ツ
ール表面１２２は、翼桁ボックス下方外板のＯＭＬを形成している。特に、この実施例では、ツール表面１２２は、一系統群の翼のうち最大の翼の翼桁ボックスの、一定テーパまたは台形の平面形状を有している。しかしながら、他の実施例では、ツール表面１２２は、航空機および他の構造用の他の外板および／または他のパネルを形成するための他の形状を有し得る。たとえば、以下により詳細に説明するように、別の実施例では、翼桁ボックスの対応する上方外板を形成するために、構造および機能がツールアセンブリ１００と少なくとも概して同様である第２のツールアセンブリ（図示せず）を使用することができる。
【００１４】
例示された実施例のツールプレート１２０は、可動支持システム１２６によって支持される。例示された実施例では、可動支持システム１２６は、ベース構造１１０から上向きに伸長する複数のテレスコープ式作動装置１２４（作動装置１２４ａ〜ｉとして個々に識別される）を含む。作動装置１２４の各々はツールプレート１２０に動作可能に結合されており、ツール表面１２２の湾曲を要望通りに変更するために（図１に概略的に示された）コントローラ１３０からの信号に応答して伸長および収縮可能である。コントローラ１３０は、メモリ１３４に記憶されたコンピュータ読取可能な命令に従って作動装置１２４に信号を送信するプロセッサ１３２を含み得る。コンピュータ読取可能な命令は、一系統群の航空機の翼のための異なる翼外板構成に対応する１つ以上のプログラムを含み得る。コントローラ１３０は、ある特定の翼外板プログラム選択をユーザから受取るためのユーザインターフェイス１３６（たとえばキーボード、キーパッド、ポインティング装置など）をさらに含み得る。
【００１５】
複合外板１４０は、以下のような一実施例において、ツールアセンブリ１００を用いて製造可能である。まず、ユーザ(図示せず)がコントローラ１３０上のユーザインターフェイス１３６を操作して、所望の翼外板構成を選択する。たとえば、ユーザは、ある特定の系統群の翼のうち最大の翼に対応する翼外板構成を選択するかもしれない。プロセッサ１３２は、メモリ１３４に記憶されたプログラムに従って対応する１組の信号を作動装置１２４に送信することにより、この選択に応答する。作動装置１２４は、ツール表面１２２を特定の翼選択に関連する形状へと動かすために必要に応じて個々に伸長および／または収縮することによって、信号に応答する。より特定的には、作動装置１２４は、特定の翼の選択についての正しい反り、捩れ、角度などをツール表面１２２に提供するよう、必要に応じて伸長または収縮する。
【００１６】
次に、自動テープ敷設機１７０、または当該技術分野において公知の他の好適な装置が、繊維強化樹脂材料をツール表面１２２に貼付けて複合外板１４０を形成する。繊維強化樹脂材料は、構造構成部品の製造に一般に使用されるグラファイト／エポキシおよび／または他の複合材料、たとえばガラス、炭素、および／または、エポキシ、ビニルエステルまたはポリエステル熱硬化性プラスチックのポリマーマトリックスに担持されたアラミド繊維を含み得る。テープ敷設機１７０は繊維強化樹脂材料を、ユーザが選択した特定のタイプの翼外板に対応する予め定められた数の層状に、予め定められたパターンおよび配向で貼付ける。しかしながら、他の実施例では、テープ敷設機１７０は省略可能であり、複合材料はツール表面１２２に手で貼付け可能である。
【００１７】
複合外板１４０の繊維強化樹脂材料が一旦ツール表面１２２に貼付けられると、複数の小骨構築区域１５０（小骨構築区域１５０ａ〜ｉとして個々に識別される）において、繊維強化樹脂材料（たとえば複合テープ）の追加部分が複合外板１４０の上部に貼付けられ得る。同様に、追加の繊維強化樹脂材料は、前桁構築区域１５２および後桁構築区域１５４に沿って複合外板１４０に貼付けられ得る。繊維強化樹脂材料のさまざまな断片がツール表面１２２に貼付けられた後で、複合積層は真空にされ、好適な真空バッグシステム（図示せず）の下で硬化のために圧縮される。この点に関し、ベース構造１１０は、積層を
炉、オートクレーブ、または他の好適な硬化場所内へ容易に転がすことができるよう、複数のローラ１１２を含み得る。以下により詳細に説明されるように、硬化後、後桁構築区域１５４、前桁構築区域１５２および小骨構築区域１５０は、後桁１６０、前桁１５８および複数の小骨１５６ａ〜ｉ（図１に想像線で示す）の翼外板１４０への取付けを容易にするために、機械加工され、または他の方法で仕上げられ得る。
【００１８】
例示された実施例のテレスコープ式作動装置１２４のために、さまざまなタイプの作動装置が使用可能である。たとえば、一実施例では、作動装置１２４は液圧で作動され得る。別の実施例では、作動装置１２４は空気圧で作動され得る。さらに別の実施例では、作動装置１２４は機械的におよび／または電気的に作動され得る。作動装置１２４は、伸長／収縮長を測定する位置センサ（図示せず）を含み得る。作動装置１２４はさらに、ツールプレート１２０への取付け用の玉継手（図示せず）を含み得る。そのような継手は、ツール表面１２２の動きに対処するツールプレート１２０の回転を可能にする。加えて、当業者であれば理解するように、さらに別の実施例では、可動支持システム１２６は、ツール表面１２２の形状を変えるために他の形状変更装置を利用可能である。そのような装置は、たとえば、機械駆動ねじ、シザージャッキ、空気袋システム、電磁作動装置、サーボモータ、ラックアンドピニオン式などを含み得る。
【００１９】
上述の実施例の一特徴は、それが、一系統群の航空機用の一連の異なる翼外板を製造するために使用可能であることである。たとえば、ある特定の系統群のうち最大の翼ボックス用の外板を生成する場合、繊維強化樹脂材料は、根元部分１４６から先端部分１４４までのツール表面１２２全体に貼付けられ得る。しかしながら、より小さな翼については、繊維強化樹脂材料は、より小さな翼ボックスに対応するツール表面１２２の部分のみに貼付けられればよい。たとえば、一実施例では、より小さな翼外板は、第１の翼弦線１４１から先端部分１４４へ延びるツール表面１２２の部分のみに繊維強化樹脂材料を貼付けることによって生成可能である。別の実施例では、より小さな翼外板は、根元部分１４６から第２の翼弦線１２４へ延びるツール表面１２２の部分のみに繊維強化樹脂材料を貼付けることによって生成可能である。一系統群の異なる翼外板を製造するために単一のツールアセンブリを使用することの一利点は、それが工具一式のコストを著しく削減可能であることである。
【００２０】
上述の実施例の別の特徴は、構築中の特定のタイプの翼に対処するようツール表面１２２の形状（たとえば反り、捩れ、角度など）を変更するために、可動支持システム１２６がコントローラ１３０によって自動的に作動可能であることである。たとえば、より大きな翼の構築時には、コントローラ１３０は作動装置１２４を必要に応じて伸長および／または収縮させて、結果として生じる翼に好ましい空気力学的特性（たとえば低い抗力）を提供する所望の形状をツール表面１２２に与えることができる。より小さな翼の生成時には、コントローラ１３０は、そのより小さな翼のためにツール表面１２２の形状を最適化することができる。たとえば、より小さな翼は、より大きな翼よりも必要とする捩れが少ない場合がある。加えて、コントローラ１３０はまた、空気力学以外の理由、たとえば構造的、力学的および／または燃料装荷考慮事項を含む理由により、ツール表面１２２を変えるようプログラムされ得る。したがって、ツールアセンブリ１００のさらに別の利点は、それが、同じまたはほぼ同じ平面形状を有するものの、反り、捩れおよび／または他の寸法特性が異なる一連の翼外板を作るために使用可能であることである。
【００２１】
図１を参照して上述された実施例と同様の別の実施例では、作動装置１２４は、ツール表面１２２を予めプログラムされた形状へと動かすためにたとえば複合材料貼付け装置１７０によって伸長および／または収縮される「受動」装置であり得る。この実施例では、材料貼付け装置１７０は、選択された作動装置に解除可能に付着し、必要に応じて作動装置を伸長または収縮させてツール表面に所望の輪郭を提供するヘッド（図示せず）を含み
得る。一旦適切な位置に付くと、作動装置は、ツール表面１２２の形状を維持するよう、自己締付け可能である。
【００２２】
図２Ａ〜２Ｄは、図１の線２Ａ−２Ａに沿った一連の拡大断面図である。これらの図は、図１に示す小骨構築区域１５０の各々に自己ジギング小骨土台２６０（図２Ｃ）を形成する方法におけるさまざまな段階を例示している。まず図２Ａを参照すると、この図は、相互硬化の工程中に複合外板１４０に接合した後の小骨構築区域１５０ｂを示している。図２Ｂに示すように、構築区域１５０ｂの第１の側方部分２６２ａおよび第２の側方部分２６２ｂは、（たとえばコンピュータ数値制御（ＣＮＣ）フライス盤による）硬化の後で除去されて、構築区域１５０ｂにテーパの付いた断面を与えることができる。他の実施例では、小骨土台２６０は、さまざまな構造的および／またはコスト考慮事項に依存して他の断面形状を有し得る。次に、図２Ｃに示すように、構築区域１５０ｂにスロットまたは溝２６４が機械加工され、または他の方法で形成される。図２Ｄに示すように、翼ボックス構造の組立中、翼小骨１５６ｂの下部が次に溝２６４に挿入され、小骨土台２６０に接合され得る。
【００２３】
図３Ａおよび図３Ｂは、図１の線３Ａ−３Ａに沿った拡大断面図である。これらの図は、図１の前桁構築区域１５２に自己ジギング桁土台３６０（図３Ｂ）を形成する方法におけるさまざまな段階を例示している。この方法は、翼小骨土台２６０を形成するための上述の方法と少なくとも概して同様である。たとえば、図３Ａは、相互硬化の工程中に翼外板１４０に接合した後の前桁構築区域１５２を示している。次に図３Ｂを参照すると、第１の側方部分３６２ａおよび第２の側方部分３６２ｂが前桁構築区域１５２から除去されて、桁土台３６０にテーパの付いた断面を与えることができる。次にスロットまたは桁溝３６４が、前桁１５８の下端を受けるために前桁構築区域１５２に機械加工され、または他の方法で形成され得る。
【００２４】
図２Ａ〜３Ｂを参照して上述された実施例の一特徴は、コントローラ１３０（または関連するコントローラ）が、作動装置１２４を制御することに加え、複合材料を敷設し、および／または構築区域にスロットを形成する機器を制御できる、ということである。繊維強化樹脂材料の貼付けを制御するシステムは、翼のサイズの変更に起因する所望の形状寸法のどのような変更にも対処するようプログラム可能である。さらに、異なる荷重条件に対処するよう、異なる位置において積層を必要に応じて変化させるために、異なるソフトウェアプログラムが使用可能である。前述のように、翼の或るサイズから別のサイズへの変更、または或る航空機モデルから別のものへの変更は、コントローラ１３０のメモリ１３４に記憶された新しいソフトウェアプログラムを実行することしか必要としない。
【００２５】
図４は、この発明の一実施例に従って構成された翼ボックス構造４８０の根元部分の分解等角図である。この実施例では、前桁１５８、後桁１６０および翼小骨１５６は、上述の桁土台３６０および小骨土台２６０によって適正に配置され、下方翼外板１４０に接合されている。構造および機能が下方翼外板１４０と少なくとも概して同様である上方翼外板４４０は、同様に、前桁１５８、後桁１６０および翼小骨１５６に配置および接合可能であり、翼ボックス構造４８０が完成する。
【００２６】
上述の小骨土台および桁土台の一特徴は、それらが翼ボックス構築中に小骨および桁をそれぞれ自動的に配置する自己ジギング構造として使用可能であることである。この特徴は、翼製造時間を非常に削減することができる。さらに、一実施例では、所与の一系統群の翼のうちの１つ以上の翼に対し、小骨および／または桁の位置が一定のままであり得る。共通の小骨および桁の位置を利用することは、一系統群の翼に必要な異なる部品の数を非常に減少させ得る。
【００２７】
或る翼モデルから別のものに移行する際に小骨の位置を変更する必要がある場合、桁ボックス外板および土台については同じ基本工具一式を使用できるが、コントローラ１３０（図１）によって実行されるプログラムは、特定のモデル用に新しい小骨の位置および他の変更を反映するよう変更可能である。すなわち、この特定の実施例では、構築プロセスは新しい小骨の場所を区別せず、新しい工具一式も必要ではない。また、これに代えて、別の方法は、一系統群の翼における各翼について予期されるすべての位置に小骨を配置し、構築中の特定のモデル用の荷重に適合するよう、各小骨の強度を調整する。このように、一系統群におけるより小さな翼用の典型的な小骨は、一系統群におけるより大きな翼用のエンジン小骨となる場合がある。同様に、より小さな翼用の着陸装置の小骨は、より大きな翼部材用の典型的な小骨となる場合がある。各々の特定の場合において各小骨の強度を調整することは、各翼についての全重量が少なくともほぼ最適化されることを確実にし得る。
【００２８】
上述の方法およびシステムの一実施例では、ツールアセンブリ１００は下方翼ボックス外板を形成するために使用可能であり、同様のツールが、対応する上方翼ボックス外板を形成するために使用可能である。この特定の実施例の一局面では、ツールアセンブリは、或る特定の系統群における予期される最大の翼用にサイズ設定可能である。その場合、より小さな翼は、繊維強化樹脂材料（すなわち複合材料）を基本ツールの限定された区域に亘って敷設することにより、構築可能である。
【００２９】
一実施例では、一系統群の航空機において最も重い航空機用の最大の翼と機体との組合せがまず設計可能であり、より小さい変形はこの大きなベースラインから派生可能である。このアプローチは、燃料および他の収容について適切な容積規定が機体および／または翼に存在することを可能にし得る。系統群のうち最大の翼構成要素から始め、それが適切な燃料容積を有することを確実にすることは、系統群のより小さい構成要素の各々も適切な燃料容積を有することを確実にするのに役立ち得る。航空機系統群の各構成要素については、翼に対する着陸装置の位置を変更する必要があるかもしれない。機首から機尾にかけての変更だけでなく機内および機外の位置変更双方が起こりそうであり、それにより、特定の小骨における荷重がモデル毎に異なるようになる可能性がある。荷重の変更に対処するために、ある特定のモデル用のギア小骨を、特定の荷重要件用に設計することができる。さらに、系統群の全構成要素について予想されるすべてのギア小骨位置に汎用の小骨を配置することができるが、厚さおよび他の構造的特徴は、その特定の荷重要件にとって独自のものとすることができる。さまざまなエンジンサイズおよび翼上の位置に対処するために、同じアプローチが使用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】この発明の一実施例に従って構成された翼外板用ツールアセンブリの部分概略等角図である。
【図２Ａ】この発明の一実施例に従った、翼小骨を翼外板に接合するための方法の一段階を示す拡大断面図である。
【図２Ｂ】この発明の一実施例に従った、翼小骨を翼外板に接合するための方法の一段階を示す拡大断面図である。
【図２Ｃ】この発明の一実施例に従った、翼小骨を翼外板に接合するための方法の一段階を示す拡大断面図である。
【図２Ｄ】この発明の一実施例に従った、翼小骨を翼外板に接合するための方法の一段階を示す拡大断面図である。
【図３Ａ】この発明の一実施例に従った、翼桁を翼外板に接合するための方法の一段階を示す拡大断面図である。
【図３Ｂ】この発明の一実施例に従った、翼桁を翼外板に接合するための方法の一段階を示す拡大断面図である。
【図４】この発明の一実施例に従って構成された翼ボックスアセンブリの一部の等角図である。
【符号の説明】
【００３１】
１００  ツールアセンブリ、１２０  ツールプレート、１２２  ツール表面、１２４  差動装置、１２６  可動支持システム、１３０  コントローラ、１４０  複合外板。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図４】
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