(57)【要約】本発明は、飛行機の胴体セル構造の構造要素（１）に関する。構造要素（１）はストリンガー構造（２）又は環状をなす前部品であってもよい。この構造要素（１）は複合材料から形成され、炭素繊維により強化されたエポキシ樹脂から形成してもよい。構造要素（１）は、測定システムを用いた位置特定を容易にする少なくとも１つの位置決め補助具（１０，１１）を備える。測定システムとしては、レーザー測定システム及び／又は触知型測定システム（２２）が使用可能である。好適にはレーザー追跡器（１９）であるレーザー測定システムの目標物として、位置決め補助具（１０，１１）に反射器（１２）を間に間隙が生じないように装着することにより、他のコンポーネント（２１）に対する構造要素（１）の空間位置を非接触にて極めて正確に測定することができる。この場合、距離に応じて、構造要素の空間位置を空間のあらゆる方向において最高５００分の１ミリメートルの精度にて測定可能となる。構造要素（１）の位置特定及び配向完了後には、位置決め補助具（１０，１１）から反射器（１２）を除去可能である。又は、触知型測定システム（２２）の測定アーム（２３）により構造要素（１）を測定することもできる。位置決め補助具（１０，１１）は、例えば機械的方法により、構造要素（１）から残留物を残すことなく短時間で除去することができる。本発明による構造要素（１）を使用することにより、空間において正確に配置される複数の構造要素からなる複雑な繊維複合材コンポーネントの製造コストが著しく低減される。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行機の胴体セル構造の構造要素（１）において、前記構造要素（１）がストリンガー構造（２）及び環状をなす前部品のいずれか一方であり、前記構造要素（１）が複合材料から形成され、同複合材料が炭素繊維にて強化されたエポキシ樹脂であり、前記構造要素（１）が、測定システムを用いた位置特定のための少なくとも１つの位置決め補助具（１０，１１）を備え、同少なくとも１つの位置決め補助具（１０，１１）が前記構造要素（１）と一体に形成されることを特徴とする構造要素（１）。
【請求項２】
前記測定システムが、レーザー測定システム及び触知型測定システム（２２）の少なくともいずれか一方であることを特徴とする請求項１に記載の構造要素（１）。
【請求項３】
前記位置決め補助具（１０，１１）がレーザー測定システムを用いた位置特定のための目標物に対して連結可能であり、同目標物が反射器（１２）であることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素（１）。
【請求項４】
前記少なくとも１つの位置決め補助具（１０，１１）が構造要素（１）上において空間的に定義された位置に形成されることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一項に記載の構造要素（１）。
【請求項５】
前記少なくとも１つの位置決め補助具（１０，１１）が構造要素（１）から機械的に除去可能であり、同除去が研磨、ヤスリがけ、粉砕、切断及び切削の少なくともいずれか１つにより行われることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか一項に記載の構造要素（１）。
【請求項６】
前記レーザー測定システムがレーザー追跡器（１９）であることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか一項に記載の構造要素（１）。
【請求項７】
目標物としての反射器（１２）の少なくともいくつかの領域が位置決め補助具（１０，１１）に対して嵌合し、かつ位置決め補助具（１０，１１）と反射器（１２）との間に間隙が生じないように反射器（１２）を位置決め補助具（１０，１１）に対して装着可能であるよう位置決め補助具（１０，１１）の形状が構成されることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか一項に記載の構造要素（１）。
【請求項８】
前記位置決め補助具（１０，１１）が円柱状、円錐状、角錐状及び錐状のいずれか１つをなし、構造要素（１）の基材材料から形成され、エポキシ樹脂から形成されることを特徴とする請求項７に記載の構造要素（１）。
【請求項９】
前記反射器（１２）が保持手段（１３）に受容される鏡であり、同鏡がプリズムミラー（１７）であり、同保持手段（１３）が、保持手段（１３）の少なくともいくつかの領域が位置決め補助具（１０，１１）に対して嵌合するよう位置決め補助具（１０，１１）に装着可能であることを特徴とする請求項１乃至８のいずれか一項に記載の構造要素（１）。
【請求項１０】
前記構造要素（１）と他のコンポーネント（２１）との間の空間的位置関係がレーザー測定システムにより特定可能であり、同他のコンポーネント（２１）がシェル部及び三次元空間の座標系の少なくともいずれか一方であること特徴とする請求項１乃至９のいずれか一項に記載の構造要素（１）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛行機の胴体セル構造の構造要素に関する。構造要素はストリンガー構造又は環状をなす前部品であってもよい。この構造要素は複合材料から形成され、炭素繊維により強化されたエポキシ樹脂から形成してもよい。
【背景技術】
【０００２】
現代の飛行機製造においては、複合材料からなる複合材部品をより多く使用する取り組みがなされている。複合材部品は、好ましくは炭素繊維により強化されたエポキシ樹脂から形成される。しかし、このような複合材部品には寸法誤差が発生する虞がある。このような寸法誤差は、製造上の理由により通常の場合は不可避であり、また再現不可能である。複合材部品から構成される胴体セクションは、いわゆる複数シェル形成により、少なくとも２つのシェルコンポーネントを接合することにより構成される。完全な飛行機胴体セルを製造するためには、複数の胴体セクションを連結することにより飛行機胴体セルが完成される。この際、横方向の継ぎ目が形成される。
【０００３】
シェルコンポーネントは、例えば、少なくとも一次元的に湾曲し、飛行機の長手軸を交差するセクションにより補強されるスキンパネル、及び、例えばストリンガー等の構造要素から形成される。前述のとおり、炭素繊維強化樹脂からなる部品の製造においては寸法誤差が不可避であるため、例えばストリンガーを、後の工程においてスキンパネルに連結される前に正確に測定し、その後、スキンパネル上に配置及び配向する必要がある。そのため、シェルコンポーネントの製造には多くの労力を要する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明はシェルコンポーネントの製造の簡略化を目的とする。具体的には、シェルコンポーネントのスキンパネル上における、ストリンガー及び／又は前部品等の構造要素の配向の簡略化、及び、例えば胴体シェル等の個々のコンポーネントの連結後における、完成したセクションの測定の簡略化を目的とする。
【０００５】
この目的は、請求項１に記載の特徴により達成される。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明による構造要素は、測定システムを用いた位置特定に使用される少なくとも１つの位置決め補助具を備えているため、スキンパネルやシェルコンポーネント等の他のコンポーネントに対する構造要素の空間的配向を著しく簡略化できる。さらに、第２のコンポーネントに対する構造要素の空間的配向の絶対的精度も著しく向上される。
【０００７】
本発明による構造要素の一実施形態においては、測定システムはレーザー測定システム及び／又は触知型測定システムである。
レーザー測定システムを用いることにより、レーザー測定システムと構造要素との間の距離が大き過ぎない場合には、非接触にて極めて正確な測定を行うことができる。
【０００８】
触知型測定システムを用いることにより、大型のコンポーネントを測定する場合、従来のレーザー測定システムに比べてより正確な測定を行うことができる。この場合、位置決め補助具は触知型測定システムの基準点として機能し、測定時の測定位置が正確に同じであるようにしている。
【０００９】
構造要素の他の実施形態においては、位置決め補助具がレーザー測定システムを用いて位置を特定のために目標物に対して連結可能であり、同目標物が反射器であってもよい。
そのため、本発明による、少なくとも１つの一体に形成される位置決め補助具を備える構造要素の、周囲空間（測定システム）及び／又は他のコンポーネントに対する位置を、周知のレーザー測定システムにより極めて正確に測定することができる。ただし、十分に正確な位置情報を取得するためには、レーザー測定システムと測定されるコンポーネントとの距離が過度に大きくてはならない。
【００１０】
構造要素の他の実施形態においては、少なくとも１つの位置決め補助具が構造要素と一体に形成される。
位置決め補助具を構造要素と一体に形成することにより、位置決め補助具が後の工程において強化構造等に配置された場合に生じ得る測定誤差の可能性を完全に排除することができる。
【００１１】
構造要素の他の実施形態においては、少なくとも１つの位置決め補助具が構造要素上において空間的に定義された位置に形成される。
本発明による構造要素は、例えば、「ＲＴＭ法」（樹脂注入成形法）により形成される。本方法においては、予成形された強化繊維構成が例えば二部型に挿入され、二液型エポキシ樹脂等の、硬化可能な樹脂材料により完全に浸透される。この時、圧力及び／又は熱が加えられる。強化繊維構成としては、互いに重なりあう複数の層として、力の流れにより最適化されて延びる炭素繊維が一般的に用いられる。製造するコンポーネントの空間的形状は、ＲＴＭ工程において型により極めて正確に予め設定されるが、温度変化による収縮の結果生じる許容値からの逸脱を排除することはできない。本発明による構造要素は、成形に型を用いる方法であればいかなる方法で形成してもよい。構造要素の製造工程において、構造要素上に配置される位置決め補助具を、構造要素の他の部分と一体に形成してもよい。つまり、注入成形技術におけるバリやシームの形成と同様の様態にて形成することができる。そして、この形成は、例えば型に小さいくぼみや凹部を配することにより行われる。こうすることにより、位置決め補助具の製造のために別の工程を設ける必要がない。位置決め補助具が構造要素の形成時に同時に形成され、かつ、例えばストリンガー構造の中心線の領域において正確に定義された空間位置に配置されるため、その後の強化構造の空間位置測定が容易になる。さらに、構造要素の空間位置を極めて正確に測定することが可能となる。位置決め補助具の空間位置は、型のＣＡＤデータを用いて極めて正確に測定することができる。
【００１２】
本発明の他の実施形態においては、少なくとも１つの位置決め補助具が構成要素から機械的に除去可能であり、同除去が研磨、ヤスリがけ、粉砕、切断及び切削の少なくともいずれか１つにより行われる。
【００１３】
このため、測定後に位置決め補助具を構造要素から簡単に除去することができ、後の工程に悪影響を与えない。さらに、例えば所定の小さな切断点を位置決め補助具に設けることにより、位置決め補助具の切断や削ぎ取りをより容易に行うことができ、位置決め補助具を所定の点において除去することができる。三次元空間においてコンポーネントを正確に測定するためには、少なくとも３つの測定点、すなわち少なくとも３つの位置決め補助具が必要である。
【００１４】
構造要素のレーザー測定システムはレーザー追跡器であってもよい。
レーザー追跡器を用いることにより、レーザー追跡器の位置に対する、静止又は移動している測定対象物の絶対位置を特定することができる。測定対象物には、レーザー追跡器が発するレーザー放射を反射する反射器を配する必要がある。反射器は、ストリンガー、クロスバー、前部品等の構造要素上において正確に定義された空間位置に、本発明による位置決め補助具を用いて配置される。構成要素上における反射器の空間位置は、製造ＣＡＤデータにより予め設定されているため周知である。この空間位置は、すべての構造コンポーネントの互いの相対位置を測定する際の基準値となる。反射器を位置決め補助具に装着することにより、もしくは、反射器を位置決め補助具上に何らかの方法で配置することにより、レーザー追跡器により、構造要素の空間位置を最高５００分の１ミリメートルの精度にて測定可能となる。
【００１５】
本発明による構造要素の他の実施形態が、請求項に記載される。
図面においては、同一の部材には同一の符号を付した。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明による構造要素の一実施形態を示す概略図。
【図２】レーザー測定システムのための反射器が装着された図１の構造要素を示す拡大正面図。
【図３】触知型測定システムを用いた位置検知時における、コンポーネントに配置された図２の構造要素を示す概略図。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
本発明の構造要素の一実施形態として、いわゆるΩ型ストリンガー構造２を図１に示す。ストリンガー構造２は、断面形状がほぼ台形である中央部３を有する。中央部３は水平な上面４を有し、上面４の各側は、傾斜をなす側面５，６に連結されている。側面５，６は水平に延びるフランジ７，８にそれぞれ移行する。形状の異なる位置決め補助具１０，１１が、ストリンガー構造２の中心線９の領域に互いに前後するよう離間して配置される。
【００１８】
ストリンガー構造２は、炭素繊維強化エポキシ樹脂を用いてＲＴＭ法により例えば製造可能である。ストリンガー構造２のその他の部分と異なり、位置決め補助具１０，１１は繊維により強化されておらず、炭素繊維が埋め込まれるストリンガー構造２の樹脂基材の形成に用いられる樹脂のみにより形成される。ＲＴＭ法は、位置決め補助具１０，１１の形成に好適である。ストリンガー構造２及びその他の構造要素は、上型及び下型からなる型を用いて「熱形成」処理により形成するか、もしくは、適宜な器具を用いて冷形成処理により形成される。構造要素の形成に用いられる樹脂系の粘度はオートクレーブ処理及び硬化工程において減少し、型のくぼみや、潜在する余剰な樹脂により、所定の位置に位置決め補助具が形成される。
【００１９】
コンポーネントの形成時には基材において余剰な樹脂が通常の場合存在し、この余剰樹脂が位置決め補助具の一体形成に用いられる。位置決め補助具１０，１１はＲＴＭ法により形成される。ここで使用する型はくぼみを有し、このくぼみの形状は、位置決め補助具１０，１１の所望の形状に対応する。図１に示す実施形態においては、前側の位置決め補助具１０は円柱状をなし、後側の位置決め補助具１１は円錐状をなす。位置決め補助具１０，１１には、反射器が、理想的には位置決め補助具１０，１１と反射器との間に間隙が生じないように装着される。この反射器とレーザー追跡器（図２等）により、他のコンポーネント（図示しない）に対するストリンガー構造２の位置を極めて正確に測定することが可能となる。
【００２０】
通常の場合、位置決め補助具１０，１１の表面形状は、反射器が位置決め補助具１０，１１に対してくぼみや、理想的には間隙が生じない状態で装着可能な形状であれば、いかなる形状であってもよい。位置決め補助具１０，１１はストリンガー構造２の樹脂基材のみを用いて形成されるため、レーザー追跡器による位置決め完了後に、所定の切断点の領域における研磨、切除、研削、粉砕、ヤスリがけ、せん断等により、残留物を残すことなく短時間でストリンガー構造２から除去することができる。図１においては位置決め補助具１０，１１が中心線９上に配置されているが、これ以外にも、中央部３、側面５，６の領域、フランジ７，８の領域等、位置決め補助具１０，１１の位置の正確な空間座標が特定可能である限り、ストリンガー構造２のいずれの場所に配置してもよい。空間座標は、一般的に、ストリンガー構造２の形成に用いた型のＣＡＤ形状データから極めて正確に取得可能である。
【００２１】
図１の円柱状をなす位置決め補助具１０を有する、構造要素１すなわちΩ型ストリンガー構造２の拡大概略図を図２に示す。レーザー測定システムの目標物として、反射器１２が位置決め補助具１０に装着される。さらに、位置決め補助具１０は締め付け及び／留め機構を有し、反射器１２を確実かつ均一に配置可能となっている。締め付け及び／又は留め機構は、測定完了後に位置決め補助具１０から反射器１２を解放する。例えば、留め機構は、位置決め補助具１０に配置されるばね仕掛けのボールとして形成してもよい。このボールの少なくともいくつか領域は、このボールに対応するよう構成された反射器１２のくぼみに挿入され、嵌合する。反射器１２は、ボール１４を有する保持手段１３を備える。保持手段１３の下面にはくぼみ１５が形成され、くぼみ１５の少なくともいくつかの領域は、位置決め補助具１０に装着されて嵌合する。もしくは、くぼみ１５は位置決め補助具１０に連結される。これにより、保持手段と位置決め補助具１０との間に間隙がほとんど生じない一時的な機械的連結がもたらされる。さらに、保持手段１３の上面には、わずかに凹んだくぼみ、すなわちドーム型のくぼみ１３が形成され、このくぼみ１３が理想的には間に間隙を有さずにボール１４を受容する。ボール１４の内部には、レーザー測定システムとして機能するレーザー追跡器が発するレーザー光と相互に作用するプリズムミラー１７が配置される。
【００２２】
反射器１２、すなわちレーザー追跡器１９の目標物は内部にコンポーネントを有するが、これらのコンポーネントとしては測定技術分野の標準部品を、例えば、独国のＬｅｉｃａ−Ｇｅｏｓｙｓｔｅｍｓ（登録商標）、Ｆａｒｏ（登録商標）、Ａｕｔｏｍａｔｅｄ  Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ（ＡＰＩ）（登録商標）有限責任会社等より入手可能である。レーザー光１８と、プリズムミラー１７又はボール１４との相互作用により、レーザー追跡器１９が、周囲空間及びコンポーネント２１に対する反射器１２内のプリズムミラー１７の空間位置情報２０、すなわちストリンガー構造２の空間位置情報２０を極めて正確に取得することができる。このコンポーネント２１は、例えば、ストリンガー構造２により補強されるシェルコンポーネントのスキンパネルであってもよい。空間位置情報２０は、例えば、最高精度が５００分の１ミリメートルであるデカルト座標としてもよい。位置決め補助具１０，１１に一時的に装着され、レーザー追跡器１９と連係する光学反射器１２は、レーザー追跡器１９と相互に作用して位置情報２０を生成可能であり、かつ間に間隙を生じずに位置決め補助具１０，１１に装着可能である反射器であれば、いかなる光学反射器を用いてもよい。この場合、保持手段１３（アダプタ）やボール１４は必ずしも必要ではない。本発明による位置決め補助具１０，１１は、前部品、クロスバー、長手方向支持具、連結用角ブラケット、支持用角ブラケット、前櫛状部、安定用角ブラケット等、飛行機の胴体セル構造内のあらゆる構造要素に配置して、測定に用いることが可能である。本発明による位置決め補助具１０，１１を構造要素に配置することにより、飛行機胴体セルの胴体セクション全体の測定が可能となる。その結果、製造における所定の許容誤差範囲からの逸脱を、少ない労力で極めて正確に検知することができる。
【００２３】
ストリンガー構造２が配向されてコンポーネント２１がオートクレーブにおいて硬化された後、位置決め機構を用いてコンポーネント２１が測定され、その後反射器１２が取り除かれる。本発明による位置決め補助具１０，１１は極めて小型に形成可能であるため、これらが真空バッグや真空フィルムを破損する可能性は低い。前述のように、位置決め補助具１０，１１は機械的に除去してもよいし、後の測定のためにコンポーネント上に残しておいてもよい。
【００２４】
本発明による、位置決め補助具１０，１１を有するストリンガー構造２のコンポーネント２１に対する空間位置は、極めて正確、かつ確実に再現可能に測定可能である。その結果、ストリンガー構造２の配向及び位置決めが大幅に簡略化される。
【００２５】
触知型測定システム（単純化して図示する）による位置測定時における、コンポーネント２１に配置された図２のストリンガー構造２を図３に示す。触知型測定システム２２は測定アーム２３を有し、測定アーム２３の先端には測定アダプタ２４が配される。黒色及び白色の矢印で示されるように、測定アダプタ２４は空間上に自在に配置可能であり、例えば、座標系２５のＸ軸、Ｙ軸やＺ軸に水平に配置可能である。測定アーム２３は、継ぎ目にて互いに連結する複数の直線アーム部からなる。測定アーム２３は、通常の場合、少なくとも６自由度を有する。座標系２５に対する測定アダプタ２４の空間位置を正確に検知するために、光学回転エンコーダ（図示しない）等の変位変換器が継ぎ目に配置される。
【００２６】
座標系２５に対するストリンガー構造２の位置、すなわちコンポーネント２１に対するストリンガー構造２の位置を特定するために、測定アダプタ２４の少なくともいくつかの領域がΩ型ストリンガー構造２上に形成された円錐状の位置決め補助具１１に嵌合するよう、測定アーム２３により測定アダプタ２４が空間上に配向される。円柱状の測定アダプタ２４の下面には、円錐状のくぼみ２６がされ、このくぼみ２６は位置決め補助具１１の円錐表面形状に対応するよう（少なくともいくつかの領域が嵌合するよう）形成される。もしくは、位置決め補助具１０を用いることもできる。この場合は測定アダプタ２４の下面に、対応するくぼみを形成し、このくぼみにより、位置決め補助具１０と測定アダプタ２４とが少なくともいくつかの領域において嵌合するよう一時的に連結可能としてもよい。
【００２７】
触知型測定システムにおける測定アダプタ２４の空間位置は、変異変換器により極めて正確に特定され、デジタル化された後に位置情報２７に変換される。位置情報２７は、座標系２５に対するΩ型ストリンガー構造２の相対位置を示す。座標系２５は、適宜な座標であってよく、例えば、デカルト座標、円柱座標、又は極座標であってもよい。
【００２８】
レーザー追跡器等のレーザー測定システムとは異なり、触知型測定システム２２では非接触測定を行うことはできない。しかし、測定対象物への距離が大きい場合や、測定対象物が大型である場合における触知型測定システム２２の測定精度は非常に高い。レーザー追跡器の場合は、レーザー追跡器と反射器との間の距離が増加すると、レーザー追跡器の測定精度が著しく低減する。例えば、レーザー追跡器と反射器との間の距離が３０メートルである場合、レーザー追跡器の精度はほぼ０．１ミリメートル程度しか達成できない。
【００２９】
測定アダプタ２４を誘導するために複数の自由度を有する測定アーム２３を備える図３の触知型測定システム２２に代えて、測定するコンポーネント上の構台構造において測定アダプタ２４を誘導してもよい。これにより、大型のコンポーネントの測定誤差が低減される。構台構造は、測定するコンポーネントのどちらか一側に互いに平行して配置される２本のレール上に、取り外し可能に装着してもよい。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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2012509218.tif 000009
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