JP2000006897A - 航空機を組み立てるためのシステムと方法 - Google Patents
航空機を組み立てるためのシステムと方法Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
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Abstract
(57)【要約】
航空機を組み立てるための方法が、光学式位置決め装置
を使用して第１の航空機構造及び第２の航空機構造の三
次元表示を決定することを含んでいる。第１の航空機構
造及び第２の航空機構造による予測された組合せは、プ
ロセッサを使用して第１及び第２の航空機構造の三次元
表示から生成される。さらに本方法は、航空機の性能特
性を強化するように、プロセッサを使用して第１及び第
２の航空機構造の予測された組合せを調整することを含
んでいる。
を使用して第１の航空機構造及び第２の航空機構造の三
次元表示を決定することを含んでいる。第１の航空機構
造及び第２の航空機構造による予測された組合せは、プ
ロセッサを使用して第１及び第２の航空機構造の三次元
表示から生成される。さらに本方法は、航空機の性能特
性を強化するように、プロセッサを使用して第１及び第
２の航空機構造の予測された組合せを調整することを含
んでいる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術的分野】本発明は、概して航空機製
造に関し、さらに特定的には、航空機を組み立てるため
のシステム及び方法に関する。
造に関し、さらに特定的には、航空機を組み立てるため
のシステム及び方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機の組立は、詳細部品を組み立てて
航空機のサブアッセンブリにすることから始まる。これ
らの航空機サブアッセンブリは後に互いに隣接配置さ
れ、最終的な航空機の組立が行われる。詳細部品及び航
空機サブアッセンブリの間違った配置や組立を防止する
ために、組み立て行程を通じてツーリング固定具が使用
されている。例えばあるタイプのツーリング固定具の場
合、詳細部品または航空機サブアッセンブリを三次元的
に配置するため、詳細固定具または航空機サブアッセン
ブリがもたれて座す固定位置を包含することができる。
ツーリング固定具で詳細部品または航空機サブアッセン
ブリを配置した後、詳細部品または航空機サブアッセン
ブリは、穴開け或いは嵌め合い式の航空機構造への取付
けが可能である。
航空機のサブアッセンブリにすることから始まる。これ
らの航空機サブアッセンブリは後に互いに隣接配置さ
れ、最終的な航空機の組立が行われる。詳細部品及び航
空機サブアッセンブリの間違った配置や組立を防止する
ために、組み立て行程を通じてツーリング固定具が使用
されている。例えばあるタイプのツーリング固定具の場
合、詳細部品または航空機サブアッセンブリを三次元的
に配置するため、詳細固定具または航空機サブアッセン
ブリがもたれて座す固定位置を包含することができる。
ツーリング固定具で詳細部品または航空機サブアッセン
ブリを配置した後、詳細部品または航空機サブアッセン
ブリは、穴開け或いは嵌め合い式の航空機構造への取付
けが可能である。
【０００３】ツーリング固定具に加えて、詳細部品及び
航空機サブアッセンブリは、航空機の嵌め合い構造を適
正に配置するためのインタフェース制御ポイントを包含
していることが多い。例えば、ある航空機供給業者は航
空機の翼を製造して供給し、他の航空機供給業者は飛行
機の胴体を製造して供給する場合がある。翼及び胴体サ
ブアッセンブリは、インタフェース制御ポイントを包含
して航空機の最終的な組み立て段階で翼サブアッセンブ
リと胴体サブアッセンブリとの間違った配置または位置
合わせを防ぐことができる。
航空機サブアッセンブリは、航空機の嵌め合い構造を適
正に配置するためのインタフェース制御ポイントを包含
していることが多い。例えば、ある航空機供給業者は航
空機の翼を製造して供給し、他の航空機供給業者は飛行
機の胴体を製造して供給する場合がある。翼及び胴体サ
ブアッセンブリは、インタフェース制御ポイントを包含
して航空機の最終的な組み立て段階で翼サブアッセンブ
リと胴体サブアッセンブリとの間違った配置または位置
合わせを防ぐことができる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、航空機
の組み立てのための従来のツーリングには幾つかの欠点
がある。例えば、１つのツーリング固定具から他のツー
リング固定具へのツーリング許容誤差の変動、及び１つ
の詳細部品または航空機サブアッセンブリから他の詳細
部品または航空機サブアッセンブリへの変動は、航空機
の最終的組み立てにおける航空機サブアッセンブリの適
正な配置或いは位置合わせを妨げる。その結果、組み立
てられた航空機は設計通りの航空機ではないものとな
る。さらに、従来のツーリング固定具は、組立中に航空
機の性能または他の全体的な特性を評価する能力を管理
または提供していない。例えば、航空機の左側と右側と
の変異は、航続距離や燃料消費等の航空機の性能特性に
影響する。
の組み立てのための従来のツーリングには幾つかの欠点
がある。例えば、１つのツーリング固定具から他のツー
リング固定具へのツーリング許容誤差の変動、及び１つ
の詳細部品または航空機サブアッセンブリから他の詳細
部品または航空機サブアッセンブリへの変動は、航空機
の最終的組み立てにおける航空機サブアッセンブリの適
正な配置或いは位置合わせを妨げる。その結果、組み立
てられた航空機は設計通りの航空機ではないものとな
る。さらに、従来のツーリング固定具は、組立中に航空
機の性能または他の全体的な特性を評価する能力を管理
または提供していない。例えば、航空機の左側と右側と
の変異は、航続距離や燃料消費等の航空機の性能特性に
影響する。
【０００５】従って、組立中に航空機の性能特性の増大
された管理を提供する改良された航空機組み立てのシス
テム及び方法に対するニーズが発生している。本発明
は、先行する航空機組立の方法及びシステムの欠点に対
処する改良された航空機組立の方法及びシステムを提供
する。
された管理を提供する改良された航空機組み立てのシス
テム及び方法に対するニーズが発生している。本発明
は、先行する航空機組立の方法及びシステムの欠点に対
処する改良された航空機組立の方法及びシステムを提供
する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の１つの実施形態
によると、航空機を組み立てるための方法は、光学式位
置決め装置を使用して第１及び第２の航空機構造の三次
元表示を決定することと、プロセッサを使用し、第１及
び第２の航空機構造の上記三次元表示を基礎として第１
及び第２の航空機構造による予測された組合せを生成す
ることと、プロセッサを使用して、航空機の少なくとも
１つの性能特性を強化するように調整された組合せを生
成すること、を含んでいる。
によると、航空機を組み立てるための方法は、光学式位
置決め装置を使用して第１及び第２の航空機構造の三次
元表示を決定することと、プロセッサを使用し、第１及
び第２の航空機構造の上記三次元表示を基礎として第１
及び第２の航空機構造による予測された組合せを生成す
ることと、プロセッサを使用して、航空機の少なくとも
１つの性能特性を強化するように調整された組合せを生
成すること、を含んでいる。
【０００７】本発明の他の実施形態によると、航空機の
第１及び第２の航空機構造を処理するためのシステム
は、第１及び第２の航空機構造の三次元表示を生成する
ように作動可能な光学式位置決めシステムと、第１及び
第２の航空機構造の予測された組合せを生成するように
作動可能なプロセッサと、航空機の少なくとも１つの性
能特性を強化するように予測された組合せを調整すべく
作動可能な調整システムとを備えている。
第１及び第２の航空機構造を処理するためのシステム
は、第１及び第２の航空機構造の三次元表示を生成する
ように作動可能な光学式位置決めシステムと、第１及び
第２の航空機構造の予測された組合せを生成するように
作動可能なプロセッサと、航空機の少なくとも１つの性
能特性を強化するように予測された組合せを調整すべく
作動可能な調整システムとを備えている。
【０００８】本発明は、幾つかの技術的優位点を提供し
ている。例えば、本発明のある実施形態において、本シ
ステムは、航空機の組立中に、右翼と左翼の間の翼後退
角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分の結果として生
じるロールモーメント及びロール係数等の航空機の性能
特性を測定し、制御する。従って本システムは、燃料消
費及び航続距離等、航空機の性能に影響する航空機の性
能特性を強化する。この同じ実施形態では、本システム
は、航空機のインタフェース制御ポイントを評価及び監
視して、航空機の性能特性を強化するように上記インタ
フェース制御ポイントを調整することができる。
ている。例えば、本発明のある実施形態において、本シ
ステムは、航空機の組立中に、右翼と左翼の間の翼後退
角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分の結果として生
じるロールモーメント及びロール係数等の航空機の性能
特性を測定し、制御する。従って本システムは、燃料消
費及び航続距離等、航空機の性能に影響する航空機の性
能特性を強化する。この同じ実施形態では、本システム
は、航空機のインタフェース制御ポイントを評価及び監
視して、航空機の性能特性を強化するように上記インタ
フェース制御ポイントを調整することができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】当業者には、以下の図面、説明及
び特許請求の範囲により、他の技術的優位点が容易に明
らかとなるであろう。
び特許請求の範囲により、他の技術的優位点が容易に明
らかとなるであろう。
【００１０】図１は、本発明に一致した航空機を組み立
てるためのシステム１０の平面図である。図１に示され
た実施形態では、左翼部分１２及び右翼部分１４が、航
空機の中心線１６に沿った組立のために近接して表示さ
れている。左翼部分１２及び右翼部分１４は、しばしば
航空機サブアッセンブリと称される。他の実施形態で
は、左翼部分１２及び右翼部分１４は、航空機のセンタ
ーボックス（図示されていない）への組立も可能であ
る。センターボックスタイプの航空機では、中心線１６
に沿って箱に似た支持構造が配置され、中心線１６の各
側面を航空機胴体の外端に向けて外側に伸長している。
センターボックスは、左翼部分１２及び右翼部分１４を
航空機胴体の反対側へ取り付けるための取付け構造を提
供している。
てるためのシステム１０の平面図である。図１に示され
た実施形態では、左翼部分１２及び右翼部分１４が、航
空機の中心線１６に沿った組立のために近接して表示さ
れている。左翼部分１２及び右翼部分１４は、しばしば
航空機サブアッセンブリと称される。他の実施形態で
は、左翼部分１２及び右翼部分１４は、航空機のセンタ
ーボックス（図示されていない）への組立も可能であ
る。センターボックスタイプの航空機では、中心線１６
に沿って箱に似た支持構造が配置され、中心線１６の各
側面を航空機胴体の外端に向けて外側に伸長している。
センターボックスは、左翼部分１２及び右翼部分１４を
航空機胴体の反対側へ取り付けるための取付け構造を提
供している。
【００１１】図１が示すように、左翼部分１２及び右翼
部分１４は、複数の後縁取付け具１８と、複数の前縁取
付け具２０と、複数の胴体取付け具２２とを含んでい
る。後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付
け具２２は、他の航空機サブアッセンブリへの取付けま
たは組合せに使用される。従って、後縁取付け具１８、
前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２の配置は、航空
機の適正な組立にとって重要である。後縁取付け具１
８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２は、一般に
航空機のインタフェース制御ポイントと称することがで
きる。
部分１４は、複数の後縁取付け具１８と、複数の前縁取
付け具２０と、複数の胴体取付け具２２とを含んでい
る。後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付
け具２２は、他の航空機サブアッセンブリへの取付けま
たは組合せに使用される。従って、後縁取付け具１８、
前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２の配置は、航空
機の適正な組立にとって重要である。後縁取付け具１
８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２は、一般に
航空機のインタフェース制御ポイントと称することがで
きる。
【００１２】左翼部分１２は複数の台座２４で支持さ
れ、右翼部分１４は複数の台座２６で支持されている。
台座２４及び２６は各々、左翼部分１２及び右翼部分１
４の最外端が支持されていない状態であって、組立中は
左翼部分１２及び右翼部分１４の実質的な１Ｇ負荷位置
を反映するように、左翼部分１２及び右翼部分１４の下
に配置される。例えば、左翼部分１２の外端２８及び右
翼部分１４の外端３０は、航空機の最終組立後に左翼部
分１２及び右翼部分１４が保有することになる位置を反
映するように、組立中は支持されない。従って、左翼部
分１２の外端２８及び右翼部分１４の外端３０は航空機
の組立中は支持されないままの状態であり、これによ
り、左翼部分１２と右翼部分１４との組立または組合せ
に先だって、左翼部分１２と右翼部分１４の間の翼後退
角差分、翼ねじれ差分及び翼上反角差分の結果として生
じるロール係数及びロールモーメント等の様々な性能特
性について、左翼部分１２及び右翼部分１４を検分、検
査する能力が提供される。
れ、右翼部分１４は複数の台座２６で支持されている。
台座２４及び２６は各々、左翼部分１２及び右翼部分１
４の最外端が支持されていない状態であって、組立中は
左翼部分１２及び右翼部分１４の実質的な１Ｇ負荷位置
を反映するように、左翼部分１２及び右翼部分１４の下
に配置される。例えば、左翼部分１２の外端２８及び右
翼部分１４の外端３０は、航空機の最終組立後に左翼部
分１２及び右翼部分１４が保有することになる位置を反
映するように、組立中は支持されない。従って、左翼部
分１２の外端２８及び右翼部分１４の外端３０は航空機
の組立中は支持されないままの状態であり、これによ
り、左翼部分１２と右翼部分１４との組立または組合せ
に先だって、左翼部分１２と右翼部分１４の間の翼後退
角差分、翼ねじれ差分及び翼上反角差分の結果として生
じるロール係数及びロールモーメント等の様々な性能特
性について、左翼部分１２及び右翼部分１４を検分、検
査する能力が提供される。
【００１３】航空機を組み立てるためのシステム１０
は、光学式位置決めシステム３２と、プロセッサ３４
と、調整システム３６とを含んでいる。光学式位置決め
システム３２は、左翼部分１２と右翼部分１４との組立
の前に、左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元表示ま
たは予測された組合せ３８を生成する。プロセッサ３４
は、コンピュータと、ワークステーションと、小型コン
ピュータと、本体またはディスプレイ９８及び非持久ま
たは持久記憶装置９９に付随する他の演算装置とを備え
ている。プロセッサ３４は、左翼部分１２と右翼部分１
４の組立の前に、航空機の性能特性を拡大するように右
翼部分１４を操作すべく光学式位置決めシステム３２か
ら取得された三次元データに対して変換機能を実行す
る。調整システム３６は、右翼部分１４の図式上かつ物
理的操作を可能にして、組み立て前に航空機の所望の性
能特性を確立する。次に、光学式位置決めシステム３
２、プロセッサ３４及び調整システム３６についてより
詳細に説明していく。
は、光学式位置決めシステム３２と、プロセッサ３４
と、調整システム３６とを含んでいる。光学式位置決め
システム３２は、左翼部分１２と右翼部分１４との組立
の前に、左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元表示ま
たは予測された組合せ３８を生成する。プロセッサ３４
は、コンピュータと、ワークステーションと、小型コン
ピュータと、本体またはディスプレイ９８及び非持久ま
たは持久記憶装置９９に付随する他の演算装置とを備え
ている。プロセッサ３４は、左翼部分１２と右翼部分１
４の組立の前に、航空機の性能特性を拡大するように右
翼部分１４を操作すべく光学式位置決めシステム３２か
ら取得された三次元データに対して変換機能を実行す
る。調整システム３６は、右翼部分１４の図式上かつ物
理的操作を可能にして、組み立て前に航空機の所望の性
能特性を確立する。次に、光学式位置決めシステム３
２、プロセッサ３４及び調整システム３６についてより
詳細に説明していく。
【００１４】光学式位置決めシステム３２は、光学式位
置決め装置４０及び４２と、左翼部分１２及び右翼部分
１４に沿って様々な位置に装着された複数の反射体４４
とを含んでいる。ある実施形態では、反射体４４が光学
信号を受信して送り返すが、他の適当な装置を使用して
電磁的、音響的または他の形式によるエネルギー等の信
号を受信し、送信し返すこともできる。図１が示すよう
に、反射体４４は、左翼部分１２の前縁４６及び後縁４
８、及び右翼部分１４の前縁５０及び後縁５２に沿って
装着されている。さらに、反射体４４は、後縁取付け具
１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２にも装着
されている。本発明の１実施形態では、光学式位置決め
装置４０及び４２は、各反射体４４の位置を決定するた
めの三次元位置発見用レーザを含んでいる。適正な光学
式位置決め装置４０及び４２の一例はＬＥＩＣＡ社によ
って部品番号ＬＴＤ５００として製造されているが、他
の適正な電磁的、音響的或いは光学式位置決め装置を使
用して各反射体４４の三次元位置を決定することも可能
である。
置決め装置４０及び４２と、左翼部分１２及び右翼部分
１４に沿って様々な位置に装着された複数の反射体４４
とを含んでいる。ある実施形態では、反射体４４が光学
信号を受信して送り返すが、他の適当な装置を使用して
電磁的、音響的または他の形式によるエネルギー等の信
号を受信し、送信し返すこともできる。図１が示すよう
に、反射体４４は、左翼部分１２の前縁４６及び後縁４
８、及び右翼部分１４の前縁５０及び後縁５２に沿って
装着されている。さらに、反射体４４は、後縁取付け具
１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２にも装着
されている。本発明の１実施形態では、光学式位置決め
装置４０及び４２は、各反射体４４の位置を決定するた
めの三次元位置発見用レーザを含んでいる。適正な光学
式位置決め装置４０及び４２の一例はＬＥＩＣＡ社によ
って部品番号ＬＴＤ５００として製造されているが、他
の適正な電磁的、音響的或いは光学式位置決め装置を使
用して各反射体４４の三次元位置を決定することも可能
である。
【００１５】作業に於いては、左翼部分１２及び右翼部
分１４は、最終的な組立構造に関連して台座２４及び２
６上の予め決定された位置に配置される。例えば、左翼
部分１２の内端５４及び右翼部分１４の内端５６は、中
心線１６から予め決められた距離を隔てて配置すること
ができる。左翼部分１２及び右翼部分１４は最終的には
中心線１６で組み立てることができるが、左翼部分１２
及び右翼部分１４は、中心線１６から予め決められた任
意の距離を隔てて、或いは左翼部分１２及び右翼部分１
４による予測された組合せ３８を生成するための他の適
正な方向に配置することができる。
分１４は、最終的な組立構造に関連して台座２４及び２
６上の予め決定された位置に配置される。例えば、左翼
部分１２の内端５４及び右翼部分１４の内端５６は、中
心線１６から予め決められた距離を隔てて配置すること
ができる。左翼部分１２及び右翼部分１４は最終的には
中心線１６で組み立てることができるが、左翼部分１２
及び右翼部分１４は、中心線１６から予め決められた任
意の距離を隔てて、或いは左翼部分１２及び右翼部分１
４による予測された組合せ３８を生成するための他の適
正な方向に配置することができる。
【００１６】左翼部分１２及び右翼部分１４の位置が固
定されると、反射体４４が左翼部分１２及び右翼部分１
４の予め決められた、或いは予め目標として設定された
位置５８へと装着される。左翼部分１２及び右翼部分１
４上の予め目標として設定された位置５８は記憶装置９
９に保存されているため、光学式位置決めシステム３２
は反射体４４の近似位置を取得及び決定することができ
る。例えば、反射体４４は、後続の航空機組み立て作業
における他の航空機構造の適正配置を支援するように左
翼部分１２及び右翼部分１４上のインタフェース制御ポ
イントへと装着させることができる。さらに、反射体４
４は、左翼部分１２及び右翼部分１４の前縁４６、５０
及び後縁４８、５２に沿って配置することができる。光
学式位置決めシステム３２は、予め目標として設定され
た位置５８を使用して、光学信号を光学式位置決め装置
４０及び４２から反射体４４の近似位置へと方向付け
る。本発明の１つの重要な技術的優位点は、反射体４４
を翼端に、或いは翼端の近くに配置して、左翼部分１２
と右翼部分１４の間の翼後退角差分、翼上反角差分及び
翼ねじれ差分の結果として生じるロールモーメント及び
ロール係数等の航空機の性能特性をより正確に決定する
ことにある。
定されると、反射体４４が左翼部分１２及び右翼部分１
４の予め決められた、或いは予め目標として設定された
位置５８へと装着される。左翼部分１２及び右翼部分１
４上の予め目標として設定された位置５８は記憶装置９
９に保存されているため、光学式位置決めシステム３２
は反射体４４の近似位置を取得及び決定することができ
る。例えば、反射体４４は、後続の航空機組み立て作業
における他の航空機構造の適正配置を支援するように左
翼部分１２及び右翼部分１４上のインタフェース制御ポ
イントへと装着させることができる。さらに、反射体４
４は、左翼部分１２及び右翼部分１４の前縁４６、５０
及び後縁４８、５２に沿って配置することができる。光
学式位置決めシステム３２は、予め目標として設定され
た位置５８を使用して、光学信号を光学式位置決め装置
４０及び４２から反射体４４の近似位置へと方向付け
る。本発明の１つの重要な技術的優位点は、反射体４４
を翼端に、或いは翼端の近くに配置して、左翼部分１２
と右翼部分１４の間の翼後退角差分、翼上反角差分及び
翼ねじれ差分の結果として生じるロールモーメント及び
ロール係数等の航空機の性能特性をより正確に決定する
ことにある。
【００１７】反射体４４が左翼部分１２及び右翼部分１
４に装着されると、光学式位置決めシステム３２が各反
射体４４の三次元的座標情報の取得を開始する。光学式
位置決め装置４０及び４２は、記憶装置９９に保存され
ている予め目標として設定された位置５８に向けて光学
信号を発射し、左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元
翼形を決定する。光学式位置決めシステム３２は、記憶
装置９９に保存された予め目標として設定された位置５
８を使用して、上記光学信号を反射体４４の近似位置へ
と方向付ける。光学式位置決め装置４０及び４２は、各
反射体４４が受容可能な精度以内で配置されるまで、光
学信号を使用して予め目標として設定された位置５８を
検索或いは走査する。こうして各反射体４４は予め目標
として設定された位置５８に対応する範囲内に配置され
ることが可能であり、これにより、左翼部分１２及び右
翼部分１４上の各反射体４４を正確に配置するという要
求事項が除去される。
４に装着されると、光学式位置決めシステム３２が各反
射体４４の三次元的座標情報の取得を開始する。光学式
位置決め装置４０及び４２は、記憶装置９９に保存され
ている予め目標として設定された位置５８に向けて光学
信号を発射し、左翼部分１２及び右翼部分１４の三次元
翼形を決定する。光学式位置決めシステム３２は、記憶
装置９９に保存された予め目標として設定された位置５
８を使用して、上記光学信号を反射体４４の近似位置へ
と方向付ける。光学式位置決め装置４０及び４２は、各
反射体４４が受容可能な精度以内で配置されるまで、光
学信号を使用して予め目標として設定された位置５８を
検索或いは走査する。こうして各反射体４４は予め目標
として設定された位置５８に対応する範囲内に配置され
ることが可能であり、これにより、左翼部分１２及び右
翼部分１４上の各反射体４４を正確に配置するという要
求事項が除去される。
【００１８】光学式位置決め装置４０及び４２は、左翼
部分１２及び右翼部分１４に装着される各反射体４４の
三次元座標を配置し決定する。左翼部分１２及び右翼部
分１４の物理的特性は、単一の光学式位置決め装置によ
る全反射体４４の検分を防止することができる。従っ
て、図１が示す実施形態では、光学式位置決め装置４０
は左翼部分１２及び右翼部分１４の前端から見える各反
射体４４を捕捉し、光学式位置決め装置４２は左翼部分
１２及び右翼部分１４の後端から見える各反射体４４を
捕捉する。こうして図示された実施形態では、光学式位
置決め装置４０は、記憶装置９９における格納のための
左翼部分１２及び右翼部分１４の機首方向の三次元デー
タセット６０及び機尾方向の三次元データセット６２を
生成する。
部分１２及び右翼部分１４に装着される各反射体４４の
三次元座標を配置し決定する。左翼部分１２及び右翼部
分１４の物理的特性は、単一の光学式位置決め装置によ
る全反射体４４の検分を防止することができる。従っ
て、図１が示す実施形態では、光学式位置決め装置４０
は左翼部分１２及び右翼部分１４の前端から見える各反
射体４４を捕捉し、光学式位置決め装置４２は左翼部分
１２及び右翼部分１４の後端から見える各反射体４４を
捕捉する。こうして図示された実施形態では、光学式位
置決め装置４０は、記憶装置９９における格納のための
左翼部分１２及び右翼部分１４の機首方向の三次元デー
タセット６０及び機尾方向の三次元データセット６２を
生成する。
【００１９】データセット６０及び６２における各入力
は、反射体４４の識別子と、三次元空間におけるその近
似座標とを備えている。次いでシステム１０は、機首方
向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データ
セット６２とを相関させて左翼部分１２及び右翼部分１
４の予測された組合せ３８を生成する。ある実施形態で
は、システム１０は、左翼部分１２及び右翼部分１４に
装着された複数の制御ポイントアッセンブリを使用し
て、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三
次元データセット６２とを相関させる。図２は、制御ポ
イントアッセンブリ６４の実施形態を示している。制御
ポイントアッセンブリ６４は、制御ポイント取付け具７
１に装着された３つの光学反射体６６、６８、７０を含
んでいる。制御ポイント取付け具７１は、取付基部７２
と複数のマウント７３を含んでいる。光学反射体６６、
６８、７０は、３つの自由度における光学反射体６６、
６８、７０の選択的な調整を可能にするようにマウント
７３に結合される。例えば、光学反射体６６、６８、７
０は磁気によるマウント７３への結合が可能である。但
し、光学反射体６６、６８、７０の他の適当な結合方法
を使用して３つの自由度を提供することもできる。さら
に、類似した方法で全ての反射体４４を左翼部分１２及
び右翼部分１４に装着することができる。
は、反射体４４の識別子と、三次元空間におけるその近
似座標とを備えている。次いでシステム１０は、機首方
向の三次元データセット６０と機尾方向の三次元データ
セット６２とを相関させて左翼部分１２及び右翼部分１
４の予測された組合せ３８を生成する。ある実施形態で
は、システム１０は、左翼部分１２及び右翼部分１４に
装着された複数の制御ポイントアッセンブリを使用し
て、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三
次元データセット６２とを相関させる。図２は、制御ポ
イントアッセンブリ６４の実施形態を示している。制御
ポイントアッセンブリ６４は、制御ポイント取付け具７
１に装着された３つの光学反射体６６、６８、７０を含
んでいる。制御ポイント取付け具７１は、取付基部７２
と複数のマウント７３を含んでいる。光学反射体６６、
６８、７０は、３つの自由度における光学反射体６６、
６８、７０の選択的な調整を可能にするようにマウント
７３に結合される。例えば、光学反射体６６、６８、７
０は磁気によるマウント７３への結合が可能である。但
し、光学反射体６６、６８、７０の他の適当な結合方法
を使用して３つの自由度を提供することもできる。さら
に、類似した方法で全ての反射体４４を左翼部分１２及
び右翼部分１４に装着することができる。
【００２０】光学反射体６６及び７０は、制御ポイント
取付け具７１上の光学反射体６８から予め決められた制
御ポイント距離７４を隔てた位置に配置される。制御ポ
イント距離７４は記憶装置９９に保存されており、以下
で論じるように、機首方向の三次元データセット６０と
機尾方向の三次元データセット６２との相関に使用され
る。ある実施形態では、反射体６６及び６８間の距離７
４は反射体６８及び７０間の距離７４に等しい。但し、
反射体６６及び６８間の距離７４は、反射体６８及び７
０間の距離７４とは異なる値である場合がある。
取付け具７１上の光学反射体６８から予め決められた制
御ポイント距離７４を隔てた位置に配置される。制御ポ
イント距離７４は記憶装置９９に保存されており、以下
で論じるように、機首方向の三次元データセット６０と
機尾方向の三次元データセット６２との相関に使用され
る。ある実施形態では、反射体６６及び６８間の距離７
４は反射体６８及び７０間の距離７４に等しい。但し、
反射体６６及び６８間の距離７４は、反射体６８及び７
０間の距離７４とは異なる値である場合がある。
【００２１】反射体６８は、制御ポイント取付け具７１
上に、例えば光学式位置決め装置４２である１つの光学
式位置決め装置から光学信号を受信するように配向され
ている。反射体６６及び７０は、制御ポイント取付け具
５２上に、例えば光学式位置決め装置４０である第２の
光学式位置決め装置から光学信号を受信するように配向
されている。光学式位置決め装置４２は、反射体６８の
三次元座標を決定し、反射体６８を制御ポイント７６と
して明示する。従って、制御ポイント７６は、機尾方向
の三次元データセット６２用として確立される。光学式
位置決め装置４０は、光学反射体６６及び７０の三次元
座標を決定する。記憶装置９９に保存されている制御ポ
イント距離７４を使用して、光学式位置決めシステム３
２は、機首方向の三次元データセット６０のための制御
ポイント７６の等価位置を決定し、機首方向の三次元デ
ータセット６０を機尾方向の三次元データセット６２に
合わせて位置合わせする。光学反射体６６及び６８間の
距離７４と反射体６８及び７０間の距離７４とが等しい
ある特殊な実施形態においては、制御ポイント７６の等
価位置は、光学反射体６６及び７０間の三次元空間で引
かれる線の中点を含んでいる。さらに、独立した座標シ
ステム同士を位置合わせする上述の処理は、視程に障害
物が存在しているような他のアプリケーションへの適用
が可能である。
上に、例えば光学式位置決め装置４２である１つの光学
式位置決め装置から光学信号を受信するように配向され
ている。反射体６６及び７０は、制御ポイント取付け具
５２上に、例えば光学式位置決め装置４０である第２の
光学式位置決め装置から光学信号を受信するように配向
されている。光学式位置決め装置４２は、反射体６８の
三次元座標を決定し、反射体６８を制御ポイント７６と
して明示する。従って、制御ポイント７６は、機尾方向
の三次元データセット６２用として確立される。光学式
位置決め装置４０は、光学反射体６６及び７０の三次元
座標を決定する。記憶装置９９に保存されている制御ポ
イント距離７４を使用して、光学式位置決めシステム３
２は、機首方向の三次元データセット６０のための制御
ポイント７６の等価位置を決定し、機首方向の三次元デ
ータセット６０を機尾方向の三次元データセット６２に
合わせて位置合わせする。光学反射体６６及び６８間の
距離７４と反射体６８及び７０間の距離７４とが等しい
ある特殊な実施形態においては、制御ポイント７６の等
価位置は、光学反射体６６及び７０間の三次元空間で引
かれる線の中点を含んでいる。さらに、独立した座標シ
ステム同士を位置合わせする上述の処理は、視程に障害
物が存在しているような他のアプリケーションへの適用
が可能である。
【００２２】また記憶装置９９には、設計された座標シ
ステムに於いて左翼部分１２及び右翼部分１４の設計さ
れた三次元表示を反映した設計データセット７８が保存
されている。機首方向の三次元データセット６０と機尾
方向の三次元データセット６２とが位置合わせされる
と、光学式位置決めシステム３２は、設計データセット
７８を使用して機首方向の三次元データセット６０及び
機尾方向の三次元データセット６２を三次元設計座標シ
ステムに変換する。上記変換の結果は完成ジオメトリ８
０であり、設計座標システムにおける左翼部分１２及び
右翼部分１４の三次元表示を反映している。一例とし
て、設計座標システムは、翼端方向に伸長するｙ軸と機
尾方向に伸長するｘ軸とを有する中心線１６上に配置さ
れた３つの直交する軸セットとすることができる。完成
ジオメトリ８０は、記憶装置９９に保存される。以下で
論じるように、完成ジオメトリ８０は、左翼部分１２と
右翼部分１４とを比較して予測された組合せ３８を生成
するために使用される。
ステムに於いて左翼部分１２及び右翼部分１４の設計さ
れた三次元表示を反映した設計データセット７８が保存
されている。機首方向の三次元データセット６０と機尾
方向の三次元データセット６２とが位置合わせされる
と、光学式位置決めシステム３２は、設計データセット
７８を使用して機首方向の三次元データセット６０及び
機尾方向の三次元データセット６２を三次元設計座標シ
ステムに変換する。上記変換の結果は完成ジオメトリ８
０であり、設計座標システムにおける左翼部分１２及び
右翼部分１４の三次元表示を反映している。一例とし
て、設計座標システムは、翼端方向に伸長するｙ軸と機
尾方向に伸長するｘ軸とを有する中心線１６上に配置さ
れた３つの直交する軸セットとすることができる。完成
ジオメトリ８０は、記憶装置９９に保存される。以下で
論じるように、完成ジオメトリ８０は、左翼部分１２と
右翼部分１４とを比較して予測された組合せ３８を生成
するために使用される。
【００２３】プロセッサ３４は、完成ジオメトリ８０を
使用して、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元
座標システム８４を生成する。プロセッサ３４は、左翼
三次元座標システム８２を右翼三次元座標システム８４
に位置合わせして左翼部分１２及び右翼部分１４の予測
された組合せ３８を生成する。本発明の１つの重要な技
術的優位点は、プロセッサ３４を使用した電子フォーマ
ットにおける予測された組合せ３８の生成にある。これ
により、任意の物理的調整または組立が実行される前に
組立の修正及び調整を電子的に実行することができる。
使用して、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元
座標システム８４を生成する。プロセッサ３４は、左翼
三次元座標システム８２を右翼三次元座標システム８４
に位置合わせして左翼部分１２及び右翼部分１４の予測
された組合せ３８を生成する。本発明の１つの重要な技
術的優位点は、プロセッサ３４を使用した電子フォーマ
ットにおける予測された組合せ３８の生成にある。これ
により、任意の物理的調整または組立が実行される前に
組立の修正及び調整を電子的に実行することができる。
【００２４】図３に関連して詳しく後述されるように、
プロセッサ３４は、予測された組合せ３８と設計データ
セット７８とを比較してコンピュータ表示８６を生成す
る。コンピュータ表示８６は、航空機のインタフェース
制御ポイント及び、左翼部分１２と右翼部分１４の間の
翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分等の航空
機の性能特性を表示する。後述のように、航空機の性能
特性を強化し、航空機組立中の他の航空機構造とのイン
タフェース制御ポイント座標を維持するために、調整シ
ステム３６が使用される。
プロセッサ３４は、予測された組合せ３８と設計データ
セット７８とを比較してコンピュータ表示８６を生成す
る。コンピュータ表示８６は、航空機のインタフェース
制御ポイント及び、左翼部分１２と右翼部分１４の間の
翼後退角差分、翼上反角差分及び翼ねじれ差分等の航空
機の性能特性を表示する。後述のように、航空機の性能
特性を強化し、航空機組立中の他の航空機構造とのイン
タフェース制御ポイント座標を維持するために、調整シ
ステム３６が使用される。
【００２５】図３は、予測された組合せ３８のコンピュ
ータ表示８６を示している。コンピュータ表示８６は、
後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具
２２に関するインタフェース制御ポイント情報を含んで
いる。さらにコンピュータ表示８６は、翼後退角差分、
翼上反角差分及び翼ねじれ差分等の左翼部分１２及び右
翼部分１４の性能特性を含んでいる。
ータ表示８６を示している。コンピュータ表示８６は、
後縁取付け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具
２２に関するインタフェース制御ポイント情報を含んで
いる。さらにコンピュータ表示８６は、翼後退角差分、
翼上反角差分及び翼ねじれ差分等の左翼部分１２及び右
翼部分１４の性能特性を含んでいる。
【００２６】図３が示すように、後縁取付け具１８、前
縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上のインタフェー
ス制御ポイントの許容範囲は、取付け具１８−２２の機
首方向、機尾方向、胴体方向、翼端方向、上方向または
下方向の配置間違いを反映する。コンピュータ表示８６
は、予測された組合せ３８の対話形表示である。従っ
て、調整システム３６により、左翼部分１２と右翼部分
１４の組立の前に左翼部分１２に関連した右翼部分１４
のグラフィック操作を行って航空機のインタフェース制
御ポイント及び性能特性を制御または変更することがで
きる。
縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上のインタフェー
ス制御ポイントの許容範囲は、取付け具１８−２２の機
首方向、機尾方向、胴体方向、翼端方向、上方向または
下方向の配置間違いを反映する。コンピュータ表示８６
は、予測された組合せ３８の対話形表示である。従っ
て、調整システム３６により、左翼部分１２と右翼部分
１４の組立の前に左翼部分１２に関連した右翼部分１４
のグラフィック操作を行って航空機のインタフェース制
御ポイント及び性能特性を制御または変更することがで
きる。
【００２７】例えば、図３に示されている各インタフェ
ース制御ポイントは、インタフェース制御公差ブロック
８８に関係づけられている。右翼部分１４は、後縁取付
け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上の
インタフェース制御ポイントの全ての配置間違いを受容
可能な許容限界内におさめようとする試みにおいて、所
望量を図式上で移動させることができる。公差ブロック
８８は、ドロップダウンメニュ式のオプションを包含し
てインタフェース制御ポイントの位置を変更する場合も
あり、また他の適正な方法を包含してインタフェース制
御ポイントの位置を調整する場合もある。例えば、ある
特定のインタフェース制御ポイントを受容可能な許容範
囲内に移動させるために、特定の公差ブロック８８を選
択することが可能である。
ース制御ポイントは、インタフェース制御公差ブロック
８８に関係づけられている。右翼部分１４は、後縁取付
け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上の
インタフェース制御ポイントの全ての配置間違いを受容
可能な許容限界内におさめようとする試みにおいて、所
望量を図式上で移動させることができる。公差ブロック
８８は、ドロップダウンメニュ式のオプションを包含し
てインタフェース制御ポイントの位置を変更する場合も
あり、また他の適正な方法を包含してインタフェース制
御ポイントの位置を調整する場合もある。例えば、ある
特定のインタフェース制御ポイントを受容可能な許容範
囲内に移動させるために、特定の公差ブロック８８を選
択することが可能である。
【００２８】航空機の性能特性は、右翼部分１４を所望
位置に図式上で移動させることにより、同様に変更が可
能である。例えば、図３に示されているように、航空機
の性能特性は性能特性表９０に示すことができる。翼後
退角のような特殊な性能特性は、希望する特性を選択
し、特性値を変更することによって変更が可能である。
右翼部分１４が図式上で位置を変更される度に、プロセ
ッサ５４は右翼部分１４の所望位置に基づいて、調整さ
れた組合せ９２を決定し保存する。航空機のインタフェ
ース制御ポイント及び性能特性は、右翼部分１４を物理
的に移動させる前に繰り返しかつ反復して変更すること
ができる。こうしてシステム１０は、航空機のインタフ
ェース制御ポイント及び性能特性を最適化するように右
翼部分１４を配置する。
位置に図式上で移動させることにより、同様に変更が可
能である。例えば、図３に示されているように、航空機
の性能特性は性能特性表９０に示すことができる。翼後
退角のような特殊な性能特性は、希望する特性を選択
し、特性値を変更することによって変更が可能である。
右翼部分１４が図式上で位置を変更される度に、プロセ
ッサ５４は右翼部分１４の所望位置に基づいて、調整さ
れた組合せ９２を決定し保存する。航空機のインタフェ
ース制御ポイント及び性能特性は、右翼部分１４を物理
的に移動させる前に繰り返しかつ反復して変更すること
ができる。こうしてシステム１０は、航空機のインタフ
ェース制御ポイント及び性能特性を最適化するように右
翼部分１４を配置する。
【００２９】システム１０の他の技術的優位点は、予測
された組合せ３８のコンピュータ表示８６を使用して、
任意のインタフェース制御ポイントを受容可能であると
指定すると同時に、他のインタフェース制御ポイントを
再加工用として指定する能力にある。例えば、後縁取付
け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上の
１つを除く全てのインタフェース制御ポイントが許容範
囲内にある場合、許容範囲外のインタフェース制御ポイ
ントを含む１つの取付け具を航空機から取り除いて再加
工することができる。本発明の１つの実施形態では、図
３に示されているように、コンピュータ表示８６はイン
タフェース制御ポイントの許容外れの程度及び方向を示
す。コンピュータ表示８６はまた、許容範囲のカラーコ
ード化又はインタフェース制御ポイント位置の点滅等の
他の適切な方法で許容外れの状態を指示することができ
る。コンピュータ表示８６は、インタフェース制御ポイ
ントが許容外れである特定の方向に関する精密な測定値
を供給する。例えば、インタフェース制御ポイントが機
尾方向に０．０２５インチだけ許容範囲から外れている
場合には、インタフェース制御ポイントを０．０２５イ
ンチだけ機首方向にもってくるように取付け具を再加工
することができる。従って、左翼部分１２と右翼部分１
４の組立を、インタフェース制御ポイントが再加工され
る間に進行させることができる。再加工の後は、再加工
された取付け具を航空機上のその再加工済み取付け具の
原初の位置に再度据え付けることができる。
された組合せ３８のコンピュータ表示８６を使用して、
任意のインタフェース制御ポイントを受容可能であると
指定すると同時に、他のインタフェース制御ポイントを
再加工用として指定する能力にある。例えば、後縁取付
け具１８、前縁取付け具２０及び胴体取付け具２２上の
１つを除く全てのインタフェース制御ポイントが許容範
囲内にある場合、許容範囲外のインタフェース制御ポイ
ントを含む１つの取付け具を航空機から取り除いて再加
工することができる。本発明の１つの実施形態では、図
３に示されているように、コンピュータ表示８６はイン
タフェース制御ポイントの許容外れの程度及び方向を示
す。コンピュータ表示８６はまた、許容範囲のカラーコ
ード化又はインタフェース制御ポイント位置の点滅等の
他の適切な方法で許容外れの状態を指示することができ
る。コンピュータ表示８６は、インタフェース制御ポイ
ントが許容外れである特定の方向に関する精密な測定値
を供給する。例えば、インタフェース制御ポイントが機
尾方向に０．０２５インチだけ許容範囲から外れている
場合には、インタフェース制御ポイントを０．０２５イ
ンチだけ機首方向にもってくるように取付け具を再加工
することができる。従って、左翼部分１２と右翼部分１
４の組立を、インタフェース制御ポイントが再加工され
る間に進行させることができる。再加工の後は、再加工
された取付け具を航空機上のその再加工済み取付け具の
原初の位置に再度据え付けることができる。
【００３０】システム１０のその他の技術的優位点は、
左翼部分１２と右翼部分１４とを組み立てる前に、予測
された組合せ３８のコンピュータ表示８６を使用して航
空機の性能特性を変更する能力にある。例えば、左翼部
分１２及び右翼部分１４の製造における変形のために、
左翼部分１２及び右翼部分１４間の翼後退角差分、翼上
反角差分及び翼ねじれ差分が、結果的に航空機の許容で
きない性能特性となる場合がある。性能特性を向上させ
るため、右翼部分１４はコンピュータ表示８６を使用し
て図式上で移動させることができる。さらに、複数の翼
サブアッセンブリが使用可能であれば、左翼部分１２又
は右翼部分１４を取り除いて、その組合せとより良く整
合する新たな翼サブアッセンブリに取り替えることがで
きる。従って、システム１０は、航空機の組立に関して
従来の組立システムよりさらに大幅な柔軟性を提供して
いる。
左翼部分１２と右翼部分１４とを組み立てる前に、予測
された組合せ３８のコンピュータ表示８６を使用して航
空機の性能特性を変更する能力にある。例えば、左翼部
分１２及び右翼部分１４の製造における変形のために、
左翼部分１２及び右翼部分１４間の翼後退角差分、翼上
反角差分及び翼ねじれ差分が、結果的に航空機の許容で
きない性能特性となる場合がある。性能特性を向上させ
るため、右翼部分１４はコンピュータ表示８６を使用し
て図式上で移動させることができる。さらに、複数の翼
サブアッセンブリが使用可能であれば、左翼部分１２又
は右翼部分１４を取り除いて、その組合せとより良く整
合する新たな翼サブアッセンブリに取り替えることがで
きる。従って、システム１０は、航空機の組立に関して
従来の組立システムよりさらに大幅な柔軟性を提供して
いる。
【００３１】コンピュータ表示８６を使用して右翼部分
１４の配置が決定されると、システム１０は調整システ
ム３６を起動して右翼部分１４を所望位置へと物理的に
移動させる。調整システム３６は、右翼部分１４を所望
位置に移動させるための右翼部分１４に装着された複数
のアクチュエータ９４を含んでいる。但し、アクチュエ
ータ９４は右翼部分１４の代わりに左翼部分１２に装着
されている場合もあり、またアクチュエータ９４は左翼
部分１２及び右翼部分１４の位置を互いに関連して調整
するために左翼部分１２及び右翼部分１４の両方に設置
されている場合もある。各アクチュエータ９４は、右翼
部分１４の６つの自由度を供給するための三次元的な動
きが可能である。さらに、アクチュエータ９４は、右翼
部分１４の位置変更を正確に決定するための局部的なフ
ィードバック性能を含んでいる。アクチュエータ９４
は、電気駆動モータを含む場合があり、また油圧或いは
空気圧制御モータ等の他の形式のモータを含む場合もあ
る。
１４の配置が決定されると、システム１０は調整システ
ム３６を起動して右翼部分１４を所望位置へと物理的に
移動させる。調整システム３６は、右翼部分１４を所望
位置に移動させるための右翼部分１４に装着された複数
のアクチュエータ９４を含んでいる。但し、アクチュエ
ータ９４は右翼部分１４の代わりに左翼部分１２に装着
されている場合もあり、またアクチュエータ９４は左翼
部分１２及び右翼部分１４の位置を互いに関連して調整
するために左翼部分１２及び右翼部分１４の両方に設置
されている場合もある。各アクチュエータ９４は、右翼
部分１４の６つの自由度を供給するための三次元的な動
きが可能である。さらに、アクチュエータ９４は、右翼
部分１４の位置変更を正確に決定するための局部的なフ
ィードバック性能を含んでいる。アクチュエータ９４
は、電気駆動モータを含む場合があり、また油圧或いは
空気圧制御モータ等の他の形式のモータを含む場合もあ
る。
【００３２】アクチュエータ９４を使用して右翼部分１
４が所望位置へと物理的に移動されると、プロセッサ３
４は調整された組合せ９２を生成し保存する。調整され
た組合せ９２は、コンピュータ表示８６及びアクチュエ
ータ９４によって実行される投影された移動を基礎とす
ることが可能であり、或いは光学式位置決めシステム３
２を再起動して反射体４４の新たな三次元座標を捕捉す
ることにより決定することができる。プロセッサ３４は
また、調整された組合せ９２に基づいてインタフェース
制御ポイント公差及び性能特性を生成する。この情報
は、プリンタ、ファックス、ディスクまたはその他の適
切な出力機器等の外部通信媒体９６へ報告としてダウン
ロードが可能である。
４が所望位置へと物理的に移動されると、プロセッサ３
４は調整された組合せ９２を生成し保存する。調整され
た組合せ９２は、コンピュータ表示８６及びアクチュエ
ータ９４によって実行される投影された移動を基礎とす
ることが可能であり、或いは光学式位置決めシステム３
２を再起動して反射体４４の新たな三次元座標を捕捉す
ることにより決定することができる。プロセッサ３４は
また、調整された組合せ９２に基づいてインタフェース
制御ポイント公差及び性能特性を生成する。この情報
は、プリンタ、ファックス、ディスクまたはその他の適
切な出力機器等の外部通信媒体９６へ報告としてダウン
ロードが可能である。
【００３３】さらに、アクチュエータ９４を使用して右
翼部分１４の位置設定を行った後は、左翼部分１２及び
右翼部分１４を組み立てることができる。１つの実施形
態では、左翼部分１２及び右翼部分１４が所定位置に保
持され、左翼部分１２及び右翼部分１４にドリルで穴開
けが行われ、ファスナーが取り付けられて左翼部分１２
と右翼部分１４が結合される。こうしてシステム１０
は、航空機を組み立てる前に、従来の航空機組立システ
ムと比較して増強された測定と、航空機のインタフェー
ス制御ポイント及び性能特性の制御とを提供する。
翼部分１４の位置設定を行った後は、左翼部分１２及び
右翼部分１４を組み立てることができる。１つの実施形
態では、左翼部分１２及び右翼部分１４が所定位置に保
持され、左翼部分１２及び右翼部分１４にドリルで穴開
けが行われ、ファスナーが取り付けられて左翼部分１２
と右翼部分１４が結合される。こうしてシステム１０
は、航空機を組み立てる前に、従来の航空機組立システ
ムと比較して増強された測定と、航空機のインタフェー
ス制御ポイント及び性能特性の制御とを提供する。
【００３４】本発明の１つの実施形態では、システム１
０は、光学式位置決めシステム３２と連動するＬＥＩＣ
Ａ社から入手可能なＣＡＴＩＡ設計ソフトウェア、ＡＸ
ＹＺ制御ソフトウェア、マイクロソフト社から入手可能
なウィンドウズ９５及びビジュアルベーシック５．０オ
ペレーティングソフトウェア、デルタタウ・データシス
テムズ社から入手可能なＰＴＡＬＫ及びＰＭＡＣ、アク
チュエータ９４と連動するパシフィックサイエンティフ
ィック社から入手可能な９３０ダイアローグソフトウェ
アを使用している。これらのソフトウェアパッケージ
は、当業者によって容易に統合することができる。
０は、光学式位置決めシステム３２と連動するＬＥＩＣ
Ａ社から入手可能なＣＡＴＩＡ設計ソフトウェア、ＡＸ
ＹＺ制御ソフトウェア、マイクロソフト社から入手可能
なウィンドウズ９５及びビジュアルベーシック５．０オ
ペレーティングソフトウェア、デルタタウ・データシス
テムズ社から入手可能なＰＴＡＬＫ及びＰＭＡＣ、アク
チュエータ９４と連動するパシフィックサイエンティフ
ィック社から入手可能な９３０ダイアローグソフトウェ
アを使用している。これらのソフトウェアパッケージ
は、当業者によって容易に統合することができる。
【００３５】図４及び図５は、本発明に従って航空機を
組み立てる方法のフロー図を示している。左翼部分１２
及び右翼部分１４は、ステップ１００で台座２４及び２
６に据え付けられる。システム１０は、ステップ１１０
において、反射体４４を収納するための左翼部分１２及
び右翼部分１４上の位置を記憶装置９９に保存されてい
る予め目標を設定された位置５８に整合させるように、
右翼部分１４と左翼部分１２を台座２４及び２６上に配
置する。
組み立てる方法のフロー図を示している。左翼部分１２
及び右翼部分１４は、ステップ１００で台座２４及び２
６に据え付けられる。システム１０は、ステップ１１０
において、反射体４４を収納するための左翼部分１２及
び右翼部分１４上の位置を記憶装置９９に保存されてい
る予め目標を設定された位置５８に整合させるように、
右翼部分１４と左翼部分１２を台座２４及び２６上に配
置する。
【００３６】反射体４４はステップ１２０において、右
翼部分１４及び左翼部分１２に装着される。プロセッサ
３４はステップ１３０において、光学式位置決めシステ
ム３２を起動し、左翼部分１２及び右翼部分１４に装着
された各反射体４４の三次元座標を決定させる。光学式
位置決めシステム３２はステップ１４０において捕捉さ
れる反射体４４を指定し、光学式位置決め装置４０及び
４２はステップ１５０において、指定された反射体４４
が配置されるまで、指定された反射体４４の予め目標が
設定された位置５８に対応する領域を走査又は検索す
る。光学式位置決め装置４０及び４２は、例えば光学式
位置決め装置４０及び４２のジンバル付きマウントにお
いて解明された正確な角度を読み取ることによって、ス
テップ１６０で反射体４４の三次元座標を決定する。光
学式位置決め装置４０及び４２は、互いに独立して作動
することが可能であり、或いは反射体４４の特定のシー
ケンスによる作動が可能である。プロセッサ３４はステ
ップ１７０において、記憶装置９９のデータセットに反
射体４４の三次元座標を保存する。例えば、光学式位置
決め装置４０によってのみ見ることのできる反射体４４
は、機首方向の三次元データセット６０に保存される。
光学式位置決め装置３２は、ステップ１８０において、
他の反射体４４を捕捉する必要があるか否かを決定す
る。他に捕捉すべき反射体４４があれば、本方法はステ
ップ１４０に進む。もはや捕捉する反射体４４がない場
合は、本方法はステップ１９０に進む。
翼部分１４及び左翼部分１２に装着される。プロセッサ
３４はステップ１３０において、光学式位置決めシステ
ム３２を起動し、左翼部分１２及び右翼部分１４に装着
された各反射体４４の三次元座標を決定させる。光学式
位置決めシステム３２はステップ１４０において捕捉さ
れる反射体４４を指定し、光学式位置決め装置４０及び
４２はステップ１５０において、指定された反射体４４
が配置されるまで、指定された反射体４４の予め目標が
設定された位置５８に対応する領域を走査又は検索す
る。光学式位置決め装置４０及び４２は、例えば光学式
位置決め装置４０及び４２のジンバル付きマウントにお
いて解明された正確な角度を読み取ることによって、ス
テップ１６０で反射体４４の三次元座標を決定する。光
学式位置決め装置４０及び４２は、互いに独立して作動
することが可能であり、或いは反射体４４の特定のシー
ケンスによる作動が可能である。プロセッサ３４はステ
ップ１７０において、記憶装置９９のデータセットに反
射体４４の三次元座標を保存する。例えば、光学式位置
決め装置４０によってのみ見ることのできる反射体４４
は、機首方向の三次元データセット６０に保存される。
光学式位置決め装置３２は、ステップ１８０において、
他の反射体４４を捕捉する必要があるか否かを決定す
る。他に捕捉すべき反射体４４があれば、本方法はステ
ップ１４０に進む。もはや捕捉する反射体４４がない場
合は、本方法はステップ１９０に進む。
【００３７】プロセッサ３４は、ステップ１９０におい
て、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三
次元データセット６２を位置合わせし、左翼部分１２及
び右翼部分１４の完成されたジオメトリ８０を生成す
る。先述の通り、単一の光学式位置決め装置では右翼部
分１４及び左翼部分１２に装着された全ての反射体４４
を見ることはできないと思われる。図１が示すように、
光学式位置決め装置４０は左翼部分１２及び右翼部分１
４の前縁からの視程にある反射体４４を捕捉し、光学式
位置決め装置４２は左翼部分１２及び右翼部分１４の後
縁からの視程にある反射体４４を捕捉する。１つの実施
形態では、システム１０は、制御ポイントアッセンブリ
６４及び記憶装置９９に保存された制御ポイント距離７
４を使用して機首方向の三次元データセット６０と機尾
方向の三次元データセット６２とを位置合わせし、完成
されたジオメトリ８０を生成する。
て、機首方向の三次元データセット６０と機尾方向の三
次元データセット６２を位置合わせし、左翼部分１２及
び右翼部分１４の完成されたジオメトリ８０を生成す
る。先述の通り、単一の光学式位置決め装置では右翼部
分１４及び左翼部分１２に装着された全ての反射体４４
を見ることはできないと思われる。図１が示すように、
光学式位置決め装置４０は左翼部分１２及び右翼部分１
４の前縁からの視程にある反射体４４を捕捉し、光学式
位置決め装置４２は左翼部分１２及び右翼部分１４の後
縁からの視程にある反射体４４を捕捉する。１つの実施
形態では、システム１０は、制御ポイントアッセンブリ
６４及び記憶装置９９に保存された制御ポイント距離７
４を使用して機首方向の三次元データセット６０と機尾
方向の三次元データセット６２とを位置合わせし、完成
されたジオメトリ８０を生成する。
【００３８】プロセッサ３４は、ステップ２００におい
て、プロセッサ３４に保存されている完成されたジオメ
トリ８０及び設計データセット７８を使用して、左翼三
次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４
を生成する。プロセッサ３４は、設計データセット７８
を使用して完成されたジオメトリ８０を変換し、左翼三
次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４
を航空機設計座標システムによって見ることができるよ
うに、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元座標
システム８４を生成する。
て、プロセッサ３４に保存されている完成されたジオメ
トリ８０及び設計データセット７８を使用して、左翼三
次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４
を生成する。プロセッサ３４は、設計データセット７８
を使用して完成されたジオメトリ８０を変換し、左翼三
次元座標システム８２及び右翼三次元座標システム８４
を航空機設計座標システムによって見ることができるよ
うに、左翼三次元座標システム８２及び右翼三次元座標
システム８４を生成する。
【００３９】プロセッサ３４は、ステップ２１０におい
て、左翼三次元座標システム８２を右翼三次元座標シス
テム８４に位置合わせして左翼部分１２及び右翼部分１
４の予測された組合せ３８を生成する。ディスプレイ９
８は、左翼部分１２及び右翼部分１４のインタフェース
制御ポイント公差及び性能特性を示す予測された組合せ
３８のコンピュータ表示８６を生成する。
て、左翼三次元座標システム８２を右翼三次元座標シス
テム８４に位置合わせして左翼部分１２及び右翼部分１
４の予測された組合せ３８を生成する。ディスプレイ９
８は、左翼部分１２及び右翼部分１４のインタフェース
制御ポイント公差及び性能特性を示す予測された組合せ
３８のコンピュータ表示８６を生成する。
【００４０】システム１０は、ステップ２４０におい
て、航空機のインタフェース制御ポイントを許容公差内
に入れるように右翼部分１４の位置調整が必要であるか
否かを決定する。調整が必要であれば、右翼部分１２を
図式上で所望位置へと調整することができる。コンピュ
ータ表示８６は、右翼部分１４の図式上の移動に基づい
てインタフェース制御ポイント公差を表示する。調整が
必要でない場合、本方法はステップ２５０に進む。
て、航空機のインタフェース制御ポイントを許容公差内
に入れるように右翼部分１４の位置調整が必要であるか
否かを決定する。調整が必要であれば、右翼部分１２を
図式上で所望位置へと調整することができる。コンピュ
ータ表示８６は、右翼部分１４の図式上の移動に基づい
てインタフェース制御ポイント公差を表示する。調整が
必要でない場合、本方法はステップ２５０に進む。
【００４１】システム１０は、ステップ２５０におい
て、右翼部分１４が航空機の性能特性を強化するような
位置調整を必要とするか否かを決定する。調整が必要で
あれば、右翼部分１２は図式上で所望位置へと調整され
る、或いは航空機のインタフェース制御ポイント及び性
能特性が最適化されるようにプロセッサ３４によって自
動的に調整される。コンピュータ表示８６は、右翼部分
１４の図式上の移動に基づいてインタフェース性能特性
を表示する。調整が必要でない場合、本方法はステップ
２６０に進む。ステップ２６０において、右翼部分１４
の追加的な調整が必要であれば、本方法はステップ２３
０に進む。右翼部分１４に対する追加的な調整が必要で
ない場合、本方法はステップ２７０に進む。
て、右翼部分１４が航空機の性能特性を強化するような
位置調整を必要とするか否かを決定する。調整が必要で
あれば、右翼部分１２は図式上で所望位置へと調整され
る、或いは航空機のインタフェース制御ポイント及び性
能特性が最適化されるようにプロセッサ３４によって自
動的に調整される。コンピュータ表示８６は、右翼部分
１４の図式上の移動に基づいてインタフェース性能特性
を表示する。調整が必要でない場合、本方法はステップ
２６０に進む。ステップ２６０において、右翼部分１４
の追加的な調整が必要であれば、本方法はステップ２３
０に進む。右翼部分１４に対する追加的な調整が必要で
ない場合、本方法はステップ２７０に進む。
【００４２】プロセッサ３４は、ステップ２７０におい
て、右翼部分１４の図式上の位置変更に基づいて調整さ
れた組合せ９２を生成する。調整された組合せ９２は、
コンピュータ表示８６に対して実行された右翼部分１４
の位置変更に基づく航空機のインタフェース制御ポイン
ト公差及び性能特性の最適化を反映している。プロセッ
サ３４はステップ２８０において、調整された組合せ９
２に従って右翼部分１４を物理的に配置するようにアク
チュエータ９４に指令する。
て、右翼部分１４の図式上の位置変更に基づいて調整さ
れた組合せ９２を生成する。調整された組合せ９２は、
コンピュータ表示８６に対して実行された右翼部分１４
の位置変更に基づく航空機のインタフェース制御ポイン
ト公差及び性能特性の最適化を反映している。プロセッ
サ３４はステップ２８０において、調整された組合せ９
２に従って右翼部分１４を物理的に配置するようにアク
チュエータ９４に指令する。
【００４３】プロセッサ３４は、ステップ２９０におい
て、調整された組合せ９２を反映したコンピュータ表示
８６を生成する。調整された組合せ９２を反映するコン
ピュータ表示８６は、右翼部分１４に対して実行された
図式上の移動に基づいて生成される、或いは光学式位置
決めシステム３２を再起動して反射体４４の新たな三次
元座標を取得することによって生成が可能である。こう
して、上述の処理を任意回数反復することにより、イン
タフェース制御ポイント公差及び性能特性を許容限度内
におさめることが可能である。システム１０は、ステッ
プ３００において、右翼部分１４に対する追加の物理的
調整が必要であるか否かを決定する。追加調整が必要で
あれば、本方法はステップ２８０に進む。右翼部分１４
に対するさらなる調整が必要でなければ、本方法はステ
ップ３１０に進む。
て、調整された組合せ９２を反映したコンピュータ表示
８６を生成する。調整された組合せ９２を反映するコン
ピュータ表示８６は、右翼部分１４に対して実行された
図式上の移動に基づいて生成される、或いは光学式位置
決めシステム３２を再起動して反射体４４の新たな三次
元座標を取得することによって生成が可能である。こう
して、上述の処理を任意回数反復することにより、イン
タフェース制御ポイント公差及び性能特性を許容限度内
におさめることが可能である。システム１０は、ステッ
プ３００において、右翼部分１４に対する追加の物理的
調整が必要であるか否かを決定する。追加調整が必要で
あれば、本方法はステップ２８０に進む。右翼部分１４
に対するさらなる調整が必要でなければ、本方法はステ
ップ３１０に進む。
【００４４】左翼部分１２及び右翼部分１４は、ステッ
プ３１０で接合または組み立てられる。プロセッサ３４
は、ステップ３２０において、左翼部分１２及び右翼部
分１４上のインタフェース制御ポイントに関する公差範
囲及び再加工情報を含むインタフェース制御報告を生成
する。プロセッサ３４はステップ３３０において、左翼
部分１２と右翼部分１４との間のロールモーメント、ロ
ール係数、翼後退角差分、翼上反角差分、翼ねじれ差分
及びその他の性能測定値に関する情報を含む性能特性報
告を生成する。インタフェース制御報告及び性能特性報
告に含まれる情報は、右翼部分１４の位置に対して調整
が行われていれば、調整された組合せ９２に基づいて生
成される。右翼部分１４の位置に対して調整が行われて
いなければ、インタフェース制御報告及び性能特性報告
に含まれる情報は、予測された組合せ３８に基づいて生
成される。
プ３１０で接合または組み立てられる。プロセッサ３４
は、ステップ３２０において、左翼部分１２及び右翼部
分１４上のインタフェース制御ポイントに関する公差範
囲及び再加工情報を含むインタフェース制御報告を生成
する。プロセッサ３４はステップ３３０において、左翼
部分１２と右翼部分１４との間のロールモーメント、ロ
ール係数、翼後退角差分、翼上反角差分、翼ねじれ差分
及びその他の性能測定値に関する情報を含む性能特性報
告を生成する。インタフェース制御報告及び性能特性報
告に含まれる情報は、右翼部分１４の位置に対して調整
が行われていれば、調整された組合せ９２に基づいて生
成される。右翼部分１４の位置に対して調整が行われて
いなければ、インタフェース制御報告及び性能特性報告
に含まれる情報は、予測された組合せ３８に基づいて生
成される。
【００４５】図６は、本発明に一致して独立した光学式
位置決め装置によって生成されるデータセットを位置合
わせする方法、例えば、図２に関連して論じられた機首
方向の三次元データセット６０及び機尾方向の三次元デ
ータセット６２のアラインメントのフロー図を示してい
る。反射体６８は、ステップ３５０において、光学式位
置決め装置４２からの光学信号を受信するように制御取
付け具７１上に配置され方向付けされる。反射体６６
は、ステップ３６０において、光学式位置決め装置４０
からの光学信号を受信するように制御取付け具７１上に
反射体６８から制御ポイント距離７４を隔てて配置され
方向付けされる。反射体７０は、ステップ３７０におい
て、光学式位置決め装置４０からの光学信号を受信する
ように制御取付け具７１上に反射体６８から制御ポイン
ト距離７４を隔てて配置され方向付けされる。プロセッ
サ３４は、ステップ３８０において、制御ポイント距離
７４及び反射体６６、６８及び７０の近似位置を記憶装
置９９に保存する。
位置決め装置によって生成されるデータセットを位置合
わせする方法、例えば、図２に関連して論じられた機首
方向の三次元データセット６０及び機尾方向の三次元デ
ータセット６２のアラインメントのフロー図を示してい
る。反射体６８は、ステップ３５０において、光学式位
置決め装置４２からの光学信号を受信するように制御取
付け具７１上に配置され方向付けされる。反射体６６
は、ステップ３６０において、光学式位置決め装置４０
からの光学信号を受信するように制御取付け具７１上に
反射体６８から制御ポイント距離７４を隔てて配置され
方向付けされる。反射体７０は、ステップ３７０におい
て、光学式位置決め装置４０からの光学信号を受信する
ように制御取付け具７１上に反射体６８から制御ポイン
ト距離７４を隔てて配置され方向付けされる。プロセッ
サ３４は、ステップ３８０において、制御ポイント距離
７４及び反射体６６、６８及び７０の近似位置を記憶装
置９９に保存する。
【００４６】光学式位置決めシステム３２は、ステップ
３９０において、光学式位置決め装置４２を使用して反
射体６８の三次元座標を生成する。プロセッサ３４は、
ステップ４００において、反射体６８の三次元座標を制
御ポイント７６として明示し、反射体６８のこの三次元
座標を記憶装置９９の機尾方向三次元データセット６２
に保存する。光学式位置決めシステム３２は、ステップ
４１０において、光学式位置決め装置４０を使用して反
射体６６及び７０の三次元座標を生成する。プロセッサ
３４は、ステップ４２０において、反射体６６及び７０
のこの三次元座標を記憶装置９９の機首方向三次元デー
タセット６０に保存する。
３９０において、光学式位置決め装置４２を使用して反
射体６８の三次元座標を生成する。プロセッサ３４は、
ステップ４００において、反射体６８の三次元座標を制
御ポイント７６として明示し、反射体６８のこの三次元
座標を記憶装置９９の機尾方向三次元データセット６２
に保存する。光学式位置決めシステム３２は、ステップ
４１０において、光学式位置決め装置４０を使用して反
射体６６及び７０の三次元座標を生成する。プロセッサ
３４は、ステップ４２０において、反射体６６及び７０
のこの三次元座標を記憶装置９９の機首方向三次元デー
タセット６０に保存する。
【００４７】プロセッサ３４は、ステップ４３０におい
て、記憶装置９９に保存された反射体６６及び７０の三
次元座標及び制御ポイント距離７４を使用して、機首方
向三次元データセット６０の制御ポイント７６の等価位
置を決定する。例えば、反射体６６及び６８間の制御ポ
イント距離７４が反射体６８及び７０間の制御ポイント
距離７４に等しいような実施形態においては、プロセッ
サ３４は、制御ポイント７６の等価位置を反射体６６及
び７０間の線に沿った中点として計算することができ
る。プロセッサ３４はステップ４４０において、機尾方
向の三次元データセット６２からの制御ポイント７６と
機首方向の三次元データセット６０の制御ポイント７６
の等価位置を使用して、機首方向の三次元データセット
６０を機尾方向の三次元データセット６２に位置合わせ
する。
て、記憶装置９９に保存された反射体６６及び７０の三
次元座標及び制御ポイント距離７４を使用して、機首方
向三次元データセット６０の制御ポイント７６の等価位
置を決定する。例えば、反射体６６及び６８間の制御ポ
イント距離７４が反射体６８及び７０間の制御ポイント
距離７４に等しいような実施形態においては、プロセッ
サ３４は、制御ポイント７６の等価位置を反射体６６及
び７０間の線に沿った中点として計算することができ
る。プロセッサ３４はステップ４４０において、機尾方
向の三次元データセット６２からの制御ポイント７６と
機首方向の三次元データセット６０の制御ポイント７６
の等価位置を使用して、機首方向の三次元データセット
６０を機尾方向の三次元データセット６２に位置合わせ
する。
【００４８】本発明及びその優位点について詳細に説明
してきたが、添付のクレームによって定義されている本
発明の精神及び範囲から逸脱することなく様々な変更、
置換及び改変を実行可能であることは理解されなければ
ならない。
してきたが、添付のクレームによって定義されている本
発明の精神及び範囲から逸脱することなく様々な変更、
置換及び改変を実行可能であることは理解されなければ
ならない。
【図１】本発明に係る航空機を組み立てるためのシステ
ムの平面図である。
ムの平面図である。
【図２】本発明によって構成された制御ポイントアッセ
ンブリの斜視図である。
ンブリの斜視図である。
【図３】本発明に係る調整システムのコンピュータ表示
を示す図である。
を示す図である。
【図４】本発明に係る航空機を組み立てる方法のフロー
チャートである。
チャートである。
【図５】本発明に係る航空機を組み立てる方法のフロー
チャートである。
チャートである。
【図６】本発明に係る航空機座標システムを位置合わせ
するための方法のフローチャートである。
するための方法のフローチャートである。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジェームス ピー．コースターズ アメリカ合衆国 76051 テキサス グレ ープバイン ホール−ジョンソン ロード ＃1325 2559 (72)発明者 マイケル エー．リーナウツ アメリカ合衆国 76017 テキサス アー リントン アンダルシア トレイル 4807 (72)発明者 トーマス エイチ．マン セカンド アメリカ合衆国 76060 テキサス ケネ デール ケネデール ニュー ホープ ロ ード 3835 (72)発明者 エリック ディ．ムーア アメリカ合衆国 75052 テキサス グラ ンド プレーリー アシュレイ レーン 4374 (72)発明者 ジェームス ジェイ．ハワード アメリカ合衆国 76063 テキサス マン スフィールド メドー リッジ コート 1508 (72)発明者 アラン ディ．シュレック アメリカ合衆国 76018 テキサス アー リントン クロムウェル ドライブ 2314
Claims (31)
- 【請求項１】第１及び第２の航空機構造を処理するため
の方法であって、 光学式位置決め装置を使用して第１及び第２の航空機構
造の三次元表示を決定することと、 プロセッサを使用して第１及び第２の航空機構造の予測
された組合せを生成することと、 航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するために、
プロセッサを使用して調整された組合せを生成すること
を含む方法。 - 【請求項２】上記決定の段階は、第１及び第２の航空機
構造上に配置された複数の反射体を使用して第１及び第
２の航空機構造の三次元座標を決定することを含む請求
項１記載の方法。 - 【請求項３】調整された組合せに応答して、第２の航空
機構造に結合された複数のアクチュエータを開始させる
段階をさらに含む請求項１記載の方法。 - 【請求項４】調整された組合せに応答して、第２の航空
機構造のコンピュータ表示を表示する段階をさらに含む
請求項１記載の方法。 - 【請求項５】上記予測された組合せを生成する段階は、
プロセッサ上で実行される以下のような段階、即ち、 第１の航空機構造の第１の座標システムを生成する段階
と、 第２の航空機構造の第２の座標システムを生成する段階
と、 第１及び第２の座標システムを位置合わせして予測され
た組合せを生成する段階とを含む請求項１記載の方法。 - 【請求項６】上記調整された組合せを使用して、組立の
ために第１及び第２の航空機構造を配置することをさら
に含む請求項１記載の方法。 - 【請求項７】第１の航空機構造は第１の翼部分を備え、 第２の航空機構造は第２の翼部分を備え、 上記少なくとも１つの性能特性は上記第１及び第２の翼
部分の間の翼後退角差分、翼ねじれ差分または上反角差
分を含む請求項１記載の方法。 - 【請求項８】予測された組合せの生成は、プロセッサ上
で実行される以下のような段階、即ち、 第１の航空機構造とセンターボックスとの間に第１の予
測された組合せを生成する段階と、 第２の航空機構造とセンターボックスとの間に第２の予
測された組合せを生成する段階とを含む請求項７記載の
方法。 - 【請求項９】プロセッサを使用して、予測された組合せ
に応答して第１及び第２の航空機構造上のインタフェー
ス制御ポイントのための許容範囲を生成することをさら
に含む請求項１記載の方法。 - 【請求項１０】プロセッサを使用して、予測された組合
せに基づいて航空機の性能特性を生成することをさらに
含む請求項１記載の方法。 - 【請求項１１】上記決定の段階は、 第１の光学式位置決め装置を使用して三次元表示の第１
の部分を決定することと、 第２の光学式位置決め装置を使用して三次元表示の第２
の部分を決定することと、 上記第１及び第２の部分を位置合わせして三次元表示を
生成することを含む請求項１記載の方法。 - 【請求項１２】上記位置合わせの段階は、 第１の光学式位置決め装置を使用して第１の反射体の三
次元座標を決定することと、 第２の光学式位置決め装置を使用して第２及び第３の反
射体の三次元座標を決定することを含み、上記第２の反
射体は第１の反射体から予め決められた第１の距離を隔
てて配置され、上記第３の反射体は第１の反射体から予
め決められた第２の距離を隔てて配置され、 第１の反射体と第２及び第３の反射体との間の予め決め
られた上記第１及び第２の距離に基づいて三次元表示の
上記第１及び第２の部分を位置合わせすることを含む請
求項１１記載の方法。 - 【請求項１３】上記三次元表示を決定する傍ら、第１及
び第２の航空機構造を実質的な１Ｇ負荷位置に支持する
ことをさらに含む請求項１記載の方法。 - 【請求項１４】航空機の第１及び第２の航空機構造を処
理するためのシステムであって、 第１及び第２の航空機構造の三次元表示を生成するよう
に作動可能な光学式位置決めシステムと、 上記光学式位置決めシステムに結合され、第１及び第２
の航空機構造の予測された組合せを生成するように作動
可能なプロセッサと、 上記プロセッサに結合され、上記予測された組合せを調
整して航空機の少なくとも１つの性能特性を強化するよ
うに作動可能な調整システムとを備えたシステム。 - 【請求項１５】上記光学式位置決めシステムは、 第１及び第２の航空機構造に装着された複数の反射体
と、 上記複数の反射体の各々の三次元座標を決定するための
光学式位置決め装置とを備えた請求項１４記載のシステ
ム。 - 【請求項１６】上記調整システムは、第２の航空機構造
を所望位置に配置するために第２の航空機構造に装着さ
れた複数のアクチュエータを備えた請求項１４記載のシ
ステム。 - 【請求項１７】上記調整システムは、第２の航空機構造
の位置の調整を可能にするように作動可能なグラフィッ
ク表示システムを備えた請求項１４記載のシステム。 - 【請求項１８】第１及び第２の航空機構造は第１及び第
２の翼部分を備え、上記調整システムは、上記第１及び
第２の翼部分の間の翼後退角差分、翼ねじれ差分または
上反角差分を低減するように上記予測された組合せを調
整する請求項１４記載のシステム。 - 【請求項１９】上記プロセッサは、予測された組合せに
基づいて第１及び第２の航空機構造上のインタフェース
制御ポイントの許容範囲を生成する請求項１４記載のシ
ステム。 - 【請求項２０】上記プロセッサは、予測された組合せに
基づいて航空機の性能特性を生成する請求項１４記載の
システム。 - 【請求項２１】上記光学式位置決めシステムは、 三次元表示の第１の部分を決定するための第１の光学式
位置決め装置と、 三次元表示の第２の部分を決定するための第２の光学式
位置決め装置と、 上記第１及び第２の部分を位置合わせして三次元表示を
生成するための少なくとも１つの制御ポイントアッセン
ブリとを備えた請求項１４記載のシステム。 - 【請求項２２】上記制御ポイントアッセンブリの各々
は、 上記第１の光学式位置決め装置から光学信号を受信する
ための第１の反射体と、 上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信する
ための第２の反射体とを備え、上記第２の反射体は第１
の反射体から予め決められた第１の距離を隔てて配置さ
れ、 上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信する
ための第３の反射体を備え、上記第３の反射体は第１の
反射体から予め決められた第２の距離を隔てて配置され
た請求項２１記載のシステム。 - 【請求項２３】上記少なくとも１つの制御ポイントアッ
センブリは、 第１の航空機構造に装着された第１の制御ポイントアッ
センブリと、 第２の航空機構造に装着された第２の制御ポイントアッ
センブリとを備えた請求項２１記載のシステム。 - 【請求項２４】第１及び第２の翼部分を処理するための
システムであって、 第１及び第２の翼部分に装着された複数の反射体と、 上記反射体の第１のサブセットと通信して第１及び第２
の翼部分の三次元表示の第１の部分を生成するように作
動可能な第１の光学式位置決め装置と、 上記反射体の第２のサブセットと通信して第１及び第２
の翼部分の三次元表示の第２の部分を生成するように作
動可能な第２の光学式位置決め装置と、 三次元表示の上記第１及び第２の部分を位置合わせして
第１及び第２の翼部分の予測された組合せを生成するよ
うに作動可能なプロセッサとを備えたシステム。 - 【請求項２５】上記第２の翼部分を調整して航空機の少
なくとも１つの性能特性を強化するように作動可能な調
整システムをさらに備えた請求項２４記載のシステム。 - 【請求項２６】上記調整システムは、第２の翼部分を所
望位置に配置するために第２の翼部分に装着された複数
のアクチュエータを備えた請求項２５記載のシステム。 - 【請求項２７】上記調整システムは、第２の翼部分の位
置を図式上で調整するように作動可能なグラフィック表
示システムを備えた請求項２５記載のシステム。 - 【請求項２８】三次元表示の第１及び第２の部分を位置
合わせするための少なくとも１つの制御ポイントアッセ
ンブリをさらに備えた請求項２４記載のシステム。 - 【請求項２９】上記少なくとも１つの制御ポイントアッ
センブリは、 第１の翼部分に装着された第１の制御ポイントアッセン
ブリと、 第２の翼部分に装着された第２の制御ポイントアッセン
ブリとを備えた請求項２８記載のシステム。 - 【請求項３０】上記少なくとも１つの制御ポイントアッ
センブリは、 上記第１の光学式位置決め装置から光学信号を受信する
ための第１の反射体と、 上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信する
ための第２の反射体とを備え、上記第２の反射体は第１
の反射体から予め決められた第１の距離を隔てて配置さ
れ、 上記第２の光学式位置決め装置から光学信号を受信する
ための第３の反射体を備え、上記第３の反射体は第１の
反射体から予め決められた第２の距離を隔てて配置され
た請求項２８記載のシステム。 - 【請求項３１】三次元表示を決定する傍ら、第１及び第
２の翼部分を実質的な１Ｇ負荷位置に支持するように作
動可能な複数の台座をさらに備えた請求項２４記載のシ
ステム。
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