JP2000506815A - 決定的な桁アセンブリ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 翼桁（３０）を製造するための方法および装置が開示される。装置は、高精度で数的に制御された工作機械（８５）によって掘削およびトリミングするための桁ウェブ（４５）を保持する取付具（５２）を含む。装置は、桁ウェブ（４５）上に１対の翼弦（４０，４２）を位置付けるための翼弦工具（９５）をさらに含む。方法は、取付具（５２）上に桁ウェブ（４５）を位置付けるステップと、既知の固定場所に対する、取付具（５２）上での桁ウェブ（４５）の実際の位置を決定するステップと、決定するステップに従って工作機械（８５）を正規化するステップと、位置合わせ孔と翼弦工具（９５）上に上下翼弦（４０，４２）を支持する桁ウェブ（４５）にある対応する孔とにファスナを通すことにより、桁ウェブ（４５）上に翼弦工具（９５）を一時的に取付ける桁ウェブ（４５）に翼弦ロケータ工具位置合わせ孔を掘削するステップと、翼弦（４０，４２）を桁ウェブ（４５）にクランプするステップと、その対応する孔にファスナを通すことにより翼弦（４０，４２）を桁ウェブ（４５）に固定するステップとを含む。

Description

【発明の詳細な説明】 決定的な桁アセンブリ関連出願の参照 この発明は、デイビッド・ストランド（David Strand）、クレイトン・マンク （Clayton Munk）およびポール・ネルソン（Paul Nelson）によって１９９６年 ３月２２日に出願された、「決定的な翼アセンブリ（“Determinant Wing Assem bly”）」と題された米国特許仮出願第６０／０１３，９８６号に関する。技術分野 この発明は、翼桁およびリブを密な公差で組立てるための方法および装置に関 し、特に、工具費用を大幅に抑えつつ、かつてなかった極度な精密さで翼桁およ びリブを組立てて、元の工学的設計に非常に密に従う翼構成部材を製造するため の方法および装置に関する。発明の背景 特定の輪郭に航空機の翼桁およびリブを組立てるための従来の製造技術は、固 定「ハードポイント」工具技術に依存し、この技術では、精細な構造部品を配置 して一時的に固定し、部品を互いに対して正確に配置するために、床アセンブリ 治具およびテンプレートが用いられる。この伝統的な工具概念では一般に、製造 される各サブアセンブリに対して一次アセンブリ工具が必要とされ、さらには（ 左右の）２つの大きな桁アセンブリ工具が必要とされ、これらにおいてサブアセ ンブリが組立てられて、組立てられた桁になる。 工具は製品の元の工学的設計を高精度で反映するように意図されるが、工具に より最終アセンブリの形態が設定されるという従来の工具概念を用いると、製品 を最初に設計してから工具を最終的に製造するまでには多くの工程がある。時間 およびコストのかかろ広範囲にわたる手仕事によって、工具によって引き起こさ れた誤差を補正しなければ、最終的に製造された工具によって、元の桁または桁 構成部材の設計の寸法公差から逸脱した、サイズの誤った桁または翼構成部材が 製造されることも稀ではない。より深刻な場合、元は公差範囲内で構築されてい た工具が工場で典型的に激しく使用されることにより公差範囲外まで変形するお それがある。さらに、工具が鋼から作られ、桁構成部材がアルミニウムから作ら れる一般的な場合などの、特に工具および桁の熱膨張係数の差が大きな場合、工 場の温度変化によってもたらされた寸法差によって、工具によって製造された最 終部品の寸法にばらつきが生じる。航空機の構造の寸法は０．００５”内に調整 されることが多いため、温度によって引き起こされた寸法差は大きい。 部品に対して垂直方向からわずかにずれた角度でドリルが部品に与えられた場 合や、完全に線形ではない運動によって部品の中にドリルが入れられる場合には 、工具を用いて部品に手で孔をあけると、完全に丸くなかったり、部品表面に対 して垂直ではない孔がもたらされることがある。非円形の孔に部品が固定される 場合、部品はそれらの意図される位置からずれるおそれがあり、非円形の孔にお ける不均一な孔−ファスナ間干渉は、丸い孔の場合の強度および疲れ寿命を欠く 。特に部品の一端が工具に置かれた状態で、工具の上に部品がある場合には、桁 サブアセンブリに蓄積した公差により、部品の寸法が元の設計寸法よりもはるか に大きくなり、部品の寸法差すべてを、真の意図された位置に位置合わせするの ではなく、一方向に強いる。 典型的に桁構成部材は、高干渉ファスナおよび／または冷間加工された孔のフ ァスナとともに固定される。リベットおよび固定ボルトなどの干渉ファスナなら びにファスナ孔の冷間加工はいずれも、組立てられた接合部の疲れ寿命を改善す る孔のまわりの金属に応力のパターンをもたらすが、このような応力パターンの 線が長ければ、主に縦方向にアセンブリの寸法が増大し、さらにはその長さに沿 って細長い部材が湾曲するか、または「横に曲がる（banana）」ことを引き起こ す。このような変形を防止するためにアセンブリを制限する試みは一般的にはよ い結果を生まず、これまで最も成功した技術は、設計に要求されるおよその形状 までアセンブリが変形することを意図して、変形の程度を予測してそれを部品の 元の設計で考慮しようとすることであった。しかしながら、ファスナの据付けお よび孔の冷間加工において自然に生じるずれがあるため、このような予測は推測 にしかすぎず、最終的なアセンブリの形態はある程度予測できないことが多い。 サブアセンブリが最終アセンブリに固定される前にサブアセンブリの変形による 影響を排除するためのプロセスが長い間求められており、これは桁の製造および 航空機の他の部品の製造において大きな価値を有するだろう。 翼用の主桁工具は構築および公差範囲内に維持するために費用がかかり、設計 および構築のために長いリードタイムを要する。翼桁工具の構築にかかる膨大な コストおよび長いリードタイムは、航空力学が発展したとしても既存のモデル航 空機の翼の再設計の妨げとなる。なぜなら、新たな設計には、翼桁工具を再度構 築することが必要であるからである。自動的に掘削し、ファスナを据付けて締め るための１つの既存のシステムは、バンク他（Bank et al.）による「自動化さ れた桁アセンブリ工具（“Automated Spar Assembly Tool”）」と題された米国 特許第５，ｘｘｘ，ｘｘｘ号に示されている。これは高精度で桁を製造するが、 構築および維持には費用のかかるシステムである。 既存の航空機モデルによって満たされない特定の要件を有する航空会社の顧客 のためにカスタム翼のための桁を迅速に設計して構築することができる能力によ り、機体の製造者には競争上の大きな利点が与えられる。現在のところ、このよ うな能力は存在しない。なぜなら、専用の翼および翼桁工具ならびにこのような 工具に必要な工場の床面積のコストにより、「設計翼（designer wing）」のコ ストが非常に高くなるからである。しかしながら、特定のモデルに関する標準的 な翼桁を作るために用いられる同じ工具を、顧客の特定の要件を満たすカスタム 翼のための桁を構築するために迅速にかつ容易に変え、その後標準的なモデルま たは別のカスタム翼設計に戻すことができるならば、顧客の特定の要件を満たす ために翼を特定的に最適化した状態で顧客に航空機を提供することができる。新 しい翼の唯一のコスト増加は技術面におけるだけであり、せいぜいヘッダを適度 に機械加工することおよびその翼設計に独特な他の低コストの工具であろう。 ハード工具を用いた製造プロセスの欠点は本質的なものである。これらの欠点 は厳格な品質管理技術によって最小にすることができるが、ハード工具を用いた 大規模な機械構造の製造においては常にある程度は存在するであろう。航空機の 胴体の製造のために、決定的な組立プロセスが開発されており、このプロセスで は、ハードポイント工具と自己的に配置する単一部品とを置換し、この単一部品 は、それら自体の寸法と部品の設計に組込まれたいくつかの位置合わせマークと によってアセンブリの形態を決定する。マイカル（Micale）およびストランドに よる「パネルおよび胴体アセンブリ（“Panel and Fuselage Assembly”）」と 題された米国特許第５，５６０，１０２号に示されるこの新しいプロセスを用い ると、はるかに少ない再加工ではるかに精度の高いアセンブリが製造されること がわかっている。決定的なアセンブリプロセスを航空機翼の製造に応用すると、 ハード工具を使用する必要性をなくすかまたは軽減するより良いプロセスがもた らされ、工場の生産能力を高め、部品の変化性を低減することにより製品の質を 高め、生産コストを下げ、その顧客が利用できる設計を迅速に変化させる柔軟性 をもたらす。これらの改善は機体の製造業者およびその顧客にとって多大な利益 であり、市場における製造業者の競争的な位置を改善し得る。この発明はこのよ うなプロセスに向けて大きく前進する。発明の概要 したがって、この発明の目的は、工具ではなく元の工学的設計に従って、可撓 性および半可撓性の部品およびサブアセンブリから、航空機の翼桁およびリブな どの、大型の長くて重いアセンブリを製造するための方法を提供することである 。 発明の別の目的は、部品の互いに対する相対的な配置およびアセンブリの輪郭 を決定するために従来の工具を用いるのではなく、構成部材の部品が自己的に配 置されアセンブリの寸法を決定することを可能にするために、それらに固有なマ ーク（feature）を用いて、航空機の翼桁およびリブを製造するための方法を提 供することである。 この発明のさらに別の目的は、先行技術よりも本質的に精度が高く、かつ工学 的設計によって特定された公差により密に従って構造上に部品が一貫して高精度 で置かれる構造を製造する、航空機の翼桁を製造するためのシステムを提供する ことである。 発明のさらなる目的は、先行技術の伝統的な技術よりも迅速であり、柔軟性が 高く、費用が少なく、必要な工場の床面積が狭く、さらには、特定された工学的 公差範囲内で部品を製造するためにワーカー（worker）の技術に依存する程度が 低い、航空機の翼桁を製造するためのシステムを提供することである。 この発明のさらなる目的は、元の工学的設計において特定された公差範囲内で 航空機の翼が構築されるようにする精密さおよび一貫性で、航空機の翼桁を製造 することを容易にする、方法および装置を提供することである。 発明のさらに別の目的は、桁または桁構成部材を変形させる干渉ファスナの据 付けなどの作業によって桁または桁構成部材が変形した後に、決定的に重要なマ ークを単一部品またはサブアセンブリに与えるようにされた一連の作業を有する 、航空機の翼桁を構築するための方法を提供することである。 発明のこれらおよび他の目的は、元の技術製品定義からのデジタルデータを用 いて数的に制御された高精度な工作機械によって部品に掘削または機械加工され た孔および機械加工された表面などの位置合わせマークによって表わされる、単 一部品の重要なマーク間の空間的な関係を利用する方法を用いて、可撓性および 半可撓性部品から、翼桁と、大型の他の長くて重いアセンブリとを組立て、それ により、構成部材およびサブアセンブリ自体を、翼桁の寸法および輸郭の本質的 に決定的な要素にするシステムにおいて達成される。図面の説明 発明およびそれに伴う多くの目的および利点は、以下の図面に関連する好まし い実施例の以下の詳細な説明を読むとよりよく理解されるであろう。 図１から図６は、この発明に従った航空機の翼桁の組立時に、図８に示される 一列の柱上に支持された状態の、桁ウェブおよび他の構成部材に行なわれる主な 組立工程を示す一連の概略図である。 図７Ａは、この発明の装置上で、この発明のプロセスに従って構築された桁の 斜視図である。 図７Ｂは、図７Ａに示される桁の内側端部を示す拡大斜視図である。 図８は、この発明に従った翼桁アセンブリセルの概略斜視図である。 図９は、この発明に従った翼桁アセンブリセルの平面図である。 図１０は、ベンドの領域にある、図８に示される翼桁アセンブリセルの一方の 側を示す平面図である。 図１１は、図１０に示される桁アセンブリセルの部分を示す斜視図である。 図１２は、図１１に示される柱のうちの１つを示す斜視図である。 図１３は、図１１に示される桁ウェブ支持アームを有する柱のうちの１つを示 す斜視図である。 図１４は、一次的な翼弦ロケータのクランプを示す、わずかに変形された桁支 持柱を示す斜視図である。 図１５は、例示の目的のために桁ウェブが取外された状態で示される、図１４ に類似した図である。 図１６は、図１５の一部分を示す拡大図である。 図１７は、図１４に示される構造の右側背部を示す斜視図である。 図１８は、図１７の一部分を示す拡大斜視図である。 図１９は、図１８に示される構造の左側背部を示す拡大斜視図である。 図２０は、桁ウェブの内側部分の頂部および底部エッジ上に翼弦を定位置に保 持する翼弦ロケータ工具を示す斜視図である。 図２１は、図２０に示される翼弦ロケータ工具をわずかに変形したものを示す 、側方から見た立面図である。 図２２は、図２１に示されるものに類似するが、長さ方向の異なった位置にあ る翼弦の角度に対応する、異なった角度に設定された翼弦基準面を有する翼弦ロ ケータ工具の頂部端部を示す、側方から見た拡大立面図である。 図２３は、旋回軸付ヒールピース（heel piece）上に翼弦ロケータ基準面を有 する翼弦ロケータ工具の頂部端部を示す、側方から見た立面図である。 図２４は、クランプが開位置にある状態の、図２２に示す構造の側方から見た 立面図である。 図２５は、翼弦ロケータ工具の底部端部を示す、側方から見た拡大立面図であ る。 図２６は、図２５に示す翼弦ロケータ工具の底部端部を示す拡大斜視図である 。 図２７は、「Ｘ」方向における桁翼弦の位置を突きとめるための工具を示す、 側方から見た立面図である。 図２８は、図２７に示される翼弦−Ｘ工具の頂部端部を示す斜視図である。 図２９は、ポストミルによって保持され固定作業を行なう、図８に示される、 クランプ、掘削およびファスナ送り用エンドエフェクタを示す斜視図である。 図３０は、いくつかの組立作業を行なうための工作機械コントローラにおいて デジタル製品定義からのデータを命令に変換するためのコンピュータアーキテク チャおよびプロセスを示す概略図である。 図３１は、図８から図１１に示される旋回ベースプレートの頂部を示す斜視図 である。 図３２は、図３１に示される旋回ベースプレートの底部を示す斜視図である。 図３３は、図１０、図１１および図１３に示される支持アームを示す斜視図で ある。 図３４は、図３３に示される支持アームの遠端における位置付けアセンブリを 示す斜視図である。 図３５および図３６は、種々の組立段階における、図３４に示される位置付け アセンブリを示す斜視図である。好ましい実施例の説明 以下に図面を参照して、類似した参照符号は同一または対応する部分を示す。 この発明は、好ましい実施例、すなわち航空機の翼桁を組立てるためのプロセス に適用されるものとして説明される。しかしながらこの発明は一般に、特定的な 組の寸法公差ならびに最終製品の輪郭および寸法に固執することが望まれる、部 品を組立てて主アセンブリにすることに用途を有すると考えられる。この発明は 、部品およびサブアセンブリのいくつかまたはすべてが可撓性または半可撓性で ある場合に特に関する。 この発明の、先行する実施例は、１９９６年３月２２日に出願された「決定的 な翼アセンブリ」と題された仮出願第６０／０１３，９８６号に記載されている 。ここに記載される発明の実施例は、発明のプロセスを実施するために我々が好 ましい実施例であり最良モードであると考えたものである。しかしながら、この 発明の範囲には、これらの実施例の両方と、これらの２つの開示に鑑みて当業者 に想起されるであろう他の変形および修正とが入ることを理解されたい。 この発明に従った決定的な翼桁組立プロセスにおける主プロセス工程を示す図 １から図６の一連の概略図を参照して、翼桁アセンブリセルに適用されるものと しての組立プロセスをまず簡単に要約する。この簡単な要約の後に、プロセスが 行なわれる桁アセンブリセルについて説明し、さらに詳細にプロセスを説明する こととする。 この発明のプロセスおよび装置の以下の説明に関連性を持たせるために、代表 的な航空機翼桁について説明する。通常は、航空機の翼には２つの翼桁３０が含 まれ、これら２つの翼桁３０は翼の長さ方向または「翼桁方向」に延び、「翼弦 方向」に隔てられる。「前」桁と呼ばれる一方の桁は翼の前エッジに隣接して置 かれ、「後」桁と呼ばれる他方の桁は翼の後エッジに隣接して置かれる。翼リブ は桁３０間に翼弦方向に延び、図７Ａおよび図７Ｂに示される垂直リブポスト３ ５に固定され、これらの垂直リブポスト３５は桁３０に接着されて固定され、さ らに、多くのファスナによってそこに固定される。頂部および底部翼弦４０およ び４２は翼桁ウェブ４５の頂部および底部エッジに接着されて固定され、航空機 産業において広く用いられ十分に理解されており、かつ信頼性の高い、リベット 、ボルト、固定ボルト、Ｈｉ−Ｌｏｃｋなどの多くのファスナによってそこに固 定される。これらのファスナはここにおいて「ボルトおよび／またはリベット」 と呼ばれ、この用語はここでは、ファスナがすべてボルトであるか、すべてリベ ットであるか、またはボルトおよびリベットの組合せであることを意味するため に用いられる。当然、この発明はこれらの従来のファスナの使用に限定されず、 これらの従来のファスナの代わりに開発されたものとして他のファスナを用いて もよいことを理解されたい。 頂部および底部翼弦４０および４２の各々は、翼桁ウェブ４５に固定された垂 直フランジと、頂部または底部翼パネルが装着される、角度付の頂部または底部 フランジとを有する。ウェブ４５の翼弦４０および４２の、垂直方向の位置は決 定的に重要である。なぜなら、それにより、桁３０における、頂部および底部翼 パネル間の間隔が決定するからである。同様に、桁上でのリブポスト３５の位置 も決定的に重要である。なぜなら、それによりリブの位置が決定し、さらには翼 パネルの輪郭が決定するからである。図７Ａおよび図７Ｂに示される、「Ｋ」軸 におけるベンド（bend）または「キンク（kink）」４６は、翼箱の外側の前およ び後エッジの、設計された位置に桁が従うことができるように、大抵の翼桁上に 設けられている。 前後翼桁と頂部および底部翼パネルとの間に規定されたスペース、すなわち翼 箱の外側構成要素は通常は航空機の燃料タンクとして用いられるため、翼桁の内 面は一般に「ウェット（wet）」側と呼ばれ、外面は「ドライ（dry）」側と呼ば れる。ここではその慣行を用いる。リブポスト３５は桁のウェット側に装着され 、多数の垂直補強材４７は桁ウェブ４５のドライ側に接着されて固定され、さら に多数のファスナによってそこに固定される。航空機の翼の構造に関するより完 全な記述および翼桁に装着されるいくつかの付加的な構成部材は、前述の仮出願 第６０／０１３，９８６号と、本件と同時に出願された対応のＰＣＴ出願とに記 載されている。 航空機の翼桁３０を組立てるための、この発明に従った桁組立プロセスは、特 定的なサイズおよび設計の翼桁がセル５０において組立てられる場合の、図８お よび図９に示される、再度形成可能なアセンブリセル５０を形成することにより 開始する。図１０および図１１に示されるように、アセンブリセルはレール５４ に取付けられた一列の柱５２を有し、このため柱を桁３０の面に対して平行に「 Ｘ」方向に移動して、それらを桁の長さ方向の所望の位置に位置付けることがで きる。図１２および図１３に示される「ポゴ」デバイス５６などの２つまたはそ れ以上の横方向位置付け用のデバイスを柱５２の各々に取付けて、セル５０にお ける「Ｚ」方向での桁ウェブ４５の横方向の位置を確立する。図１０および図１ １に示されるように、柱の列に沿って柱５２のうちの選択されたものに支持アー ム６０が装着され、桁ウェブ４５の重量を支える。支持アーム６０のうちの１つ の端部にある一次インデックスピン６４が、桁ウェブ４５に予め掘削された位置 合わせ孔（coordination hole）に受取られ、図１４に示されるように、縦方向 に水平であり横方向に直立した配向において、「Ｘ」および「Ｙ」方向にウェブ を柱上に高精度で位置付ける。他の支持アーム６０上の二次的なインデックスピ ン６６は、これもまたウェブ４５に予め掘削された位置合わせ孔と係合し、垂直 方向にウェブを支持する。以下に説明するように、二次的なインデックスピン６ ６は水平方向に整列し、ファスナの据付けによって引き起こされた桁ウェブ４ ５の縦方向の長さの増加に対処する。ポゴ５６の端部上の真空カップ７０を真空 状態にすることにより、ウェブ４５が前向合い面７２に対して真空カップ７０内 に引き寄せられ、ポゴ５６の延在部よって確立された横方向の「Ｚ」位置にウェ ブを保持する。 図８および図９に示されるＣＮＣポストミル７５などの工作機械が、レール７ ７上で縦方向に移動するためにセル５０内に支持される。ポストミル７５は細長 いアーム８０を有し、この細長いアーム８０は垂直または「Ｙ」方向にポストミ ル７５の本体上を自己的に平行に移動することができ、また、長さ方向に拡張す ることができる。ここで説明したように、セルの両側に一列の柱が設けられ、そ れにより、ワーカーが他方の側で部品を据付けたり、完成した桁を取外したり、 または他の手動の作業を行なう間に、ポストミルが一方の側で作業を行なうこと ができる場合には、ポストミル７５の本体には、その縦軸を中心として回転でき る能力が備えられ得る。さらに、アーム８０は、アーム８０の軸を中心に回転し 、かつ横方向に傾斜し得るリスト（wrist）を有する。リストの遠端にあるグリ ップデバイス（gripping device）は、アセンブリセル５０に必要なさまざまな 機能を行なうための１つまたはそれ以上のエンドエフェクタ８５を保持しかつそ れに動力を与えるための機械および動力接続部を有する。これらの、運動の軸に より、アーム８０が届く範囲で、ポストミル７５によって、エンドエフェクタが 任意の所望の位置および配向に位置付けられることが可能になる。 示されるポストミル７５はIngersol Milling Machine Companyによって供給さ れるが、Henri Lineの、ガントリが取付けられた５軸工具またはイリノイ州マー チェスニーパーク（Machesney Park,I11.）にあるPegard Products，Inc.によっ て作られるAeroflex６軸ポジショナなどの他の工作機械を用いてもよい。要求さ れる能力は、この用途では約±０．００５”である、スピンドル位置付け時の精 密さおよび繰返し精度と、翼および翼構成部材に関する技術根拠から発生したデ ジタル製品定義データを組込むためにプログラミングすることができる機械コン トローラの制御下で動作することとであり、それにより、デジタル製品定義によ って特定された位置合わせマークを工作機械７５によって高い精度および繰返し 精度で配置することができる。これらの２つの能力により、工作機械７５ によって、位置合わせ孔および機械加工された位置合わせ面などの位置合わせマ ークを、デジタル製品定義において特定された精密な高精度の位置において、部 品、構成部材およびアセンブリに与えることが可能になる。これらの位置合わせ マークは部品および構成部材がピン止めされて固定される場所にそれらを互いに 対して位置付けるために用いられ、それにより、以前まで部品および構成部材を 互いに対して配置するために用いられていた固定ハード工具の必要性を排除する か、または大幅に低減する。このように、位置合わせマークは、アセンブリを成 す部品および構成部材の相対的な位置を決定し、それにより、多くの工具から独 立してアセンブリのサイズおよび形状を決定する。 その日に構築すべき桁設計でセルが形成された後、図１に示されるように上下 桁翼弦４０および４２が一時的な翼弦ロケータ９０上に載せられ、この一時的な 翼弦ロケータ９０は、桁ウェブ４５への移送に備えて桁ウェブの位置に隣接して 桁翼弦を保持するために、ポゴ５６上に吊り下げられる。便宜上、桁３０は引っ くり返した位置において構築されることに留意されたい。なぜなら、内側端部に おいて桁の幅が広くなる場所で桁の下エッジが分かれるため、引っくり返した位 置に桁を構築すると、ワーカーが桁の上部品に届くために必要とし得る足場の高 さが低減するからである。したがって図面では、底部位置において「上」翼弦４ ０が、かつ頂部位置において「下」翼弦４２が示される。翼弦４０および４２は 、中心外クランプ（over-center clamps）９２が翼弦ロケータ９０の頂部および 底部端部上に置かれた状態で、一時的な翼弦ロケータ９０の上に定位置に保持さ れる。桁ウェブ４５に接触することとなる、桁翼弦４０および４２の垂直フラン ジ密着面に、シーラントが与えられる。桁ウェブ４５はアーム６０上のインデッ クスピン６４および６６上に載せられ、真空カップ７０を真空状態にすることに よりポゴ５６の向合い面７２に対して引き寄せられる。 桁ウェブ４５の上下エッジに沿った、「Ｙ」方向における翼弦４０および４２ の位置は、一連の翼弦Ｙ工具９５によって設定され、これらの工具の各々は、Ｃ ＮＣポストミル７５によって制御されたドリルによって桁ウェブ４５の中に非常 に高い位置精度で掘削された翼弦工具位置合わせ孔にある１対のインデックスピ ン１００および１０２によって桁ウェブ４５上に位置付けられる。図２および図 ２０から図２５に示されるように、各翼弦工具９５の頂部および底部端部にクラ ンプ１０５および１０７が装着される。図２０に示される翼弦Ｘ工具９５上のク ランプは、種々のタイプのクランプが用いられ得ることを示すために、図２１か ら図２５に示されるものとはわずかに異なる。上クランプ１０５は、図２２に示 される基準面１１０および１１２を有し、ウェブ４５上での垂直方向の正しい位 置に下翼弦４２を精密に置く。同様に、下クランプ１０７は基準面１１４および １１６を有し、ウェブ４５上での垂直方向の正しい位置に上翼弦４０を精密に置 く。基準面１１１２および１１４はヒールブロック（heel block）１１３および １１５上にあってもよく、これらのヒールブロック１１３および１１５は、図２ ３および２５に示されるように、桁翼弦の頂部および底部フランジの角度に従う ように翼弦Ｙ工具に旋回的に接続される。 翼弦４０および４２は、図２３に示されるように翼弦工具クランプを開き、翼 弦がウェブ４５に接触するまで、一時的な翼弦ロケータ９０をポゴ５６上に摺動 させることにより、一時的な翼弦ロケータ９０から翼弦Ｙ工具９５上に、さらに は翼弦工具基準面および桁ウェブ４５に対する位置まで移動される。一時的な翼 弦ロケータ９０上のクランプ９２が外され、図２８に示される翼弦Ｘ工具１２１ にあるインデックスピン１１８および１２０と翼弦４０および４２に予め掘削さ れた位置合わせ孔とを位置合わせすることにより、翼弦４０および４２が「Ｘ」 方向に高精度で位置付けられる。翼弦Ｘ工具１２１は、翼弦Ｙ工具９５のための 位置合わせ孔が掘削されたときと同時にポストミル７５によってウェブの中に高 精度で掘削された位置合わせ孔の中に延びるインデックスピン１２２および１２ ４によって、ウェブ４５に先に装着されている。 このとき、翼弦Ｘ工具１２１によって「Ｘ」方向に高精度で位置合わせされて いる翼弦４０および４２は、翼弦Ｙ工具９５の基準面１１０から１１６に対して 定位置まで押され、翼弦４０および４２を、「Ｙ」方向に高精度でウェブ４５の 頂部底部エッジに対して位置付ける。翼弦４０および４２は、翼弦Ｙ工具クラン プ１０５および１０７によって基準面１１０から１１６に対して定位置に固定さ れる。 次に、桁ウェブ４５ならびに翼弦４０および４２の重量による柱５２および支 持アーム６０の撓みに対処するために検査ルーチンが行なわれる。ポストミルア ーム８０によって保持されたプローブによって、一次的なインデックスピン６４ および１つまたはそれ以上の二次的なインデックスピン６６が検査され、それら の実際の位置がつきとめられる。この目的のために適切なブローブは、ニューヨ ーク州オネンダグア（Onendagua，New York）にあるRenishaw Companyによって 作られるRenishaw contact tactile probe Model No.MP６であろうが、他の供給 源から入手可能な他のプローブを用いてもよい。ポストミル７５のための機械コ ントローラは、プローブによってつきとめられたインデックスピンの実際の位置 を用いて、コントローラの部品プログラムを正規化し、柱５２上の部品の実際の 位置に従うようにする。 次に、図１、図３から図７および図２９に概念的に示される、エンドエフェク タ８５によって、翼弦がウェブ４５に固定される。図８に示されるように、エン ドエフェクタ８５は、ポストミルのアーム８０によって、ウェブ４５に沿った場 所まで移動されて位置付けられる。エンドエフェクタ８５上のクランプ１３０は Ｃフレーム１３２を有し、このＣフレーム１３２は、桁の「ウェット」側にある 翼弦４０および４２の垂直フランジを係合するアンビル１３４をその遠端に備え る。圧力脚部１３６はＣフレーム１３２の他方の側にあるアンビルと対向して整 列し、ここでそれは、アンビルとは反対側で桁ウェブを係合し、かつ空気シリン ダによって起動され、１０００から１５００ポンドのオーダのクランプ力（clam p-up force）を与えて、掘削およびファスナの挿入時に翼弦をウェブにクランプ する。圧力脚部１３６の背後にあるエンドエフェクタ８５内に取付けられた、周 波数が制御されたスピンドルモータが回転し、チップが真空ホース１４２を通し て真空排気される間に、孔を掘削するために、圧力脚部１３６にある開口を通し てドリルビットを送り込む。ドリルスピンドルが撤退し、アンビル１３４の背後 に取付けられた孔プローブ１４４が、アンビル１３４の開口を通して、ウェブお よび翼弦フランジに掘削された孔を検査する。孔の質が予め定められた基準を満 たしていれば、圧力脚部の背後をシャトルが移動し、ファスナ送りホルダと新し く掘削された孔とを整列させ、干渉ばめファスナがライン１４８を通してホルダ まで送られる。空気ハンマーがファスナを孔の中に駆動する。次に圧力脚 部がクランプを外し、次のファスナ場所まで移動する。ファスナとスエージカラ ー（swage collar）またはナットとの固定は、セル５０の内部にあるポストミル ７５によって負傷する危険性がない、セル５０の外側から、ワーカーによって行 なわれる。ワーカーはまた、ポストミル７５が桁３０上での彼らの位置に近づく と、翼弦Ｙ工具９５を取外す。 上下桁翼弦４０および４２のためのファスナがすべて据付けられた後、干渉フ ァスナによって加えられた、半径方向および長さ方向の圧縮負荷による、桁の長 さの変化は実質的に終了する。リブポストおよび補強材が桁に固定される場合に は付加的なファスナが据えつけられることとなるが、これらの作業によって長さ が変化した場合には、作業が完了した後にそれらに対処することができる。 翼弦４０および４２の両方が装着された後、ポストミルは同じエンドエフェク タ８５または別個の、掘削専用のエンドエフェクタを用いて、補強材およびリブ ポストのための位置合わせ孔を掘削する。後に説明するように、航空機の製造者 のための技術根拠における桁の主デジタルモデル１５０により、リブポストおよ び補強材のための位置合わせ孔の場所が特定され、ポストミル７５の移動を制御 する部品プログラムが、主デジタルモデル１５０から引出される。 それらが装着される場所に依存して、２つの異なったプロセスが、補強材およ びリブポストの装着のために用いられる。図７Ａおよび図７Ｂに示されるように 、内側端部における桁３０の高さは、その長さのほとんどにおける高さよりもか なり大きい。図５および図６に示されるように、クランプＣフレームの首部（th roat）の深さは桁３０の縦方向の中心線に到達するには十分ではないだろう。エ ンドエフェクタ８５の重量はＣクランプの首部の深さによって影響を受ける。深 い首部には重いＣクランプが必要である。すべてのポストミルには、それらがア ーム８０の端部上で支持することができる重量について重量制限がある。エンド エフェクタの作用線が内側端部の桁の中心線に到達することを可能にするのに十 分な深さのＣクランプ首部を備えたエンドエフェクタ８５が、その重量制限を超 える場合、以下に説明するように、内側リブポスト３５および補強材４７は半自 動化されたプロセスによって装着することができる。 補強材４７およびリブポスト３５は、それらが製造されたときに予め掘削され た位置合わせ孔か、または別個の専用取付具に掘削された位置合わせ孔を有する 。位置合わせ孔は、エンドエフェクタ８５によってウェブ４５に掘削された位置 合わせ孔の場所に対応する。リブポスト３５または補強材４７の位置合わせ孔が 、ウェブ４５に掘削された対応する位置合わせ孔と整列するときには、デジタル モデルによって表わされる工学的設計に従って、部品がウェブ４５上に極度に高 い精度で位置付けられる。 ウェブのうちＣクランプの首部が届く範囲にある、部分の部品に関しては、リ ブポストまたは補強材のフランジの、ウェブ４５とのその密着面にシーラントが 与えられ、かつクレコまたは何らかの他の取外し可能な一時的なファスナによっ てウェブに一時的に固定される。このように部品が一時的に高精度で定位置に固 定された状態で、翼弦４０および４２に関して先に延べたように、部品フランジ をウェブにクランプし、ファスナ孔を掘削し、さらにファスナを挿入するために 、ポストミルアーム８０によってエンドエフェクタ８５が位置付けられる。クラ ンプ力は、チップ真空システムを詰まらせるおそれのあるシーラントがドリルチ ップ上に残らないように、余剰のシーラントを圧搾するのに十分であり、かつ部 品３５または４７とウェブ４５との間に積層間のかえりバリが侵入することを防 ぐ。 上記の半自動化したプロセスは、上述のリブポスト３５および補強材４７の場 所を確立するために、同じ位置合わせ孔掘削プロセスを用いる。しかしながら、 エンドエフェクタクランプ１３２のＣフレームの首部の深さは、内側ファスナ場 所にエンドエフェクタの中心線が到達することを可能にするよう十分に深くない ため、クランプなしで孔を掘削する必要があり、このため積層間のかえりバリが 起こりやすい。したがって、クレコなどによって部品を一時的にウェブ４５に固 定し、エンドエフェクタ８５または別の掘削専用のエンドエフェクタによってフ ァスナ孔を掘削する。その後クレコを取外し、部品およびウェブをバリ取りする 。密着面にシーラントを与え、クレコなどによって部品を再びウェブ４５に一時 的に固定する。空気ドライバによって干渉ファスナを挿入し、先に述べたものと 同じ態様でスエージカラーまたはナットによってファスナを固定する。干渉ファ スナの挿入による桁の長さ方向の拡張が実質的に終わると、いくつかの決定的に 重要なマークの位置を検査し、組立てられた桁の実際の寸法によって部品プログ ラ ムを更新する。更新された部品プログラムを用いると、主着陸装置ビームの接続 のための２つの結合具と、フラップ支持結合具および補助翼ヒンジラインブラケ ットなどのいくつかの他の結合具のために、組立時の拡張によって全く影響を受 けずに、極度な精密さで位置合わせ孔を掘削することができる。これで桁が完成 し、クレーンによってセルから取出され、翼ラインに移送されて翼に据付けられ る。 デジタル製品定義またはデジタルモデル１５０は、この場合は特定的なモデル 航空機である製品のための最終的な技術根拠である。これはデジタルモデル１５ ０としてコンピュータ補助設計プログラムの主コンピュータ１５２に存在し、こ のデジタルモデル１５０は、製品を完全に定義する、すべての寸法、公差、材料 およびプロセスを含む。モデル１５０からの寸法データはファイルの形でＮＣプ ログラマまたは自動トランスレータ（automatic translator）に与えられ、ここ で、カッターのタイプおよびサイズ、送り速度ならびにアーム８０の動作を制御 するためにポストミル７５のコントローラによって用いられる他の情報などの、 データセット１５４および機械命令を作成するために用いられる。データセット および機械命令はポストプロセッサ１５６で発生し、ここでそれらは機械可読フ ァイル１５８に変換され、これがデータ管理システム１６０に送られ、そこに記 憶されてポストミル７５のコントローラ１６２によって用いられる。需要に即応 じて、ファイル７２は電話線１６４または他の公知の通信手段によって機械工具 コントローラ１６２に送られ、ポストミル７５の動作時にコントローラによって 用いられる。 再び図７Ａ、図９および図１０を参照して、桁のベンドまたはキンク４６は、 各モデル航空機に独特な角度で置かれる。いくつかの異なったモデル航空機の翼 桁をアセンブリセル５０上で作ることができるようにするために、ベンド４６の 内側面がプレート１７０上に取付けられ、このプレート１７０は、ベンド４６の 「Ｋ」軸と一致するように設定された縦軸１７２を中心に回転するために旋回的 に取付けられる。プレート１７０の上面はトラック５４を受けるための１対の平 行な溝１７４を有し、この上には約６つの柱５２が摺動可能に取付けられる。プ レート１７０の内側の前方角部から突出する翼１７８の端部上にある球状ソケッ ト１７６は球状の軸受玉を受け、この軸受玉は、プレート１７０の下面上の空気 軸受によって持ち上げられたときに軸１７２を中心にプレートが旋回することを 可能にする。プレート１７０の後方遠端から突出するタブ１８０は、インデック スピンを受けるための精密なインデックス孔１８２を有し、これにより、床に固 定されたプレートの精密孔に対してプレートを位置合わせすることができる。特 定のモデル航空機の桁を組立てるためにセル５０を形成することは、その空気軸 受によってプレート１７０に移動性を持たせ、タブ１８０のインデックス孔１８ ２が床プレートのインデックス孔と整列する特定の位置までプレート１７０を移 動させ、空気軸受をオフにしてプレート１７０が床としっかりと接触するように するという、簡単なことである。プレート１７０は、約２７フィートの長さと約 ６フィートの幅とを有するアルミニウム鋳物である。その下面に、図３２に示さ れるＸブレース構造（X-brace construction）を有する場合でも、その重量は５ ０００ポンドのオーダであるため、その重量と、タブ１８２および翼１７８にお ける装着とによってそれはしっかりと床に固定される。 最初のセルのセットアップ まずセル５０が構築されて作業の準備ができると、そのセル５０に構築される 各モデル航空機桁に対して１つずつの、一連のインデックス孔１８５が、図１２ から図１５に示されるように各柱について掘削される。次に、レールに沿った柱 ５２の位置が、各柱５２の前にあるタブ１９０にインデックスピン１８７を挿入 することにより、適切なインデックス孔１８５に容易に設定され、これらは、そ の目的のためにワーカーによって迅速かつ正確に識別されることを容易にするた めに適切に明示される。ポゴ５６の垂直方向の位置はサーボモータ１９２を調節 することにより設定され、このサーボモータ１９２は柱５２にある垂直ガイド上 に取付けられたスライドの中にねじ止めされた玉ねじを駆動する。ポストミル７ ５がポゴを検査し、正しい垂直方向の位置が達成されたことを確認し、かつ垂直 方向の位置が正しくない場合にはサーボモータに補正命令を発行する。 ポゴ５６は、ポゴロッド１９６が取付けられた空気シリンダ１９４を加圧する ことによりすべて十分に拡張する。シリンダが排気され、ポストミル７５はポゴ の向合い面７２と接触するまでそのアーム８０を拡張し、各々を所望の位置まで 押し戻し、それと同時に空気ロック（pneumatic lock）２００が起動してポゴ５ ６を所望の位置に固定する。 インデックスピン２０２によって支持アーム６０が柱５２と位置合わせされ、 ファスナ２０４によって固定される。図３３から図３６に示されるように、各支 持アーム６０の端部にある端部プレート２０６は、インデックスピン６４および ６６のための位置付けアセンブリ２１０を保持する。インデックスピン６４およ び６６の位置を設定するための第１の工程は、端部プレート２０６が垂直面上に 、セル５０の横方向の正しい位置に置かれるように、端部プレート２０６の面を フェースオフ（face off）または切削することである。垂直方向のダブテール型 溝プレート（dovetail groove plate）２１２は垂直方向のダブテール型さねは ぎプレート（dovetail rabbet plate）位置に予め掘削された位置合わせ孔にあ るインデックスピンによって端部プレート２０６上に位置付けられ、ポストミル ７５によって端部プレート２０６に掘削された対応する位置合わせ孔と整列する 。図３６に最良に示されるように、その後面上に垂直方向のダブテール型ほぞ（ dovetail tenon）を、かつその前面上に水平方向のダブテール型ほぞを有するダ ブテール型ほぞプレート２１５が、プレート２１２のさねはぎ内にプレート２１ ５の垂直方向のほぞが置かれた状態で、垂直方向のダブテール型さねはぎプレー ト２１２上での垂直方向の調節のために取付けられ、ポストミルアーム８０上の プローブによって確認されるように、それが「Ｙ」方向において正しい高さにあ るときに、頂部プレート２１６によって定位置に固定される。水平方向のダブテ ール型さねはぎプレート２１８は、「Ｘ」軸に対して平行な、水平方向の調節の ために、ダブテール型ほぞプレート２１５の水平方向のほぞ上に取付けられる。 ダブテール型ほぞプレート２１５に装着され、かつそこから前方向に突出するピ ン２２０は、ロックブロック２２２内に受取られ、このロックブロック２２２に は、インデックスピン６４および６６のための取付プレート２２４が装着される 。ロックブロック２２２は玉ロックピン２２６を受けるためにその下エッジにお いて開く垂直方向の孔を有し、この玉ロックピン２２６は、ベースプレート２３ ０にある対応する垂直方向の孔まで通過し、ダブテール型のほぞプレート２１５ の下エッジに装着される。ロックブロック２２２は、検査ルーチンの間にその位 置 が、ポストミルアーム８０によって保持された感応プローブによって位置に関し て検査されるときに、水平方向の移動に抗して定位置に固定することができ、そ の後、熱膨張および干渉ファスナの据付けによって桁３０が長さ方向に拡張する ときに、「Ｘ」方向に水平方向に移動できるように自由にすることができる。上 に一次的なインデックスピン６４が取付けられる位置付けアセンブリ２１０上の 玉ロックピン２２６は、それから「Ｘ」軸拡張が起こる基準「Ｘ」位置を確立す るためにその固定位置に保持されることとなる。 このように、航空機の翼リブおよび桁を高い精密度で組立てるために用いるこ とができるシステムが開示された。この開示に示された決定的なアセンブリ概念 では、デジタル設計において規定され、かつ技術根拠からの元の部品設計データ を用いて数的に制御された工具によって部品およびサブアセンブリに設けられた 位置合わせ孔および他の位置合わせマークによって表わされたものとして、単一 部品およびサブアセンブリの重要なマーク間の空間的な関係を利用して、サブア センブリの単一部品の相対的な場所と、サブアセンブリの互いに対する相対的な 関係とを制御し、それにより部品およびサブアセンブリが自己的に配置されるよ うにする。この概念を用いると、長年にわたって機体産業において用いられてき た伝統的なハード工具の必要がなくなり、大型で重い可撓性および半可撓性の機 械構造の組立が初めて可能になり、構造の輪郭および構造内の相対的な寸法が、 工具ではなく部品自体によって決定する。 このように固定工具への依存から解放されることにより、翼桁は干渉ファスナ および冷間加工などの製造プロセスによってもたらされる変形に対処するように 構築することができ、それにより、翼上のそれらの位置または配向に影響を及ぼ し得る上流プロセスによって変形した後に、工学的設計によって特定された精密 な高精度の位置において、翼上に、決定的に重要なマークを設けることをスケジ ューリングすることができる。これで工場は、それに関する技術データが与えら れる任意の形状およびサイズの翼桁をＣＮＣ工作機械の物理的範囲内で製造する ことができ、なおかつ、固定工具で可能であった速度よりも迅速に、かつはるか に高い精密さで翼桁を製造することができる。従来の翼桁の構築および維持なら びにこのような固定工具のための工場の床面積のコストを航空機の価格を決定す る要素に入れる必要はなく、特定の顧客の特定の要件を満たすためにカスタマイ ズされた翼のための桁を構築することが可能である。 明らかに、この開示に鑑みて当業者にはシステムの多くの修正および変形が想 起されるであろう。したがって、これらの修正および変形ならびにその均等物が 、以下の請求の範囲に規定される発明の精神および範囲内に入ることが明白に理 解される。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，Ｌ Ｕ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ， ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，Ｓ Ｄ，ＳＺ，ＵＧ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，Ｂ Ｂ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＺ，ＤＥ ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＨＵ，ＩＬ， ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＫ，Ｌ Ｒ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ， ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，Ｔ Ｔ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ (72)発明者 ネルソン，ポール・イー アメリカ合衆国、98466 ワシントン州、 ユニバーシティ・プレイス、サーティセブ ンス・ストリート・ウエスト、7823 (72)発明者 ストランド，デイビッド・イー アメリカ合衆国、98056 ワシントン州、 ニューキャッスル、エス・イー・エイティ シックスス・プレイス、12930

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．翼桁を製造するために、上下翼弦を含む部品をウェブ上に高精度で組立てる ための方法であって、 ＣＮＣ工作機械によってアクセス可能な予め定められた空間的配向において取 付具上に前記ウェブをしっかりと位置付けるステップと、 既知の固定場所を基準としてプローブによって前記ウェブ上の位置合わせマー クを検査し、前記既知の固定場所に対する、前記ウェブの、前記取付具上での実 際の位置を決定するステップと、 前記プローブによって決定された前記位置合わせマークから隔てられた前記実 際の場所によって、前記位置合わせマークの場所を有する工作機械プログラムを 正規化するステップと、 前記正規化された工作機械プログラムを用いて、前記ウェブ上に翼弦ロケータ 工具を取付けるための場所に、前記工作機械によって保持されたドリルを方向付 けて、前記工作機械によって翼弦ロケータ工具位置合わせ孔を掘削するステップ と、 前記翼弦ロケータ工具位置合わせ孔を通してファスナによって前記ウェブ上に 前記翼弦ロケータ工具を一時的に取付けるステップとを備え、前記翼弦ロケータ 工具の各々は、前記ウェブ上の前記翼弦の、垂直方向の所望の間隔に対応する垂 直方向の間隔をおいてその上に置かれた上下接触面を有し、さらに 前記ウェブの上下エッジに沿った精密な高精度な位置において、前記翼弦ロケ ータ工具の前記上下接触面上に前記上下翼弦を支持するステップと、 前記エッジ位置において前記ウェブに前記上下翼弦をクランプするステップと 、前記上下翼弦および前記ウェブを通してファスナ孔を掘削し、前記ファスナ孔 の中にファスナを挿入するステップと、 前記上下桁翼弦を前記ウェブにしっかりと固定するために前記ファスナ孔に前 記ファスナを締めるステップと、 前記翼弦ロケータ工具を取外すステップとを備える、方法。 ２．前記ファスナと前記翼弦および前記ウェブとの間の干渉により拡張した後に 前記ウェブおよび前記翼弦を所望の長さまで高精度でトリミングするために、前 記予め定められた空間的配向において依然として支持されたままで前記上下翼弦 の端部と前記ウェブの端部エッジとをトリミングするステップをさらに含む、請 求項１に記載の方法。 ３．前記掘削およびトリミングステップが前記工作機械に保持されたドリルおよ びカッターを用い、前記工作機械は、デジタル技術部品定義記録から取られたデ ジタルデータセットに基づいた機械制御プログラムを用いて、掘削場所およびト リミング面に方向付けられる、請求項２に記載の方法。 ４．前記ウェブにある前記翼弦ロケータ工具位置合わせ孔を用いて、前記ウェブ にリブポストを取付けるステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。 ５．前記位置付けステップが、支持スタンド上のピンを、前記ウェブの位置合わ せ孔に通して用いることにより支持柱上に前記ウェブを取付け、前記ウェブを前 記支持スタンド上に固定して保持するステップを含む、請求項１に記載の方法。 ６．前記検査するステップが、前記工作機械によって保持された測定センサによ って、前記支持スタンドの、決定的に重要な基準寸法を測定し、前記支持スタン ドの位置の精度と前記工作機械の精密さとを確認し、前記支持スタンドに載せら れた前記ウェブが前記コンピュータにロードされたデータセットに対応すること を確認し、さらに、前記シートを掘削および経路付けるときに前記部品に関する データがオフセットされ得るオフセット量を確立するようにするステップを含む 、請求項１に記載の方法。 ７．前記リブポストにある対応する位置合わせ孔と整合し得る場所において、前 記工作機械によって前記ウェブにリブポスト位置合わせ孔を掘削し、それにより 、前記リブポストおよび前記ウェブの前記位置合わせ孔が整列するときに前記リ ブポストが高精度で配置されるようにするステップをさらに含む、請求項１に記 載の方法。 ８．翼桁を製造するために、上下桁翼弦およびリブポストを含む部品を桁ウェブ 上に高精度で組立てるための方法であって、 前記ウェブおよび支持スタンドにある位置合わせ孔を通してピンを用いること により、前記支持スタンド上に前記ウェブを位置付け、前記支持スタンド上に前 記ウェブをしっかりと保持するステップと、 前記リブポストにある対応する位置合わせ孔に整合し得る場所において、前記 ウェブにリブポスト位置合わせ孔を掘削し、それにより、前記リブポストおよび 前記ウェブの前記位置合わせ孔が整列したときに前記リブポストが高精度で配置 されるようにするステップと、 前記ウェブ上に翼弦ロケータ工具を取付けるための場所において、前記ウェブ に翼弦ロケータ工具位置合わせ孔を掘削するステップと、 前記ロケータ工具位置合わせ孔を通るファスナによって前記ウェブ上に前記翼 弦ロケータ工具を取付けるステップと、 前記ウェブの上下エッジに沿った精密な高精度の位置において、前記翼弦ロケ ータ工具上に前記上下桁翼弦を支持するステップと、 前記エッジ位置において前記ウェブに前記上下桁翼弦をクランプするステップ と、 前記上下桁翼弦および前記ウェブを通してファスナ孔を掘削し、前記ファスナ 孔の中にファスナを挿入するステップと、 前記ファスナ孔に前記ファスナを締め、前記上下桁翼弦を前記ウェブにしっか りと固定するステップと、 前記翼弦ロケータ工具を取外すステップとを備え、 前記掘削ステップは、デジタル技術部品定義記録から直接得られたデジタルデ ータセットを用いて掘削場所に方向付けられる、精密コンピュータによって制御 された工作機械上のドリルおよびカッターを用いて行なわれる、方法。 ９．前記ウェブの前記翼弦ロケータ工具位置合わせ孔を用いて、前記桁ウェブに 前記リブポストを取付けるステップをさらに含む、請求項８に記載の方法。 １０．前記工作機械によって保持された測定センサによって、前記支持スタンド の、決定的に重要な基準寸法を測定し、前記支持スタンドの位置の精度と前記工 作機械の精密さとを確認し、前記支持スタンドに載せられた前記ウェブが、前記 コンピュータにロードされたデータセットに対応することを確認し、さらに、前 記シートを掘削して経路付けるときに、前記部品に関するデータによってオフセ ットされ得るオフセット量を確立するステップをさらに含む、請求項８に記載の 方法。 １１．翼桁を作るための方法であって、 取付具上に桁ウェブを吊るすステップと、 数的に制御された工作機械によって保持されたプローブによって前記桁ウェブ を検査し、前記桁ウェブ上にある複数の決定的に重要な位置合わせマークの空間 的場所を高精度で決定するステップと、 技術データ根拠からのデジタル翼製品定義を組込むプログラムで動作する数的 に制御された工作機械を用いて、前記ウェブに複数のウェブ位置合わせ孔を掘削 するステップとを含み、前記ウェブ位置合わせ孔は、前記デジタル翼製品によっ て特定された垂直方向の間隔をそれらの間に備えて前記ウェブ上に前記上下桁翼 弦が位置付けられるように、前記ウェブ上の予め定められた位置に高精度で配置 され、さらに 前記桁翼弦を前記桁ウェブにクランプするステップと、 前記デジタル翼製品定義によって特定された前記予め定められた位置において 、前記桁翼弦を前記桁ウェブに固定するステップとを含む、方法。 １２．リブポスト位置より上流の干渉ファスナによって前記桁ウェブが変形した 後に、前記リブポストのための前記桁ウェブに位置合わせ孔を掘削するステップ をさらに含む、請求項１１に記載の翼桁を作るための方法。 １３．前記干渉ファスナによる変形の後に、前記デジタル製品定義によって指定 された長さまで前記桁の端部をトリミングするステップをさらに含む、請求項１ １に記載の翼桁を作るための方法。 １４．前記位置合わせ孔によって前記ウェブ上に桁翼弦ゲージを取付けるステッ プをさらに含み、前記桁翼弦ゲージは、前記上下翼弦に関する前記デジタル翼製 品によって特定された垂直方向の桁に等しい距離だけ垂直方向に隔てられた上下 基準面を有し、前記桁翼弦の垂直方向の間隔は前記垂直方向の桁に等しく、さら に 前記ゲージに前記桁翼弦をクランプするステップと、 前記デジタル翼製品定義によって特定された前記予め定められた位置において 、前記桁ウェブに前記桁翼弦を固定するステップとを含む、請求項１１に記載の 翼桁を作るための方法。 １５．ある所望の垂直方向の間隔をおいてウェブ上の位置に、基準面を有する１ 対の翼弦を位置付けるための翼弦ロケータ工具であって、 細長い本体を含み、前記細長い本体は、前記細長い本体の上下端部に隣接する 上下接触面を有し、さらに 前記ウェブの上にある位置合わせマークに対応する位置において、前記本体の 上にある位置合わせマークを含み、それにより、前記本体および前記ウェブの前 記位置合わせマークの位置が合うことにより、前記接触面が前記ウェブに対して 前記基準面の前記所望の位置に置かれた状態で、前記本体が前記ウェブ上に位置 付けられ、 それにより、前記本体の前記位置合わせマークが前記ウェブの前記位置合わせ マークと位置合わせされることにより、前記本体が前記ウェブ上に位置付けられ 、かつそこに固定され、前記翼弦は前記本体の前記接触面に接触するよう置かれ 、互いに対する、かつ前記ウェブに対する前記所望の位置において前記翼弦を高 精度で配置する、翼弦ロケータ工具。 １６．その前記上下端部において前記本体に装着されたクランプをさらに含み、 前記クランプは、前記翼弦を係合し、かつ前記本体の前記接触面に対して前記翼 弦を保持するクランプアームを有する、請求項１５に記載の翼弦ロケータ工具。 １７．障害物のないいくつかの位置において前記ウェブと接触するための、前記 本体の上にある足場をさらに含み、 それにより、前記位置合わせマークが位置合わせされており、前記足場が前記 本体と接触し、前記本体が前記ウェブに固定されるときに、前記本体が前記ウェ ブに対して平行に置かれる、請求項１５に記載の翼弦ロケータ工具。 １８．前記本体の前記位置合わせマークが、前記足場のうち少なくとも１つを通 る位置合わせ孔を含み、前記位置合わせ孔は、前記本体を前記ウェブに一時的に 固定するために一時的なファスナを受けるようなサイズである、請求項１７に記 載の翼弦ロケータ工具。 １９．前記ウェブが桁ウェブであり、前記翼弦の各々が、垂直フランジと角度付 のフランジとを含み、 前記本体の前記接触面の各々は、垂直面と角度付きの面とを含み、前記垂直面 および角度付きの面は、前記翼弦の前記垂直および角度付きの面が前記本体の前 記垂直および角度付き接触面と接触したときに、前記所望の位置において前記翼 弦を独特に位置付ける、請求項１５に記載の翼弦ロケータ工具。 ２０．前記本体の前記位置合わせマークおよび前記接触面が、前記デジタル製品 定義からのデータを用いて前記機械コントローラの制御下で前記工作機械によっ て機械加工される、請求項１５に記載の翼弦ロケータ工具。 ２１．航空機の翼構成部材を組立てるための方法であって、前記航空機の翼構成 部材は、上下エッジを備えた直立ウェブと、前記ウェブ上の予め定められた位置 において、翼弦間に予め定められた垂直方向の間隔を備えて、前記ウェブの前記 上下エッジに装着された前記上下翼弦とを有し、前記翼弦はそれらの間に、前記 翼構成部材が据付けられる翼のための決定的に重要な厚さの形状を規定し、前記 方法は、 コンピュータによって動作する機械コントローラによって制御された精密工作 機械によってアクセス可能な予め定められた空間的配向に、前記ウェブをしっか りと支持するステップと、 前記部品に関する技術根拠におけるデジタル部品定義記録からのデータによっ て、前記コントローラのための制御プログラムを作成するステップと、 前記コントローラを動作し、前記工作機械を駆動するための前記制御プログラ ムをロードして動作させ、前記工作機械に取付けられた切削工具によって前記ウ ェブに位置合わせマークを機械加工するステップと、 前記翼弦上の位置合わせマークに対して前記位置合わせマークを位置合わせし 、高い精密度で前記ウェブ上に、前記予め定められた位置において前記翼弦を位 置付けるステップと、 前記ウェブ上の前記予め定められた位置において、前記翼弦間に前記予め定め られた垂直方向の間隔を備えて、前記ウェブに前記翼弦をクランプするステップ と、 その上の前記予め定められた位置において、前記ウェブに前記翼弦を固定する ステップとを含む、方法。 ２２．前記翼弦を前記ウェブに固定するステップが、 前記ファスナ孔の場所を特定する前記デジタル翼製品定義データを組込むプロ グラムによってプログラミングされた前記コントローラの制御下で、前記工作機 械におけるドリルビットを用いて、前記ウェブおよび前記翼弦を通してファスナ 孔を掘削するステップと、 前記孔の中にファスナを挿入し、前記ファスナを定位置に固定して前記翼弦を 前記ウェブにしっかりと固定するステップとを含む、請求項２１に記載の航空機 の翼構成部材を組立てるための方法。 ２３．前記翼構成部材の長さを特定する前記デジタル翼製品定義を組込むプログ ラムによってプログラミングされた前記コントローラの制御下で、前記工作機械 における切削工具を用いて、前記デジタル製品定義において特定された翼構成部 材の長さまで前記ウェブおよび前記翼弦をトリミングするステップをさらに含む 、請求項２１に記載の航空機の翼構成部材を組立てるための方法。 ２４．前記固定するステップが完了し、前記固定するステップによって前記翼構 成部材の長さが増大した後に、据付け用位置合わせ孔の場所を特定する前記デジ タル翼製品定義データを組込むプログラムによってプログラミングされた前記コ ントローラの制御下で、前記工作機械におけるドリルビットを用いて、前記翼構 成部材に少なくとも１つの前記据付け用位置合わせ孔を掘削するステップをさら に含み、前記据付け用位置合わせ孔は、前記据付け用位置合わせ孔が前記翼の他 の翼構成部材にある対応する位置合わせマークと整列したときに、前記翼構成部 材を前記翼におけるある位置に位置付ける、請求項２１に記載の航空機の翼構成 部材を組立てるための方法。 ２５．請求項５８に規定されるプロセスによって作られる、航空機の翼構成部材 。 ２６．航空機の翼構成部材であって、 細長い直立ウェブを含み、前記細長い直立ウェブは、上下翼パネルを固定する ための上下フランジを有し、前記フランジは、翼箱を製造するために前記翼パネ ルに対して前記翼構成部材を高精度で配置するための、その中に掘削された据付 け用位置合わせ孔を有し、 前記据付け用位置合わせ孔は、前記据付け用位置合わせ孔の場所を特定する最 終的な技術根拠からのデジタル翼製品定義データを組込むプログラムによってプ ログラミングされたコントローラの制御下で、工作機械におけるドリルビットを 用いて前記フランジに掘削され、前記据付け用位置合わせ孔は、前記据付け用位 置合わせ孔が前記翼パネルにある対応する位置合わせ孔と整列したときに、前記 デジタル翼製品定義において特定されたある位置において前記翼構成部材を前記 翼パネルに対して位置付けるためのものである、航空機の翼構成部材。 ２７．前記ウェブの上下エッジに固定された上下翼弦をさらに含み、前記上下フ ランジはそれぞれ前記上下翼弦の部分を形成し、さらに 前記翼弦を前記ウェブに固定するために前記翼弦および前記ウェブのファスナ 孔を通して延びるファスナを含み、 前記翼弦は、前記翼弦および前記ウェブの上にある位置合わせマークを位置合 わせすることにより前記ウェブ上に配置される、請求項２６に記載の航空機の翼 構成部材。 ２８．前記ウェブおよび前記翼弦に掘削された共通の位置合わせ孔の位置にある 前記ファスナ孔のうち少なくとも１つをさらに含む、請求項２６に記載の航空機 の翼構成部材。 ２９．決定的に組立てられた航空機の翼桁であって、 細長い直立ウェブと、 翼弦−ウェブファスナ孔を通って延びる翼弦−ウェブファスナによって前記ウ ェブに固定される上下翼弦と、 ポスト−ウェブファスナ孔を通ってポスト−ウェブファスナによって前記ウェ ブに固定されるリブポストと、 前記ポスト−ウェブファスナ孔のうちの少なくとももいくつかとを含み、前記 ポスト−ウェブファスナ孔は、前記ポスト−ウェブ位置合わせ孔の場所を特定す る最終的な技術根拠からのデジタル翼製品定義データを組込む部品プログラムに よってプログラミングされた機械コントローラの制御下で動作する精密工作機械 によって掘削されたポスト−ウェブ位置合わせ孔の位置と一致し、前記ポスト− ウェブ位置合わせ孔が前記ウェブにある対応する位置合わせ孔と整列したときに 、前記デジタル翼製品定義において特定された位置において前記リブポストを前 記ウェブに対して位置付ける、決定的に組立てられた航空機の翼桁。 ３０．前記翼弦上の位置合わせマークを前記ウェブに高精度で機械加工された位 置合わせマークに対して位置合わせすることにより固定される前に、前記上下翼 弦が、互いに対して、かつ前記ウェブに対して位置付けられる、請求項２９に記 載の決定的に組立てられた航空機の翼桁。 ３１．前記翼弦上の位置合わせマークと前記ウェブの位置合わせマークとの前記 位置合わせが、翼弦ロケータ１１具にある位置合わせ孔と前記ウェブにある位置 合わせ孔とを整列させ、かつ前記翼弦ロケータ工具上の接触面と前記翼弦上の基 準面とを係合することを含む、請求項３０に記載の決定的に組立てられた航空機 の翼桁。 ３２．前記翼弦の前記基準面が、前記組立てられた翼箱における前記翼パネルと 接触する上面を含む、請求項３１に記載の決定的に組立てられた航空機の翼桁。 ３３．前記ポスト−ウェブ位置合わせ孔のうちの少なくともいくつかが、前記翼 弦ロケータ工具を位置付けるために用いられる、請求項２９に記載の決定的に組 立てられた航空機の翼桁。