复合材料板工具技术领域
本公开总体上涉及飞机，具体地涉及再加工飞机中的不一致性。依然
更具体地，本公开涉及用于保持对飞机的复合材料机身进行再加工的复合
材料板的方法和装置。
背景技术
正在以越来越大比例的复合材料设计并且制造飞机。复合材料被用于
飞机中以减轻飞机的重量。这种减轻的重量改善性能特征，诸如载荷容量
和燃料效率。另外，复合材料可为飞机中的各种部件提供更长的使用寿命。
复合材料是通过结合两种以上的功能组分而产生的坚韧、轻质材料。
例如，复合材料可包括在聚合物树脂基质中结合的加固纤维。纤维可以是
单向的或可采取织布或织物的形式。纤维和树脂被布置且固化以形成复合
材料。
此外，使用复合材料来制造航空航天复合结构潜在地允许飞机的多个
部分以更大块或区段制造。例如，飞机中的机身可以以圆柱形区段制造，
并且然后可被装配以形成飞机的机身。其他实例包括但不限于，将多个机
翼区段接合以形成机翼或将多个尾翼区段接合以形成尾翼区段。
在飞机构造或运行期间，可能在飞机的复合材料结构上发生不一致
性。例如，在飞机机身中可能发生易变性。可再加工不一致性。再加工的
类型可取决于不一致性的大小。例如，机身中的包括不一致性的一部分被
移除以留下再加工开口。将复合材料板修整为适配于再加工开口以作为被
移除部分的替代品。在将复合材料板修整为期望的尺寸之后，复合材料板
被定位在再加工开口中且附接至飞机。复合材料板也可被称为塞子(plug，
插塞)或补片。
复合材料板的适配公差需要非常精确的修整以适配再加工开口。适配
还涉及维修机身轮廓，以使得复合材料板与机身的余下部分齐平。另外，
在一些情况下，复合材料板可具有内侧上的桁条。在这种情况下，适配也
涉及将那些桁条与机身中再加工开口周围的现有桁条对齐。
随着复合材料板的尺寸增加，此处理变得越来越具挑战性。例如，切
割、定位和附接复合材料板随着尺寸的增加而变得更困难且耗时。例如，
从2'x2'至4'x8'的复合材料板大小视为中型区域修复(MAR)，而该大小对
于在机身上执行再加工的人类操作员来说是具有挑战性的。因此，期望有
一种方法和装置至少考虑一些上述讨论的问题以及其他可能的问题。
发明内容
在一个示例性实施方式中，提供了用于保持嵌板的方法。在飞机上的
再加工区域中将刚性框架固定在飞机上。将托架附接至刚性框架。嵌板保
持在托架上，并且托架绕多个轴移动嵌板。嵌板随着托架移动，使得嵌板
相对于再加工区域中的再加工开口具有期望的位置。嵌板保持在相对于再
加工开口的所望的位置的同时，将嵌板附接至飞机。
在另一个示例性实施方式中，装置包括：保持嵌板的托架、刚性框架
以及与刚性框架相关联的安装系统。刚性框架具有与飞机表面一致的侧
面。安装系统保持托架并且绕多个轴移动具有嵌板的托架。刚性框架具有
与飞机表面一致的侧面。
上述特征和功能能够在本发明的各种实施方式中独立实现或者也可
以在其他实施方式中被组合，其中进一步的细节可以参考以下描述和附图
可见。
附图说明
在随附权利要求中阐述了示例性实施方式的被认为是新颖特征的特
性。然而，通过参考结合附图所阅读的本公开的示例性实施方式的以下详
细描述中，示意性实施方式以及使用的优选方式、其他目的和特征将被充
分理解，其中：
图1是根据示例性实施方式的再加工环境的示意图；
图2是根据示例性实施方式的再加工环境的框图的示意图；
图3是根据示例性实施方式的嵌板工具的示意图；
图4是根据示例性实施方式的嵌板工具的另一个示意图；
图5是根据示例性实施方式的嵌板工具中的托架的示意图；
图6是根据示例性实施方式的在再加工区域中嵌板工具固定至机身的
的示意图；
图7是根据示例性实施方式相对于再加工开口定位的复合材料板的示
意图；
图8是根据示例性实施方式的具有复合材料板的托架的示意图，具有
复合材料板的托架从嵌板工具中的刚性框架拆卸以用于修整；
图9是根据示例性实例的复合材料板相对于再加工开口所处的位置的
示意图；
图10是根据示例性实施方式的具有附接至飞机的复合材料板的再加
工区域的示意图；
图11是根据示例性实施方式的具有嵌板工具的飞机的截面图的示意
图；
图12是根据示例性实施方式的在安装系统中的附接部的放大图的示
意图；
图13是根据示例性实施方式的托架和刚性框架的放大图的示意图；
图14是根据示例性实施方式的在安装系统中的附接部的放大图的示
意图；
图15是根据示例性实施方式的托架和刚性框架的放大图的示意图；
图16是根据示例性实施方式的用于保持嵌板的处理的流程图的示意
图；
图17是根据示例性实施方式的用于修整嵌板的处理的流程图的示意
图；
图18是根据说明性实施方式的飞机制造和保养方法的框图的示意图；
以及
图19是其中可以实施示例性实施方式的飞机的框图的示意图。
具体实施方式
示例性实施方式认识到并且考虑一个或多个考虑因素。例如，示例性
实施方式认识到并且考虑复合材料板的尺寸可能使复合材料板相对于再
加工开口定位变得更困难，而再加工开口期望具有中型区域修复。例如，
复合材料板可由一个或多个人类操作员保持并且为了修整和已修整而标
记。然后，复合材料板可通过人类操作员再次定位以确定是否需要额外的
修整。在完成修整之后，通过人类操作员执行定位以将嵌板准确地定位在
机身的再加工开口中以附接至飞机是麻烦和困难的。
示例性实施方式识别到并且考虑期望可具有一种工具，当在飞机机身
上执行再加工时，该工具允许在不同的轴控制、操纵和调整复合材料板从
而以期望的精确度定位复合材料板。因此，示例性实施方式提供了用于保
持嵌板(具体地，复合材料板)的方法和装置。
在一个示例性实施方式中，在飞机机身上将刚性框架固定在机身上的
再加工区域中的开口上方。将托架附接至刚性框架。复合材料板保持在托
架上，并且托架绕多个轴移动复合材料板。复合材料板随着托架移动，使
得复合材料板相对于再加工开口具有期望的位置。复合材料板保持在所期
望的位置的同时，将复合材料板附接至飞机。
现在参考附图并且具体参考图1，描绘了根据示例性实施方式的再加
工环境的示意图。在再加工环境100中，飞机102具有附接至机身108的
机翼104和机翼106。飞机102包括附接至机翼104的发动机110和附接
至机翼106的发动机112。
机身108具有尾翼部114。水平尾翼116、水平尾翼118、和竖直尾翼
120附连至机身108的尾翼部114。
在此示例性实例，飞机102的许多部件由复合材料形成。这些部件中
的一些可包括复合材料之外的其他材料、或替换复合材料的其他材料。
例如，机身108包括彼此连接以形成机身108的多个区段。这些区段
可具有圆筒形式。如另一实例，机翼104和机翼106也可由复合材料形成。
如所描述的，飞机102的机身108需要在再加工区域122中再加工。
在此示例性实例中，嵌板工具124被用于在机身108的再加工区域122中
执行再加工。在此示例性实例中，嵌板工具124是一种设备，该设备允许
在许多轴进行控制、操纵或调整中的至少一个以准确地定位复合材料板从
而在再加工区域122中对不一致性执行再加工。
下面参考图2，描述了根据示例性实施方式的再加工环境的框图的示
意图。在此示例性实例中，图1中的再加工环境100是图2中示出的再加
工环境200的一个实施方式的实例。
如所描述的，飞机204上的再加工区域202需要对定位在再加工区域
202中的不一致性206进行再加工。在此示例性实例中，例如，不一致性
206可以是裂纹、小孔或应当移除或减少的一些其他类型的不一致性。
在此示例性实例中，再加工区域202位于飞机204的机身208上。如
所描述的，可使用嵌板工具212在再加工区域202中执行再加工210。
如所描述的，嵌板工具212保持嵌板(panel)214。在此示例性实例
中，嵌板214可采取复合材料板216的形式。复合材料板216具有与再加
工区域202处的机身208的第二轮廓240匹配的第一轮廓238。复合材料
板216也可在内侧244上具有结构体241。在此示例性实例中，结构体241
采取桁条242的形式。如所描述的，复合材料板216是用于飞机204的机
身208的补丁(patch)或塞子(plug)。
如所描述的，复合材料板216可具有各种尺寸。在此示例性实例中，
例如，复合材料板216的尺寸可是约2'x2'直至约4'x8'。当复合材料板216
具有这些尺寸时，再加工210可被视为中型区域修复(MAR)。
在另一个示例性实例中，嵌板214可包括除复合材料之外的其他材料。
例如，嵌板214可包括选自以下之一的材料：复合材料、金属、金属合金、
钛、碳纤维、铝或其他合适的材料。
在此示例性实例中，嵌板工具212具有多个不同的部件。如所描述的，
嵌板工具212包括托架218、安装系统220以及刚性框架222。
托架218保持复合材料板216。如所描述的，托架218具有与复合材
料板216的第一轮廓238匹配的第三轮廓246。
安装系统220与刚性框架222相关联。安装系统220保持托架218，
并且具体地，将托架218连接至刚性框架222。更具体地，托架218可以
能移除地连接到安装系统220，安装系统220与刚性框架222相关联。换
言之，在将刚性框架222固定至飞机204的同时，具有复合材料板216的
托架218可连接到刚性框架222并且可从刚性框架222移除。
当一个部件与另一个部件“相关联”时，该关联在所描述的实例中是
物理关联。例如，第一部件(诸如，安装系统220)可被认为通过固定至
第二部件、结合至第二部件、安装至第二部件、焊接至第二部件、紧固至
第二部件或以一些其它合适的方式连接至第二部件中的至少一个，来与第
二部件(诸如，刚性框架222)物理地相关联。第一部件也可使用第三部
件而连接至第二部件。第一部件也可被认为是通过形成为第二部件的部
分、第二部件的延伸或两者，来与第二部件物理地相关联。
此外，安装系统220关于多个轴224移动具有复合材料板216的托架
218。换言之，安装系统220可将复合材料板216移动到相对于飞机204
的不同位置。
在这些示例性实例中，多个轴224可以是三个轴，诸如x轴、y轴和
z轴。安装系统220可沿着这些轴的每一个移动复合材料板216，以及绕
这些轴的每一个旋转复合材料板216。
因此，安装系统220关于多个轴224的移动允许复合材料板216以六
个自由度移动。例如，安装系统220利用纵向移动或扭转移动的至少一个
绕多个轴224移动复合材料板216。
如本文中所使用的，当与所列出的项一起使用时，短语“至少一个”
指可使用一个或者多个列出项的不同组合和可仅需要所列出的各项中的
一项。换言之，至少一个指可使用列表中任意组合项和任意数量的项，但
是并非需要列表中的所有项。该项可以是具体的对象、物体或者类别。
例如，但没有限制，“项A、项B或项C中的至少一项”可包括项A、
项A和项B、或者项B。该实例也可包括项A、项B以及项C或者项B
和项C。当然，可以存在这些项的任意组合。在其他实例中，例如但没有
限制，“至少一个”可以是例如两个项目A、一个项目B和十个项目C、
四个项目B和七个项目C和其他合适的组合。
刚性框架222具有与飞机204的表面228且具体地与机身208的表面
228符合的侧面226。侧面226可以多种不同的方式与表面228符合。例
如，侧面226可具有与表面228符合的形状232。
此外，在另一个示例性实例中，侧面226可通过侧面226上的底脚234
与表面228符合。底脚234与机身208的表面228符合。对于在飞机204
的机身208上可建立的每种类型的轮廓可定制底脚234。对于特定飞机的
轮廓可定制底脚(foot)234。可使用附加制造过程(诸如三维印刷)来制
造底脚234。
以这种方式，刚性框架222在再加工区域202中被固定至机身208以
降低嵌板工具212的不期望移动。托架218通过安装系统220保持复合材
料板216的同时，托架218可被可移除地附接。因此，与用于在再加工区
域202中执行再加工210的当前用技术相比，对于在再加工区域202中执
行再加工210的同时定位复合材料板216而言存在更高水平的精确度。
如所描述的，嵌板工具212也包括附接系统236。在这个实例中，附
接系统236将刚性框架222固定至机身208。在所描述的实例中，可使用
一组带实现附接系统236。如本文中使用的，当对于项目使用“组”时，
是指一个或多个项目。例如，一组带是一个或多个带。
附接系统236可包括除一组带之外的其他类型的结构、或以其他类型
的结构替换一组带。例如，可使用一组带、双面胶带、摩擦接触、真空系
统或在附接系统236中使用以将刚性框架222固定至机身208的表面228
的一些其他合适类型的结构，来将刚性框架222固定至机身208。
在飞机204的机身208上的再加工区域202中执行再加工210的过程
中，嵌板工具212被固定至机身208。具体地，通过附接系统236将刚性
框架222固定至机身208。
当嵌板工具212固定至机身208时，复合材料板216可或不可被附接
至嵌板工具212。如果在嵌板工具212固定至机身208时复合材料板216
未被附接至嵌板工具212，则复合材料板216可附接至托架218。然后，
托架218可连接至刚性框架222。如上所述，通过安装系统220形成托架
218与刚性框架222的这种连接。
可相对于机身208上的再加工区域202定位复合材料板216。例如，
可相对于机身208中的再加工开口248定位复合材料板216。当移除机身
208的其中存在不一致性206的部分时，形成再加工开口248。
可执行复合材料板216相对于再加工开口248的定位，以确定对于复
合材料板216是否需要修整或需要修整多少。在此示例性实例中，修整涉
及从复合材料板216的外围250移除材料。执行修整以获得复合材料板216
在再加工开口248内的期望适配。
在这些示例性实例中，期望间隙252位于机身208和复合材料板216
的外围250之间以用于期望适配。当存在所期望的适配时，复合材料板216
附接至飞机204。
当复合材料板216附接至飞机204时，复合材料板216被设计为“浮
置”在再加工开口248中。如所描述的，复合材料板216未附接至机身208，
使得在机身208和复合材料板216之间不转移负荷。
为了修整，可标记复合材料板216。例如，可利用铅笔、对照标记物
或刻划来标记复合材料板216。然后，将具有复合材料板216的托架218
与刚性框架222断开。然后，托架218上的复合材料板216可被控制且移
动至一位置以进行修整。然后，托架218上的复合材料板216可通过利用
安装系统220将托架218连接到刚性框架222，而放回先前的位置。
然后，可将复合材料板216与再加工开口248比较以确定在机身208
和复合材料板216的外围250之间的间隙252是否具有期望的宽度。当复
合材料板216在再加工开口248内处于期望的位置时，可重复比较、标记
和修整的这种处理，直至复合材料板216具有期望的尺寸从而在再加工开
口248内具有期望的适配。
除非复合材料板216的重新定位是所期望的，否则托架218上的复合
材料板216可利用嵌板工具212任意次数地从刚性框架222移除并且放回
至刚性框架222，从而使复合材料板216返回至相同的位置。由于在机身
208上的再加工区域202中使用固定至机身208的刚性框架222以及安装
系统220并且托架218通过安装系统220可移除地附接至刚性框架222，
所以会具有一致的定位。
如所描述的，安装系统220可利用绕多个轴224发生的移动，将复合
材料板216移动至任意数量的位置254。当获得位置254中的期望位置256
时，具有复合材料板216的托架218可通过安装系统220在期望位置256
处任意次数地从刚性框架222拆卸以及再附接至刚性框架222。
当复合材料板216准备好安装时，复合材料板216移动至期望位置
256，以附接至飞机204。在此示例性实例中，期望位置256在再加工开口
248内提供机身208和复合材料板216的外围250之间的间隙252。如所
描述的，在此具体实例中，采用间隙252以消除复合材料板216装载至机
身208的边缘。换言之，避免机身208和复合材料板216的外围250的边
缘之间的接触。以这种方式，消除了负荷通过复合材料板216的外围250
进行的转移。
在期望位置256中，复合材料板216附接至飞机204。通过将复合材
料板216附接至飞机204中的一个或多个结构体258(诸如桁条260)，来
执行这种附接。
在示例性实例中，附接是如此以至于在复合材料板216和机身208之
间不转移负荷。在这类修复中，在再加工区域202周围的拼接部件和紧固
件承载并且传输负荷。一旦复合材料板216附接至一个或多个结构体258，
则可密封间隙252。
另外，涂层可涂布于复合材料板216或机身208的至少一个。这些涂
层可包括油漆、密封剂和其他合适的涂层。另外，可根据需要涂布贴花膜。
与利用当前使用的技术和工具执行再加工210相比，以这种方式可更
迅速地且更精确地来执行再加工区域202的再加工210。可使用嵌板工具
212提供复合材料板216或一些其他类型嵌板214的更精确的且更一致的
定位。另外，嵌板工具212可附接至飞机204而不用形成用于附接系统236
的孔。
嵌板工具212是模具式的，并且允许针对具有不同轮廓的复合材料板
执行再加工210。例如，通过替换托架218上的限定出第一轮廓238的部
件，来调整托架218的第一轮廓238。在另一个示例性实例中，可针对所
用的刚性框架222，制备新托架。
另外，利用复合材料板216绕多个轴224或在多个轴224上的移动，
可使复合材料板216的内侧244上的结构体241与飞机204中的结构体241
对齐更精确且更容易。例如，这些结构体可以是内侧244上的桁条242。
图2中再加工环境200的示意图并不意味着指示对可实施示例性实施
方式所用的方式的物理或者架构限制。可使用除所示出的部件之外的其他
部件或者替换所示出的部件的其他部件。某些部件可能不是必需的。同样，
所呈现的框示出了一些功能部件。当在示例性实施方式中实现时，这些框
的一个或多个可以结合、分割、或者结合和分割成不同框。
例如，再加工区域202可以是除飞机204的机身208上之外的位置。
例如，再加工区域202可位于机翼、水平尾翼、竖直尾翼或飞机204上的
一些其他合适的位置上。在另一个示例性实例中，附接系统236可被视为
与嵌板工具212分离的部件。
在其他实例中，复合材料板216可具有除正方形或矩形之外的其他形
状和尺寸。例如，复合材料板216可具有六边形形状、圆形形状或一些其
他合适的形状。
下面参考图3，描述了根据示例性实施方式的嵌板工具的示意图。在
此示例性实例中，描述了图1中嵌板工具124的示意图。在此图中示出的
嵌板工具124是嵌板工具124是图2中以框形式示出的嵌板工具212的物
理实施方式的实例。
在此示例性实例中，嵌板工具124具有多个部件。如所描述的，嵌板
工具124包括刚性框架300、安装系统302以及托架304。
刚性框架300被设计为放置在机身108上且固定至机身108。托架304
被设计为承载复合材料板。
安装系统302被设计为将托架304连接至刚性框架300。此外，安装
系统302也被设计为相对于机身108定位托架304。换言之，安装系统302
移动托架304，以及也移动通过托架304保持的复合材料板。以这种方式，
安装系统302相对于机身108定位复合材料板。
如在本附图中所描述的，刚性框架300具有底脚306、底脚308、底
脚310和底脚312。这些底脚与机身108的表面符合。
下面转向图4，描述了根据示例性实施方式的嵌板工具的另一个示意
图。在此示例性实例中，托架304被示出为升高而远离刚性框架300。箭
头400、箭头402、箭头404和箭头406示出了其中托架304可放置到安
装系统302上以将托架304连接至刚性框架300的方式。
如所描述的，托架304上的附接部408可啮合至安装系统302上的附
接部410，如箭头400和箭头402所示。托架304上的附接部412可啮合
至安装系统302上的附接部414，如箭头404和箭头406所示。
在此示例性实例中，托架304通过安装系统302可移除地附接至刚性
框架300。以这种方式，托架304可连接到刚性框架300以及从刚性框架
300移除以允许对可在托架304上保持的复合材料板进行修整或其他操
作。利用安装系统302，复合材料板和托架304的位置是可重复的。当将
托架304再附接至刚性框架300时，复合材料板的可重复定位发生而不进
行新调整或测量。
接下来转向图5，描述了根据示意性实施方式的嵌板工具中的托架的
示意图。在此示例性实例中，托架304被设计为接收且保持复合材料板
500。
如所描述的，托架304具有由部分502定义的轮廓。在此示例性实例
中，部分502可以采取定制支架(header)的形式。
在此示例性实例中，部分502包括部分504、部分506、部分508和
部分510。如所描述的，部分502被连接到框架513。在此示例性实例中，
部分502具有定义托架304的轮廓的形状，托架304的轮廓与复合材料板
500的外侧514上的轮廓匹配。
在示例性实例中，可以用针对与保持在托架304上的复合材料板500
具有不同轮廓的另一个复合材料板而定制的新部分来替换部分502。可以
用多种不同的方法执行复合材料板500与托架304的附接。例如，可使用
双面胶带、可移除的粘合剂、夹紧机构、包括真空杯的真空系统、紧固件
或其他合适的附接方法的至少一个，将复合材料板500附接至托架304。
在这个实例中同样看出，桁条516定位在复合材料板500的内侧512。
当将复合材料板500定位且附接至图1中的飞机102时，桁条516与再加
工区域122中的飞机102的桁条对齐。可以用多种不同的方法执行复合材
料板500至飞机102的附接。例如，可使用从复合材料板500跨接至飞机
102内的现有结构的紧固件、拼接板的粘合的至少一个，来将复合材料板
500附接至飞机102。
在图6至图10中，描述了根据示例性实施方式的用于使用嵌板工具
在机身上执行再加工的处理的示意图。首先参考图6，描述了根据示例性
实施方式的将嵌板工具固定至再加工区域中的机身的示意图。在这个实例
中，嵌板工具124被示出为固定至再加工区域122。具体地，刚性框架300
固定至机身108。如所描述的，已经移除托架304，并且在再加工区域122
中已经形成再加工开口600。
在此示例性实例中，带602和带604将刚性框架300固定至机身108
的表面606。在此示例性实例中，围绕机身108放置带602和带604。在
此示例性实例中，带602和带604是附接系统的一部分，并且可被视为嵌
板工具124的一部分或与嵌板工具124分离的部件。
接下来转向图7，描述了根据示例性实施方式的相对于再加工开口定
位的复合材料板的示意图。在此图中，托架304被示出为通过安装系统302
连接到刚性框架300。此外，通过托架304保持复合材料板500。
在这个实例中，复合材料板500可绕多个轴700移动。如所描述的，
多个轴700包括x轴702、y轴704和z轴706。在此示例性实例中，x轴
702和y轴704可定义通过刚性框架300的平面。如所描述的，z轴706
与通过x轴702和y轴704定义的平面垂直地延伸。
通过安装系统302绕多个轴700移动托架304而发生复合材料板500
的移动。移动可以是沿着多个轴700之一的移动、绕多个轴700之一的旋
转或两者。
在此示例性实例中，复合材料板500被定位在再加工开口600上方。
定位可以是复合材料板500是否需要修整从而在再加工开口600中具有期
望适配的识别。如所描述的，复合材料板500可被标记以识别复合材料板
500的一部分作为可能需要移除的部分，从而获得复合材料板500在再加
工开口600内的期望适配。
在图8中，描述了根据示例性实施方式的具有复合材料板的托架从嵌
板工具中的刚性框架拆卸以用于修整的示意图。在此图中，具有复合材料
板500的托架304已经从刚性框架300拆卸并且在此图中未示出。
利用拆卸托架304的能力，复合材料板500可移动至用于修整复合材
料板500的位置或放置在用于修整复合材料板500的位置中。在修整之后，
具有复合材料板500的托架304可附接至刚性框架300，以与再加工开口
600相比。
接下来参考图9，描述了根据示例性实例的复合材料板位于与再加工
开口相对的位置的示意图。在此图中，在通过将托架304连接至安装系统
302而将托架304再附接至刚性框架300之后，复合材料板500被放置在
再加工开口600内。
利用复合材料板500相对于再加工开口600处于此位置，确定复合材
料板500是否相对于再加工区域122中的再加工开口600具有期望适配、
位置或两者。在这个实例中，在机身108和复合材料板500的外周902之
间存在间隙900。具体地，在复合材料板500的外周902和机身108的壁
904之间存在间隙900。
例如，如果间隙900不具有期望的宽度，则可根据需要修整复合材料
板500。在其他情况下，复合材料板500可具有所期望的尺寸并且可绕多
个轴700移动以获得复合材料板500的期望位置。
这种移动可以是沿多个轴700的方向的纵向、相对于多个轴700的旋
转或其一些组合。在此示例性实例中，这种移动可允许复合材料板500的
角906、角908、角910和角912使用纵向移动或扭转移动而移动，从而
获得复合材料板500在再加工开口600内的期望适配。复合材料板500的
这种移动可使结构体(诸如复合材料板500的内侧512上的桁条516)与
飞机102内的对应桁条对齐。
当复合材料板500相对于再加工开口600处于期望位置时，将复合材
料板500附接至飞机102。在此示例性实例中，复合材料板500具有间隙
900并且被附接至飞机102，使得复合材料板500“浮置”在再加工开口
600内。换言之，负荷不从机身108转移至复合材料板500。
如所描述的，在这个实例中，复合材料板500至飞机102的附接是附
接至飞机102中除机身108之外的结构。复合材料板500以多种不同的方
法附接至飞机102中的多个结构体。例如，复合材料板500可使用拼接、
紧固件、粘合材料、粘合剂和其他合适的机构附接至多个结构体。
现在转向图10，描述了根据示例性实施方式的具有附接至飞机的复合
材料板的再加工区域的示意图。在这个实例中，复合材料板500已经附接
至飞机102的机身108。密封剂1000已经放置到间隙900中。涂层可涂布
于再加工区域122以完成机身108上的再加工。
在图6至图10中执行机身108的再加工的操作的示意图不旨在限制
可实施不同示例性实施方式的方式。例如，关于复合材料板500，可具有
除修整之外的操作或替换修整的操作。例如，涂层可涂布于复合材料板
500，或可执行其他操作。此外，除桁条516之外的其他结构体或替换桁
条516的其他结构体可存在于复合材料板500的内侧512。
接下来参考图11，描述了根据示例性实施方式的具有嵌板工具的飞机
的截面图的示意图。在此示例性实例中，示出了沿着图1中的线4-4截取
的机身108的一部分的截面图。在这个实例中，带602是棘齿带。带602
结合刚性框架300上的拉紧绳索1100和拉紧绳索1102来在机身108的表
面606上建立期望大小的力，以将嵌板工具124固定至机身108。
在此图中同样看出，底脚306和底脚308处于刚性框架300的侧面
1104上。底脚306和底脚308以及未示出的其他底脚为侧面1104提供与
机身108的轮廓符合的能力。
接下来转向图12，描述了根据示例性实施方式的安装系统中的附接部
的放大图的示意图。在这个描述的实例中，示出了图4中的安装系统302
的附接部410的放大图。
如所描述的，附接部410具有对齐设备1200和锁定机构1202。对齐
设备1200被配置为使附接部410沿着x轴702前后移动，以如所期望地
定位附接部410。
在此示例性实例中，对齐设备1200采取齿条和小齿轮的形式。在其
他示例性实例中，对齐设备1200的其他构造是可能的。例如但非限制的，
可使用轨道系统、滑轮、齿轮系统、联动装置、球形柄、曲柄和其他合适
的部件、或部件的组合。
在此示例性实例中，对齐设备1200具有把手1206。操作员移动把手
1206以沿着x轴702改变附接部410的位置。例如，操作员可沿箭头1208
的方向移动把手1206，以沿着x轴702在箭头1210的方向平移附接部410。
把手1206的移动可以是反向的以沿着x轴702在相反的方向平移附接部
410。
一旦附接部410处于与再加工开口600相对的期望位置，则采用锁定
机构1202。如所描述的，锁定机构1202包括被配置为将附接部410保持
在所期望的位置中的部件。锁定机构1202可采取锁定螺丝、夹子、销或
一些其他合适类型的器件的至少一种形式。如所描述的，附接部410具有
长度1212。
接下来参考图13，描述了根据示意性实施方式的刚性框架和托架的放
大图的示意图。在此示例性实例中，示出了刚性框架300和托架304的放
大图。
如所描述的，对齐设备1300、对齐设备1302和对齐设备1304被连接
到托架304。在此示例性实例中，对齐设备1300采取曲柄的形式。
操作员使用对齐设备1300以沿着z轴706定位托架304。例如，操作
员可在箭头1308的方向转动对齐设备1300以沿箭头1310的方向移动托
架304。对齐设备1300可沿相反的方向转动，以沿着z轴706在相反的方
向移动刚性框架300。
在此描述的实例中，对齐设备1302和对齐设备1304是球形柄，球形
柄被配置为沿着y轴704调整刚性框架300的位置。对齐设备1302或对
齐设备1304的至少一个可转动，以更靠近再加工开口600而移动托架304
或更远离再加工开口600而移动托架304。
通过结合在此图中示出的对齐设备1300、对齐设备1302和对齐设备
1304使用图12中的对齐设备1200，托架304可以以六个自由度移动。在
其他示例性实例中，附加的球形柄、锁定机构、螺丝、销或其他部件可与
刚性框架300相关联。例如，两个附加的球形柄可定位在刚性框架300上
以沿y方向移动托架304。
接下来转向图14，描述了根据示例性实施方式的安装系统中的附接部
的放大图的示意图。在这个描述的实例中，示出了图4中的安装系统302
的附接部414的放大图。
如所描述的，附接部414具有锁定机构1402。当托架304附接至附接
部414时，附接部414被配置为沿着x轴702前后移动，以将托架定位在
所期望的的位置。此外，附接部414具有长度1404。在此示例性实例中，
附接部414的长度1404小于附接部410的长度。长度方面的这种差异可
允许托架304沿着或绕x轴702扭转。
一旦附接部414相对于再加工开口600处于期望位置，则采用锁定机
构1402。如所描述的，锁定机构1402包括被配置为将附接部414保持在
所期望的位置中的部件。锁定机构1402可采取锁定螺丝、夹子、销或一
些其他合适类型的器件的至少一种形式。
接下来参考图15，描述了根据示意性实施方式的刚性框架和托架的放
大图的示意图。在此示例性实例中，示出了刚性框架300和托架304的放
大图。
如所描述的，具有偏置系统1502的臂1500连接至安装系统302的框
架513。当由于操作员调整对齐设备1200而发生托架304的微小变形时，
臂1500可允许托架304沿着x轴702稍微移动。
此外，偏置系统1502可将压力施加于安装系统302的框架513。以这
种方式，当操作员通过调整对齐设备1200而移动托架304时，安装系统
302的框架513可在臂1500下方滑动。
在图1和图3至图15中示出的不同部件可与图2中的部件结合、使
用图2中的部件、或者两个图中的部件的组合。此外，在图1和图3至图
15中示出的一些部件可以是图2中以框形式示出的部件怎样实现为物理
结构的说明性实例。
下面转向图16，描述了根据说明性实施方式的用于保持嵌板的处理的
流程图的示意图。在再加工环境200中可实现图16中的处理。可使用图2
中的嵌板工具212实现不同的操作。
该处理开始于在再加工区域中形成再加工开口(操作1600)。然后，
该处理在飞机机身上将刚性框架固定至机身上的再加工区域(操作1602)。
然后，该处理将托架附接至刚性框架(操作1604)。托架被配置为保持嵌
板且绕多个轴移动嵌板。然后，该处理利用托架移动嵌板，使得嵌板相对
于再加工区域中的再加工开口具有期望的位置(操作1606)。
然后，在嵌板相对于再加工开口保持在期望位置的同时，该处理将嵌
板附接至飞机(操作1608)。在示例性实例中，当附接至飞机时，嵌板浮
置在再加工开口内，使得在机身和嵌板的外周之间存在间隙，其中，在飞
机运行期间降低从机身至嵌板上的负荷。然后，该处理密封嵌板和机身之
间的间隙(操作1610)，此后终止该处理。
现参考图17，描述了根据示例性实施方式的用于修整嵌板的处理的流
程图的示意图。可在操作1606之前执行图17中的操作，在操作1606中，
绕轴移动托架，使得嵌板相对于再加工开口具有期望的位置。
该处理开始于绕多个轴移动嵌板，使得嵌板具有在再加工开口上方的
位置(操作1700)。然后，该处理利用嵌板在再加工开口上方而将嵌板与
再加工开口进行比较，从而标记嵌板(操作1702)。然后，在修整嵌板之
前该处理将托架从刚性框架拆卸(操作1704)。
然后，当嵌板在再加工开口中处于所期望的位置时，该处理修整嵌板
以附接至飞机(操作1706)。然后，该处理将托架再附接至刚性框架(操
作1708)。
确定嵌板是否具有用于附接至飞机所期望的尺寸(操作1710)。如果
嵌板具有所期望的尺寸，则该处理终止。否则，该处理返回至操作1702。
这些操作可任意次数地重复，直至当嵌板在再加工开口中处于所期望的位
置时嵌板具有用于附接至飞机所期望的尺寸。
在不同描述的实施方式中的流程图和框图示出了示意性实施方式中
的装置和方法的一些可能的实施方式的架构、功能以及操作。鉴于此，流
程图或框图中的各个框可表示模块、片段、功能、或操作或步骤的一部分。
在示例性实施方式的一些可替换实施方式中，框中表明的一个功能或
多个功能可以与图中表明的顺序不同。例如，在一些情况下，连续示出的
两个框可基本上同时实行、或者框有时可根据所涉及的功能而以相反顺序
执行。此外，可以增加除流程图或者框图中示出的框之外的其他框。
例如，当刚性框架固定至飞机时的操作1602之后，可发生操作1600，
在操作1600中形成再加工开口。如另一实例，在操作1610之后可不终止
该处理。可执行其他操作，诸如将涂层涂布于再加工区域中的飞机或嵌板
的至少一个。
可在图18中示出的飞机制造和保养方法1800以及图19中示出的飞
机1900的背景下描述本公开内容的示例性实施方式。首先转向图18，根
据示例性实施方式描述了飞机制造和保养方法的框图的示意图。在预生产
期间，飞机制造和保养方法1800可包括图19中的飞机1900的规格和设
计1802以及材料采购1804。
在生产期间，进行图19中的飞机1900的部件和子组件制造1806和
系统集成1808。此后，图19中的飞机1900将通过认证和交付1810，以
便投入使用1812。在被顾客使用1812的同时，图19中的飞机1900定期
进行常规的维修和保养1814，其可以包括修改、重组、翻新及其他维修和
保养。
飞机制造和保养方法1800的每一个处理可通过系统集成商、第三方、
操作员、或其一些组合执行或进行。在这些实例中，操作员可以是顾客。
对于该说明书的目的，系统集成商可以包括(不限于)任意数量的飞机制
造厂和主系统分包商；第三方可以包括(不限于)任意数量的卖方、分包
商以及供应商；并且操作员可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务
组织等等。
现在参考图19，描述了可实施示例性实施方式的飞机的框图的示意
图。在这个实例中，飞机1900通过图18中的飞机制造和保养方法1800
制造，并且飞机1900可包括具有多个系统1904和内部1906的机身1902。
系统1904的实例包括推进系统1908、电力系统1910、液压系统1912和
环境系统1914中的一个或多个。任意数量的其他系统可被包括在内。尽
管示出了航空航天的实例，但不同的说明性实施方式可以被应用于诸如汽
车工业的其它工业。
本文中所体现的装置和方法可以被应用在图18中的飞机制造和保养
方法1800的至少一个阶段中。例如，当飞机1900处于部件和子组件制造
1806、系统集成1808、认证和交付1810或维修和保养1814的同时，可利
用一个或多个装置实施方式、方法实施方式或其组合。例如，嵌板工具212
可用于执行飞机1900中的结构再加工，结构再加工可能在这些中的任何
处于制造和保养方法1800的其他阶段期间出现不一致性。例如，在部件
和子组件制造1806中制造用于机身的圆筒圈期间可能发生不一致性。当
飞机1900处于认证和交付1810的同时，也可能出现不一致性。嵌板工具
212可用于执行对不一致性的再加工，该不一致性在维修和保养1814期间
识别。
使用多种不同的示例性实施方式可使飞机1900的组装极大地加速、
极大降低飞机1900的成本或使飞机1900的组装加速且降低飞机1900的
成本两者。例如，通过使用嵌板工具，可降低通过人类操作员执行再加工
以移除不一致性所需要的时间和人力。此外，也可降低执行再加工所需的
人类操作员数量。
嵌板工具允许精确地定位复合材料板，复合材料板放置在已经从飞机
1900中的结构(诸如机身)移除的机身的部分上。这种定位允许复合材料
板以相同期望的位置定位且移除多次。此外，当复合材料板附接至飞机时，
嵌板工具也将复合材料板保持在期望的位置。当复合材料板浮置在飞机
1900的机身的再加工开口内时，嵌板工具尤其有用。此外，通过嵌板工具
提供的不同自由度允许进行在复合材料板内侧上的结构体与飞机中的对
应结构体对齐的这种对齐。例如，复合材料板上的桁条可与飞机中的对应
桁条对齐。
此外，本公开内容包括根据下列各项的实施方式：
项1.一种用于保持嵌板的方法，该方法包括：在飞机上将刚性框架固
定至飞机上的再加工区域；将托架附接至刚性框架，其中，嵌板被保持在
托架上并且托架绕多个轴移动嵌板；移动具有托架的嵌板，使得嵌板相对
于再加工区域中的再加工开口具有期望的位置；以及在嵌板保持相对于再
加工开口处于期望的位置的同时，将嵌板附接至飞机。
项2.根据项1的方法，进一步包括：在再加工区域中形成再加工开
口。
项3.根据项1的方法，其中，当附接至飞机时，嵌板浮置在再加工
开口内，使得间隙存在于飞机机身和嵌板的外周之间，其中，在飞机运行
期间降低从机身向嵌板上的负荷。
项4.根据项3的方法，进一步包括：密封嵌板和机身之间的间隙。
项5.根据项1的方法，其中，移动托架，使得嵌板相对于再加工开
口具有期望的位置进一步包括：通过绕多个轴移动嵌板，使得嵌板在再加
工开口上方的位置；在嵌板位于再加工开口上方的情形下将嵌板与再加工
开口进行比较，以标记嵌板；以及当嵌板在再加工开口中处于所期望的位
置时，修整用于附接至飞机的嵌板。
项6.根据项5的方法，进一步包括：重复标记步骤和修整步骤直至，
当嵌板在再加工开口中处于所期望的位置时，嵌板具有用于附接至飞机所
期望的尺寸。
项7.根据项5的方法，进一步包括：在修整嵌板之前，将托架从刚性
框架拆卸；以及在绕多个轴移动嵌板之前，将托架再附接至刚性框架，使
得嵌板相对于再加工开口具有所期望的位置。
项8.根据项1的方法，其中，多个轴允许嵌板以六个自由度移动。
项9.根据项1的方法，其中，利用一组带、双面胶带、摩擦接触或真
空系统的至少一个将刚性框架固定至机身。
项10.根据项1的方法，其中，使用托架上的安装系统执行绕多个轴
移动嵌板，托架提供纵向移动或扭转移动的至少一个。
项11.根据项1的方法，其中，嵌板是一种复合材料板，复合材料板
具有与再加工区域处的机身的第二轮廓匹配的第一轮廓。
项12.根据项1的方法，其中，嵌板在内侧上具有桁条。
项13.一种装置包括：托架，保持嵌板；刚性框架，具有与飞机表面
相符合的侧面；以及安装系统，与刚性框架相关联，其中，安装系统安装
托架并且绕多个轴移动具有嵌板的托架。
项14.根据项13的装置，进一步包括：附接系统，将刚性框架固定至
飞机机身。
项15.根据项14的装置，进一步包括：在侧面上的底脚，底脚与机身
表面相符合。
项16.根据项13的装置，其中，安装系统利用纵向移动或扭转移动的
至少一个绕多个轴移动具有嵌板的托架。
项17.根据项13的装置，其中，使用一组带、双面胶带、摩擦接触或
真空系统的至少一个将刚性框架固定至飞机机身。
项18.根据项13的装置，其中，嵌板具有与再加工区域处的机身的第
二轮廓匹配的第一轮廓。
项19.根据项18的装置，其中，托架具有与嵌板的第一轮廓匹配的第
三轮廓。
项20.根据项13的装置，其中，嵌板是用于飞机机身的补丁。
不同示例性实施方式的描述旨在说明和描述，并且不旨在穷尽所有实
施方式或者将实施方式限于所公开形式。对本领域的普通技术人员显而易
见的是，将做出许多修改和变化。进一步地，与其他可期望的实施方式相
比，不同的示例性实施方式可以提供不同的特征。实施方式或所选的实施
方式被选择并被描述以为了更好地说明实施方式的原理、实际应用的原
理，并且允许本领域的普通技术人员理解本公开的各种实施方式以及适于
具体的预期使用的各种修改。