最佳实施例描述
本发明将借助最佳实施例加以描述，即描述装配飞机机翼的方法。但
是，也可以考虑到将本发明扩大应用于把部件装配成主组件的场合，并希望
遵循一组所要求的规定的尺寸公差值，特别是在一些或者所有的部件和组件
都是柔性的或者半柔性的情况下。
现在参见附图，其中相似的序号表示相同或者相应的部件，特别参见图
1，它是一概括示意图，表示了根据本发明所述的确定性机翼装配方法的主
要工艺步骤。该方法开始是建造机翼的主元件，包括上部和下部翼板30和
32、后翼梁34和前翼梁36以及翼梁中的翼肋38。这些主元件一起被带到
计算机数控机床40上，并在水平位置装配成机翼，如图2所示，在安装于
机床40的床身44上的一系列夹具42上进行装配。下部翼板32位于夹持工
具42上，翼梁34和36位于邻近下部翼板32的后缘和前缘。翼肋38位于
翼梁34和36之间，并紧固于翼梁和下部翼板32上，翼梁32和34也紧固
于下部翼板32上。三个发动机支柱配件250固定在机翼壳体下，而紧固件
通过下部机翼蒙皮延伸，并进入固定在指定翼肋上的内部承载配件48中，
还有一个用于起落架连接件212的轴承208随同向前的轴销配件210一起安
装在后部翼梁上。通过将上部翼板30紧固在前部和后部翼梁以及翼肋38上
而封闭机翼。下面将详细描述实施这些步骤的工艺。
希望在最佳实施例中使用普通的紧固件。这些普通的紧固件，比如铆
钉、螺栓、锁紧螺栓、锁定件(Hi-Locks)和类似元件在航空工业中广泛应
用，它们是公知和可靠的。但是，本发明并不局限于使用普通的紧固件，它
完全适于使用先进的紧固技术，比如热固性合成部件的共硫化(Co-Curing)
和其它粘接技术、由Peterson等人申请的、名称为“用于热塑焊接的多次感
应加热”的专利申请第08/367,546号所述的热塑性部件的感应焊接、PCT
国际申请第W093/10935所述的金属部件的摩擦焊接等，这些工艺是完全公
知的，并且在用于飞机重要构件的加工中证明是可靠的。
在该方法中使用的工具、如夹具42主要用于在机床40上进行钴孔和切
削时支撑元件和部件，比如用Henri Line的龙门式五轴机床或者用Cincinnati
Milacron的立式五轴机床加工。也可以使用具有相似性能的其它机床。所需
的性能是指主轴定位的精确性和可重复性，在这种应用中精确性和可重复性
应约±0.005”，并且加工是在机床控制器控制下进行的，可以对所述控制器
编程，以连接来源于机翼和机翼元件的工程机构的数字产品设计数据，使得
由数字产品设计所规定的坐标特征能够由机床40精确和可重复地体现。这
两个性能使机床40采用坐标特征，比如坐标孔和加工表面，使部件、元件
和组件能够位于由数字产品设计所规定的精确位置。用这些坐标特征使部件
和元件在被销钉定住或者被紧固住的地方相互定位，从而消除或者极大地减
少对固定的常设工艺装备的需要，而在以前是采用这些常设工艺装备将部件
和零件相互定位的。这样，这些坐标特征确定了构成组件的部件和元件的相
对位置，从而确定了组件的尺寸和形状，而不受任何工具的限制。
翼板的装配
翼板装配开始将夹具42安装在机床床身44上。夹具42可以采用多种
设计形式中的一种，它支撑多块机翼蒙皮厚板54，这些厚板54组装起来构
成下部机翼蒙皮56。这些厚板54的下表面或者“外部型线”被支撑于通常
所述的水平或者平放的位置，所述下表面或者“外部型线”与工程设计时所
确定的翼板轮廓相一致。图3表示了一套夹具42的最佳实施例。每一夹具
包括一个支撑横梁60的坚实的基础结构58，机翼厚板54位于所述横梁上，
厚板54的外表面与横梁60顶部的接触垫62相接触。该接触垫62是诸如超
高密度的聚乙烯、聚氨酯或者特氟龙等耐久的非磨削材料的耐磨条带，它支
撑机翼厚板54，但在压缩时不弯曲，且不会擦伤机翼蒙皮厚板54上的表面
涂层。在夹具42第一次安装在机床床身44上后，采用来自数字产品设计的
数据，用机床40将接触垫62加工到由工程设计确定的精确形状。
数字产品设计是产品的最终工程依据，在本案中，产品是特定形式的飞
机。在计算机辅助设计程序中，主机64中存有数字模型66，它包括能完全
确定产品的所有尺寸、公差、材料和工艺。在一个文件中带有来自模型66
的尺寸数据，将它提供给NC程序员，程序员用它建立起数据库68和加工指
令，例如刀具的类型和尺寸、进给速度和机床40的控制器所用的控制机床
工作的其它信息。将该数据库和进给加工指令发送给后信息处理器70，在
这里数据和指令转换为机器可读文件72，并传送和储存在数据管理系统74
中，在这里进行储存以备机床控制器78使用。一旦发出命令，文件72就通
过电话线76或者其它公知的通讯方式传送给机床控制器78，在机床40工
作时供控制器使用。
在数据管理系统74中的文件72用于对机床控制器78编程，以指示机
床40钻坐标孔和紧固件孔，以及下述的其它精加工和定位操作。机床40还
为三个精确钻孔的套筒80而在横梁60上钻孔，将在套筒80中设置一组精
确磨削的对正销82，用于将机翼蒙皮厚板54定位在横梁60的已知位置。
该位置并不重要，所以机翼的精度不取决于机翼蒙皮厚板54在横梁60上的
对正精度，因为已经用安装在机床40上的接触传感器84检测了厚板位于横
梁60上的实际位置。起动真空源86在横梁60上的一系列吸气杯88中形成
吸力，保证将机翼蒙皮厚板54抵靠在横梁60的接触垫62上定位，接触传
感器84由机床40带动来检测机翼厚板54上的关键坐标特征。用于该目的
的适当的传感器可以是一个型号为RW486的Renishaw接触传感器，由纽约
Onendagua的Renishaw公司制造，也可以使用适于其它动力源的其它传感
器。
在检测机翼蒙皮厚板54上的关键坐标特征以确定横梁60上厚板的实际
位置之后，更新或者校准机床控制程序，以横梁60上机翼蒙皮厚板54的实
际位置校准由数字产品设计设置的数据组。现在，加工程序被初始化，在机
翼蒙皮厚板54的内端钻坐标孔，这些孔对应于一系列机翼纵粱90的内端上
钻的坐标孔。纵梁90纵向延伸，或者沿机翼展开，并用作将几个机翼蒙皮
厚板54连接到单独的翼板32中，同时也加固了翼板。它们还用作内翼梁翼
肋38和机翼蒙皮56之间的连接机构，下面将详细描述。纵梁90沿机翼展
开并通过坐标孔而位于厚板54上，而纵梁90的浮动端在机床40作用下沿
弦向延伸到厚板下方，且在延伸时被钻孔和固定。机床40可仅使用一个简
单销啮合纵梁的侧面将其沿弦向定位，也可以使用Peter McCowin的专利
5,299,894或5,477,596所示的对中机构。
为了保证纵梁90与翼肋38相交的位置在指定的公差范围内，使得翼板
30可以紧固在翼肋38上，而不必使用垫片且不拉紧翼板，纵梁90必须精确
和稳定地固定在机翼蒙皮厚板54上。确定性装配方法是一种可用的方法，
在坏的翼板32生产出来之前，它可采用统计的控制方法来检测超出公差的
趋势，这样就能够进行正确的操作。翼板制造的精确性保证了机翼元件在没
有给部件预应力条件下以及不产生外貌缺陷的情况下组装在一起。并保证组
装的机翼具备与设计相同的空气动力学功能。纵梁90在翼板30和32上的
精确位置，使得下述情况成为可能，即可采用较小的“垫块”，或加厚翼肋
38的翼弦218或216上的区域，以及纵梁与翼肋翼弦92以螺栓相连的区域，
如图6和7所示，以代替普通情况下适应纵梁的各个位置的大面积垫块。较
小的垫块减小了翼肋翼弦和纵梁的重量，增加了飞机的承载能力。
在纵梁90的内端部钻有坐标孔。最好是当初始制造纵梁时钻出坐标孔，
但也可以在此后但在机翼蒙皮厚板54就位前，在专用夹具或者就在同一机
床40的同一或者相似的夹具42上进行钻孔。纵梁紧固件孔的特定位置也在
机术控制程序中，通过所述孔纵梁将铆接在机翼蒙皮厚板上，该程序是事先
从数字产品设计数据库中下装的。机床程序控制钻头到达这些紧固件孔的特
定位置，即通常是要安装铆钉的一个或多个位置，安装这些铆钉是使纵梁固
定到机翼蒙皮厚板上从而形成翼板。可以在非机床40的其它机床上对纵梁
钻孔，而机翼蒙皮厚板是位于所述机床40上并在其上钻孔的，但这可能是
带来误差的来源。
纵梁紧固在机翼蒙皮厚板54上，以将它们一起固定在正确组装的下部
翼板32中，但是纵梁90与机翼蒙皮厚板54的最终固定必须在翼板组装完
成之前进行。在所需的精度和质量稳定性条件下，有多种公知的翼板铆接机
可以进行钻孔和铆接操作。一种这样的机器展示在Hanks等人于1995年2
月7日申请的、名称为“紧固件检验系统”的专利申请第08/386,364号中。
另一种这样的机器是颁给Peter Zieve的专利5,033,174中所示的轭架机翼铆
接机。另外，希望使用上部和下部龙门式安装的钻孔/铆接装置将纵梁铆接在
相同的横梁60s上，例如采用专利5,231,747中所示的结构。
在将纵梁90固定在机翼蒙皮厚板54上的所有铆钉都安装完后，通过使
用翼板30中的坐标孔和横梁60上的对准销82，将机翼蒙皮再次定位于夹
具42上。在翼板30上的几个参考平面、如安装在翼板上的精确钻孔中的工
具球或者参考销，由机床40中的传感器84检测，以确定翼板32在夹具42
上的实际位置，并且根据翼板32在夹具42上的实际位置校准加工程序。在
机床40上安装有铣刀，因为在将纵梁90铆接到翼板32时安装了多个铆钉，
所以长度和宽度增加了，但尽管这样，翼板仍被修整到数字产品设计所确定
的精确的边缘尺寸，以保证机翼尺寸如所规定的那样。该步骤是根据本发明
的原理之一进行的，即直至部件在上游的工序中加工变形后，才在部件和组
件中应用自身重要的加工特征。也就是说，边缘加工和其它的修整操作可以
在将纵梁90固定在机翼蒙皮厚板54之前进行，但是，进行这项工作需要估
算组件在铆接时可能产生的增长量。这种估算可以非常精确并且已经成功地
进行了许多年，但是总存在一些不可预料的因素，因为在安装铆钉、锁紧螺
栓、锁定件(Hi-locks)和其它压配紧固件时，有很多工艺参数是变化的，例
如精确的孔径或者孔的圆度在钻头磨损后会变化，由于机器的设置而使铆钉
孔的沉孔深度稍稍变化，且铆钉的直径也会稍有变化。即使当这些参数都在
公差内，在压配铆钉时，它们在安装后的铆钉中产生的变化会在大的部件、
比如翼板中积聚，从而使组件的尺寸明显不同。可以在采用诸如安装压配紧
固件、热处理和喷射硬化等装配和制造工艺使工件变形之后，通过安排采用
部件和组件上的重要特征来消除这种变化的影响。
如图8和8A所示，通过将T形翼弦的外部凸缘102上精确钻出的坐标
孔与翼板内边缘上的相应的坐标孔对齐的方法，使T形翼弦100位于下部翼
板32的内边缘。T形翼弦的精确定位是很重要的，部分原因是它决定了机
翼在飞机上的位置，另外，还因为T形翼弦上的垂直凸缘104必须在垂直平
面内与其它机翼构件上的相应凸缘对齐，以用于安装机身侧部薄板106，这
将在下面加以描述。该薄板与凸缘密封并且作为机翼油箱的内部构件，所以
凸缘必须在对齐时具有小的公差，以便能够正确地装配机身侧部薄板106。
通过将预钻在叶片元件上的坐标孔与穿过T形翼弦凸缘和机翼蒙皮的
坐标孔对齐，叶片元件108定位于T形翼弦凸缘102的上方。使临时紧固件
通过坐标孔可将该T形翼弦和叶片元件夹持定位，并通过组件钻削全尺寸的
紧固件孔。叶片元件上的一系列垂直叶片110与每一下部机翼纵梁90上的
平面抵靠并平齐，且被夹持在其上，叶片110的后部钻有全尺寸的紧固件孔。
将叶片元件108和T行翼弦100拆开并进行去毛刺，将孔再经过冷作硬化处
理以增加其疲劳寿命，这是由于T形翼弦和叶片元件是连接在机身中的机翼
支柱上的机翼连接件的一部分，并且连接件承担高应力和交变负载。该T形
翼弦100涂覆有密封剂，并用螺栓112安装到下部翼板32的内部边缘。
上部翼板30是最后安装到机翼壳体上的主要组件，并且仅在下部机翼
壳体已制造好以后安装。但是，上部翼板30也可以与下部翼板32平行制造，
或者根据人力资源在最佳的时候制造。上部翼板30与下部翼板32的结构和
装配工艺非常相似，所以就不单独描述了。一个特殊情况是有关所谓的“加
双翼弦”(“double-pluschord”)116，借助于它，机翼的上部翼板30安
装到机身中的机翼支柱(未表示)上。如图8所示，加双翼弦116具有上部和
下部垂直凸缘118和120，当机翼安装到飞机上时，它们分别固定在机身蒙
皮122和机身侧部薄板106上。在加双翼弦116的每一侧上两个附加的且垂
直间隔的侧向延伸凸缘124和126，与内侧的机翼支柱接合，并在加双翼弦
的外侧安放上部翼板30的内端。在内端穿过上部机翼蒙皮和纵梁90钻出的
坐标孔，与在侧向延伸的凸缘126上钻有的相应的坐标孔对齐，以便当机翼
外壳安装到机翼支柱上时使机翼壳体正确定位。
制造好内翼梁翼肋38并运至机翼主装配区域，准备装配到机翼上。翼
肋38基本上有两种形式：经加工的翼肋和组装的翼肋。经加工的翼肋是从
固体铝板制成的，其优点是尺寸精度较高。但是，在高速加工工艺出现之前，
即加工薄壁构件时不产生因为刀具的局部热量而使其弯曲的问题，必须使构
件比工程分析时承受预载所需的构件重，以防止薄壁的热变形。加工元件的
较大重量和高费用延迟了整体加工翼肋和其它元件的制成时间，但是，已发
展一些新的工艺解决这些问题，使这些元件在飞机结构中具有更广泛的用
途。
如图6和7所示，用本发明的确定性装配方法来制造组装翼肋214，该
方法与第一次所述的美国申请以及与本案共同申请的名称为“确定性翼梁装
配”中所公开的制造机翼翼梁的方法类似。翼肋薄板216是利用龙门机床等
从铝板上切割下来的，所述机床被编程，可以驱动刀具绕所述翼肋薄板216
的轮廓运行。翼肋薄板轮廓数据从负责机翼和翼肋数字产品设计的工程管理
机构输入机床驱动程序中。翼肋薄板216上的上部和下部翼肋翼弦218和
220，确定了翼肋214的高度轮廓以及机翼的弦向轮廓，所以它们必须精确
地位于翼肋薄板216上。通过使用前述的临时申请和名称为“确定性翼梁装
配”的PCT申请等所述的精确定位和夹持技术，翼肋翼弦能够精确地定位于
翼肋薄板214上。穿过夹持的翼肋薄板216和翼肋翼弦218和220钻紧固件
孔，压配的紧固件插入并紧固在其中。在固定紧固件并且在压配紧固件作用
下翼肋完全变形后，翼肋薄板216被最后修整到指定长度。在翼肋214的两
端钻有坐标孔，用于将翼肋杆204紧固到翼梁上。使用带有控制器的机床40
等精确设置翼肋杆坐标孔的位置，所述机床控制器的程序中具有源于数字翼
肋设计的坐标孔位置。
图7所示的酚醛垫圈222在翼肋翼弦和纵梁90相接触的位置上连接到
翼肋翼弦218和220。这些垫圈制得比所需厚度稍厚，并在制造翼肋的机床
上或者具有适当加工精度的机床上加工到正确的厚度，使翼肋38达到翼肋
的数字零件设计所指定的正确高度。酚醛垫圈222在翼肋38和纵梁90之间
形成轴承面，当飞机飞行过程中机翼弯曲时，承受翼肋38和翼板30和32
之间的相对移动。在这种连接应用中，垫圈还可用作磨损材料，垫圈能够被
修整，使翼肋38的高度精确地达到翼肋的数字零件设计所规定的高度。
在纵梁90全部紧固到翼板30上后，在夹具42上进行机翼的总装。该
翼板放置在夹具42上纵梁的一侧上，并移动到使翼板上至少一个坐标孔与
横梁60之一上相应位置的孔对齐的位置。更方便的情况是，通过将气压源
连接到横梁60中向吸气杯88供应真空气体的管线上，翼板30能够浮动在
空气垫上。当翼板30精确地定位于横梁60上时，将指引销插入翼板和横梁
60上的坐标孔中，并且真空杯88与真空源190相连，以将翼板30拉出抵靠
在横梁60的接触垫62上，并将其牢固定位。
当翼板32定位并固定到横梁60上时，用接触传感器84检测翼板32，
以使诸如工具球或加工好的元件等对应元件定位于翼板中，例如定位于坐标
孔中。将在翼板30上检测的元件的预定位置记录在数字零件设计中，并且
将检测到的实际位置与预定位置相比较。把加工程序校准成与横梁60上的
翼板的实际位置相一致，使在翼板上的后续加工能够以其实际位置精确地进
行。
机床40的控制器中的程序被初始化，以驱动加工刀具环绕翼板的边缘，
而将翼板32最终修整到尺寸。在安装了所有的纵梁紧固件之后而不是之前
进行这一最终的修整工序，可以消除由许多纵梁紧固件造成的尺寸变化的影
响，这样翼板30的尺寸能够精确地达到产品设计所确定的尺寸。
安装翼梁和翼肋
用前后翼梁36和34内端的坐标孔的位置、以及用于翼肋和纵梁连接螺
栓的下部翼板32的纵梁90上的孔的位置，对机床控制器78进行编程，然
后机床钻出这些孔，此后撤走龙门架。在翼梁之一的底部翼弦上施加有密封
剂，翼梁置于翼板的边缘上，且内部坐标孔与翼板上钻出的孔对齐。通过使
用一个或者多个卡规/夹具224，翼梁的另一端相对于翼板的边缘精确定位，
如图12所示，为此目的，需精确加工夹具224。也可使用翼板外端的第二
坐标孔，但此时确定的是翼梁和翼板之间的边缘关系，而不是翼梁的长度，
这一点很重要。本发明的原理是控制重要的尺寸，但仅仅当它们重要时才控
制；翼梁的长度在这一装配阶段并不重要，所以仅需控制翼梁对翼板之间的
边缘关系。必须对准翼梁长度以及从翼板30的边缘弦向的坐标孔并不需要
高精度，所以边缘卡规最好跨过翼梁外端的坐标孔。
图12所示的每个卡规/夹具224都包括主体226和台阶230，主体226
的一端带有一个上翻的凸缘228，台阶230位于主体226中间。上翻的凸缘
228具有端面232，端面232进行精确地磨削以配合翼梁薄板132的角度，
台阶230也进行精确地磨削，使得表面232和台阶之间的距离，与翼梁薄板
132的后表面和翼板32的后缘之间，在设置卡规/夹具224的位置上所需的
距离相同。临时的紧固件、如图20所示的cleco紧固件234，通过经上翻的
凸缘228和薄板132以及翼梁34的下部翼弦136钻过的孔，而将卡规/夹具
224紧固在翼梁34的下部边缘。
在翼梁34通过销定位于下部翼板32的内端并位于相对翼板边缘的邻近
位置时，将卡规/夹具224安装到翼梁34的下部边缘，并且台阶230抵靠在
下部翼板32的后缘。肘杆式夹具240的可枢轴安装的臂238末端的螺钉
236，紧紧压靠翼板32的下侧，以便将夹具固定在翼板32上，并将翼梁34
向下拉而靠在机翼蒙皮56的上表面上。
前翼梁36和后翼梁34均可首先置于翼板32上。在第一实施例中，为
了方便，首先放置后翼梁34，但是，在将前翼梁36和前缘导向件连接过程
中，可能希望首先安装前翼梁，同时用悬臂起重机支撑前伸的前缘导向件的
悬臂重量。
首先安装的翼梁用夹具和/或诸如可拆除的cleco紧固件等的临时紧固件
固定。如果首先安装带有前缘件的前翼梁，则将如图13所示的三角形构件
242等临时翼梁支撑件用销子定位于翼肋杆204上，并夹持在下部翼板32的
纵梁90上，以抵抗由前缘件的重量而产生的倾翻力矩，并在翼肋旋转过程
中将翼梁定位。
在纵梁90上放置一些翼肋38，翼肋38用销子穿过预钻在翼肋杆204
和翼肋38端部中的坐标孔定位于翼肋杆204上。在前后翼梁安装到翼板32
上后，很难调配翼肋到前后翼梁34和32之间的位置。现在，在另一翼梁的
底部翼弦上施加密封剂，密封剂位于邻近另一边缘的翼板32上，所述翼梁
内端的坐标孔与翼板32中的相应的坐标孔对齐并被销住。已定位的翼肋38
的末端用销子定位于第二翼梁的翼肋杆204上，该翼梁夹持在由翼肋38确
定的位置上。另一些翼肋38均位于翼梁之间的位置，并且在其各自的翼肋
杆204上用销子定位于翼梁上。
通过将翼肋夹紧在翼肋杆上，并且一个一个地除去对应销或者临时紧固
件，使翼肋紧固在翼肋杆上，然后钻孔并将对齐的坐标孔铰削至全尺寸，以
便插入永久的紧固件。另外，也可以将对应孔钻至接近全尺寸，使它们仅需
要进行快速铰削就可加工出紧固件所用的高质量孔。当将翼肋紧固在翼梁翼
肋杆的操作时，除去临时翼梁支撑件242。
翼梁在翼板边缘上的精确定位，和将翼肋精确安装到翼梁的翼肋杆上，
这就保证了机翼壳体能够根据数字机翼产品设计精确地制造，所述机翼壳体
由翼梁、翼肋和两个翼板构成。使用已有工艺制成的机翼壳体的尺寸变化，
使得表面控制构件、例如前缘板和后缘襟翼安装困难，还使得将机翼安装到
飞机上的操作困难。依据本发明制造的机翼壳体，这些困难最大限度地消除
了，因为装配尺寸能够保持在一个小的公差内。将机翼制成指定的工程公差
的能力，使得在机翼制造中可第一次使用先进的公差技术，例如在Atinson、
Miller和Scholz申请的名称为“统计误差”的PCT申请PCT/US96/10757中
所公开的那样。通过减少或者消除再次加工而在工厂中得到经济效果，并降
低了实施本发明的设备资本费用和废除了传统的机翼总装工具。
将图7所示的翼肋紧固件244通过翼梁凸起和酚醛垫圈222和翼肋翼弦
凸缘插入预钻孔中。如果采用了连接的酚醛垫圈，如最佳实施例所述，它们
已经被加工到正确的高度。如果不是，在翼肋螺栓244插入之前，在纵梁凸
起和翼梁翼弦之间插入单独的酚醛垫圈。在翼肋翼弦凸缘和纵梁凸台上预钻
的孔是滑动配合孔，当在飞行中机翼弯曲时，这使得翼肋38和翼板30的纵
梁90之间可进行有限的滑动，因此在这些翼肋紧固件孔上的公差，可以比
在装配时确定部件位置的坐标孔上的公差放宽一些。
借助翼梁36和34，以及紧固在一起并且在下部翼板32上适当对齐的
翼肋38，现在这些翼梁可临时地紧固定位。如图12所示，再安放上夹具，
该夹具最好是边缘卡规224的一部分，以相对于翼板32的前缘和后缘将翼
梁定位。这些夹具在下部翼弦136和翼板32之间产生足够大的层面压力，
以防止层间的毛刺插入翼梁/板条的界面。这种毛刺会干扰翼梁和翼板32之
间的正确连接，并且由于在交界面间有密封剂，所以这些毛刺很难被去除。
还钻有用于临时紧固件的孔，在安装永久紧固件的过程中，紧固件插入孔中
以便将翼梁定位。将临时紧固件孔钻得尺寸不够，这样，当钻削全尺寸的紧
固件孔时，由于插入压配紧固件时的变形而产生的任何尺寸偏差都将被去
除。当紧固翼梁时，也可采用其它用于将翼梁定位的技术代替临时紧固件。
现在，用永久紧固件将翼梁定位紧固在翼板32的边缘上。机床40在下
部翼梁翼弦136的底部凸缘144上从下表面或者蒙皮侧钻孔。如果使用的特
殊机床40不能从下方钻孔，也可以从上方直接精确地钻出导向孔，该导向
孔用于导引钻头并用普通的电动工具从下方对紧固件孔进行锪钻。在钻削过
程中，插入并压紧紧固件，使得在紧固过程中消除沿翼梁的长度方向上的翼
梁和翼板之间的任何长度的增加。紧固件并不插入邻近高应力区域，比如发
动机支杆元件、起落架安装元件、机身侧部翼肋等处的孔中，因为这些孔需
冷作硬化，而存有湿式密封剂不适于这些冷作条件下的孔。留下这些需要冷
作的孔，直至密封剂已经硬化。带有辐射式引线的压配紧固件可减小对孔进
行冷作的需要。在密封剂硬化以后，这些处于高应力区的孔被冷作处理，再
经铰孔和锪钻，然后安装并压紧紧固件。
下面，将剪切方向拉紧的翼肋38′紧固到下部翼板32上。如图14所示，
剪切方向拉紧的翼肋38′带有凸起246，它沿纵梁之间延伸，并终止于凸缘或
者接触垫248，接触垫248接合并紧固在机翼蒙皮56的下面。在制造剪切
方向拉紧的翼肋时，位于垫248上预钻的导向孔由机械师利用来穿过机翼蒙
皮56从后面钻孔。并不需要在每个垫上从后面钻孔，这是因为其目的仅是
固定沿剪切方向拉紧的柔性翼肋的位置，即使将翼肋末端固定在翼梁的翼肋
杆204上，翼肋也会大致在翼展方向弯曲，直到它们固定在纵梁90和/或机
翼蒙皮56上时为止。安装临时紧固件将沿剪切方向拉紧的翼肋38′定位，同
时从下面钻削永久的沉头紧固件孔，即从蒙皮侧向上穿过剪切方向拉紧的垫
248钻削。可以用机械师操作的落地式平衡钻孔装置钻出永久的紧固件孔，
或者最好用能够检测钻削的导向孔位置的机床进行钻孔，所述导向孔于选定
的沿剪切方向拉紧的垫上钻削，通过这种检测，能够校准源于产品设计的数
字数据，所述数据根据导向孔的指示按剪切方向拉紧的翼肋的实际位置进行
设置。然后，机床进行钻孔并对永久紧固件孔进行锪钻。在安装这些紧固件
前，机械师运用“切屑梳刀”，即一种薄的刀形工具，通过沿剪切方向拉紧
的翼肋垫和机翼蒙皮之间的交界面，去除在钻削时可能插入交界面中的任何
切屑或者毛刺。在内侧的机械师将紧固件从蒙皮侧插入并将其紧固，机械师
在紧固件上安装并压紧螺母或者套环，并用适当的电动工具将它们紧固。
如图15所示，三个支杆元件250在发动机支杆位置处定位于下部翼板
32的下侧，并借助于将预钻在支杆元件250上的坐标孔与用机床40在翼板
上钻出的坐标孔对齐，而对支杆元件导向。通过在制造翼肋时对预钻的坐标
孔进行精确钻削，内部承载元件252安装到翼肋38上，借助于穿过机翼蒙
皮56中的孔和内部承载元件252的支脚上的对齐孔延伸的紧固件，支杆元
件250安装到内部承载元件252上。通过穿过孔延伸的紧固件，前面的两个
支杆元件紧固在底部翼梁翼弦上，所述孔由机床40精确钻削，也就是使用
数字产品设计数据向机床40的控制器78传达信息，以确定这些紧固件孔的
位置。将支杆元件250精确地定位于机翼壳体上是很重要的，这是因为它们
支撑保险销，这些销承载机翼上的发动机支杆，并且保险销孔253的轴线必
须恰当地对齐，以保证发动机与机翼正确连接。采用源于最终工程机构的数
字机翼产品设计的数据来精确地钻出坐标孔，保证了发动机支杆元件250精
确地定位，从而消除或者减少了后续加工中可能由支杆元件的定位偏差而产
生的任何问题。在一些对齐的对应孔中插入临时的紧固件，以将发动机支杆
元件和内部承载元件固定定位，同时钻出永久的紧固件孔。这种钻孔工作可
用手持式电动钻完成，但最好是用机床40完成。如果要将孔进行冷作处理，
应去除并修整支杆元件，再对翼板、翼肋和支杆元件250上的紧固件孔进行
冷作处理和铰孔。然后施加接触面密封剂，并将支杆元件装回其原位，再由
机械师插入并压紧紧固件。
如图16和17所示，通过将预钻在襟翼反作用元件254上的坐标孔与翼
板上的相应的坐标孔对齐，使襟翼反作用元件254安装在下部翼板32的下
侧。这些对应孔可以是全尺寸紧固件孔，因为它们并不用作从后面钻削的导
向孔或者临时紧固件孔。这些孔经冷作处理并进行铰削，然后安装上紧固件
并压紧这些紧固件，从而将襟翼反作用元件定位。在组装翼梁时，通过将预
钻在襟翼支撑元件256和翼梁薄板132上的坐标孔257对齐，并将它们夹紧
在对齐位置，可以将对应的襟翼支撑元件256安装到后部翼梁34上。
封闭机翼的步骤包括将上部翼板30安装到机翼壳体支架上。向上部翼
梁翼弦134的凸缘施加密封剂，并且用起重机将上部翼板30提起，并下放
到组装好的下部机翼壳体组件的翼梁和翼肋上。借助于在翼板组装过程中，
预钻在翼板30内端的坐标孔，和在翼梁组装过程中，翼梁的内端中、最好
是末端元件206中的孔，上部翼板30被引导至翼梁的内端。在上部翼板30
和下部机翼壳体组件上的另一对对应元件相互定位，以确定上部翼板30在
下部机翼壳体组件上的唯一位置。这另一对对应元件可以是上部翼板边缘和
前后翼梁36或34的上部翼梁翼弦134中的坐标孔，或者最好是上部翼板的
前边缘和前翼梁的相应边缘上的对应表面，它们借助于边缘定位工具和图12
所示的夹具式卡规/夹具224彼此相对定位。
上部翼板30在下部机翼壳体上的正确定位，保证了位于上部翼板30内
边缘上的加双翼弦116的垂直边缘120，与位于下部翼板32内边缘上的T
形翼弦100的垂直边缘104在垂直平面内对齐，并且也与前、后翼梁36和
34上的末端元件206的内部凸缘对齐。这四个凸缘的对齐保证了机体侧部翼
肋薄板106将放平抵靠在所有四个凸缘上，并且在安装时能可靠和永久地密
封。
通过使用类似于图12所示的夹具224的边缘夹具和类似物，将上部翼
板30夹持在适当的引导位置上。如图7所示，翼肋螺栓244插穿过上部翼
肋翼弦和纵梁90中的预钻孔。因为现在机翼壳体被上部翼板30封闭，所以
要通过下部翼板32上的开口258进入机翼壳体的内部。一种小的机械装置
经过每一翼肋之间的开口258慢慢伸入机翼壳体中，将翼肋螺栓244插入上
部翼肋翼弦和纵梁90中的对齐的孔中，并旋紧螺栓。在组装翼板时，当上
部翼板恰当地位于下部机翼壳体上时，在纵梁90位置上的精确控制使得能
预钻出翼肋螺栓孔，并且与纵梁90上的翼肋螺栓孔排成直线，从而消除了
从机翼壳体内侧钻出翼肋螺栓孔的需要，并且还能够在将翼肋和纵梁用翼肋
螺栓紧固在一起的位置，使用更小的翼肋和纵梁垫块。预钻翼肋螺栓孔的另
一个优点是，能够沿机翼上纵梁90的翼展方向使有时弯曲的翼肋中部精确
地定位。
现在，上部翼板30紧固在翼肋38上，并夹持在翼梁34和36上，机械
师通过使用手持式电动钻，从机翼壳体的内侧向上通过翼肋杆204顶部的剪
切拉紧凸缘206和机翼外壳，钻出临时导向孔。在从后面钻削的过程中，由
机床40产生的反作用力，防止了在钻削导向孔时，施加于钻具上的力的作
用下，上部翼板30从上部翼梁翼弦134上抬起。在导向孔中安装临时紧固
件，以将翼板30紧固靠在翼梁翼弦134上，同时钻出永久紧固件孔，使得
切屑和毛刺不会进入翼梁翼弦和上部翼板之间的交界面。通过控制翼肋翼弦
在翼肋薄板上的位置而精确地控制翼肋高度和轮廓，这就保证了翼肋和翼梁
翼弦的高度和轮廓相近，使翼板的纵梁90位于翼肋翼弦上，以及机翼蒙皮
平顺地位于翼梁翼弦上方，而不会产生任何需要垫片的不连续情况。
通过使用确定紧固件位置和尺寸的、源于数字机翼产品设计的数据，将
机床40校准到翼梁与翼板紧固件的位置。紧固件孔应该精确地垂直于机翼
蒙皮的表面，使得沉孔轴在紧固件的位置上也垂直于机翼蒙皮。插入紧固件
孔的锥形头紧固件将进入沉孔中，其头部与机翼蒙皮的表面平齐，所述紧固
件孔是在紧固件的位置上垂直于机翼蒙皮表面钻出的。位于不垂直的紧固件
孔中的紧固件将使紧固件锥形头部的一边突出沉孔，而另一边凹陷低于表
面。将紧固件以这种方式不正确地安装几乎是不能接受的。对头部进行刮削
可以去除突出的边缘，但是会使该头部侧面太窄。头部中凹陷的边缘仍然凹
陷，这就不能对机翼表面进行刮削或者砂磨处理。为了保证钻出的紧固件孔
垂直于机翼表面，可以使用自行垂直的钻头，如Gregory Clark于1997年1
月8日申请的、名称为“自行垂直钻头”(“Self-NormalizingDill Head”)
的美国专利申请08/785,821中所示。
机床40钻出并且锪钻紧固件孔并插入紧固件。用机翼壳体内侧的机械
装置安装螺母或者套环，在插入紧固件时，用电动工具旋紧紧固件。这些孔
在机翼蒙皮上钻出并经锪钻，并且这些孔穿过翼梁翼弦上的顶部凸缘延伸。
钻头上的压力边施加压力，帮助夹具和临时紧固件在机翼蒙皮和翼梁翼弦之
间的交界面处保持压力，并防止切屑和毛刺插入该交界面。该压力还帮助挤
压出任何过量的密封剂，所述密封剂会少量残留在切屑上，使得密封剂能够
在不堵塞切屑抽吸系统的情况下被抽走。可以在需要冷作的孔中安装临时紧
固件，直到密封剂硬化为止，在此之后，可以对孔进行冷作处理和铰削，并
安装永久紧固件。
如图14所示，使用数字产品设计数据向机床控制器发出剪切方向拉紧
垫248在上部机翼蒙皮下的位置信息，并通过用机床40从机翼蒙皮上方钻
出紧固件孔，将上部翼板30紧固在沿剪切方向拉紧的翼肋38′上。因为翼肋
具有柔性，所以希望机械师穿过在选定的剪切拉紧垫248上预钻的导向孔从
后面钻削导向孔，并安装导向平头紧固件，以使沿剪切方向拉紧的翼肋38′
克服沿翼展方向的弯曲而在其中部定位。然后，机床40检测平头紧固件的
导向头，并根据由导向头的位置确定的沿剪切方向拉紧的翼肋38′的实际位置
校准机床加工程序。机床40从上部机翼蒙皮上方钻出全尺寸紧固件孔并对
它锪钻，同时机翼壳体内侧的机械装置运行位于剪切拉紧垫248和机翼蒙皮
内表面之间的切屑梳刀。机床40插入紧固件，同时机翼壳体内侧的机械装
置使螺母或者套环就位，并用适当的电动工具将螺栓旋紧。
副翼铰链翼肋130安装到后部翼梁34上，用于支撑与后部翼梁相隔设
置的套管中的副翼铰链杆。对于副翼的平稳和安全操作来说，副翼铰链翼肋
末端的套管与平行于后部翼梁的单一轴线精确地对齐是很重要的。由于副翼
铰链翼肋130的长度，其位置有一点偏差，就会使铰链翼肋末端的铰链套管
的预计位置产生大的偏差。已经发现，即使在组装翼梁34时，最精确地安
装副翼铰链翼肋，在最后机翼壳体组装阶段产生的小偏差也足以造成铰链翼
肋末端产生不能接受的位移，使它们不再能轴向对齐。因此，在本发明的实
际应用中，安装铰链翼肋的步骤安排在当大多数的变形情况都结束时的装配
阶段。
另一个影响安装后的铰链翼肋130上的铰链套管位置精度的因素，是在
铰链套管的位置上、副翼铰链翼肋130的邻近端或安装端的位置的微小变
化。即使在翼梁薄板中和副翼铰链翼肋的邻近端非常精确地钻出坐标孔，在
相对表面的平整度方面的微小位置变化、铰链翼肋与其末端安装板之间的垂
直度变化，以及其它小的变化，也会明显地影响在将翼肋安装到后部翼梁之
后铰链套管的空间位置。
本发明为了避免所有这些问题，铰链翼肋130末端的铰链套管设置在其
极限位置，并且铰链翼肋安装到翼梁上与翼梁薄板相接触的位置。这样就简
单地避免了试图控制影响铰链套管位置的全部因素所碰到的困难。机床40
的控制器78控制机床40，将安装销262定位在由数字产品设计确定的后部
翼梁的后部，以定位铰链套管，如图18所示，所述安装销262由机床40夹
持。一个铰链翼肋末端的铰链套管滑动到安装销262上，精确地定位于由数
字产品设计确定的位置，并且铰链翼肋的邻近端安装到翼梁薄板上由铰链套
管的位置所确定的位置上。
如图8和8A所示，通过使用预钻在机身侧部薄板106和四个凸缘上的
坐标孔，机身侧部的薄板106位于加双翼弦116的垂直凸缘120和T形翼弦
100的垂直凸缘104，以及翼梁末端元件207的两侧凸缘上。安装临时紧固
件以将机身侧部薄板106夹持定位，同时穿过薄板和四个凸缘钻出全尺寸的
紧固件孔。再除去薄板106并对孔去毛刺，薄板的接触面涂有密封剂。该涂
覆的薄板再次置于凸缘上，并将紧固件插入孔中。机翼壳体内的机械装置在
紧固件上安装螺母或者套环，并用适当的电动工具旋紧它们。
该确定性装配方法不仅限于按平置机翼的水线在如图3所示的水平位置
或者放下的位置装配主要元件。其它装配方向可以是以翼梁为基础的垂直位
置或者“在边缘上”(“on-edge”)的方向，即机翼水线如图19那样垂直，
并使用后部翼梁作为基础元件，在其上进行组装。后部翼梁支撑在带处于水
平位置的翼梁薄板的翼梁支撑结构264上，该实施例采用后部翼梁34′作为基
础组件，翼肋和机翼蒙皮安装在该组件上。当进行组装工作时，翼梁支撑结
构264将后部翼梁精确地保持在其理论形状。利用将与翼肋杆204共有的翼
肋上的坐标孔对齐，使翼肋38定位于后部翼梁34′上。安装临时支撑件以稳
定翼肋38，直到它们安装到前翼肋36′上为止。还提供有一系列夹具266，
以便使前翼梁36′保持在相对于后部翼梁34′的理论水线位置。夹具266可将
前翼梁36′上下调整，因为翼肋坐标孔之间的距离决定了前后翼梁之间的弦向
距离，这一点如同图1所示实施例那样。当安装好所有的紧固件并将翼肋紧
固在翼梁上后，可除去临时翼肋支撑件。
通过在翼板内端的坐标孔中插入对准销，上部翼板定位抵靠在内部机翼
构件上，并精确地定位。该坐标孔与后部翼梁34′内端共用。后部翼梁中的外
部和中间第二导向孔提供了附加的定位，但是允许在翼展方向具有一些偏
差，例如，在一个部件上可以使用不同的不足尺寸的孔或一条槽。设计不同
翼板夹具来支撑翼板重量，因为穿过坐标孔的对准销一般不会设计成支撑大
负载的形式。由于翼板夹具并不是翼板定位用的基础结构，所以提供有诸如
独立千斤顶或类似物等的调整机构，以便于将翼板和翼梁上的坐标孔对齐。
在翼板克服翼肋和前翼梁作用而被束紧或被拉紧后，在机翼蒙皮、翼梁
和翼肋上相配钻出全尺寸的紧固件孔。机翼的形状是由翼肋的形状和位置决
定的。通过从后翼梁开始，利用逐个安装紧固件来绕翼肋包裹机翼蒙皮，直
到机翼蒙皮碰到前翼梁为止，这样使机翼蒙皮与翼肋一致。不需要在前翼梁
和机翼蒙皮的前缘有共用的坐标孔，并且这种机翼的设计使得在固定的前缘
和机翼蒙皮之间花费较少。
在钻出紧固件孔之后，翼板从翼肋上分离，并对翼梁进行去毛刺、清理、
接触面密封和再次定位到翼肋和翼梁上。再象前述方式一样安装并压紧紧固
件。利用数控轨迹钻床、机床或者类似装置，在蒙皮上钻出与翼梁共用的孔，
从而不必使用通常需要在传统的机翼制造设备中使用的钻孔模板。象上部蒙
皮一样，将下部蒙皮定位并引导至后部翼梁上。通过使用以销定位于蒙皮上
的关键坐标孔中的轻质工具，来使发动机舱、起落架、襟翼导轨和其它主要
元件定位。
图20表示了以翼梁为基础的水平装配技术。该技术能够接近机翼的顶
侧和底侧，并使在机翼两侧同时操作成为可能，从而加快物流量，提高了生
产率。
安装前后翼梁34和36，并将它们支撑在装有固定向上的支柱275的翼
梁支撑件270和274上，翼梁支撑件270和272在支柱275中的线性轴承或
导轨中横向滑动，以安放不同型号飞机的不同尺寸的机翼。这种横向自由移
动，使得翼梁能自身调整到由内部翼粱翼肋端部钻的坐标孔所决定的、翼梁
之间的横向间隙。
在支柱275顶部支承的刚性纵梁279上，安装有两个横向间隔的导轨
277。还安装有上部龙门架280，用于在控制器78的控制下由往复电机282
带动在导轨277上纵向移动。安装在导轨288上的横向移动板286，借助于
滚珠螺母290与滚珠丝杠的啮合而驱动，导轨288固定于龙门架280上。滚
珠丝杠292在控制器78的控制下由安装在板286后面的伺服电机驱动。垂
直臂295安装在线性轴承上，并由驱动电机驱动，该电机具有一个肘节297，
它能倾斜到所需角度并能绕臂295的垂直轴线转动。该肘节带有夹持器，用
于容纳端部操纵器的机械和电力连接装置，使得臂295能够将端部操纵器定
位于所需的位置，用于钻孔、对孔测量和修整以及插入紧固件。
下部龙门架300安装在导轨302上以便纵向移动，导轨302安装在邻近
支柱275的内侧边缘的台阶304上。龙门架300具有一臂308，该臂象臂295
那样安装，除了其工作端位于顶端而不是象龙门架280的臂295那样位于底
端以外，在其它方面，龙门架280和300基本上相同。
在工作时，翼梁34和36定位于翼梁支撑件272上，翼肋被导向至翼梁
上的翼肋杆，并借助临时紧固件穿过对应孔紧固于其上。使用上部和下部龙
门架钻出紧固件孔，再将翼肋除去并去毛刺，向与翼肋杆共用的接触面施加
密封剂。这些翼肋再次定位，并且由龙门架280和300上的端部操纵器插入
紧固件，由跟随在龙门架后面的工人将紧固件紧固。
当所有的翼肋都安装好后，下部龙门架300移动到停止位置，其一端纵
向移出机翼位置，下部翼板32由起重机传送到支撑于同一轨道302的葛尔
尼(gurney)上，并移动到在葛尔尼上的内部翼梁翼肋38和翼梁34与36的下
方位置。用一系列垂直伸缩的支撑件，将下部翼板32提升到翼梁34和36
与内部翼梁翼肋38的下表面，且通过将翼板32和翼梁34和36上的预钻的
坐标孔对齐而将翼板32导向至翼梁。用条带环绕每一翼肋而将翼板临时定
位，然后收缩垂直伸缩的支撑件，清除了下部龙门架300移入的路径，并开
始钻削用于将翼板32安装到翼梁和翼肋上的紧固件孔。上部龙门架臂295
可定位于臂308的对面，从而提供反作用的夹持力，以防止当钻头断裂穿过
翼板时，在臂308的末端操纵器中钻孔时的进给力，从翼板32上抬起翼肋
或者翼梁翼弦凸缘，这可能使层间的毛刺进入表面之间。由于不需要经常去
毛刺步骤，所以当翼板32第一次定位时，可以施加密封剂。
当下部翼板32安装之后，上部龙门架280移动到比机翼位置远的停止
位置，上部翼板30由桥式起重机直接传送到翼梁和翼肋上的预定位置。通
过龙门架臂295支撑的端部操纵器，在翼板上预钻的坐标孔和在翼梁34和
36上钻出的坐标孔对齐，使上部翼板30导向至其正确位置。在对齐的坐标
孔中的导向销将翼板锁定在适当位置，然后龙门架臂295移动到由加工程序
68指定的位置，以便钻出紧固件孔。根据翼梁翼弦凸缘和翼肋翼弦凸缘的刚
度，和如进给力等的钻削参数，可能需要将翼板30提升足够高度，以打开
通到翼板30的下侧和翼梁与翼肋翼弦顶侧的用于去毛刺操作的通道，来去
除紧固件孔的毛刺。再施加密封剂并将翼板重新定位，如上所述那样插入和
固定紧固件。
翼梁和翼板的端部修整，可以用由臂295和308夹持的端部操纵器中的
镂铣刀具进行。上述其它元件的坐标孔从设备上移去元件后由连接的龙门架
端部操纵器钻出。可由龙门架端部操纵器用正确间隔夹持的销子安装副翼铰
链翼肋。
还打算将图20所示的两个支撑夹具端部对端部地定位，使得在组装机
翼时龙门定位器/机床能够位于一端加工，同时工人位于另一端来移去组装好
的机翼，并布置为组装另一个机翼所用的零件。
如上所述，本发明公开了这样一种系统，它用于在高精度和可重复性条
件下将机翼组件组装成一个完整的机翼。在本发明所公开实施的确定性装配
方法中，利用了具体部件和组件的关键特征之间的空间关系，如同在数字设
计中所确定的和由数控工具使用源于工程机构的原始部件设计数据，将坐标
孔和其它坐标特征设置到部件和组件上为代表的空间关系，以控制组件中的
具体部件的相对位置和组件之间的相对关系，使得部件和组件能够自行定
位。该方法消除了数十年来在飞行器构架工业中传统的常设工艺装备的需
要，并且可以第一次组装大型、沉重、柔性和半柔性的机械结构，所述结构
的轮廓和结构中的相对尺寸由部件自身而不是工具决定。
以这种不需依靠固定工具的方式，可以调节由制造工艺、比如由压配紧
固件和冷加工所产生的变形的情况下组装机翼，因此在制造过程中，在由前
面加工步骤产生了影响关键特征在机翼上的位置或方位变形之后，在机翼上
以工程设计所确定的精确位置安排关键特征。现在，工厂能够在CNC机床
的实际范围内，制造工程数据所提供的任何形状和尺寸的机翼，并且比用固
定工具制造得更快和更精确。组装和维护普通的机翼元件和机翼主工具的费
用，以及用于这种固定工具的工厂场地空间，不再需要折旧和折算到飞机价
格中，而且还能够制造满足特定顾客的特殊需要的机翼。
很明显，在本发明公开的内容中，本领域的技术人员能够对本发明所公
开的系统做出多种改进和变化。因此，应该清楚地理解到，这些改进和变形
及其等效形式都处于下述权利要求所确定的本发明的实质和范围内。