DE60320025T2

DE60320025T2 - Werkzeug und verfahren zum herstellen eines flugzeugteils

Info

Publication number: DE60320025T2
Application number: DE60320025T
Authority: DE
Inventors: Andrew Broughton LEVERS
Original assignee: Airbus UK Ltd
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2002-12-18
Filing date: 2003-12-15
Publication date: 2009-06-18
Anticipated expiration: 2023-12-16
Also published as: CA2510160C; US8303729B2; GB0229435D0; EP1581357B1; AU2003290264A1; DE60320025D1; EP1581357A1; US20070120013A1; CA2510160A1; WO2004054735A1

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente und insbesondere, aber nicht ausschließlich auf das Kriechumformen einer metallischen Luftfahrzeugkomponente, so dass sie eine komplexe Form annimmt. Eine Vorrichtung mit den in dem Oberbegriff von Anspruch 1 erwähnten Merkmalen ist aus US-A-6053026 bekannt.
Abschnitte der metallenen Flügelaußenhaut eines Luftfahrzeugs können mit einem Kriechumformungsvorgang hergestellt werden, wobei ein Abschnitt aus flachem Blechmaterial dazu gebracht wird, die komplexe Zielform eines gegebenen Abschnitts der Flügelaußenhaut anzunehmen. Bei einem solchen Vorgang wird die Flügelaußenhautkomponente, die von im Allgemeinen flacher Gestalt ist, über eine gegebene Zeitdauer (im Allgemeinen mehrere Stunden) gegen eine Umformungsoberfläche eines Kriechumformungswerkzeugs gepresst. Infolgedessen wird die Komponente einem Kriechen unterzogen und härtet mittels Aushärtung. Wenn sie von dem Kriechumformungswerkzeug gelöst wird, federt die Komponentenaußenhaut in eine Form zurück, die von der komplexen Form der Umformungsoberfläche abhängt. Die Umformungsoberfläche ist so geformt, dass die Komponente nach der Rückfederung eine Form annimmt, die im Wesentlichen die gleiche ist wie die Zielform. Es ist extrem schwierig, die Form der Umformungsoberfläche des Matrizenwerkzeugs, die erforderlich ist, um eine gegebene Zielform der Komponente zu erhalten, vorherzusagen. Sobald die angemessene Form jedoch gefunden worden ist, können Komponenten danach innerhalb einer gegebenen Toleranz zuverlässig zu der Zielform hergestellt werden. Wenn es sich auch als schwierig erweisen kann, die beste Form für die geformte Oberfläche des Umformungswerkzeugs zu finden, ermöglicht das Umformen von Komponenten auf diese Weise außerdem die Produktion von Komponenten, die sowohl gute physikalische Eigenschaften als auch die gewünschte Form aufweisen. Des Weiteren ist das derartige Kriechumformen von Komponenten ein relativ effizientes Verfahren der Herstellung von Luftfahrzeugkomponenten, da die Komponente in einem Vorgang gehärtet und geformt wird. Auf diese Weise hat das Kriechumformen von Komponenten seine wesentlichen Vorteile, trotz der Nachteile, die mit dem anfänglichen Aufsetzen des Vorgangs für eine gegebene Komponente und insbesondere mit dem Identifizieren einer Idealform (oder akzeptablen Form) der geformten Umformungsoberfläche des Werkzeugs verbunden sind.
Das Dokument US-A-6053026 offenbart eine Vorrichtung zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente, wobei die Komponente gegen eine neu konfigurierbare geformte Oberfläche gepresst wird und von einem biegsamen Zwischenelement, das sich der Form der Matrize anpasst, gestützt wird.
Die vorliegende Erfindung zielt darauf ab, eine verbesserte Vorrichtung und/oder ein verbessertes Verfahren zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente bereitzustellen.
Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung wird eine Vorrichtung zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente bereitgestellt, wobei die Vorrichtung eine geformte Oberfläche umfasst, die so angeordnet ist, dass eine Luftfahrzeugkomponente auf eine Weise gegen die geformte Oberfläche gepresst werden kann, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert, wobei die Vorrichtung des Weiteren ein Zwischenelement umfasst, das die Komponente im Einsatz aufnimmt und stützt, das zwischen der geformten Oberfläche und der Komponente positioniert ist und das sich zu einer Form verformt, die von der Form der geformten Oberfläche abhängt, dadurch gekennzeichnet, dass die geformte Oberfläche durch eine offene Struktur definiert wird, wobei die offene Struktur Bauteile umfasst, die durch Lücken getrennt sind, wobei die Form, zu der die Komponente modifiziert werden kann, von der Form abhängt, die durch die imaginäre glatte Oberfläche, welche die Bauteile einhüllt und die Lücken überbrückt, definiert wird, wobei das Zwischenelement ausreichend steif ist, so dass sich das Zwischenelement im Einsatz, während des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche, im Wesentlichen zu der Form der imaginären glatten Oberfläche verformt, aber in Bereichen des Zwischenelements, die die Lücken überbrücken, im Wesentlichen keine lokale Verformung erleidet.
Die Anordnung der geformten Oberfläche auf eine solche Weise, dass ihre Form justierbar ist, ermöglicht das Bauen der Vorrichtung, ohne dass es notwendig ist, sehr zuversichtlich zu sein, dass die geformte Oberfläche eine solche Form aufweist, dass sie zum Produzieren von Komponenten mit der Zielform verwendet werden kann, da die Form der geformten Oberfläche leicht justiert werden kann, falls es sich ergibt, dass die geformte Oberfläche keine Komponente mit der richtigen Form oder Zielform (oder mit einer Form, die sich nur innerhalb akzeptabler Toleranzen unterscheidet) produzieren kann.
Die justierbare Vorrichtung der vorliegenden Erfindung ist besonders vorteilhaft im Vergleich zu einem Kriechumformungswerkzeug des Stands der Technik mit einer Umformungsoberfläche, die eine feste Form aufweist. Ein Beispiel eines derartigen Kriechumformungswerkzeugs des Stands der Technik ist in den 1a und 1b veranschaulicht, die schematisch eine typische Konstruktion eines Kriechumformungswerkzeugs 101 zeigen, sowohl vor dem Betrieb (1a) als auch während des Kriechumformens einer Komponente 104 (1b). Das Werkzeug 101 umfasst eine im Wesentlichen massive Basis 102, auf der eine Umformungsoberfläche 103 in der Gestalt eines geformten Blechs aus Stahl, das über im Wesentlichen seine gesamte Oberfläche von der Basis 102 gestützt wird, permanent (durch Schweißen) fixiert ist. Die Form der Umformungsoberfläche 103 wird vor der Herstellung des Werkzeugs 101 berechnet. Allerdings sind die mathematischen Modelle, die auf dem Stand der Technik verfügbar sind, nicht zuverlässig und es passiert häufig, dass die Form der Umformungsoberfläche 103 des Werkzeugs 101 mindestens in gewissen Bereichen falsch ist. In einem solchen Fall muss das Werkzeug 101 danach möglicherweise wesentlich modifiziert werden, um die Form der Umformungsoberfläche 103 zu berichtigen. Zudem erfordert die Notwendigkeit, die Form der Umformungsoberfläche 103 in einem Bereich zu verändern, in vielen Fällen eine Veränderung der Position oder Form eines anderen Bereichs der Oberfläche 103 und eine wesentliche Modifizierung der Struktur des Werkzeugs 101. Das Erlangen der richtigen Form der Umformungsoberfläche 103 des Werkzeugs 101 kann mehr als eine Runde von Modifizierungen an dem Werkzeug 101 und an der Form der Umformungsoberfläche 103 erfordern. Auf diese Weise kann, wenn die feste Umformungsoberfläche 103 eines derartigen Kriechumformungswerkzeugs 101 falsch geformt ist, die Änderung der Form extrem zeitaufwändig und arbeitsintensiv sein. Sobald die richtige Form der Umformungsoberfläche 103 einmal erlangt ist, muss die Form jedoch nie wieder verändert werden, es sei denn selbstverständlich, dass sich die Anfangs- oder Endbedingungen verändern (zum Beispiel wenn sich die Zusammensetzung der Komponente 104 verändert, oder wenn sich die Zielform der Komponente 104 verändert).
Wie oben erwähnt, ist das in den 1a und 1b gezeigte Werkzeug des Stands der Technik unflexibel und außerdem teuer und schwierig zu modifizieren. Die Umformungsoberfläche 103 des Werkzeugs 101 des veranschaulichten Stands der Technik muss die Komponente 104 sowohl stützen, während sie gezwungen wird, sich einer bestimmten Form anzupassen, als auch außerdem die Form, der sich anzupassen die Komponente 104 gezwungen wird, definieren. Gemäß diesem zweiten Aspekt der Erfindung und im Gegensatz zu dem Obengenannten wird die Funktion des Stützens der Komponente, während sie gezwungen wird, sich einer besonderen Form anzupassen, vorteilhafterweise von dem Zwischenelement erfüllt, während die Funktion des Definierens der Form, an die sich anzupassen die Komponente gezwungen wird, vorteilhafterweise nicht von dem Zwischenelement, sondern von der geformten Oberfläche der Vorrichtung erfüllt wird. Die geformte Oberfläche der Vorrichtung muss daher nicht über die ganze Oberfläche, die am dichtesten an der Komponente liegt, vollständig massiv sein, im Gegensatz zu der Konstruktion des Werkzeugs 101 des Stands der Technik, die in den 1a und 1b veranschaulicht ist. In der Lage zu sein, eine geformte Oberfläche aufzuweisen, die eine nichtmassive Struktur aufweist, kann es der geformten Oberfläche ermöglichen, gewisse vorteilhafte Merkmale zu haben, wie nachstehend ausführlicher erläutert wird. Zudem beseitigt das Bereitstellen eines flexiblen Zwischenelements die Notwendigkeit, die komplexe Form einer massiven Stütz- und Umformungsoberfläche maschinell zu fertigen, wie es der Stand der Technik erfordert.
Das Zwischenelement ist vorzugsweise einfach zu konstruieren. Das Zwischenelement kann im Allgemeinen in der Form blechartig sein. Das Zwischenelement kann über den Großteil seiner Fläche eine konstante Dicke aufweisen. Das Zwischenelement kann vor der Verwendung der Vorrichtung im Wesentlichen flach sein. Das Zwischenelement kann aus einer Vielzahl von separaten Teilen gefertigt sein. Die Teile können von der gleichen Größe sein (innerhalb eines Faktors 2). Die Teile können miteinander verknüpft sein. Es wird jedoch bevorzugt, dass die Teile nicht miteinander verknüpft sind (und vorzugsweise nicht speziell zum Verknüpfen konfiguriert sind), sondern stattdessen im Einsatz relativ zueinander in Position platziert werden können. Während der Verwendung können die relativen Positionen der Teile im Wesentlichen mit anderen Mitteln als durch das direkte Verknüpfen der Teile gewahrt werden.
Das Zwischenelement ist vorzugsweise wiederverwendbar. Das Zwischenelement ist vorzugsweise in der Lage, sich wiederholt zu im Wesentlichen der gleichen Form zu verformen, wobei diese Form von der Form der geformten Oberfläche abhängt.
Die offene Struktur kann zum Beispiel dahingehend offen sein, dass die imaginäre Oberfläche, die die Struktur in dem Bereich der geformten Oberfläche glatt einhüllt, Öffnungen, Löcher, Lücken oder dergleichen in der geformten Oberfläche überbrückt. Die Form, zu der die Komponente modifiziert werden kann, hängt von der Form ab, die von der imaginären glatten Oberfläche, welche die Bauteile einhüllt und die Lücken überbrückt, definiert wird.
Das Zwischenelement ist vorteilhafterweise angeordnet, um sich innerhalb zuvor definierter Grenzen ungehindert über die geformte Oberfläche bewegen zu können. Zuzulassen, dass sich das Zwischenelement so ungehindert bewegen kann, bedeutet, dass kein Bedarf an Lokalisierungsbauteilen besteht, um das Zwischenelement in fester Position zu fixieren, und vereinfacht daher die Konstruktion und den Betrieb der Vorrichtung.
Die Vorrichtung kann so angeordnet werden, dass sich die Luftfahrzeugkomponente in Richtungen, die im Wesentlichen parallel zu der geformten Oberfläche sind, ungehindert bewegen kann. Die Vorrichtung ist vorzugsweise so angeordnet, dass die Luftfahrzeugkomponente im Einsatz daran gehindert wird, sich über zuvor definierte Grenzen hinaus zu bewegen.
Zuzulassen, dass sich die Luftfahrzeugkomponente so ungehindert bewegen kann, bedeutet, dass kein Bedarf an Lokalisierungsbauteilen besteht, um die Luftfahrzeugkomponente in fester Position zu fixieren, und vereinfacht daher die Konstruktion und den Betrieb der Vorrichtung. Das Fixieren der Position von mehr als einem Punkt der Komponente kann innerhalb der Komponente auch interne Spannungen erzeugen, wenn die Komponente gezwungen wird, sich der Form der geformten Oberfläche anzupassen. Die Komponente kann selbstverständlich an einem einzigen Punkt relativ zu der Vorrichtung fixiert werden. Die Bewegungsfreiheit des Zwischenelements und/oder der Komponente kann in der Entfernung beschränkt sein, wobei die Entfernung im Vergleich zu der maximalen Abmessung der Komponente relativ kurz ist. Zum Beispiel kann die Entfernung weniger als 1 cm betragen und befindet sich vorzugsweise in der Ordnung von ein paar Millimetern. Eine derartige Entfernung ist sehr gering im Vergleich zu der möglichen Größe einer Komponente, die zum Beispiel eine Länge von mehr als 10 m oder sogar 30 m aufweisen kann.
Die zuvor definierten Grenzen, die oben erwähnt werden, können durch mindestens ein Anschlagstück definiert werden. Das mindestens eine Anschlagstück kann in der Gestalt eines erhabenen Bauteils vorliegen. Es kann eine Vielzahl von Anschlagstücken geben. In dem Fall, in dem die Vorrichtung eine Basis umfasst, kann das oder jedes Anschlagstück an der Basis fixiert sein und sich an der geformten Oberfläche vorbei von der Basis erstrecken.
Die Vorrichtung umfasst vorteilhafterweise eine Basis, die der geformten Oberfläche eine strukturelle Stütze bereitstellt. Die Vorrichtung umfasst vorzugsweise eine Basis, die eine Vielzahl von Basismodulen beinhaltet. Die Basismodule sind während des Betriebs der Vorrichtung, um die Form der Luftfahrzeugkomponente zu modifizieren, vorzugsweise relativ zueinander in Position fixiert. Die Position eines Basismoduls relativ zu einem anderen Basismodul kann vorteilhafterweise justiert werden. Die Basismodule können so angeordnet sein, dass die Position nur mit einem Freiheitsgrad justiert werden kann. Die Vorrichtung ist vorteilhafterweise so angeordnet, dass ein benachbartes Paar von Basismodulen relativ zueinander schwenkbar beweglich sind. Die Anordnung der Basismodule, so dass sie zueinander justiert werden können, ermöglicht es, die globale Form der geformten Oberfläche zu ändern, ohne die Struktur der geformten Oberfläche ändern zu müssen, oder zumindest ohne die Struktur der geformten Oberfläche signifikant ändern zu müssen. Während es bevorzugt wird, dass die Form der geformten Oberfläche während des Betriebs der Vorrichtung, um die Form der Luftfahrzeugkomponente zu modifizieren, fixiert ist, könnte die Vorrichtung so angeordnet werden, dass sich die Form der geformten Oberfläche während des Betriebs verändert. Zum Beispiel könnten die Basismodule während des Betriebs der Vorrichtung, um die Form der Luftfahrzeugkomponente zu modifizieren, bewegt werden.
Es kann nur zwei oder drei Basismodule geben, und es kann so viele wie zehn oder mehr Module geben. Vorzugsweise gibt es eine Vielheit von Basismodulen. Bei der nachfolgend beschriebenen Ausführungsform gibt es vier Basismodule. Die Vorrichtung ist vorteilhafterweise so angeordnet, dass die Basismodule in einer einzigen Reihe angeordnet sind.
Wie oben erwähnt, beinhaltet die geformte Oberfläche eine offene Struktur. Zum Beispiel kann die offene Struktur eine Vielheit von Bauteilen, die im Abstand voneinander angeordnet sind, beinhalten. Die Form, zu der die Komponente modifiziert werden kann, kann von der Form abhängen, die durch eine imaginäre Oberfläche definiert wird, welche die Bauteile einhüllt. Auf diese Weise kann die Vorrichtung vorteilhafterweise so konfiguriert sein, dass, wenn die Form der geformten Oberfläche justiert werden muss, es lediglich notwendig ist, nur die Formen einer kleinen Anzahl an Bauteilen im Vergleich zu der Gesamtzahl der Bauteile zu justieren oder zu ändern.
Die geformte Oberfläche wird vorteilhafterweise durch eine Vielheit von separaten Bauteilen definiert. Die Bauteile sind vorzugsweise in Gruppen angeordnet, wobei jede Gruppe eine Vielzahl von Bauteilen beinhaltet. Die Bauteile in jeder Gruppe sind vorzugsweise relativ zueinander in fester Beziehung montiert. Die Bauteile sind vorzugsweise mit Abstand voneinander angeordnet. Die Bauteile können jedes eine Gestalt aufweisen, die ein Kennzeichen der Form aufweist, das im Wesentlichen das gleiche für jedes Bauteil ist (zum Beispiel, um die Herstellung der Bauteile zu erleichtern). Jedes Bauteil kann zum Beispiel die gleiche Dicke, die gleiche Querschnittsform aufweisen oder einige andere Kennzeichen der Form teilen. Die Bauteile liegen vorzugsweise in der Gestalt von Rippen vor. Jede Rippe kann zum Beispiel die gleiche allgemeine Dicke aufweisen. Die Rippen können eine ähnliche Funktion und somit Konstruktion haben wie die Rippen in einem Luftfahrzeugflügel.
Der Abstand zwischen aufeinander folgenden Bauteilen kann zweckmäßigerweise der gleiche sein. Die Vorrichtung kann jedoch auch so angeordnet sein, dass sich der Abstand zwischen aufeinander folgenden Bauteilen an unterschiedlichen Bereichen der Vorrichtung unterscheidet. Es ist möglicherweise notwendig, dass es in gewissen Bereichen mehr Bauteile pro Einheit Länge gibt. Wenn der Teil jedes Bauteils, der die Form der geformten Oberfläche definiert, im Wesentlichen die gleiche Einheit Fläche (oder die gleiche Breite in der Richtung aufeinander folgender Bauteile, zum Beispiel in dem Fall, in dem die Bauteile in der Gestalt von Rippen vorliegen), aufweist, kann es Bereiche der geformten Oberfläche geben, die eine Form aufweisen, welche stark variiert, die mehr Bauteile pro Einheit Fläche/Länge erfordern als Bereiche, in denen die Form nicht so stark variiert.
Die Bauteile sind vorteilhafterweise entfernbar auf der Vorrichtung montiert. Somit kann die Form der geformten Oberfläche leicht justiert werden, indem ein oder mehrere Bauteile entfernt und durch ein oder mehrere Bauteile einer anderen Form ersetzt werden.
Die Bauteile können mittels eines Abschnitts des Bauteils, der mit einem entsprechende Abschnitt der Vorrichtung in Eingriff kommt, auf der Vorrichtung in Position fixiert werden. Die Abschnitte und die entsprechenden Abschnitte sind vorzugsweise so geformt, dass sie die Bewegung der Bauteile von der Vorrichtung weg nicht einschränken. Zum Beispiel können die Bauteile in der Lage sein, in die Vorrichtung eingesteckt zu werden, indem der Abschnitt des Bauteils zu dem entsprechenden Abschnitt der Vorrichtung auf geeignete Weise ausgerichtet und dann bewirkt wird, dass der eine in den anderen eingesetzt wird.
Vorzugsweise ändert sich die Form der geformten Oberfläche von einem Betrieb der Vorrichtung zum nächsten nicht signifikant. Die geformte Oberfläche ist vorzugsweise unnachgiebig. Die geformte Oberfläche ist vorzugsweise so konfiguriert, dass die geformte Oberfläche während der Verwendung der Vorrichtung im Wesentlichen keiner Verformung unterzogen wird.
Die geformte Oberfläche weist vorzugsweise einen Flächeninhalt von mehr als 1 m² auf, und besser von mehr als 5 m². Die Erfindung findet besondere Anwendung, wenn die geformte Oberfläche eine Fläche von mehr als 10 m² aufweist. Bei der nachfolgend beschriebenen Ausführungsform ist der Flächeninhalt größer als 25 m².
Die geformte Oberfläche ist vorzugsweise so angeordnet und konfiguriert, um die Form von Komponenten zu modifizieren, wobei die Oberfläche der Komponente, die gegen die geformte Oberfläche gepresst wird, im Allgemeinen von glatter Form ist, sowohl bevor als auch nachdem ihre Form modifiziert wurde.
Die Komponente kann während der Verwendung der Vorrichtung durch jedes geeignete Mittel gegen die geformte Oberfläche gepresst werden. Es könnte zum Beispiel eine mechanische Klemmkraft genutzt werden. Vorzugsweise ist die Vorrichtung jedoch so angeordnet, dass die Komponente im Einsatz mittels eines Luftdruckunterschieds gegen die geformte Oberfläche gepresst wird. Vorzugsweise wird der Luftdruckunterschied mindestens teilweise durch Sog bereitgestellt. Die Vorrichtung kann zum Beispiel eine Einsackvorrichtung umfassen, über die der Sog bereitgestellt werden kann. Verschiedene wichtige Merkmale der vorliegenden Erfindung betreffen die Bereitstellung und Anordnung einer derartigen Einsackvorrichtung.
Die Vorrichtung ist vorzugsweise so angeordnet, dass die Komponente im Einsatz mittels eines Luftdruckunterschieds, der mindestens teilweise von dem Sog über eine Einsackvorrichtung bereitgestellt wird, gegen die geformte Oberfläche gepresst wird.
Die Einsackvorrichtung beinhaltet zum Beispiel einen Sack und eine Quelle von Sog. Die Vorrichtung ist vorzugsweise so angeordnet, dass die Einsackvorrichtung im Einsatz sowohl die Luftfahrzeugkomponente als auch mindestens einen Abschnitt der Vorrichtung auf der der Luftfahrzeugkomponente gegenüberliegenden Seite der geformten Oberfläche einschließen muss.
Die Vorrichtung kann eine Basis umfassen, die die geformte Oberfläche stützt. In einem solchen Fall ist die Vorrichtung vorteilhafterweise so angeordnet, dass die Einsackvorrichtung im Einsatz mindestens teilweise abdichtend an der Basis angebracht sein muss. Die Einsackvorrichtung kann im Einsatz mittels einer Endlosdichtung abdichtend an der Basis angebracht sein. Die Einsackvorrichtung kann im Einsatz im Wesentlichen den ganzen Teil der Vorrichtung, der die Form der geformten Oberfläche definiert, einschließen, wobei der Teil zwischen der geformten Oberfläche und der Basis positioniert ist. Eine Einsackvorrichtung aufzuweisen, die auf eine der unmittelbar zuvor beschriebenen Weisen angeordnet ist, ermöglicht, dass die Struktur zwischen der Basis der Vorrichtung und der geformten Oberfläche der Vorrichtung eine offene Struktur ist und/oder eine Struktur, in der es Lücken gibt, was es wiederum ermöglicht, einen Teil der Vorrichtung so zu konstruieren, dass vorteilhafte Merkmale bereitgestellt werden, die anderweitig möglicherweise nicht machbar sind. Es sei zum Beispiel die Vorrichtung des Stands der Technik betrachtet, die in 1a und 1b veranschaulicht ist. Ein Sack 105 ist an dem Werkzeug 101 sehr nah an oder auf der oberen geformten Oberfläche 103 des Werkzeugs 101 angebracht. Damit Luft aus dem Bereich zwischen dem Sack 105 und der geformten Oberfläche 103 gezogen werden kann, muss die geformte Oberfläche 103 vollständig luftundurchlässig sein. In der Praxis ist die geformte Oberfläche 103 im Allgemeinen aus einem massiven Blech von Werkzeugmetall gebildet, das an der Basis 102 fixiert ist.
Mindestens der Sack der Einsackvorrichtung der vorliegenden Erfindung ist vorzugsweise wiederverwendbar. Eine wiederverwendbare Einsackvorrichtung aufzuweisen kann besonders vorteilhaft sein, wenn das Volumen, das der Sack einschließen muss, signifikant größer als das Volumen der Luftfahrzeugkomponente ist. Der Sog wird vorzugsweise von einer Vakuumpumpe bereitgestellt.
Die Erfindung ist von besonderem Vorteil, wenn die Vorrichtung in der Gestalt eines Kriechumformungswerkzeugs vorliegt und/oder wenn die Vorrichtung so angeordnet ist, dass sie zum Modifizieren der Form von metallischen Komponenten geeignet ist. Die Erfindung kann selbstverständlich auch Anwendung als eine Vorrichtung finden, die die Form einer Komponente auf eine andere Weise modifiziert, oder als eine Vorrichtung zum Umformen von nichtmetallischen Komponenten. Zum Beispiel könnte die Vorrichtung in Beziehung auf das Umformen von Komponenten aus Verbundmaterialien Anwendung finden, zum Beispiel dort, wo die Komponente aus einer Vielheit von Faserschichten in einer Harzmatrix gebildet ist.
Die Erfindung stellt gemäß einem weiteren Aspekt auch ein Verfahren zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente unter Verwendung der Vorrichtung der Erfindung bereit, wobei das Verfahren die Schritte des Bereitstellens einer geformten Oberfläche, die von einer Stützstruktur gestützt wird, des Pressens einer Luftfahrzeugkomponente mittels eines Luftdruckunterschieds gegen die geformte Oberfläche auf eine Weise, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert, und des Entfernens der Luftfahrzeugkomponente umfasst, wobei der Luftdruckunterschied mindestens teilweise durch Sog über einen Sack einer Einsackvorrichtung bereitgestellt wird, wobei der Sack sowohl die Luftfahrzeugkomponente als auch mindestens einen Abschnitt der Stützstruktur auf der der Luftfahrzeugkomponente gegenüberliegenden Seite der geformten Oberfläche einschließt.
Das Verfahren kann des Weiteren die Schritte des Beobachtens der modifizierten Form der Luftfahrzeugkomponente und des Vergleichens der so beobachteten modifizierten Form mit einer Idealform umfassen. Wenn die modifizierte Form der Luftfahrzeugkomponente mit der Idealform identisch ist, oder für praktische Zwecke ausreichend dicht an der Idealform liegt, muss die geformte Oberfläche nicht justiert werden. Wenn die modifizierte Form der Luftfahrzeugkomponente nicht ausreichend dicht an der Idealform liegt, muss die geformte Oberfläche möglicherweise justiert werden. Das Verfahren kann des Weiteren den Schritt des Justierens der Form der geformten Oberfläche umfassen, um den Unterschied zwischen der beobachteten modifizierten Form der Luftfahrzeugkomponente und der Idealform auszugleichen.
Das Verfahren kann einen Schritt des Pressens einer weiteren Luftfahrzeugkomponente gegen die justierte geformte Oberfläche auf eine Weise, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert, und dann des Entfernens der weiteren Luftfahrzeugkomponente umfassen. Das Verfahren kann auch einen Schritt des anschließenden Beobachtens der modifizierten Form der weiteren Luftfahrzeugkomponente und des Vergleichens der so beobachteten modifizierten Form mit der Idealform umfassen. Selbstverständlich ist es möglich, dass die beobachtete Form immer noch nicht dicht genug an der Zielform liegt, und die geformte Oberfläche muss möglicherweise mehr als einmal justiert werden, um zu ermöglichen, dass die geformte Oberfläche Komponenten mit der Zielform produziert.
Die folgenden Schritte werden vorzugsweise so viele Male durchgeführt wie nötig, bis die Unterschiede zwischen der beobachteten modifizierten Form der Luftfahrzeugkomponente und der Idealform innerhalb zuvor festgelegter akzeptabler Toleranzen liegen:
Justieren der Form der geformten Oberfläche, um die Unterschiede zwischen der beobachteten modifizierten Form der Luftfahrzeugkomponente und der Idealform auszugleichen, und dann
Pressen einer weiteren Luftfahrzeugkomponente gegen die justierte geformte Oberfläche auf eine Weise, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert,
Entfernen der weiteren Luftfahrzeugkomponente,
Beobachten der modifizierten Form der weiteren Luftfahrzeugkomponente, um die so beobachtete modifizierte Form mit der Idealform zu vergleichen.
Das Verfahren kann die folgenden Schritte umfassen: Bereitstellen einer geformten Oberfläche und eines Zwischenelements, Pressen einer Luftfahrzeugkomponente über das Zwischenelement gegen die geformte Oberfläche, auf eine Weise, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert, und Entfernen der Luftfahrzeugkomponente.
Der Schritt des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche kann so durchgeführt werden, dass die Luftfahrzeugkomponente über ein Zwischenelement gegen die geformte Oberfläche gepresst wird.
Das Zwischenelement nimmt die Komponente vorteilhafterweise auf und stützt sie. Vorteilhafterweise ist das Zwischenelement zwischen der geformten Oberfläche und der Komponente positioniert. Das Zwischenelement verformt sich vorteilhafterweise zu einer Form, die von der Form der geformten Oberfläche abhängt. Das Zwischenelement kann ausreichend steif sein, so dass sich das Zwischenelement im Einsatz während des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche im Wesentlichen zu der Form der imaginären glatten Oberfläche verformt, aber in Bereichen des Zwischenelements, die die Lücken überbrücken, im Wesentlichen keine lokale Verformung erleidet.
Das Zwischenelement kann beliebige der oben in Bezug auf die Vorrichtung der vorliegenden Erfindung beschriebenen Merkmale aufweisen. Die Zwischenschicht kann angeordnet sein, um sich innerhalb zuvor definierter Grenzen ungehindert über die geformte Oberfläche bewegen zu können.
Unmittelbar vor der Durchführung des Schritts des Pressens der Komponente gegen die geformte Oberfläche ist das Zwischenelement vorzugsweise im Wesentlichen flach.
Das Verfahren gemäß einem beliebigen Aspekt der Erfindung wird vorteilhafterweise mehrfach durchgeführt. Wenn ein Zwischenelement verwendet wird, wird bevorzugt, dass jede Mal dasselbe Zwischenelement verwendet wird.
Das Verfahren wird vorzugsweise so durchgeführt, dass die Luftfahrzeugkomponente während des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche einer plastischen Verformung unterzogen wird. Zum Beispiel kann die Komponente einer Art Wärmebehandlung unterzogen werden. Die Komponente kann zum Beispiel in einen Ofen, einen Autoklaven oder eine ähnliche Vorrichtung platziert werden. Vorzugsweise wird die Wärmebehandlung angewendet, nachdem die Luftfahrzeugkomponente anfänglich gegen die geformte Oberfläche gepresst wurde. In einem solchen Fall kann die anfängliche (kalte) Verformung der Komponente weitgehend elastisch sein, mit nur geringer oder im Wesentlichen ohne plastische Verformung. Die Komponente kann einer gewissen elastischen Verformung unterzogen werden. Das Verfahren umfasst normalerweise einen Schritt des Lösens der Komponente von der geformten Oberfläche. Nach dem Lösen der Komponente kann sich die Form der Komponente signifikant verändern. Wenn das Verfahren an einer metallenen Komponente auf eine solche Art und Weise durchgeführt wird, dass ein Kriechen des Metalls bewirkt wird (d. h. ein Kriechumformungsverfahren), kann die Veränderung der Form der Komponente als Rückfederung beschrieben werden.
Das Verfahren kann verwendet werden, um Komponenten jeder beliebigen gewünschten Form zu fertigen. Die Komponenten können zum Beispiel Komponenten sein, die aus im Wesentlichen flachen Blechen von Material gefertigt werden, wie etwa ein Abschnitt einer Flügelaußenhaut.
Vor der Durchführung des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche kann die Luftfahrzeugkomponente von im Allgemeinen flacher Form sein. Es versteht sich, dass in dem Fall, in dem die Komponente eine Flügelaußenhaut ist, eine Seite der Flügelaußenhaut flach sein kann, während die andere Seite nicht vollständig flach ist, so dass die Komponente Bereiche von signifikant unterschiedlicher Dicke aufweist. Es wird bevorzugt, dass, wenn die Komponente eine flache Außenfläche und eine nicht flache Außenfläche aufweist, die flache Außenfläche gegen die geformte Oberfläche platziert wird.
Während der Durchführung des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche kann die Luftfahrzeugkomponente innerhalb zuvor definierter Grenzen über die geformte Oberfläche gleiten. Das relative Gleiten oder Rutschen der Oberflächen kann sich vor allem daraus ergeben, dass sich die Komponente kraft der Spannungen innerhalb der Komponente, die dadurch bewirkt werden, dass sie dazu gezwungen wird, sich der Form der geformten Oberfläche anzupassen, in gegebenen Bereichen streckt. Zum Beispiel gibt es, wie auch bevorzugt wird, keinen einzigen Punkt, an dem die Luftfahrzeugkomponente in Bezug auf die geformte Oberfläche fixiert ist. Daher können alle Punkte auf der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche und relativ zu ihr gleiten. Das Fixieren der Luftfahrzeugkomponente relativ zu der geformten Oberfläche könnte unerwünschte interne Spannungen der Komponente während des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche bewirken.
Wie oben erwähnt, wird die geformte Oberfläche vorteilhafterweise (direkt oder indirekt) von einer Vielzahl von Basismodulen gestützt. Vor dem Schritt des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche kann das Verfahren einen Schritt des Justierens und Fixierens der Position eines Basismoduls relativ zu einem anderen umfassen.
Vorteilhafterweise kann die Fixierung der Positionen der Basismodule leicht verändert werden. Das Verändern der Positionen umfasst vorteilhafterweise zum Beispiel keinen Schritt, der von Natur aus destruktiv ist. Bei der nachfolgend beschriebenen Ausführungsform umfasst das Fixieren der relativen Positionen der Basismodule keine Schweißschritte. Vorzugsweise wird der Schritt des Justierens und Fixierens der Position eines Basismoduls relativ zu einem Anderen zwischen aufeinander folgenden Schritten des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche durchgeführt.
Wie oben erwähnt, kann die geformte Oberfläche durch eine Vielheit von separaten Bauteilen definiert werden. Vor dem Schritt des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche kann das Verfahren einen Schritt des Justierens der Form der geformten Oberfläche umfassen, indem ein oder mehrere der separaten Bauteile ersetzt werden. Zum Beispiel kann eine durch die geformte Oberfläche zuvor produzierte Komponente falsch geformt sein, oder die geformte Oberfläche benötigt möglicherweise eine Änderung, um Komponenten einer geringfügig anderen Form zu produzieren (weil die Gestaltung der Komponente zum Beispiel geändert worden ist, wodurch die Zielform geändert wurde).
Vorzugsweise wird der Schritt des Ersetzens einer oder mehrerer der separaten Bauteile zwischen aufeinander folgenden Schritten des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche durchgeführt.
Der Schritt des Justierens der Form der geformten Oberfläche umfasst vorzugsweise das Ersetzen einer Gruppe einer Vielzahl von separaten Bauteilen. Das Ersetzen eines Bauteils umfasst vorzugsweise die Schritte des einfachen Hebens des Bauteils von einer Oberfläche, auf der es gestützt wird, und des Entfernens des Bauteils sowie des Bereitstellens und Bewegens eines Ersatzbauteils, bis es sich in seine Position fügt (zum Beispiel durch Einstecken in Position). Die Bauteile können auf eine Art und Weise angeordnet werden, die in Bezug auf einen beliebigen der Aspekte der Vorrichtungen der vorliegenden Erfindung, wie hier beschrieben, beschrieben ist.
Während des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche wird die geformte Oberfläche vorzugsweise im Wesentlichen keiner plastischen Dehnung unterzogen. Vorzugsweise gibt es keine signifikante Beanspruchung der geformten Oberfläche unterhalb der Elastizitätsgrenze.
Die Luftfahrzeugkomponente wird mittels eines Luftdruckunterschieds gegen die geformte Oberfläche gepresst. Der Luftdruckunterschied wird mindestens teilweise durch Sog bereitgestellt und wird über eine Einsackvorrichtung einschließlich eines Sacks bereitgestellt. Der Luftdruckunterschied beträgt zweckmäßigerweise mindestens etwa 1 bar. Der Luftdruckunterschied kann größer als 1 bar sein, aber solche Druckunterschiede könnten selbstverständlich nicht allein mittels Sog erreicht werden. Der Druck kann mittels der Verwendung eines Autoklaven oder eines anderen Gefäßes, das eine Umgebung mit einem Druck erzeugen kann, der wesentlich höher als Atmosphärendruck ist, erhöht werden.
Der Sack schließt sowohl die Luftfahrzeugkomponente als auch mindestens einen Abschnitt der Stützstruktur, der die geformte Oberfläche stützt, ein. Bei der nachfolgend beschriebenen Ausführungsform befindet sich die von dem Sack eingeschlossene Stützoberfläche auf der der Luftfahrzeugkomponente gegenüberliegenden Seite der geformten Oberfläche. Ein derartiges Verfahren ermöglicht es, dass die Stützstruktur eine offene Struktur ist. Ein Teil der Stützstruktur kann die geformte Oberfläche bilden (oder definieren).
Die Form einer weiteren Luftfahrzeugkomponente kann modifiziert werden, indem das Verfahren unter dem Einsatz derselben Einsackvorrichtung durchgeführt wird. Insbesondere wird vorzugsweise derselbe Sack verwendet. Während dieselbe Einsackvorrichtung wiederverwendet werden kann, versteht es sich, dass gewisse abdichtende Materialien wie etwa Sackband, wenn erforderlich, möglicherweise nicht wiederverwendbar sind.
Das Verfahren kann selbstverständlich verwendet werden, um die Form einer metallischen Luftfahrzeugkomponente zu modifizieren. Das Verfahren kann in ein Verfahren zum Kriechumformen einer Luftfahrzeugkomponente inkorporiert werden.
Die vorliegende Erfindung findet insbesondere Anwendung bei einem Verfahren zum Kriechumformen einer metallischen Komponente. Ein derartiges Kriechumformungsverfahren kann zum Beispiel die Verwendung einer Vorrichtung gemäß einem des ersten bis dritten Aspekts der vorliegenden Erfindung oder die Durchführung der Schritte des Verfahrens gemäß einem des vierten bis sechsten Aspekts der vorliegenden Erfindung umfassen.
Es versteht sich, dass die Vorrichtung und das Verfahren der Erfindung verwendet werden können, um die Form von Luftfahrzeugkomponenten zu modifizieren, die vor der Verwendung der Vorrichtung oder vor der Durchführung des Verfahrens bereits verschiedenen Herstellungsvorgängen unterworfen wurden. Nachdem die Form einer Komponente modifiziert worden ist, können selbstverständlich weitere Herstellungsvorgänge durchgeführt werden. Es versteht sich daher, dass der Begriff Komponente hier sowohl verwendet wird, um auf die Komponente in einem Stadium zu verweisen, in dem sie fertig für den endgültigen Zusammenbau ist, als auch auf frühere Stadien bei der Herstellung der Komponente.
Eine so gebildete Luftfahrzeugkomponente kann zum Beispiel eine Flügelaußenhaut oder ein Abschnitt davon sein. Die Erfindung ist selbstverständlich von besonderem Vorteil, wenn die so gebildete Luftfahrzeugkomponente eine Form aufweist, die relativ kompliziert ist. Zum Beispiel kann die Form der Komponente nach der Modifizierung unregelmäßig und mathematisch nicht leicht zu definieren sein. Es können zum Beispiel mehr als 50 Parameter erforderlich sein, um die Form der geformten Oberfläche oder die an der Form der Komponente vorzunehmende Modifizierung adäquat zu definieren. Zum Beispiel können mehr als 200 Parameter erforderlich sein.
Die so gebildete Luftfahrzeugkomponente kann zum Beispiel Teil einer komplexen Struktur wie etwa eines Flügels, eines Rumpfes oder eines anderen Teils eines Luftfahrzeugs sein. Die nachfolgend beschriebenen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung beziehen sich auf das Umformen eines Teilabschnitts der Flügelaußenhaut eines Luftfahrzeugs. Es versteht sich selbstverständlich, dass die vorliegende Erfindung auf andere Komponententeile eines Luftfahrzeugs Anwendung finden kann. Derartige Komponenten umfassen insbesondere jeden beliebigen Teil, der eine komplexe Form aufweisen muss und der dazu gebracht werden kann, mittels des Pressens der Komponente gegen eine angemessen geformte Oberfläche aus einer anfänglich anderen Form diese komplexe Form anzunehmen (innerhalb akzeptabler Toleranzunterschiede). Die Erfindung findet ebenfalls besondere Anwendung in Bezug auf metallische Komponenten, die durch Aushärtung gehärtet werden müssen. Der Fachmann versteht, dass die Erfindung eine besondere Anwendung auf Komponenten findet, die aus Blechmaterial gebildet werden können, wie etwa Außenhautteilabschnitte, aber es versteht sich auch, dass die Erfindung in Bezug auf Komponenten, die im Allgemeinen selbst unmittelbar vor dem Modifizieren ihrer Form nicht von flacher Form sind, Anwendung findet.
Beispielhaft werden jetzt Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unter Bezug auf die folgenden hochgradig schematischen Zeichnungen beschrieben, wobei:
1a und 1b ein Kriechumformungswerkzeug des Stands der Technik zeigen,
2a ein Kriechumformungswerkzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt,
2b einen Teilabschnitt des Werkzeugs von 2a entlang der Linie A-A zeigt,
3a eine perspektivische Ansicht eines Teils des Werkzeugs einschließlich einer Gruppe von Rippenbrettern ist,
3b eine Draufsicht der Gruppe von Rippenbrettern aus 3a ist,
4 eine Seitenansicht ist, die zeigt, wie die Rippenbretter auf der Basis des Werkzeugs lokalisiert sind,
5 das Werkzeug der Ausführungsform zusammen mit einem Sack, der über das Werkzeug platziert ist, zeigt, und
6 eine perspektivische Ansicht eines Teilabschnitts des Werkzeugs von oben zeigt, die die Konfiguration und die Anordnung der Rippenbretter zeigt.
2a und 2b zeigen ein Kriechumformungswerkzeug 1 zum Produzieren einer Luftfahrzeugkomponente 4 (nicht gezeigt) in der Gestalt eines metallenen Flügelaußenhautabschnitts von einer komplexen Form. Die Komponente weist anfänglich eine Form auf, die im Allgemeinen flach ist. Die untere Außenfläche der Komponente 4 ist im Wesentlichen planar, wohingegen die obere Außenfläche, obwohl im Allgemeinen flach, eine komplizierte Struktur aufweist, was ermöglicht, dass die Flügelaußenhaut sowohl eine glatte Tragflächenoberfläche (die untere Außenfläche) bereitstellen als auch gewisse mechanische Eigenschaften (die von der variierenden Dicke der Außenhaut bereitgestellt werden, welche durch die Struktur der oberen Außenfläche definiert wird) aufweisen kann.
Das Werkzeug 1 beinhaltet eine Basis 2, auf der eine Vielzahl von Rippenbrettern 6 gestützt wird. Die Basis 2 umfasst eine bewegliche Stützstruktur (in 2a und 2b nicht gezeigt) in der Gestalt einer Fahrgestelleinheit (oder eines Stützwagens). Die obersten Oberflächen 6a der Rippenbretter 6 definieren eine geformte Oberfläche, gegen die die Komponente 4 über eine Zwischenplatte 12 (ebenfalls nicht in 2a, 2b gezeigt) auf eine Weise, die unten ausführlicher beschrieben wird, über eine zuvor festgelegte Zeitdauer gepresst wird. Die untere flache Oberfläche der Komponente 4 wird somit gezwungen, eine Form anzunehmen, die im Wesentlichen die gleiche Form ist wie die imaginäre Oberfläche (dargestellt durch die punktierte Linie 3 in 2a), welche die oberen Oberflächen 6a der Rippenbretter 6 glatt einhüllt. Nachdem die Komponente 4 gelöst worden ist, federt sie in eine Form zurück, die von der Form der geformten Oberfläche, welche durch die Rippenbretter 6 definiert wird, festgelegt ist.
Die veranschaulichte Vorrichtung wird verwendet, um Flügelaußenhautabschnitte zu produzieren. In diesem Fall beträgt jeder Flügelaußenhautabschnitt etwa 33 m in der Länge und weist eine maximale Breite von 2,7 m auf. Die Dicke der Flügelaußenhaut variiert von etwa 2 mm bis zu etwa 32 mm. Die Vorrichtung ist daher von länglicher Beschaffenheit und weist eine große Länge und eine kurze Breite auf. Die Zwischenplatte 12 ist in der Gestalt einer 8 mm dicken Edelstahlplatte, die, wenn die Komponente 4 gegen die Rippenbretter 6 gepresst wird, die Komponente stützt und zwischen der Komponente 4 und den Rippenbrettern 6 positioniert ist. Die Zwischenplatte ist, wenn sie keiner Belastung unterworfen ist, im Wesentlichen flach und in Draufsicht ganz geringfügig größer als die Komponente 4, die sie stützt.
Die Basis 2 beinhaltet vier Basismodule 2a (von denen in 2a zur Übersichtlichkeit nur drei gezeigt sind). Die Basismodule 2 sind in Folge angeordnet, und benachbarte Module 2 sind schwenkbar verbunden. Die Position eines Moduls 2 relativ zu dem benachbarten Modul wird vorübergehend mittels eines Winkelstücks 7 (schematisch in 2a veranschaulicht) fixiert. (Der Winkel zwischen benachbarten Basismodulen wurde in 2a übertrieben, um das Arbeitsprinzip deutlich zu veranschaulichen.) Das Winkelstück 7 wird in der Gestalt einer Weitwinkelplatte über eine Dichtung an den zwei Basismodulen verbolzt. Jedes Basismodul 2a umfasst seine eigene, unabhängig bewegliche Stützstruktur (d. h. das oben erwähnte Fahrgestell), auf der der Hauptkörper der Basis gestützt wird. Auf jedem Basismodul werden viele Rippenbretter 6 in Folge bereitgestellt (wobei in 2a zur Übersichtlichkeit nur drei gezeigt sind).
Wie deutlicher in den 3a und 3b gezeigt, sind die Rippenbretter 6 in Reihenanordnungen von vier Rippenbrettern 6 gruppiert, wobei die Rippenbretter 6 in jeder Reihenanordnung mittels Abstandsstangen 7, die zwischen den Rippenbrettern verlaufen und durch Bolzen 8 am Platz fixiert sind, fixiert und mit Abstand voneinander angeordnet werden. Jedes Rippenbrett weist sechs Positionen auf, an denen Abstandsstangen an ihm angebracht sind, wobei es eine in jeder Ecke, eine in der Mitte zur Oberseite des Rippenbretts 6 hin und eine in der Mitte zur Unterseite des Rippenbretts 6 hin gibt. In 3a ist zur Übersichtlichkeit nur ein Satz Abstandsstangen 7 und Bolzen 8 veranschaulicht, obwohl die Positionen der anderen Stangen durch Kreuze X angedeutet sind. 6 zeigt eine Ansicht eines Teilabschnitts des Werkzeugs in Perspektive von oben, die die Konfiguration und die Anordnung der Rippenbretter 6 zeigt.
Mit Bezug auf 2b und 4 sind die Rippenbretter 6 mittels einer Kombination von mindestens vier (wobei in 2b und 4 zur Übersichtlichkeit nur zwei gezeigt sind) Längslinien von Abstandsblöcken 9 auf der Basis 2 und mindestens einer Stange 10, die sich entlang der zentralen Länge der Basis 2 erstreckt, entfernbar auf der obersten Oberfläche 2b der Basis 2 lokalisiert. Zwei Linien von Abstandsblöcken sind auf einer Seite der Stange bereitgestellt, und zwei auf der anderen, wobei die Linien von Blöcken und die Stange über die Breite der Basis alle in ungefähr gleichmäßigem Abstand voneinander angeordnet sind. In Bereichen, in denen die Breite der Stützoberfläche größer ist, so dass jedes Rippenbrett länger ist, sind mehr als eine Stange 10 und/oder mehr als vier Abstandsblöcke 9 bereitgestellt, um eine adäquate Abdeckung über die Breite der Basis bereitzustellen. Wo die Breite der Basis 2 am breitesten ist, sind acht Linien von Abstandsblöcken 9 über die Breite der Basis 2 bereitgestellt.
Die Abstandsblöcke 9 sind so positioniert, dass der untere Abschnitt 6b jedes Rippenbretts 6 gegen die Seite eines Blocks 9 positioniert ist. Der Abstand der Blöcke 9 ist derart, dass zwei Rippenbretter 6 zwischen einem Paar benachbarter Blöcke 9 positioniert sind. Auf diese Weise berührt jedes Rippenbrett 6 einen einzigen Block 9. Die Rippen sind in gleichem Abstand voneinander angeordnet und somit ist die Entfernung zwischen den Abstandsblöcken 9 gleich der Länge L eines Abstandsblocks plus der Dicke der zwei Rippenbretter 6. Das Positionieren der Blöcke 9 auf der Basis legt daher die longitudinale Position der Reihenanordnungen der Rippenbretter 6 fest. Da jede Rippe einen Abstandsblock berührt, kann die Anzahl der Rippen in einer einzelnen Reihenanordnung nach Wunsch reduziert oder erhöht werden.
Jedes Rippenbrett 6 weist eine Aussparung 11 in der Mitte seiner unteren Oberfläche 6b auf, wobei die Aussparung 11 so geformt ist, dass die Stange 10 genau hineinpasst und von der Aussparung 11 untergebracht wird. Auf diese Weise legen die Positionierung der Stange 10 und die Aussparungen 11 in den Rippenbrettern 6 die Breitenposition der Rippenbretter 6 fest. Die Reihenanordnungen der Rippenbretter 6 lassen sich daher leicht aus der Basis 2 entfernen und sich ebenfalls leicht in der Basis 2 positionieren, indem die Reihenanordnungen der Rippenbretter 6 relativ zu der Stange 10 und den Abstandsblöcken 9 in Position eingesteckt werden.
Die Rippenbretter 6 liegen jeweils in der Gestalt von im Allgemeinen flachen Blechen von Werkzeugstahl vor, der eine Dicke von 12 mm aufweist. Die Rippenbretter sind um 176 mm auseinander positioniert. Die Rippenbretter können mit verdickten Abschnitten versehen sein, um eine zusätzliche Festigkeit bereitzustellen. Die Rippenbretter sind im Wesentlichen unnachgiebig und werden unter normalen Arbeitsbedingungen nur einer unwesentlichen Verformung unterzogen.
Sobald die Rippenbretter 6 auf der Basis 2 positioniert sind, werden sie auf allen Seiten, von oben betrachtet, mit entfernbaren Seitenplatten (nicht veranschaulicht) umgeben. Die Seitenplatten werden mit der Basis 2 verbolzt und von ihr gestützt. Ebenfalls an der Basis angebracht sind Anschlagstücke (nicht veranschaulicht), die sich von der Peripherie der oberen Oberfläche der Basis 2, aber innerhalb der von den entfernbaren Seitenplatten definierten Umfassung erstrecken. Die Anschlagstücke definieren eine Grenze, innerhalb der das Zwischenelement positioniert wird. Die von den Anschlagstücken definierte Grenze stimmt eng mit der Form der Zwischenplatte 12, von oben gesehen, überein, die wiederum eine Form aufweist, welche, obwohl bei Draufsicht geringfügig größer, eng mit der Form der Komponente 4 übereinstimmt. Im Einsatz ermöglichen die Anschlagstücke, dass die Zwischenplatte 12 und die Komponente 4 in der richtigen Position auf der Oberfläche positioniert werden, innerhalb einer akzeptablen Toleranzentfernung, und doch erlauben sie es auch, dass sowohl das Zwischenelement als auch die Komponente ungehindert über relativ geringe Entfernungen über die von den Rippen definierte Oberfläche gleiten. Das Zwischenelement kann somit als im Schwebekontakt mit den Rippen betrachtet werden, und die Komponente kann als im Schwebekontakt mit dem Zwischenelement betrachtet werden. Es ist jedoch möglich, dass sich Abschnitte oder Punkte des Zwischenelements und/oder der Komponente im Einsatz relativ zu der Basis um keine wesentliche Entfernung bewegen.
Die Vorrichtung umfasst auch einen wiederverwendbaren Silikon-Vakuumsack 5 (in 2 bis 4 nicht gezeigt) und eine Quelle von Sog, der mittels einer Vakuumpumpe bereitgestellt wird. Wie in 5 zu sehen ist, ist der Vakuumsack 5 so geformt, dass die Komponente 4, die Zwischenplatte 12 und die Rippenbretter 6 von dem Sack 5 eingeschlossen werden, wobei das offene Ende davon mittels eines Sackbands an der oberen Oberfläche 2b der Basis 2 angebracht werden kann. Der Sack 5 wird an der Basis 2 in dem Bereich neben den Seitenplatten (oben erwähnt) angebracht, die auf der Basis bereitgestellt sind und die die Rippenbretter 6 in Draufsicht umgeben. Die Seitenplatten verhindern oder vermindern das Einsaugen des Sacks 5, wenn ein Vakuum gezogen wird.
Der Vorgang des Kriechumformens einer Komponente 4 wird nun unter Bezug auf 5 beschrieben. Die Komponente 4 wird so maschinell gefertigt oder hergestellt, dass die Komponente 4 eine im Wesentlichen flache Seite 4a, die Seite, die letztendlich die äußerste Oberfläche der Flügelaußenhaut bilden wird, und eine Seite 4b, die eine Form aufweist, welche nicht flach ist, und die die Oberfläche der Flügelaußenhaut im Inneren des Flügelkastens eines Luftfahrzeugs bilden wird, aufweist. In diesem Beispiel wird die Komponente 4 aus einem massiven Block aus Legierung 7150 maschinell gefertigt. Die Zwischenplatte 12 wird auf der Basis 2 platziert, und die Komponente 4 wird dann auf dem Werkzeug 1 platziert, so dass die flache Oberfläche 4a der Komponente 4 gegen die oberste Oberfläche 12a des Zwischenelements 12 platziert wird.
Eine Entlüftermatte (durch Linie 13 angedeutet) wird oben auf die Komponente 4 platziert, und dann wird der Vakuumsack 5 über die Komponente 4, die Zwischenplatte 12 und die Rippenbretter 6 platziert. Der Sack 5 wird mittels Einsackband, das an der Basis angebracht ist (siehe den Endabschnitt 5a des Sacks 5, der grob andeutet, wo das Sackband fixiert ist), abdichtend an der oberen Oberfläche 2b der Basis 2 angebracht. Der Vakuumsack 5 wird mit einer Quelle von Sog verbunden, die dann ein Vakuum innerhalb des Sacks 5 erzeugt. Wenn Luft aus dem Sack 5 abgezogen wird, werden die Zwischenplatte 12 und die Komponente 4 gegen die obersten Oberflächen 6a der Rippen 6 gedrängt. Die Zwischenplatte 12 und die Komponente 4 nehmen die Form an, die durch die Rippen 6 definiert wird, und sind innerhalb der durch die Kante definierten Fläche positioniert. 5 zeigt schematisch, wie die verschiedenen Teile in diesem Stadium des Vorgangs positioniert sind.
Die ganze Vorrichtung 1, einschließlich des Sacks 5, die noch immer mit einer (entfernt gelegenen) Vakuumquelle verbunden ist, wird in einen Autoklaven platziert. Die Vorrichtung 1 und die Komponente 4 werden dann im Zeitverlauf geeigneten Temperatur- und Druckprofilen unterworfen, um die Komponente 4 unter Kriechen umzuformen.
Bei dieser besonderen Ausführungsform wird der Autoklav betrieben, um einen Druckunterschied von 7 bar (d. h. 6 bar oberhalb Atmosphärendrucks) und eine anfängliche Temperatur von 120°C ± 5°C über fünf Stunden und dann eine Temperatur von 155°C ± 5°C über 10 Stunden bereitzustellen.
Die Zwischenplatte 12 wird im Wesentlichen keiner plastischen Verformung unterzogen, wenn sie gegen die Rippen 6 gepresst wird. Die Zwischenplatte 12 drückt gegen die oberen Oberflächen 6a der Rippen 6, so dass ein guter Kontakt zwischen der Platte 12 und der gesamten obersten Oberfläche 6a jeder Rippe 6, die unmittelbar gegenüber der Platte 12 liegt, hergestellt wird. Auf ähnliche Weise wird die zuvor flache Oberfläche 4a der Komponente 4 gegen die gegenüberliegende Oberfläche 12a des Zwischenelements 12 gedrückt, so dass es über im Wesentlichen den gesamten Flächeninhalt dieser Oberfläche 4a der Komponente 4 einen guten Kontakt gibt. Die Zwischenplatte 12 ist unnachgiebig genug, so dass im Wesentlichen kein Durchsacken der Platte 12 in den Lücken zwischen den Rippenbrettern 6 vorkommt, doch flexibel genug, so dass sie sich zu der Form 3 verformt, die die obersten Oberflächen 6a der Rippenbretter 6 glatt einhüllt. Die Basismodule 2a nehmen die Belastung, die von den Rippenbrettern 6 durch das Pressen der Komponente 4 gegen die Rippenbretter 6 über die Zwischenplatte 12 getragen wird, auf, halten ihr stand und verteilen sie.
Nachdem die Vorrichtung und die Komponente dem oben erwähnten Temperatur- und Druckprofil unterworfen und in Umgebungstemperatur abkühlen gelassen wurden, wird die Vorrichtung aus dem Autoklaven entfernt, und es wird ermöglicht, dass Luft langsam wieder zurück in den Sack eingezogen wird, wodurch ermöglicht wird, dass die Komponente 4 und das Zwischenelement 12 von dem Werkzeug gelöst werden. In diesem Stadium unterzieht sich die Komponente 4 einer Rückfederung, bei der die Form der Komponente 4 teilweise zurück in ihre ursprüngliche flache Form federt. Die Zwischenplatte 12 federt wieder zu einer im Wesentlichen flachen Platte zurück.
Vorausgesetzt, dass die Arbeitsbedingungen bei aufeinander folgenden Durchlaufen im Wesentlichen die gleichen sind, besteht im Allgemeinen kein Bedarf, die Form der geformten Oberfläche zu justieren, nachdem sich einmal herausgestellt hat, dass die Form der geformten Oberfläche eine Komponente 4 mit der richtigen Form produziert, es sei denn oder bis entweder die Arbeitsbedingungen verändert werden (zum Beispiel aus irgendeinem Grund die Temperaturen und Drücke, denen die Komponente unterworfen wird, im großen Maße verändert werden) oder sich die Idealform der zu produzierenden Komponenten verändert.
Wenn jedoch eine gegebene geformte Komponente zum ersten Mal hergestellt wird, ist es unwahrscheinlich, dass die erste Form, die für die geformte Oberfläche des Werkzeugs ausgewählt wird, vollständig erfolgreich ist. Standardverfahren des Stands der Technik sind verfügbar, um eine anfängliche Form einer geformten Oberfläche auszuwählen, um eine Komponente mit einer Zielform zu produzieren, aber derartige Verfahren produzieren nur selten richtige oder akzeptable Lösungen im ersten Versuch. Es ist wahrscheinlich, das kleine Abschnitte der mittels der geformten Oberfläche produzierten Komponenten falsch geformt sind. Es kann auch der Fall sein, dass die anfänglich ausgewählte Form derart ist, dass sie Komponenten mit einer Form produziert, die nicht genügend zurückfedern oder die mehr als erwartet zurückfedern, so dass die gesamte Form falsch ist.
Wenn während des anfänglichen Einrichtens eines Kriechumformungswerkzeugs derartigen Fehlern begegnet wird, müssen möglicherweise eine oder mehrere Reihenanordnungen von Rippenbrettern ersetzt werden und/oder die relative Position der Basismodule muss möglicherweise verändert werden, um den Fehler bei der Form der produzierten Komponente im Vergleich zu der Ideal- oder Zielform zu entfernen oder zu reduzieren. Standardverfahren des Stands der Technik sind verfügbar, um festzulegen, wie die Form der geformten Oberfläche angesichts eines gegebenen Fehlers verändert werden sollte. Derartige Verfahren können von iterativer Beschaffenheit sein, und mehrere Korrekturen der Form der geformten Oberfläche sind möglicherweise erforderlich.
Das Beheben von Fehlern der Form kann am besten durch den Ersatz von einer oder mehreren Reihenanordnungen von Rippenbrettern, das Neupositionieren von einem oder mehreren Basismodulen oder eine Kombination von den beiden durchgeführt werden. Lokale Fehler können zum Beispiel lediglich den Ersatz von einer oder mehreren Reihenanordnungen von Rippenbrettern erfordern. Große Fehler bei der Form werden möglicherweise am besten behandelt, indem sowohl mehrere Reihenanordnungen von Rippenbrettern ersetzt als auch mehrere Basismodule neu positioniert werden. Fehler, die nur die longitudinale (oder spannweitige Form) beeinträchtigen, werden möglicherweise behoben, indem nur die Basismodule relativ zueinander neu positioniert werden.
Um die Position von einem Basismodul relativ zu einem anderen zu bewegen, ist es mindestens notwendig, dass das Winkelstück zwischen den beiden betroffenen Basismodulen entfernt wird, die relativen Positionen der Basismodule modifiziert werden, die Stützstruktur (d. h. die Fahrgestelleinheit) des Basismoduls nach Bedarf modifiziert wird und ein Winkelstück, das dem neuen Winkel zwischen den Basismodulen entspricht, an den Basismodulen fixiert wird. Die Seitenplatten und Rippenbretter, die auf den Basismodulen montiert sind, müssen nicht bewegt werden, um die Basismodule neu zu positionieren. Reihenanordnungen von Rippenbrettern können einfach ersetzt werden, indem eine Reihenanordnung herausgehoben und mit einer Reihenanordnung von Brettern, die an den Platz eingesteckt werden, ersetzt werden. Eine oder mehrere Seitenplatten müssen möglicherweise entfernt werden, um den Zugang zu erleichtern, aber dies muss nicht unbedingt der Fall sein, wenn eine geeignete Hebeausrüstung zur Verfügung steht, um die Reihenanordnungen zuverlässig und sicher aus der Basis und herauf und über die Seitenplatten zu heben.
Es versteht sich, dass an der oben beschriebenen Ausführungsform verschiedene Modifizierungen innerhalb des Bereichs der vorliegenden Erfindung, wie in den Patentansprüchen definiert, vorgenommen werden könnten.
Während die oben beschriebene Ausführungsform zum Beispiel vier Basismodule aufweist, die in Folge angeordnet sind, könnten weniger oder größere Basismodule bereitgestellt und/oder in einer anderen Konfiguration (zum Beispiel als zwei parallele Reihen von Basismodulen) angeordnet werden.
Wenn die durch Kriechen umzuformende Komponente Eigenschaften aufwiese, so dass kein Durchsacken zwischen Rippenbrettern vorkommen würde, oder wenn die Rippenbretter mit einem derartigen Abstand voneinander angeordnet wären, dass kein Durchsacken vorkommen würde, könnte auf das Zwischenelement verzichtet werden.
Während jede Rippe über ihre gesamte Länge (d. h. über die Basis in der Breite) eine Kontaktoberfläche für die Zwischenplatte bereitstellt, könnten die Rippen stattdessen in zwei oder mehr Reihen von Rippen bereitgestellt werden, wobei jede Reihe spannweitig entlang der Länge der Basis verläuft, wobei es zwischen benachbarten Reihen eine Lücke gibt.
Statt diskrete Anschlagstücke aufzuweisen, die die Bewegung der Zwischenplatte und der Komponente einschränken, könnte das Werkzeug mit einer einzigen Kante versehen sein, die die Grenze definiert, innerhalb der sich die Zwischenplatte und die Komponente bewegen können.
Die Rippen müssen nicht in gleichmäßigem Abstand voneinander angeordnet sein.
Die Zwischenplatte muss keine gleichförmige Dicke aufweisen.
Die Vorrichtung und die Komponente können anderen Druck- und Temperaturprofilen im Autoklaven unterworfen werden. Druckunterschiede können im Bereich von zwischen 2 und 15 bar, besser zwischen 5 und 10 bar liegen. Temperaturen können im Bereich von 100°C bis 200°C liegen. Die Gesamtzeit im Autoklaven kann zwischen 6 und 20 Stunden betragen.

Claims

Vorrichtung zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente, wobei die Vorrichtung eine geformte Oberfläche (6a) umfasst, die so angeordnet ist, dass eine Luftfahrzeugkomponente (4) auf eine Weise gegen die geformte Oberfläche gepresst werden kann, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert, wobei die Vorrichtung des Weiteren ein Zwischenelement (12) umfasst, das die Komponente im Einsatz aufnimmt und stützt, das zwischen der geformten Oberfläche und der Komponente positioniert ist und das sich zu einer Form verformt, die von der Form der geformten Oberfläche abhängt, dadurch gekennzeichnet, dass die geformte Oberfläche durch eine offene Struktur definiert wird, wobei die offene Struktur Bauteile (6) umfasst, die durch Lücken getrennt sind, wobei die Form, zu der die Komponente modifiziert werden kann, von der Form abhängt, die durch die imaginäre glatte Oberfläche, welche die Bauteile einhüllt und die Lücken überbrückt, definiert wird, wobei das Zwischenelement (12) ausreichend steif ist, so dass sich das Zwischenelement im Einsatz, während des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche, im Wesentlichen zu der Form der imaginären glatten Oberfläche verformt, aber in Bereichen des Zwischenelements, die die Lücken überbrücken, im Wesentlichen keine lokale Verformung erleidet.
Vorrichtung gemäß Anspruch 1, wobei das Zwischenelement (12) im Allgemeinen in der Form blechartig ist.
Vorrichtung gemäß Anspruch 2, wobei das Zwischenelement über den Großteil seiner Fläche eine konstante Dicke aufweist.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Zwischenelement vor der Verwendung der Vorrichtung im Wesentlichen flach ist.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Zwischenelement derart ist, dass es sich wiederholt zu im Wesentlichen der gleichen Form verformen kann, wobei diese Form von der Form der geformten Oberfläche abhängt.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Zwischenelement (12) angeordnet ist, um sich innerhalb zuvor definierter Grenzen ungehindert über die geformte Oberfläche bewegen zu können.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Vorrichtung so angeordnet ist, dass sich die Luftfahrzeugkomponente (4) in Richtungen, die im Wesentlichen parallel zu der geformten Oberfläche sind, ungehindert bewegen kann.
Vorrichtung gemäß Anspruch 7, wobei die Vorrichtung so angeordnet ist, dass die Luftfahrzeugkomponente (4) im Einsatz daran gehindert wird, sich über zuvor definierte Grenzen hinaus zu bewegen.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Bauteile (6) in Gruppen angeordnet sind, wobei jede Gruppe eine Vielzahl von Bauteilen beinhaltet, die separat von der Vorrichtung entfernt werden können, wobei die Bauteile in jeder Gruppe in fester Beziehung zueinander montiert sind.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Bauteile in der Gestalt von Rippen (6) vorliegen.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Bauteile entfernbar auf der Vorrichtung montiert sind.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Bauteile mittels eines Abschnitts des Bauteils (11), der mit einem entsprechenden Abschnitt (10) der Vorrichtung in Eingriff kommt, auf der Vorrichtung in Position fixiert sind, wobei die Abschnitte und die entsprechenden Abschnitte so geformt sind, dass sie die Bewegung der Bauteile von der Vorrichtung weg nicht einschränken.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die geformte Oberfläche (6a) unnachgiebig ist.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Vorrichtung so angeordnet ist, dass die Komponente (4) im Einsatz mittels eines Luftdruckunterschieds gegen die geformte Oberfläche (6a) gepresst wird.
Vorrichtung gemäß Anspruch 14, wobei der Luftdruckunterschied mindestens teilweise durch Sog bereitgestellt wird.
Vorrichtung gemäß Anspruch 15, wobei der Sog über einen Sack (5) einer Einsackvorrichtung bereitgestellt wird.
Vorrichtung gemäß Anspruch 16, wobei die Vorrichtung so angeordnet ist, dass der Sack (5) im Einsatz sowohl die Luftfahrzeugkomponente (4) als auch mindestens einen Abschnitt der Vorrichtung auf der der Luftfahrzeugkomponente gegenüberliegenden Seite der geformten Oberfläche einschließen muss.
Vorrichtung gemäß Anspruch 16 oder 17, wobei die Vorrichtung eine Basis (2) umfasst, die die geformte Oberfläche stützt, und die Vorrichtung so angeordnet ist, dass der Sack (5) im Einsatz mindestens teilweise abdichtend an der Basis angebracht sein muss.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, die angeordnet ist, um zum Modifizieren der Form von metallischen Komponenten (4) geeignet zu sein.
Vorrichtung gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Vorrichtung in der Gestalt eines Kriechumformungswerkzeugs vorliegt.
Ein Verfahren zum Modifizieren der Form einer Luftfahrzeugkomponente unter Verwendung der Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 1–20, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: Bereitstellen einer geformten Oberfläche (6a), die von einer Stützstruktur (2, 6) gestützt wird, Pressen einer Luftfahrzeugkomponente (4) mittels eines Luftdruckunterschieds gegen die geformte Oberfläche auf eine Weise, die die Form der Luftfahrzeugkomponente modifiziert, und Entfernen der Luftfahrzeugkomponente, wobei der Luftdruckunterschied mindestens teilweise durch Sog über einen Sack (5) einer Einsackvorrichtung bereitgestellt wird, wobei der Sack sowohl die Luftfahrzeugkomponente als auch mindestens einen Abschnitt der Stützstruktur auf der der Luftfahrzeugkomponente gegenüberliegenden Seite der geformten Oberfläche einschließt.
Verfahren gemäß Anspruch 21, wobei das Zwischenelement (12) unmittelbar vor der Durchführung des Schritts des Pressens der Komponente (4) gegen die geformte Oberfläche (6a) im Wesentlichen flach ist.
Verfahren gemäß Anspruch 21 oder Anspruch 22, wobei das Verfahren mehrfach durchgeführt wird und jedes Mal dasselbe Zwischenelement verwendet wird.
Verfahren gemäß einem der Ansprüche 21 bis 23, wobei das Verfahren einen Schritt des Lösens der Komponente von der geformten Oberfläche umfasst und sich die Form der Komponente nach dem Lösen der Komponente signifikant verändert.
Verfahren gemäß einem der Ansprüche 21 bis 24, wobei die Luftfahrzeugkomponente vor der Durchführung des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche von im Allgemeinen flacher Form ist.
Verfahren gemäß einem der Ansprüche 21 bis 25, wobei die Luftfahrzeugkomponente während der Durchführung des Schritts des Pressens der Luftfahrzeugkomponente gegen die geformte Oberfläche innerhalb zuvor definierter Grenzen über die geformte Oberfläche gleitet.
Ein Verfahren zum Kriechumformen einer metallischen Komponente, das das Durchführen der Schritte des Verfahrens gemäß einem der Ansprüche 21 bis 26 umfasst.