CN101331002A

CN101331002A - 结构元件及制造方法

Info

Publication number: CN101331002A
Application number: CNA2006800471272A
Authority: CN
Inventors: 舒尔德·范德费恩; 吉恩-克里斯多佛·埃尔斯特姆; 亨利·杰拉德; 弗朗索瓦·勒迈特雷
Original assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2005-12-16
Filing date: 2006-12-15
Publication date: 2008-12-24
Anticipated expiration: 2026-12-15
Also published as: CN101331002B; US20080265094A1; JP4956547B2; EP1960152A1; BRPI0619906B1; BRPI0619906A2; CA2628929A1; RU2431554C2; CA2628929C; DE602006015518D1; ATE473829T1; FR2894859A1; US8091828B2; WO2007068943A1; RU2008122898A; JP2009519174A; EP1960152B1

Abstract

本发明涉及用于航空结构的结构元件的制造方法，该结构元件通常为机翼翼梁，该结构元件包括腹板和一个或多个相邻的桁条元件，该方法包括如下步骤：(i)获得至少第一和第二金属坯料，第一金属坯料的抗压弹性极限大于第二金属坯料的抗压弹性极限；(ii)第一金属坯料包括第一腹板部分和至少一个桁条元件，第二金属坯料包括第二腹板部分，将所述第一腹板部分和第二腹板部分在它们的整个公共长度上端对端放置。本发明可以制造包括若干个组装部件但桁条的机械强度比通过传统方法获得的桁条的机械强度大的双功能或多功能结构元件。

Description

结构元件及制造方法

技术领域

本发明涉及一种通过组装已经预先成形的部件来制造结构元件的新方法，该结构元件通常基于铝并包括至少两个不同的元件。本发明可用于制造航空结构的结构元件，特别是用于制造航空结构的翼梁。

背景技术

空间机械性能可变的部件对于航空结构来说非常具有吸引力。因为一些部件受到的局部应力不同，因此要求采用局部不同的技术方案。因而，连接上翼表面和下翼表面的翼梁在其上部主要经受压应力，在其下部主要经受拉应力。因而，翼梁基本上经受弯曲应力和剪切应力。最适合于压应力的部件通常是具有高静态机械强度的部件，当前针对上表面采用的技术方案利用7XXX型铝合金，例如，国家标准T79中的合金7449。另一方面，最适合于拉应力的部件通常是具有高损伤容限以避免裂纹传播的部件，当前针对下表面采用的技术方案利用2XXX型铝合金，例如国家标准T351中的合金2024A。

机翼由一般通过铆接或螺栓连接组装的大量元件构成。机翼一般包括前翼梁和后翼梁，例外情况还包括中翼梁。翼梁长度在从机翼根部向其末端延伸的纵向L(飞机翼展的方向)上测量，翼梁高度在从机翼下部向其上部延伸的横向H上测量，而翼梁厚度在从机翼前缘向其后缘延伸的方向E上测量。翼梁厚度较小(一般小于200mm)，而其高度可以相当大(对于大型运输机来说，翼根附近的高度为约1m至2m)，并且其长度可以为若干米。在截面中观察时，前后翼梁通常为C形，而中翼梁通常为I形。翼梁包括称为腹板的中部和通常垂直于腹板并称为翼缘(或跟缘)的端部。通过垂直于纵向的桁条沿着长度以规则间隔对翼梁进行加强。这些桁条(也称为支柱)大体上可以通过组装或优选通过加工来获得，并且构成局部过厚的厚度。为了防止受拉区域中产生的裂纹传播，可以设置位于翼梁下部中并平行于纵向的止裂器。与桁条一样，止裂器可以通过组装或优选通过加工来获得。

大多数翼梁都通过对单个金属坯料进行一体加工而获得，与机械组装相比这会使生产率显著提高。然而，必须因而关于合金和冶金状态作出中间选择，以在上部获得足够的静态机械强度，并且在下部获得可接受的损伤容限。如今通常选择使用国家标准T7651中的合金7010或合金7040。

然而，特别有价值的是生产一种其上部对压应力来说以及其下部对拉应力来说都最优的双功能翼梁。这种优化能够使每个部分的重量降低，并因而推得能够使翼梁的重量降低，这是当今航空工业的基本目标，因为这会降低飞机运行的成本。另外，减轻飞机重量会使施加到下表面和上表面上的应力增加。非优化设计的翼梁限制了可以施加到上表面和下表面上的应力。

这种结果可以通过组装两个部件而获得，这些部件具有不同性能但在每个部件内基本均质。该组装可以机械进行(例如，通过螺栓连接或铆接)。然而，这种组装需要很长时间并且昂贵，因为其必须钻大量的开口并需要复杂的设备。此外，由于机械组装的部件必须重叠，而部分地丧失了由于部件优化而获得的重量的益处。另一种方法通过焊接来组装翼梁。在已知的焊接技术中，摩擦搅拌焊或FSW似乎特别适合于组装由不同合金制成的部件。

申请PCT WO 98/58759(英国航空)描述了一种由合金2000和合金7000通过摩擦搅拌焊而形成的混合坯段，并且由该坯段加工出翼梁。该申请还描述了通过摩擦搅拌焊组装的翼梁，并且提到了根据局部应力的翼梁各个部分的最优化值。然而在该申请中对翼梁的描述极其概括，因为该申请只限于C形截面的视图。

与摩擦搅拌焊相关的技术难题很多。首先，对于所有焊接技术来说，摩擦搅拌焊导致在焊接区域及接近焊接区域并受到热影响的区域内发生金相变化，该变化会改变这些区域的机械性能。许多专利或专利申请(例如，US 6,168,067、US 2004/0056075、US，6,902,444)都描述了在焊接操作之前或之后进行热处理，这种热处理能够使焊接对接头的机械性能的有害影响受到限制。其次，在摩擦搅拌焊的情况下焊接区域的厚度特别受限。因而，能够以电子束焊接进行组装的最大厚度为约100mm，但是能够以摩擦搅拌焊进行组装的最大厚度为约10mm。

另一方面，摩擦搅拌焊的优点在于能够获得许多形状的焊接接头，并且能够将不同的合金焊接在一起。

专利申请EP 1 547 720 A1(英国空中客车)描述了一种通过焊接通常由不同合金获得的两个部件进行组装的方法，以便在加工后生产用于航空应用的诸如翼梁的结构部件。为了避免摩擦搅拌焊技术所带来的厚度限制，在对置坯料的厚度中形成槽，槽使得这些坯料能够进行组装以及之后进行加工。然而，这种槽会削弱桁条，桁条取决于加工而包括腔或凹口，这可能需要通过铆接增设加固部件。制造这种槽也产生了额外的费用。

专利申请EP 1 571 079 A1(法国空中客车)描述了一种在中央区域具有凹槽的翼梁。该翼梁可以通过组装由不同材料制成并通过接合拼接板连接的两个部件而制成。

本发明所要解决的问题是提出一种用于制造包括若干个组装部件的双功能或多功能结构元件的新方法，该方法不仅可避免削弱桁条，而且相反允许生产机械强度比通过传统方法获得的机械强度大的桁条。

发明内容

本发明涉及一种制造用于航空结构的结构元件的方法，该结构元件通常为机翼翼梁，该结构元件包括：基本在平面(L，H)中延伸的腹板，L为纵向，H为横向，所述腹板具有长度L1和高度H1，该结构元件由于垂直于所述平面(L，H)的力矩而将经受弯曲应力；以及一个或多个相邻的桁条元件，这些桁条元件基本垂直于所述腹板并沿着横向延伸，该方法包括如下步骤：

(i)获得至少第一和第二金属坯料，所述第一金属坯料的抗压弹性极限大于所述第二金属坯料的抗压弹性极限；

(ii)对所述第一金属坯料进行加工，从而获得第一加工整体部件S，该部件包括：第一腹板部分51，该第一腹板部分的长度为L1，高度H4比H1小；以及至少一个桁条元件3，该桁条元件与所述第一腹板部分基本垂直并相邻，该桁条元件的高度H’1与H1基本相等，并使得高度为H’1-H4的桁条部分延伸超过所述第一腹板部分51；

(iii)通过使所述第二金属坯料成形而制备至少一个第二部件T，该第二部件包括至少第二腹板部分52，该第二腹板部分的长度为L1，高度为H5，且沿着高度H的方向一直延伸到高度H5，使H4+H5的和基本等于H1；

(iv)通过将所述腹板部分51和52在它们整个公共的长度L1上端对端放置而组装所述第一整体部件S和所述第二部件T，使得所述桁条部分与所述第二腹板部分相邻。

本发明还涉及一种可以通过上述方法获得的一体结构元件。

本发明又涉及一种用于航空结构的一体结构元件，该结构元件通常为机翼翼梁，该结构元件包括：基本在平面(L，H)中延伸的腹板，L为从所述机翼的翼根向其末端延伸的纵向，H为从所述机翼的下部向其上部延伸的横向，所述腹板具有长度L1和高度H1；以及一个或多个桁条元件3，这些桁条元件与所述腹板相邻并基本垂直，且沿着所述横向延伸，所述结构元件的特征在于：

a)所述结构元件包括至少第一整体部件S和第二部件T；

b)用于生产所述元件S的金属坯料的抗压弹性极限大于用于生产所述元件T的金属坯料的抗压弹性极限；

c)所述第一部件S包括：基本平整的第一腹板部分51，其长度为L1，高度H4比H1小；以及至少一个桁条元件3，其与所述第一腹板部分基本垂直并相邻，并且其高度H’1基本等于H1，且使得高度为H’1-H4的桁条部分延伸超过所述第一腹板部分；

d)所述第二部件T包括至少一个基本平整的第二腹板部分52，其长度为L1，高度为H5，使得H4+H5的和基本等于H1；

e)将所述第一整体部件S和所述第二部件T并排放置，使得所述腹板部分51和52在它们整个公共的长度L1上端对端，并且使延伸超过所述第一腹板部分的所述桁条部分与所述第二腹板部分相邻。

附图说明

图1示意性地表示机翼翼梁；

图2表示根据本发明的结构元件的一个实施例；

图3表示在抗压弹性极限最高的部件中进行加工的、根据本发明的部件S；

图4表示根据本发明的待通过焊接与部件S组装的部件T；

图5是图2的结构元件的平面(H，L)的视图；

图6a、6b、6c、7a和7b是分别在平面F-F、E-E、D-D、B-B和A-A上剖取的剖视图；

图8和图9是根据本发明的一翼梁的实施例的两个面的视图；

图10是根据本发明的结构元件的另一实施方式的实施例。

具体实施方式

a)定义

铝合金的术语符合对本领域技术人员来说已知的铝协会规定。金相状态在欧洲标准EN 515中定义。标准铝合金的化学成分例如在标准EN573-3中定义。除非另有声明，否则“静态机械性能”，即断裂强度R_m、弹性极限R_P0.2和断裂A处的延伸率通过根据标准EN 10002-1的拉伸试验确定，试验样品的获取部位和方向在标准EN 485-1(轧制品)或EN 755-1(挤压制品)中限定。通过根据标准ASTM E9的测试来测量抗压弹性极限。根据标准ASTM E561确定Kapp应力强度因子。根据标准ASTM E 399测量韧性K_IC。根据标准ASTM E 647测量疲劳裂纹传播速率(所谓的da/dN测试)。“损伤容限”具体是指韧性和裂纹传播阻力。

术语“加工”涵盖用于去除材料的任何工艺，例如，车削、铣削、钻孔，镗孔、攻丝、电腐蚀、磨削、抛光。

这里，机械结构的“结构元件”或“结构式元件”是其疲劳会危及该结构、该结构的用户和使用者等的安全的机械部件。

对于飞机来说，这些结构元件具体包括构成机身的元件(例如机身蒙皮)、桁条、舱壁、圆周框架、机翼(例如机翼蒙皮)、桁条或加强件、肋和翼梁及具体由水平和垂直稳定器构成的尾翼，还包括地板横梁、座椅滑轨和门。

术语“翼梁”在这里表示机翼和尾部单元元件的纵向元件，也就是说翼展方向上的元件。

“实心部件”或“实心元件”在这里是指不包括开口或凹槽的部件或元件。

术语“整体结构元件”或“整体部件”在这里是指通常利用由轧制、挤压、锻造、或模制的半成品构成的单个坯料通过加工而无需与其他部件进行诸如铆接、焊接、粘接的组装而获得的结构元件或部件。

在本说明书的上下文内，“一体结构元件”是指其结构被设计成在最大可能的部分上实现材料连续以减少机械组装点数量的结构元件。“一体结构元件”可以通过深度加工、或通过利用例如通过挤压、锻造或模制而成形的元件、或通过焊接结构元件而制成。“机械组装结构”是指其中根据结构元件(例如，机身元件或机翼元件)的预期用途而薄或厚的金属板通常通过铆接而固定至桁条和/或框架(它们可以通过对挤压或轧制产品进行加工而制成)上的结构。

术语“双功能或多功能结构元件”在这里主要是指由产品的金相性质赋予而不是由其几何形状赋予的功能。

b)本发明的详细描述

根据本发明，通过制造用于航空结构的结构元件(通常为机翼翼梁)的方法解决所述问题，该结构元件包括：基本在平面(L，H)中延伸的腹板，L为纵向，而H为横向，所述腹板具有长度L1和高度H1，该结构元件由于垂直于所述平面(L，H)的力矩而经受弯曲应力；以及一个或多个相邻的桁条元件，这些桁条元件基本垂直于所述腹板并沿着横向延伸，该方法包括如下步骤：

(ii)对所述第一金属坯料进行加工，从而获得第一加工整体部件S，该部件包括：第一腹板部分51，该第一腹板部分的长度为L1，高度H4小于H1；以及至少一个桁条元件3，该桁条元件与所述第一腹板部分基本垂直并相邻，该桁条元件的高度H’1与H1基本相等，使得高度为H’1-H4的桁条部分延伸超过所述第一腹板部分51；

(ii i)通过使所述第二金属坯料成形而制备至少一个第二部件T，该第二部件包括至少第二腹板部分52，该第二腹板部分的长度为L1，高度为H5，并沿着高度H的方向一直延伸到高度H5，使H4+H5的和基本等于H1；

金属坯料有利地由铝合金构成，并且优选源自由结构硬化铝合金获得的多个厚金属片(即，厚度大于或等于12mm的金属片)。在本发明的一个有利实施方式中，第一金属坯料从7XXX系列铝合金获得，更优选从包含在由7040、7140、7055、7085、7149、7249、7349和7449组成的组中的铝合金获得。在本发明的另一个有利实施方式中，第一金属坯料从含有锂的铝合金获得，更优选从包含在由2050、2094、2098、2195、2196和2199组成的组中的铝合金获得。在本发明的另一有利实施方式中，至少一个整体部件T从2XXX系列铝合金获得，更优选从包含在由2022、2024、2024A、2027、2056、2139组成的组中的铝合金或包含在由2050、2094、2098、2195、2196和2199组成的组中的含有锂的铝合金获得。

可以在步骤(iii)中使用的成形工艺包括轧制、挤压、模压、锻造和加工。优选的是，通过加工执行步骤(iii)。

步骤(iv)中进行的组装可以通过任何合适的方法，特别是螺栓连接、铆接、粘接和焊接来进行。焊接方法能够获得一体结构元件，这对于本发明来说是有利的，焊接方法包括通过填充金属氧炔焊、不熔化极电弧焊(TIG)、熔化丝极电弧焊或半自动焊(MIG-MAG)、激光焊、等离子焊、电子束焊、摩擦搅拌焊(FSM)。在本发明的一个有利实施方式中，所使用的组装技术为摩擦搅拌焊。

在通过焊接组装的情况下，可以在对部件S和/或部件T进行加工之前和/或之后以及/或者进行组装之前和/或之后进行热处理，以获得最适合于这些部件和焊接区域的最终金相状态。可以例如通过喷丸硬化对焊缝进行机械处理。

可以任选地执行最终步骤，在该步骤中，对从步骤(iv)获得的结构元件进行加工，以获得最终的一体结构元件。该步骤能够校正由于焊接操作而产生的任何缺陷，并且能够实现该一体结构元件用于安装在飞机的结构中的精确尺寸。

图1表示呈C形的翼梁部分的立体图的实施例。沿着从机翼的翼根向其末端延伸的纵向L测量该翼梁的长度L1，沿着从机翼的下部向其上部延伸的横向H测量该翼梁的高度H1，并且沿着从机翼的前缘向其后缘延伸的方向E测量该翼梁的厚度E1。该翼梁部分包括下翼缘1、上翼缘2和腹板5。上翼缘和下翼缘通常是平整的，在通常平行于平面(E，L)的平面中沿着方向E一直延伸到厚度E1，并沿着方向L一直延伸到长度L1。腹板5通常为平整的，基本在平面(L，H)中沿着方向H一直延伸到高度H1，并沿着方向L一直延伸到长度L1。以规则间隔隔开的桁条3对腹板5进行加强。桁条3是基本垂直于腹板5的元件，沿着横向H一直延伸到接近H’1(接近H1)的高度，并沿着方向E一直延伸到一般小于或等于E1的厚度E2。高度H1和H’1主要根据翼缘的厚度而有所差别。各个桁条的形状可以在一些部件内改变。一些桁条可能用于固定到肋上，从而可以具有适合于该用途的形状。

对于通过加工制成的结构元件来说，桁条3和腹板5之间的材料是连续的。

可以任选地在距下翼缘的距离H2处增设止裂器4，该距离H2一般比该止裂器和上翼缘之间的距离H3短。该任选的止裂器4的用途是防止已经在最容易受到拉应力的下部中出现的裂纹传播到上部。对于通过加工制成的结构元件来说，止裂器4和腹板5之间的材料是连续的。

图2表示根据本发明包括两个桁条的翼梁部分30的立体图。该部分并不是限制性的，而是可以加长以包括制造整个翼梁所必需的数量为n的桁条。在该实施例中，根据本发明的翼梁包括两个部件，即已经组装好的第一整体部件S和第二部件T。腹板5由两个腹板部分51和52构成，这两个腹板部分分别源自部件S和T，并在它们的整个公共长度L1上端对端地定位，从而一同形成腹板5。优选的是，根据本发明的这部分腹板是实心的。分别通过图3和图4描述部件S和T。根据本发明，部件S由抗压弹性极限比用于制造部件T的坯料的抗压弹性极限大的坯料制成。有利的是，部件T可以由Kapp应力强度因子比用于制造部件S的坯料的Kapp应力强度因子高的坯料制成。在本发明的一个有利实施方式中，部件S由合金σ构成，而部件T由合金τ构成，合金σ有利于获得高的静态机械性能，而合金τ有利于获得高的损伤容限。桁条3形成了整体部件S的一体部分，从而获得了最有利于进行组装的机械性能。这样图3示出了与腹板部分51基本垂直并相邻的桁条3沿着方向H延伸超过该腹板部分51。通常，桁条元件3沿着高度H的方向一直延伸到与H1接近的高度H’1。腹板部分51从上翼缘2沿着方向H一直延伸到高度H4，从而高度为H’1-H4的桁条部分延伸超过腹板部分51。优选的是，距离H4大于H1/2，以获得主要由具有最高压缩强度的元件构成的腹板。在本发明的一个有利实施方式中，桁条3完全由合金σ构成。在桁条3的末端，沿着方向E一直延伸到与E1接近的高度的加长件31可以任选地有利于固定至部件T。特别有利的是，桁条具有高抗压弹性极限，这是因为施加在桁条上的应力主要是与趋于使上表面和下表面朝向彼此移动的力以及斜应力有关的压应力。

在其中根据本发明的结构元件包括止裂器4的任选情况下，止裂器4优选在部件S中加工出来。

图4表示部件T，其腹板部分52的长度为L1，高度为H5，使H4+H5的和基本等于H1。

在部件T和部件S之间存在三个不同的接触区域：部件S的腹板部分51和部件T的腹板部分52沿着方向L端对端地接触的区域21；延伸超过腹板部分51的桁条部分3沿着方向H与部件T的腹板部分52接触的区域22；以及部件S的桁条的末端沿着方向E与部件T的下翼缘1接触的区域23。在区域21、22和23已经形成了优选通过摩擦搅拌焊获得的焊缝。区域21的焊缝对应于沿着方向L的对接焊缝以及位于与各桁条接合处的T形焊缝，区域22和23的焊缝分别对应于沿着方向H和E的T形焊缝。

图5是图2的翼梁部分30的平面(H，L)的视图。在图5中表示出了图6和图7中详细所示的截面的位置。

图6a是在平面(E，L)上位于根据本发明实施例的翼梁的位置F-F处的剖面图。该图是沿着示出了轮廓的下翼缘1的方向的视图。在该平面上，桁条3源自部件S，而腹板部分52源自部件T。在区域22中沿着方向H产生的焊缝有助于部件S和T的组装。图6b是在平面(E，L)上位于根据本发明实施例的翼梁的位置E-E处的剖面图。该图是沿着示出了轮廓的下翼缘1的方向的视图。在该位置，腹板部分51和桁条3均源自部件S。图6c在平面(E，L)中位于根据本发明实施例的翼梁的止裂器4的位置D-D的剖面图。该图是沿着示出了轮廓的下翼缘1的方向的视图。止裂器4和桁条3均源自部件S。图7a是在平面(E，H)中位于根据本发明实施例的翼梁的位置A-A处的剖面图。该图是沿着示出了轮廓的桁条3的方向的视图。部件S在区域21中与部件T端对端地接触。图7b是在平面(E，H)中位于根据本发明实施例的翼梁的桁条3的位置B-B处的剖面图。该剖面图示出了桁条3源自部件S，并且沿着方向L、H和E在三个不同的区域21、22和23焊接至部件T。

在摩擦搅拌焊的情况下，由于焊缝21而获得了本发明的附加技术优点。因为通过摩擦搅拌焊获得的焊缝按照止裂器4的方式用作止裂器。例如，R.John(R.John，K.V.Jata，K.Sadananda，InternationalJournal of Fatigue 25(2003)939-948)描述了摩擦搅拌焊的这种效果。因此，焊缝21防止在部件T中形成的裂纹传播到部件S中。通过摩擦搅拌焊获得的焊缝21可以省却使用止裂器。裂纹通常在下翼缘中出现并在腹板中传播。通过摩擦搅拌获得的焊缝21所位于的位置距下翼缘足够远以使应力不是太大，但是又足够近以迅速地阻止裂纹；有利的是，所选择的位置接近机翼的中性线。优选的是，距离H4位于(2/3)*H1和(5/6)*H1之间。

图8和图9在两个表面上示出了根据本发明的包括八个桁条3的部件的实施例。在图9中示出了每个桁条的焊缝22。

在本发明一有利实施方式中，结构元件只包括两个整体部件，即通过焊接组装的部件S和部件T。

在本发明的另一实施方式中，部件T由两个部件Ta和Tb形成，这两个部件有利地通过焊接组装。该实施方式比较经济，因为该实施方式使得能够使用最少量的未加工形式的材料(例如由合金τ构成)生产部件T。图10表示根据该方法生产的部件的实施例。部件Ta包括腹板部分52，部件Ta和Tb一同形成下翼缘1。形成与焊缝21平行并与焊缝22和23垂直的沿着纵向L的附加焊缝24以组装部件Ta和Tb。在一有利实施方式中，在部件Tb与部件Ta和部件S组装之前将部件Ta与部件S组装，因此以21、22、24和23的顺序形成焊缝。

根据本发明的一个实施例，按照对本领域技术人员来说已知的方法铸造由合金σ构成的板。优选的是，合金σ是能够获得增强静态机械性能(R₀₂，R_m)的结构硬化合金。在本发明的一个有利实施方式中，该合金σ是7XXX系列的铝合金，更优选的是包括在由7040、7055、7140、7085、7149、7249、7349、7449组成的组中的铝合金。在本发明的另一有利实施方式中，该合金σ是含有锂的铝合金，更优选的是包括在由2094、2195、2196和2199组成的组中的铝合金。根据对本领域技术人员来说已知的条件对所获得的板进行均质化、再加热、热轧制、放置在溶液中、淬火以及任选地经受拉应力，以获得具有期望尺寸的厚片材。然后将所获得的该厚片材进行加工以获得部件S。另外，根据对本领域技术人员来说已知的方法铸造铝合金τ板。优选的是，该铝合金τ是损伤容限性能(诸如韧性或疲劳裂纹传播阻力)提高的铝合金。在本发明的一个有利实施方式中，该铝合金τ是2XXX系列铝合金，更优选的是包括在由2024、2024A、2056、2098组成的组中的铝合金。对该铝合金τ板进行均质化、高温转换和任选的低温转换，以获得具有期望尺寸的厚片材。然后对合金τ的该厚片材进行加工以获得部件T。在根据本发明的另一实施例中，部件T通过用合金τ的坯段挤压而获得。

然后使部件S和T相对于彼此定位，使得腹板部分51和52一同形成腹板5并通过适当装置而保持在适当位置。然后通过摩擦搅拌焊形成：焊缝21，其是沿着方向L在部件S和T的腹板部分51和52之间的对接焊缝；焊缝22，其是桁条3和部件T的腹板部分51之间的T形焊缝；以及焊缝23，其是桁条3与部件T的翼缘1之间的T形焊缝。通常，只有一种焊缝21的长度是最终部件的长度，而每个桁条具有一种焊缝22和一种焊缝23。在本发明的一个有利实施方式中，利用摩擦搅拌焊形成这些焊缝。形成焊缝21、22和23的顺序并不重要，但是发明人已经注意到以21、22和23的顺序形成焊缝是有利的。

组装之后，对组装的部件30进行最终加工，以获得期望的确切尺寸。

优选的是，通过根据本发明的方法获得的结构元件是机翼翼梁。

在另一有利实施方式中，根据本发明的方法获得的结构元件是机身构件。

Claims

1、一种制造用于航空结构的结构元件的方法，该结构元件通常为机翼翼梁，该结构元件包括：基本在平面(L，H)中延伸的腹板，L为纵向，H为横向，所述腹板具有长度L1和高度H1，该结构元件由于垂直于所述平面(L，H)的力矩而将经受弯曲应力；以及一个或多个相邻的桁条元件，这些桁条元件基本垂直于所述腹板并沿着横向延伸，所述方法包括如下步骤：

(ii)对所述第一金属坯料进行加工，从而获得第一加工整体部件(S)，该部件包括：第一腹板部分(51)，该第一腹板部分的长度为L1，高度H4小于H1；以及至少一个桁条元件(3)，该桁条元件与所述第一腹板部分基本垂直并相邻，该桁条元件的高度H’1与H1基本相等，并使得高度为H’1-H4的桁条部分延伸超过所述第一腹板部分(51)；

(iii)通过使所述第二金属坯料成形而制备至少一个第二部件(T)，该第二部件包括至少第二腹板部分(52)，该第二腹板部分的长度为L1，高度为H5，且沿着高度H的方向一直延伸到高度H5，使H4+H5的和基本等于H1；

(iv)通过将所述腹板部分(51)和(52)在它们的整个公共长度L1上端对端放置而组装所述第一整体部件(S)和所述第二部件(T)，使得所述桁条部分与所述第二腹板部分相邻。

2、根据权利要求1所述的制造方法，其中，在步骤(iv)中使用的组装方法是焊接。

3、根据权利要求2所述的制造方法，其中，所使用的焊接方法是摩擦搅拌焊。

4、根据权利要求1至3中任一项所述的制造方法，其中，生产所述部件(S)和(T)所用的合金是不相同的。

5、根据权利要求1至4中任一项所述的制造方法，其中，所述金属坯料包括铝合金。

6、根据权利要求1至5中任一项所述的制造方法，其中，从7XXX系列的铝合金获得所述第一金属坯料。

7、根据权利要求6所述的制造方法，其中，从包含在由7040、7140、7055、7085、7149、7249、7349、7449组成的组中的铝合金获得所述第一金属坯料。

8、根据权利要求1至5中任一项所述的制造方法，其中，从包含在由2050、2094、2098、2195、2196和2199组成的组中的铝合金获得所述第一金属坯料。

9、根据权利要求1至8中任一项所述的制造方法，其中，至少一个整体部件(T)是从2XXX系列的铝合金获得的。

10、根据权利要求9所述的制造方法，其中，至少一个整体部件(T)是从包含在由2022、2024、2024A、2027、2056、2139组成的组中的铝合金获得的。

11、根据权利要求9所述的制造方法，其中，至少一个整体部件(T)是从包含在由2050、2094、2098、2195、2196和2199组成的组中的铝合金获得的。

12、根据权利要求1至11中任一项所述的制造方法，其中，全部桁条元件(3)都在抗压弹性极限最高的金属坯料中制成。

13、根据权利要求1至12中任一项所述的制造方法，其中，所述结构元件通过焊接两个整体部件(S)和(T)而获得。

14、根据权利要求1至13中任一项所述的制造方法，其中，所述结构元件是机翼翼梁。

15、根据权利要求1至13中任一项所述的制造方法，其中，所述结构元件是机身部件。

16、根据权利要求1至15中任一项所述的制造方法，其中，在加工部件(S)和/或部件(T)之前和/或之后以及/或者组装部件(S)和/或部件(T)之后进行热处理。

17、根据权利要求1至16中任一项所述的方法，该方法包括最终步骤，在该步骤中，对从步骤(iv)获得的一体结构元件进行加工，以获得最终的一体结构元件。

18、可通过根据权利要求1至17中任一项所述的方法获得的一体结构元件。

19、一种用于航空结构的一体结构元件，该结构元件通常为机翼翼梁，该结构元件包括：基本在平面(L，H)中延伸的腹板，L为从所述机翼的翼根向机翼的末端延伸的纵向，H为从所述机翼的下部向机翼的上部延伸的横向，所述腹板具有长度L1和高度H1；以及一个或多个桁条元件(3)，这些桁条元件与所述腹板相邻并基本垂直，并沿着所述横向延伸，所述结构元件的特征在于：

a)所述结构元件包括至少第一整体部件(S)和第二部件(T)；

b)用于生产所述元件(S)的金属坯料的抗压弹性极限大于用于生产所述元件(T)的金属坯料的抗压弹性极限；

c)所述第一部件(S)包括：基本平整的第一腹板部分(51)，其长度为L1，高度H4小于H1；以及至少一个桁条元件(3)，其与所述第一腹板部分基本垂直并相邻，该桁条元件的高度H’1基本等于H1，且使得高度为H’1-H4的桁条部分延伸超过所述第一腹板部分；

d)所述第二部件(T)包括至少一个基本平整的第二腹板部分(52)，其长度为L1，高度为H5，使得H4+H5的和基本等于H1；

e)将所述第一整体部件(S)和所述第二部件(T)并排放置，使得所述腹板部分(51)和(52)在它们的整个公共长度L1上端对端，并且使延伸超过所述第一腹板部分的所述桁条部分与所述第二腹板部分相邻。

20、根据权利要求19所述的一体结构元件，其中，所述整体元件(S)和(T)通过焊接组装，优选通过摩擦搅拌焊组装。

21、根据权利要求19或20所述的一体结构元件，其中，该结构元件包括下翼缘(1)和上翼缘(2)，所述上翼缘和下翼缘通常是平整的，并且在通常平行于平面(E，L)的平面中沿着方向E一直延伸到厚度E1，沿着方向L一直延伸到长度L1。

22、根据权利要求21所述的结构元件，其中，所述至少一个桁条(3)在其末端包括加长部(31)，该加长部沿着方向E一直延伸到基本与E1相等的厚度。

23、根据权利要求22所述的结构元件，其中，所述整体元件(S)和(T)通过至少三种焊缝而组装，这三种焊缝为：至少一个对接焊缝(21)，该焊缝与方向L平行并使得能够组装所述腹板部件(51)和(52)；至少一个T形焊缝(22)，该焊缝与方向H平行并使得能够组装所述元件(3)和(52)；以及至少一个T形焊缝(23)，该焊缝使得能够组装所述元件(1)和(31)。

24、根据权利要求21至23中任一项所述的结构元件，其中，一部件(Ta)包括所述腹板部分(52)，并与一部件(Tb)相配合而形成所述下翼缘(1)。

25、根据权利要求19至24中任一项所述的结构元件，其中，所述整体部件(S)包括位于平面(E，L)中的止裂器(4)。

26、根据权利要求19至25中任一项所述的结构元件用于飞机制造的用途。