CN1188242C - 金属壳层结构 - Google Patents

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Abstract

本发明的任务是，实现一种费用合理的带有整体加强筋的金属壳层结构，这种壳层结构除了具有所需的刚性以外还具有足够的裂纹生长特性和剩余强度特性。按照本发明这个任务由此而解决，加强筋(2)在根部具有带有加强筋根部厚度(f)的加厚体(4)，加厚体(4)朝着连接位置(3)减薄成连接厚度(a)且加强筋根部厚度(f)与连接厚度(a)之比大于/等于2。本发明应用于由外壳和加强筋组成的金属壳层结构。

Description

金属壳层结构
本发明涉及一种带有整体的加强筋的金属壳层机构，尤其是用于飞机制造的带有纵梁的外壳。
飞机机身通常由铆接的铝合金外壳制造。对于飞机机身设计要满足给定的强度要求，为此除了要满足静力学强度和疲劳强度以外还要满足裂纹生长特性和剩余强度特性。上述要求的满足要反映在飞机机身设计上；因此在外壳壳层结构上发明了带有铆接纵梁的外壳结构方式。这种结构方式主要用于对机身管刚性有很高要求的场合。
在具有外壳裂纹缺陷、假设在飞机机身圆周方向上存在裂纹扩展的情况下，裂纹在运转负荷作用下加大并遇到一纵梁。当该梁通过铆接或粘接连接在外壳上时，裂纹通常从纵梁下通过，而不伤害纵梁。因此对整体结构剩余强度的不利影响相对很小而不必担心结构的失效。
为了节省制造和运行费用试图通过焊接代替纵梁的铆接(DE 19639 667 C1)。其中注意到，垂直于焊接纵梁的空气滞留裂纹可能均匀地在外壳和纵梁上扩展结果造成纵梁剧烈的撕开甚至撕裂。因此这种有缺陷的外壳结构的裂纹生长特性和剩余强度特性比铆接外壳结构的裂纹生长特性和剩余强度特性更差。此外在采用激光焊接法焊接一般的纵梁时又总是在焊缝上产生裂纹，它的产生阻碍焊缝冷却时的收缩。为了改善凝固条件所加入的焊接添加材料只能部分地抵消这种缺陷。
本发明的任务是，创造一种费用合理的带有整体加强筋的金属壳层结构，这种壳层结构除了具有所需的刚性以外还具有足够的裂纹生长特性和剩余强度特性。
按照本发明这个任务通过这样一种由外壳和加强筋所组成的金属壳层结构完成，其中加强筋在根部具有加强筋根部厚度的加厚体，加厚体朝着连接位置减薄为连接厚度且加强筋根部厚度与连接厚度之比大于/等于2。
本发明有利地利用了在渗入到壳层结构加强筋的裂纹尖端受几何条件制约地、局部地减少机械应力负荷，另外利用了这一知识，即为了实现必需的刚性特性，在铆接纵梁时所承受的来自纵梁铆接的力相对来说很小。往往采用一排铆接用来固定纵梁就足够了。因此对于焊接的加强筋可以减小焊缝深度。由此改善收缩并达到减少热裂纹生成的目的。
较小的焊缝深度存在附加的优点，可以实现更快的焊接速度，由此可以减少由于焊接温度引起的壳层结构的热变形。
下面根据图示详细描述本发明的实施例。
图1画出了带有焊接加强筋的壳层结构的截面图，加强筋在根部具有加厚的截面厚度，
图2画出了带有焊接加强筋的壳层结构的截面图，加强筋在根部具有加厚的截面厚度和减小的连接厚度，
图3画出了带有焊接加强筋的壳层结构的截面图，加强筋在根部具有加厚的截面厚度和减小的连接厚度以及附加的缺口，
图4画出了壳层结构的截面图，壳层结构由挤压型材制造。
图1所示的飞机机身壳层结构由外壳1和焊接的、相互间间隔距离的加强筋2所组成。由于绘图的原因在图1中所示的壳层结构截面可以理解为只是数个加强筋中的一个。
对于所示的实施例，外壳1和加强筋2由铝镁硅铜合金(AlMgSiCu-合金)制造；但是按照本发明的解决方案也可以应用于其它的金属材料。加强筋2在实施例中构成纵梁；但是本发明可以应用于任意其它的加强筋，这种加强筋可以中断来自外壳的裂纹负荷。
在所示实施例中外壳厚度t和加强筋厚度s的尺寸尽可能地相等并且例如为1.6至2mm。加强筋2通过CO2激光束焊接法焊接到外壳1上，，在此用两个激光源从连接位置3的两侧以很扁平的角度利用焊接添加金属丝焊接。在这里所产生的连接位置3的完全透焊对于每个激光束得到至少1mm的焊缝深度，由此可以实现6-10米/分的焊接速度。当提高激光功率时焊接速度甚至可大于10米/分。
为了阻止来自外壳1的裂纹在加强筋2上的扩展，按照本发明在加强筋根部具有加厚体3。通过加厚体3将连接位置厚度a过渡到加强筋根部厚度f，使得在加强筋2上的裂纹生长的应力强度和与此相关的裂纹生长速度尽可能地降低。f/a的比例应大于/等于2，由此使裂纹生长剧烈地放慢或者使裂纹偏转到加强筋的纵向。
在实施例中外壳1由达到最终尺寸的轧制薄板去焊接。此外通过“化学铣削”在要焊接加强筋的位置上产生台座5。对此的根据在于，在飞机制造中采用壳层结构来自强度作用下的在焊接后通过金属过程不可逆地回留在外壳上热影响区不允许延伸到名义外壳厚度t。
本发明的解决方案不局限于图1所示的加厚体3结构。图1所示的结构对应于优选可制造的Z形。加厚体3例如也可以具有对称的加强筋2根翼。
按照本发明另一个起到遏制裂纹扩展进加强筋2里面作用的支持措施由此来实现，即加强筋根部厚度(f)与外壳厚度(t)的比例大于/等于2，由此同样对应力强度比例施加影响。
在图2中所示的实施例对应于前面对图1所描述的实施例，但是相比之下具有减小的连接厚度a。在前面描述的实施例中连接厚度a与加强筋厚度s相等。由于减小了焊缝应力，连接厚度a的减小可以毫无困难地实现。一半或三分之一的连接厚度可以做到不产生过高的直线应力。这种减小具有多方面的积极作用；除了强化前面所述的减小裂纹扩展或者产生裂纹偏转作用以外，由于这里较小的焊缝深度而在焊缝凝结时产生更小的收缩应力并由此导致更少的热裂纹。全部透焊的连接位置3的焊缝深度随着连接厚度a而减小。此外对于较小的焊缝深度可以实现更高的焊接速度。
图3给出的实施例对应于图2所述的实施例，只是在加强筋根部还附加具有一个缺口6用于继续减小连接位置3处加强筋2的刚性。由此给加强筋根部在焊接期间的收缩力带来小的阻力并降低生成热裂纹的危险。
如图3所示，缺口6对于单侧焊接可以只成形于一侧或者对于双侧焊接成形于加强筋根部两侧。
前面所述的用于减小加强筋根部刚性的构成缺口的措施也可以应用于图1所示的实施例，在那里连接厚度a相对于加强筋厚度s没有减小。
除了构成缺口以外，所期望的作用还可以通过引入局部压应力来实现。为此代替缺口通过轧制或滚压产生压实缺口。由此在加强筋根部产生的压内应力相对于焊接期间出现的拉收缩应力而提高并这样来降低热裂纹的危险。
图4中所示的壳层结构与前面所述的实施例的不同处在于不是通过焊接制造，而是通过整体结构部件的挤压组成外壳和加强筋。这种制造方法比采用焊接加强筋的制造方法的费用低。与受损状态中特别是剩余强度结构特性有关的问题与焊接壳层结构相同。所以前面对图1和图2所建议的加强筋根部厚度f与连接厚度a比例的最佳化的解决方案特征也可以移植到这种形式的壳层结构的设计上。在图4所示的实施例截面图画出了与裂纹扩展特性有关的在加强筋上带有加厚体4结构的最佳化挤压型材7。对于裂纹扩展特性起决定作用的仍然是连接位置厚度a与加强筋根部厚度f的比例。
通过大的挤压型材制造整体的壳层结构尽管在技术上是可能的，但是尤其是对于很小的外壳厚度t情况下引起有关保持尺寸公差和避免表面缺陷的制造问题。更简便的是，挤压带有例如3个或4个纵梁的窄挤压型材，然后通过对焊或铆接形成完整的壳层结构。对焊可以通过电弧焊、激光焊、电子束焊或摩擦-旋转焊来实现。
为了应用挤压型材7还可以选择使带有一些加强筋2的小壳层结构由整体铣削而成，然后拼焊或铆接成更大的壳层结构。

Claims (13)

1.由外壳和加强筋所组成的金属壳层结构，其特征为，加强筋(2)在根部具有加强筋根部厚度(f)的加厚体(4)，加厚体(4)朝着连接位置(3)减薄为连接厚度(a)且加强筋根部厚度(f)与连接厚度(a)之比大于/等于2。
2.如权利要求1的壳层结构，其特征为，连接厚度(a)小于等于没有加厚的加强筋(2)的截面厚度(s)。
3.如权利要求1或2之一的壳层结构，其特征为，加强筋在连接位置(3)处的刚性通过一个缺口或两个对面设置的缺口(6)而减小。
4.如权利要求1或2之一的壳层结构，其特征为，在加强筋(2)上的连接位置(3)处通过轧制或滚压产生压实缺口。
5.如权利要求1或2之一的壳层结构，其特征为，加强筋根部厚度(f)与外壳厚度(t)之比大于/等于2。
6.如权利要求1的壳层结构，其特征为，加强筋(2)焊接到外壳(1)上。
7.如权利要求2的壳层结构，其特征为，加强筋(2)焊接到外壳(1)上。
8.如权利要求1的壳层结构，其特征为，壳层结构由挤压型材(7)构成。
9.如权利要求2的壳层结构，其特征为，壳层结构由挤压型材(7)构成。
10.如权利要求1的壳层结构，其特征为，由外壳(1)和加强筋(2)组成的壳层结构通过铣削整体加工。
11.如权利要求2的壳层结构，其特征为，由外壳(1)和加强筋(2)组成的壳层结构通过铣削整体加工。
12.如权利要求6、7、8、9、10或11之一的壳层结构，其特征为，由数个小的焊接壳层结构、挤压型材(7)或铣削壳层结构组成的壳层结构通过对焊或铆接拼接成更大的壳层结构。
13.如权利要求1、2、6、7、8、9、10、11或12之一的壳层结构，其特征为，壳层结构用于构造飞机机身，由航空铝合金制造，加强筋(2)作为纵梁连接在外壳(1)上。
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