DE69827627T2

DE69827627T2 - Reibschweissen von metallischen werkstücken

Info

Publication number: DE69827627T2
Application number: DE69827627T
Authority: DE
Inventors: Tim Filton WOLLASTON; Richard Filton PEDWELL; Paul Filton BUSH
Original assignee: BAE Systems PLC
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 1997-06-20
Filing date: 1998-06-22
Publication date: 2005-03-31
Anticipated expiration: 2018-06-23
Also published as: DE69827627D1; EP1547717A1; EP1525939A1; GB9713209D0; EP0989920A1; US7234668B2; EP1547718A1; JP3356294B2; EP1525939B1; US6450394B1; WO1998058759A1; EP1547717B1; US20010052561A1; JP2000512915A; AU8115098A; US6328261B1; EP0989920B1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf das Reibungsschweißen von Metallen und inbesondere von Bauteilen aus Aluminiumlegierungen und im besonderen auf jene wie sie in Situationen benutzt werden, wo eine hohe Festigkeit erforderlich ist, wie das bei Strukturen für Flugzeuge, Helicopter, Hovercrafts, Raumfahrzeugen, Booten und Schiffen der Fall ist.
Strukturen und Verfahren nach der Erfindung finden insbesondere Anwendung bei Flugzeugstrukturen, einschließlich der Primärstrukturen, wo das Verhältnis von Festigkeit zu Gewicht ausschlaggebend ist.
Flugzeugzellen-Bauteile sind ihrer Natur nach komplex in ihrer Konstruktion und bei der folgenden Herstellung, infolge der Vielzahl von Beanspruchungen, denen die Struktur in verschiedenen Phasen des Flugzeugbetriebs ausgesetzt ist, beispielsweise beim Stillstand, beim Reiseflug, beim Steigflug, beim Sinkflug, beim Start und bei der Landung oder bei Windstoßbedingungen. Um die Flugzeugzellen-Bauteile zu vereinfachen und um ihre Zahl zu vermindern, ist es ein bekanntes Prinzip, derartige Bauteile integral aus massiven Barren spanabhebend zu bearbeiten. Auf diese Weise kann die Zahl der Teile verringert werden, und demgemäß können Gewicht, Kosten und Komplexität des fertigen Aufbaus reduziert werden. Es gibt jedoch Grenzen der Konstruktionen, die gegenwärtig verfügbar sind, weil die Herstellungs-Möglichkeiten, beispielsweise im Hinblick auf die Gesamtbarrengröße begrenzt sind, in Verbindung mit der Unmöglichkeit von Schweißverbindungen bei zahlreichen primären Flugzeugstrukturen, wegen der bekannten, Ermüdungserscheinungen einführenden und die Risse-Ausbreitung bewirkenden, Eigenschaften verschweißter Verbindungen.
Eine noch weitere Schwierigkeit kann auftreten bei dem Versuch eine optimale Querschnittsgestalt mit annehmbaren Kosten für extrudierte Flugzeugtragflügel-Außenhaut-Versteifungen, beispielsweise bei Längsversteifungen der Außenhaut, zu erreichen. Hier ist zusätzliches Material an den Enden der Längsversteifungs-Träger erforderlich, die zum Beispiel als "Spatenenden" oder "Rippenauswüchsen" bezeichnet werden, die die Querschnittsgestalt für die Gesamtlänge der Längsversteifungsträger diktieren können, wobei die Notwendigkeit bestehen kann, unerwünschtes Material über fast die Gesamtlänge der Versteifungsträger spanabhebend zu bearbeiten, was zu übermäßig hohen Spanbearbeitungskosten und Materialschrottkosten führt.
Dawes, C. J. et al beschreiben in einem Artikel mit der Überschrift "Friction Stir Process Welds Aluminium Alloys" vom 1. März 1996 im Welding Journal die Anordnung von zwei Bauteilen, die als Flugzeugzellen-Bauteile ausgebildet sind und stumpf gegeneinander stoßen und miteinander durch Reibungsschweißen verbunden werden.
Gemäß einem Merkmal der Erfindung betrifft diese ein Verfahren zur Erzeugung eines strukturellen Zellenbauteils für ein Flugzeug, bei dem wenigstens zwei Bauteile aneinander gestoßen und miteinander durch Reibungsschweißen verbunden werden, wobei der strukturelle Flugzeugzellen-Bauteil eine extrudierte Außenhaut-Aussteifung aufweist, und das Verfahren den Schritt umfasst, einen extrudierten Teil der Aussteifung an einen sich in der Breite vergrößernden Bereich für den extrudierten Teil stumpf anzulegen und sie miteinander durch Reibungsschweißen zu verbinden.
Auf diese Weise können Fortsatzbereiche, beispielsweise Rippenauswüchse und die Spatenenden der Längsträger sowie andere Endfußprofile, deren Breite größer ist als die extrudierte Breite an der Aussteifung, angeformt werden, ohne auf die Erzeugung der maximalen erforderlichen Breite durch Strangguß auszuweichen und dann beträchtliche Längen maschinell abzutragen, um nur kurze Längen der Fortsatzbereiche der extrudierten Breite zu belassen.
Unter einem "Stumpf-Anlegungsverschweißen" gemäß der hier benutzten Terminologie soll ein Schweißverfahren bezeichnet werden, bei dem wenigstens zwei Bauteile mit Rändern oder Oberflächen stumpf gegeneinander gefügt werden, und zwar gleichgültig ob die Bauteile allgemein koplanar im Bereich der Stoßberührung sind oder nicht.
Die Technik des Reibungsstumpfschweißens ist aus der Europäischen Patentschrift 615480 B bekannt, die auf The Welding Institute übertragen wurde, wobei der Gesamtinhalt dieses Patents als Referenz in die vorliegende Anmeldung einbezogen wird. Bei dieser Technik werden die beiden Bauteile stumpf gegeneinander gefügt, und es wird eine Materialsonde, die härter ist als das Material der Bauteile, in einem Verbindungsbereich zwischen die beiden Bauteile gefügt und es wird eine relative zyklische Bewegung zwischen der Sonde und den Bauteilen bewirkt, wodurch Reibungswärme erzeugt wird, um die Abschnitte der Bauteile im Bereich der Verbindung zu plastifizieren, worauf die Sonde entnommen wird und die plastifizierten Abschnitte sich verfestigen und die Bauteile miteinander verbinden.
Die Anwendung dieser Technik auf verschiedene Flugzeugzellen-Strukturen, einschließlich gewisser Primärlastträger-Strukturen, wurde nicht vorausgesehen, wegen der bekannten besagten Eigenschaften der Schweißverbindungen, nämlich ihrer Neigung zu einer Ermüdung. Überraschenderweise haben jedoch durchgeführte Verarbeitungen gezeigt, dass derartige durch Reibungsstumpfverschweißung zusammengefügte Bauteile die Qualitäten besitzen können, um derartige Strukturen für die angegebene Anwendung möglich zu machen.
Um die Möglichkeit von Rissen auszuschließen, die im Bereich der Schweißverbindung ausgehen, kann ein schweißermüdungs-beständiges Mittel am Auslauf der Verschweißung angebracht werden. Ein derartiges Mittel kann ein kalt bearbeitetes Loch sein, dass durch die Schweißverbindung im Bereich des Auslaufs ausgebildet wird, gefolgt vom Einsatz eines Befestigungsglieds, beispielsweise eines Bolzens. Stattdessen oder außerdem kann der verbundene Bauteil im Bereich des Schweißauslaufes kugelbestrahlt werden, oder es kann ein Spleißstreifen quer zur Richtung der Schweißverbindung festgelegt werden. Gemäß einer Alternative oder zusätzlich kann das Material des verschweißten Bauteils im Bereich des Schweißauslaufs verdickt ausgebildet werden. Durch die verschiedenen oben genannten Mittel kann einer der primären Bereiche einer Ermüdung der Schweißverbindung an einem derartig ungünstigen Verhalten gehindert werden.
Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung betrifft diese einen strukturellen Zellenbauteil für ein Flugzeug mit einer extrudierten Flugzeug-Außenhaut-Versteifung, mit wenigstens einem Fortsatzbereich, der die Breite der Aussteifung über eine extrudierte Breite übersteigt, wobei wenigstens ein Fortsatzbereich an der übrigen Aussteifung durch Reibungsstumpfschweißen festgelegt ist.
Der Bauteil kann aus aus wenigstens zwei Außenhautpaneelen bestehen, die stumpf miteinander verschweißt sind. Auf diese Weise kann die Tragflügelaußenhaut oder die Rumpfaußenhaut oder die Außenhaut-Aussteifungspaneele jeder gewünschten Größe gemäß der Erfindung erzeugt werden.
Der Bauteil kann ein versteifter Flugzeug-Tragflügel-Außenhautaufbau sein, der aus wenigstens zwei extrudierten Abschnitten besteht, die jeweils integral geformte, die Außenhaut formende und die Aussteifung formende Abschnitte aufweisen, die miteinander verschweißt sind. Jede Verschweißung kann einen stumpf angeordneten Streifen aufweisen, der darüber festgelegt ist, und er kann ein Auslaufmerkmal, wie oben beschrieben, aufweisen.
Der Bauteil kann eine Flugzeugaußenhaut und ein Versteifungsaufbau sein, einschließlich einer Verbindung zwischen zwei Aussteifungen, bei denen die Außenhaut durch Reibungsstumpfverschweißen miteinander verbunden sind.
Der Bauteil kann eine Reibstumpfschweißverbindung zwischen zwei Unterabschnitten verschiedenen Querschnitts aufweisen.
Der wenigstens eine Fortsatzbereich kann wenigstens einen Teil eines Rippenauswuchses oder eines Spatenendes oder eines anderen Fußendenprofilbereichs eines Außenhaut-Längsträgers aufweisen.
Der Bauteil kann eine Außenhaut-Versteifung mit I-Querschnitt oder J-Querschnitt sein, deren obere und untere Gurte oder Flansche durch einen Mittelsteg getrennt sind, und der wenigstens eine Fortsatzbereich kann eine Reibungsstumpfverschweißung an wenigstens einem der oberen und unteren Gurte auf einer oder beiden Seiten des Steges sein.
Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
1 ist ein verschweißter versteifter Tragflügelaußenhaut-Paneelenaufbau;
2 zeigt einen abgewandelten verschweißten Versteifungs-Tragflügel-Paneelenaufbau;
3 zeigt ein weiteres alternatives Ausführungsbeispiel eines verschweißten versteiften Tragflügel-Paneelenaufbaus; die
4A, B und C zeigen abgewandelte Verfahren von Schweiß-Paneelen-Versteifungsgliedern in ihrer gegenseitigen Lage;
5 ist eine Einzelansicht eines versteiften Flugzeug-Außenhaut-Paneels der Erfindung, im Bereich des Längsversteifungs-Auslaufs;
6 ist eine Ansicht des Auslaufs einer Reibungsstumpfverschweißung gemäß der Erfindung;
7 ist eine Ansicht eines abgewandelten Auslaufs einer erfindungsgemäßen Reibungsstumpfverschweißung;
8 ist eine Ansicht einer weiteren Abwandlung des Auslaufs einer erfindungsgemäßen Reibungsstumpfverschweißung nach der Erfindung;
9 ist eine Schnitt nach der Linie XIX-XIX gemäß 8;
10 ist eine Ansicht des Fußendes einer typischen Flugzeug-Tragflügel-Außenhaut-Längsversteifung gemäß der Erfindung;
11 ist ein Schnitt nach der Linie XXXIIX-XXXIIX gemäß 10;
12 ist eine graphische Darstellung der Ermüdungslebensdauer maximaler Beanspruchung, aufgetragen gegenüber einer Anzahl von Zyklen bis zum Bruch bei zwei ebenen Aluminiumlegierungs-Proben, bei reibungsverschweißten ("FSW") Aluminiumlegierungs-Proben sowohl "wie hergestellt" als auch spanabhebend gemäß der Erfindung bearbeitet, und bei Aluminiumlegierungsproben mit hohen Lastübertragungs-Verbindungen und Preßpassungs-Befestigungen und
13 ist eine graphische Darstellung der Verteilung der Rest-Beanspruchung über der Tiefe einer Aluminium-Legierungsplatte, die reibungsverschweißt ist, aufgetragen relativ zur Restbeanspruchung in einem Abstand von 10,5 mm von der Mitte, in Abhängigkeit von der Tiefe.
Die 1 bis 4 beschreiben Beispiele, die nicht durch die Ansprüche gedeckt sind.
In den 1, 2 und 3 sind verschiedene strukturelle Aufbauten für versteifte Aufbauten der Tragflügel-Außenhaut oder der Rumpf-Außenhaut dargestellt. Extrudierte Paneelen-Versteifungsaufbauten 5, 6 in 1 sind bei 3 durch Reibungsstumpfschweißung verbunden, wobei ein Überlappungsstreifen 7 mit den Teilen 5 und 6 auf beiden Seiten der Verschweißung 3 verbolzt sind. Durch diese Mittel ergibt sich wie ersichtlich ein sekundärer Lastübertragungspfad.
In 2 ist eine Anordnung ähnlich jener nach 1 dargestellt, wobei mittlere Außenhaut-Abschnitte 8 zwischen Bauteile 5 und 6 eingefügt sind und die Reibungsstumpfverschweißung an den Schweißstellen 3 erfolgt. Die Bauteile 5 und 6 sind wiederum extrudierte Abschnitte.
In 3 sind die extrudierten Abschnitte 9, 10 sehr viel breiter und jeder Abschnitt weist mehrere Versteifungsteile 11 auf, aber wiederum erfolgt eine ähnliche Reibungsstumpfverschweißung bei 3.
Die 4A, 4B und 4C zeigen abgewandelte Verfahren zur Befestigung der Aussteifungen an den Außenhautpaneelen. In 4A weist der extrudierte Teil 12 einen Versteifungsabschnitt 13 auf, der durch eine Reibungsstumpfverschweißung bei 3 festgelegt ist. In 4B verbindet eine Reibungsstumpfverschweißung 3 zwei Außenhaut-Teile 1 und 2 miteinander und mit einer T-förmigen Aussteifung 14. Es ist ersichtlich, dass die Schweißverbindung 3 den gesamten Raum zwischen den Teilen 1, 2 und 14 einnimmt. 4C zeigt eine gegenüber 4B abgewandelte Ausführung, wobei eine T-förmige Aussteifung 15 sich zwischen den Paneelen 1 und 2 erstreckt.
In den 5, 10 und 11 sind zwei mögliche Konstruktionen von extrudierten Außenhaut-Versteifungen dargestellt, wobei in jedem Fall Erstreckungsbereiche von Reibungstumpfverschweißungen vorgesehen sind, um die Schlüsselteile der Versteifung über die extrudierte Breite auszuweiten. In 5 ist eine versteifte untere Tragflügel-Außenhaut 110 dargestellt, die Längsversteifungen 111 und 112 aufweist, die daran festgelegt sind. Die Längsversteifungen haben jeweils Reibungsschweißverbindungen 113, 114, 115, 116, die eine Verbindung zwischen den extrudierten Abschnitten 117, 118 und den Erweiterungsbereichen 119, 120, 121 und 122 bilden. Die extrudierte Breite W1 der Längsversteifungen ist, wie ersichtlich, sehr viel schmaler als die Endbreite W2 und die Herstellungsverfahren nach dem Stand der Technik hätten es erforderlich gemacht, die Versteifungen mit einer Breite W2 zu extrudieren, so dass es erforderlich wird, die Abfallbereiche 123, 124, 125 und 126 über fast die gesamte Länge der Aussteifungen spanabhebend zu bearbeiten, mit Ausnahme der Endbereiche wie dargestellt und für alle "Rippenauswüchse".
Die 10 und 11 zeigen zwei Ansichten einer Flugzeug-Tragflügel-Fußenden-Aussteifung und eines Außenhautaufbaus, bei dem ein Fußendprofil der Aussteifung 127 in ähnlicher Weise erweitert wurde, wie die Aussteifungen 111 und 112 gemäß 5, und zwar durch die Festlegung von Erstreckungsbereichen 128, 129, 130 und 131 an einem extrudierten Abschnitt 132 durch Reibungsschweißverbindungen 133, 134, 135 und 136. Durch diese Mittel wurde der J-Querschnitt des extrudierten Abschnitts 132 in einen I-Querschnitt des Fußendprofils umgewandelt, um eine zusätzliche Versteifung zu schaffen, die am Auslaufteil der Längsversteifung erforderlich ist. Es ist klar, dass bei diesem Ausführungsbeispiel noch größere Ersparnisse an Material und Bearbeitungszeit sowohl bei den oberen als auch unteren Trägern der Längsaussteifung erreicht werden können, als wenn eine spanabhebende Bearbeitung über fast die gesamte Länge durchgeführt wird, wie dies nach dem Stand der Technik erforderlich ist.
In 6 ist ein Auslaufbereich einer Reibungsstumpfverschweißung 52 dargestellt. Die Schweißung 52 verläuft zwischen zwei Paneelen 53 und 54. Ein kalt bearbeitetes Loch 55 wurde durch die Schweißung gebohrt, um einen Bolzen durchzustecken. Ein Rand 56 der Paneele 53, 54 wurde durch Kugelbestrahlung behandelt. Das Gesamtergebnis dieser Anordnung ist ein Reibungstumpfverschweißungs-Auslauf großer Sicherheit, bei der die Restbeanspruchung entfernt wurde, was infolgedessen zu einer verbesserten Ermüdungs-Lebensdauer führte.
7 zeigt eine ähnliche Anordnung, bei der ein Spleißstreifen 57 über die Schweißung 52 gelegt wurde. Wiederum wurden die Ränder 56 durch Kugelbestrahlung bearbeitet.
Die 8 und 9 zeigen eine Anordnung, die jener nach 7 gleicht, wobei die Paneele 53, 54 an der Stelle 58 verdickt sind, um die Festigkeit der Verschweißung am Auslauf weiter zu erhöhen. In 9 ist die Höhe H der Paneele 53, 54 am Rand 56 verstärkt angegeben. Zusätzlich ist der Spleißstreifen 57 in sich verjüngender Form dargestellt.
Es ist offensichtlich, dass durch die Benutzung extrudierter Abschnitte in Verbindung mit der erfindungsgemäßen Konstruktion enorme Einsparungen an Material-Kosten möglich werden, zusammen mit Einsparungen der Kosten des Zusammenbaus, wenn die Stückzahl der Bauteile vermindert wird. Die Benutzung von Reibungsstumpfschweißen bei Flugzeugzellenstrukturen ermöglicht die Benutzung extrudierter Abschnitte, beispielsweise von Tragflügel-Außenhaut-Versteifungsabschnitten, an Stellen wo dies bisher nicht möglich war (vergleiche insbesondere die 1, 2 und 3).
In der graphischen Darstellung nach 12 ist die maximale Beanspruchung in MPa im logarithmischen Maßstab der Zahl von Zyklen bis zum Bruch für fünf Fälle dargestellt. Die drei obersten Kurven, die mit "Naval Research Lab Data" und "MIL-HDBK Data" bezeichnet sind, stellen die vorerwähnten Variablen für unbearbeitete Aluminiumlegierung 2024-T3 Probestücke dar. Diese Kurven zeigen das die längste Ermüdungsdauer bei gegebenen Beanspruchungspegeln bei 7–800.000 Zyklen liegt. Jedoch kreuzt die Kurve für die spanabhebend bearbeiteten FSW-Probestücke zwei dieser Kurven unbearbeiteter Probestücke vor der maximal gemessenen Zahl von Zyklen, bis zum Bruch bei 10.000.000 Zyklen, das heißt es sind Ergebnisse die über beiden liegen. Die Lehre die sicher aus der graphischen Darstellung abgeleitet werden kann, besteht darin, dass deutlich das FSW-Probestück extrem gut im Vergleich mit den unbearbeiteten Probestücken ist, und das Verhalten wird verbessert, wenn die maximale Beanspruchung vermindert wird. Die Kurven für die "wie hergestellten" FSW verschweißten Probestücke und für die Probestücke mit hohen Belastungs-Übertragungs-Verbindungen mit Preßsitz-Befestigungsgliedern liegen deutlich unter diesen obigen Kurven.
Es wurde überraschenderweise festgestellt, dass die Probestücke mit zwischen 75% und 100+% bearbeiteter FSW-Verbindung, sowie die geprüften unbearbeiteten Probestücke bei diesem Standard-Ermüdungstest, insbesondere die unbearbeiteten FSW-Probestücke, wie erwartet weniger gut waren als die unbearbeiteten Muster. Es ist jedoch festzustellen das Verhalten der unbearbeiteten FSC-Probestücke eng angepaßt war jenem der Probestücke mit hohen Lastübertragungs-Verbindungen und Preßsitz-Befestigungsgliedern und deshalb erwiesen sich diese überraschenderweise als geeignet zur Benutzung für Flugzeugzellen-Strukturbauteile.
Unter Bezugnahme auf 13 wird deutlich, warum die bearbeiteten FSW-Probestücke sich derart ausgezeichnet bei dem Ermüdungstest gemäß 12 zeigten. In 13, wo die Restbeanspruchung an verschiedenen Tiefen unter der Oberfläche dargestellt ist, tritt der Spitzenwert der positiven Zugbeanspruchung in Längsrichtung auf und beträgt etwa 300 MPa. Es ist ersichtlich, dass diese Kurve steil auf etwa 200 MPa bei einer Tiefe von etwa 0,10 mm abfällt und weiter bis zu einer Tiefe von 0,25 mm, bis der tiefste Wert von etwa 130 MPa bei einer Tiefe von etwa 0,50 mm erreicht ist. Ab dieser Tiefe ergibt sich durch eine weitere Bearbeitung der Oberfläche anscheinend nur eine geringe Verbesserung und die Restbeanspruchung verbleibt danach im Bereich zwischen 140–150 MPa.
Aus dem Vorstehenden wird deutlich, dass "wie hergestelltes" oder unbearbeitetes FSW überraschenderweise perfekt geeignet ist, zur Benutzung bei strukturellen Flugzeugzellen-Bauteilen, wobei diese eine vergleichbare Ermüdungs-Lebensdauer wie HLT-Verbindungen mit Preßsitz-Befestigungsgliedern aufweisen, aber dem Konstrukteur größere potentielle Vorteile liefern, die bedingt sind durch das geringere Gewicht, eine verminderte Zahl von Bauteilen und eine Verringerung der Aufbauzeit sowie große Einsparungen bei der Bearbeitungsszeit und dem Materialausschuß. Jedoch liefern bearbeitete FSW sogar eine größere Ermüdungs-Lebensdauer, die bei 2024-Aluminiumlegierungen etwa 75% der Ermüdungs-Lebensdauer von unbearbeiteten 2024-Material beträgt. Aus der Bearbeitung anderer Luftfahrt-Aluminiumlegierungen wird angenommen, dass die Ermüdungs-Lebensdauer dieser Legierungen auch in ähnlicher Weise verbessert wird, wenn das FSW-Verfahren benutzt wird. Dieser Vorteil ist sehr viel größer als er bei HTL-Verbindungen mit Preßsitz-Befestigungsgliedern erlangt werden kann, und deshalb wird dem Konstrukteur eine verbesserte Möglichkeit der Konstruktion vermittelt, sowohl wie oben erwähnt als auch bei der Formgebung der Metallblöcke bezüglich spezieller Erfordernisse durch die Benutzung von FSW-Verbindungen zwischen unterschiedlichen Legierungstypen, wenn diese Type verschweißter Struktur benutzt wird.

Claims

Verfahren zur Erzeugung eines strukturellen Zellenbauteils für ein Flugzeug, bei dem wenigstens zwei Bauteile (117, 119, 120 und 118, 121, 122) aneinander gestoßen und miteinander durch Reibschweißen verbunden werden, dadurch gekennzeichnet, dass der strukturelle Flugzeugzellen-Bauteil eine extrudierte Außenhaut-Aussteifung (111, 112) aufweist, und dass das Verfahren den Schritt umfasst, einen extrudierten Teil der Aussteifung (117, 118) an einen sich in der Breite vergrößernden Bereich (119, 120 und 121, 122) für den extrudierten Teil stumpf anzulegen und sie miteinander durch Reibschweißen zu verbinden.
Verfahren nach Anspruch 1, mit dem Schritt der Anbringung eines schweißermüdungsbeständigen Mittels (55, 57) am Auslauf der Schweißverbindung.
Verfahren nach Anspruch 2, bei welchem das ermüdungsbeständige Mittel ein kalt bearbeitetes Loch (55) ist, in das ein Befestigungsglied eingesetzt ist.
Verfahren nach den Ansprüchen 2 oder 3, bei welchem die ermüdungsbeständige Maßnahme ein Kugelstrahlen im Bereich des Schweißauslaufs umfaßt.
Verfahren nach Anspruch 2, bei welchem das ermüdungsbeständige Mittel ein Spleißstreifen (57) ist, der in einer Lage quer zur Richtung der Schweißverbindung festgelegt ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 5, bei welchem das ermüdungsbeständige Mittel eine Verdickung des Materials (58) der Schweißkomponente im Bereich des Auslaufs der Schweißung ist.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, mit dem Schritt remanente Beanspruchungen in der Schweißung dadurch zu verringern, dass die Oberfläche der Schweißung in einer Tiefe von wenigstens etwa 0,10 mm spanabhebend bearbeitet wird.
Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem die Tiefe wenigstens etwa 0,25 mm beträgt.
Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem die Tiefe wenigstens etwa 0,50 mm beträgt.
Struktureller Zellenbauteil für ein Flugzeug, mit einer extrudierten Flugzeug-Außenhaut-Versteifung (111, 112) mit wenigstens einem Fortsatzbereich (119, 120 und 121, 122), der die Breite der Aussteifung über eine extrudierte Breite übersteigt, wobei wenigstens ein Fortsatzbereich an der übrigen Aussteifung durch Reibungsschweißen (113, 114 und 115, 116) festgelegt ist.
Struktureller Zellenaufbau nach Anspruch 10, welcher Außenhaut-Längsversteifungen (111, 112) aufweist, in denen der wenigstens eine Fortsatzbereich (119, 120 und 121, 122) wenigstens einen Teil von einem Rippenauswuchs und ein Spatenende und den anderen Wurzel-Endprofilbereich hiervon bildet.
Struktureller Zellenaufbau nach einem der Ansprüche 10 oder 11, welcher einen I-Querschnitt oder einen J-Querschnitt aufweist, wobei die oberen und unteren Flansche durch einen zentralen Steg mit wenigstens einem Fortsatzbereich (128, 129, 130, 131) getrennt sind, der durch Reibungsstumpfschweißen mit dem oberen und unteren Flansch auf wenigstens einer Seite des Stegs verbunden ist.
Flugzeugzelle für ein Flugzeug mit wenigstens einem strukturellen Zellenaufbau nach einem der Ansprüche 10 bis 12.
Flugzeugtragflügel mit wenigstens einem strukturellen Zellenaufbau nach einem der Ansprüche 10 bis 12.