JP2000512915A - 摩擦溶接用金属構成要素 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機の構造上のフレーム部品を形成する方法および機体構造構成要素を提供する。該方法では、少なくとも２つの構成要素(1,2)を互いに隣接するように置き、摩擦攪拌バット溶接(3)によって２つの構成要素(1,2)を一緒に接合することを含み、また構造上の機体構成要素は、本発明の方法にしたがって製造された構成要素を含む。

Description

【発明の詳細な説明】 摩擦溶接用金属構成要素 本発明は、金属、とくにアルミニウム合金構成要素もしくは部品、詳しくは飛 行機、ヘリコプタ、ホーバクラフト、スペースクラフト、ボート、および船舶の ような高い強度が要求される状況で使用される金属の摩擦溶接に関する。 本発明の構造およびプロセスは、とくに強度対重量比が最も重要な主要構造部 分を含む航空機構造に応用される。 設計およびその後の製造において、航空機操縦の異なる段階、例えば定常、水 平飛行、上昇、降下、離陸、着陸、または突風状態で構造に加わる応力が非常に 多様なために、機体構造構成要素（部品）は本質的に複雑である。簡素化して、 機体部品数を低減するために、中まで均質の(solid)ビレットからこのような構 成要素を一体構成で機械加工するのは周知の原理である。このやり方では、パー ツを数えて、完成構造の重量、コスト、および複雑さを低減することができる。 しかしながら現在実現できる設計では、例えば全体のビレットの大きさのような 製造能力に限界が存在し、それに加えて多くの主な航空機構造用の溶接ジョイン トは、周知のように品質上疲労を引き起こし、亀裂が拡大するという溶接のジョ イント品質のために使用できないことによって制約されている。 航空機の翼を製造する際に、現在の設計限界の例は、翼ボックス構築用の上方 および下方の翼の外板（スキン）パネルについての使用可能な大きさで生じてい る。現在、エアバスＡ３４０型のような大型旅客機では、単一のパネルが望まし いときは、翼ボックスの一定の領域に４つ以内の別個の機械加工されたパネル間 にスプライスジョイントを必要とする。パネルによって形成された翼外板では全 体の重量およびコストが増加する。さらにマルチパネルアセンブリに代わる単一 のパネルは構造上より効果的である。現在のパネルの大きさの限界は、パネルが 巻付けられるアルミニウム合金のビレットの大きさに課せられる制限に原因があ る。 さらに現在の技術に課せられている限界の別の例は中まで均質のアルミニウム 合金ビレットの製造で生じており、このアルミニウムビレットからは大型商用航 空機の内側の翼桁が形成されている。さらに将来の大型旅客機に対して現在計画 されているように航空機の大きさを大きくすると、現在製造可能なビレットより も大きなビレットが必要となる。この制約は、部品間で複雑なボルト留めしたジ ョイントを必要とする。このようなボルトジョイントは、構造の重量および複雑 さを著しく増すので、構造上適切でない。 航空機の翼ボックス内の上方および下方の翼の外板と、各上方および下方の翼 桁フランジとの交差部にも設計上の困難が生じることがある。上方および下方の 翼の外板は構造上異なる要件を満たすことができるように異なる合金で作られる ことになる。これらの異なる合金を接合して翼桁を作るとき、それぞれ外板およ び翼桁の材料特性が異なるために、疲労による亀裂が生じることがある。 航空機の翼外板スティフナ、例えばストリンガの最適な断面形状を達成するの にかかるコストを受入れられる程度にするのにさらに別の困難が生じることがあ る。ここでは、ストリンガ端部に必要な追加材料、すなわち例えば“スペード端 部(spade end)”または“リブグローアウト(rib growout)”としばしば呼ばれる ものは、ストリンガの全長にける部分的な形状を詳細に示し、ストリンガのほぼ 全長で望ましくない材料を機械加工で取去るようにすることができるが、結果的 に機械加工と材料の廃棄のコストが過度に高額になってしまう。 本発明の１つの態様にしたがって、互いに隣接している少なくとも２つの構成 要素を位置決めし、それらを摩擦攪拌バット溶接(friction stir butt welding) によって一緒に接合することを含む航空機の構造機体構成要素（部品）を形成す る方法を提供する。 構造機体構成要素は航空機の翼のリブを含んでもよく、少なくとも２つの構成 要素は中央のウエッブ素子およびリブ脚部素子から構成することができ、該方法 では、部分的に浸透する摩擦攪拌バット溶接によって中央のウエッブ素子とリブ 脚部素子とを一緒に接合し、次に完全に浸透した溶接となるまで機械加工して、 隣接領域内の少なくとも１つの中央のウエッブ素子とリブ脚部素子とから材料を 取去る段階を含んでもよい。 前記方法はさらに、Ｌ宇形断面の前記リブ脚部素子を準備して、機械加工し、 少なくともリブ脚部素子から材料を取去り、Ｔ字形断面のリブ脚部を形成する段 階を含んでもよい。 本明細書で使用されている“バット溶接”という用語は、互いに隣接している 縁部または表面をもつ少なくとも２つの構成要素を、構成要素が概ね隣接領域内 で同一平面にあるか否かに関わらず、一緒に溶接するプロセスを含むことを意味 している。 摩擦攪拌バット溶接技術は、The Welding Instituteへ譲渡され、参考文献と して全体的に本明細書に組込まれる欧州特許No.615480Bから既に知られている。 摩擦攪拌バット溶接技術は、互いに隣接している２つの前記構成要素を位置決め すること、構成要素材料よりも固いプローブの材料を、２つの構成要素間の接合 領域へ挿入すること、およびプローブと構成要素とを相対的に繰返し運動させて 、摩擦熱を起こし、接合領域内の構成要素の一部を可塑化状態にすること、プロ ーブを取り除くこと、および可塑化部分を凝固して、構成要素を一緒に接合する ことを含む。 航空機機体構造、例えば主要な荷重支持構造は、上述の既知の溶接特性、すな わち必然的に疲労を生じる性質があるために、この摩擦攪拌バット溶接技術を応 用できると予測されていなかった。しかしながら、実行された作業から、摩擦攪 拌バット溶接は実際には上述のような構造を可能にする品質を備えていることが 明らかになったことは驚くべきことであった。 溶接ジョイントの領域で亀裂が拡大する可能性をなくすめに、耐溶接疲労の特 徴を溶接のランアウトに応用できる。この特徴は、ランアウト領域内で溶接ジョ イントを通って作られ、例えばボルトのようなファスナを挿入した冷間加工孔を 含んでいる。その代りに、またはさらに加えて、溶接ランアウト領域内の接合さ れた構成要素はショットピーンされたり(shot peened)、または溶接ジョイント 方向に対して横方向の位置にスプライスストラップで固定してもよい。さらに別 なものとして、または加えて、溶接ランアウト領域内の溶接された構成要素材料 を厚くしてもよい。種々の上述の方法によって、溶接ジョイントの主要な疲労領 域の１つが逆方向に作用するのを防ぐことができる。 摩擦攪拌バット溶接方法は、前記プローブを２つの構成要素間の連結部内へ、 プローブ挿入位置の材料の厚さに依存する深さまで挿入することによって、厚さ が異なる、例えば先細形材料を一緒に溶接した構成要素に溶接することができる 。 このやり方で、十分な深さの構成要素材料を貫通して、溶接の長さに沿って指定 された溶接浸透を達成することができる。 前記方法では、２つの部分から構成されるプローブを準備することを含み、該 プローブは溶接領域に浸透する中央部分と、中央部分と関係して動き、接合され る構成要素表面に沿って溶接領域上を移動する周辺部分とから成り、中央部分は 溶接中に周辺部分の中および外へ動くことができる。中央部分および周辺部分は 、その間をねじ接続、またはギア接続あるいはカム手段のような他の適切な機構 によって相対的に動作できるようにしてもよい。中央部分および周辺部分は、そ の間で働くシール手段を含み、このシール手段によって柔かくなった構成要素材 料の進入を防ぐことができる。 先細形の構成要素（部品）のような厚さが変化する前記構成要素の溶接部に沿 って移動する間に、連結部に沿って行なわれるプローブ供給レートおよびプロー ブ回転速度を変化させて、溶接状態を最適化してもよい。 航空機用の構造機体構成要素には外板スチフナを含んでもよく、前記方法は、 押出し成形部が延在部または幅増加領域と隣接するように押出し成形部を位置決 めし、摩擦攪拌バット溶接によって延在領域へ押出し成形部を接合する段階を含 んでもよい。このやり方では、延在領域、例えばリブグロウアウト(rib growout )、ストリンガスペード端部、および押出し成形部の幅よりも大きい幅をもつ他 のルート（根幹）端部輪郭は、要求される最大幅の押出し成形部の形成に頼った り、長さの長い押出し成形部を機械加工して、短かい幅の延在領域の押出し成形 部のみを残したりすることなく、スチフナ上に形成することができる。 本発明の第２の態様にしたがって、摩擦攪拌バット溶接された連結部を含む航 空機用の構造機体構成要素を提供する。 バット溶接された連結部領域内の構成要素は曲率が２倍であってよい。さらに 、溶接は長さに沿って厚さが先細になっていてもよい。 構成要素は、一緒にバット溶接された少なくとも２つの外板パネルを含んでい てもよい。本発明にしたがって、必要な大きさの翼、胴体外板、または外板もし くはスチフナパネルを生成することができる。前記外板パネルは、溶接の長さに 沿って外板スチフナをそれに取付けてもよい。このような外板スチフナは外板ス トリンガを含んでもよく、該外板ストリンガではその外板部分フランジは溶接部 の何れかの側部で外板に取り付けられている。 この構成要素は、少なくとも２つの押出し成形された部分から成る補剛した( スティフネスを増した)航空機翼外板アセンブリを含み、この押出し成形部分は それぞれ外板形成およびスチフナ形成部分を一緒に溶接したものである。各溶接 は、交差して固定されたバットストラップを含み、上述のようなランアウトの特 徴を含んでもよい。 この構成要素は航空機外板およびスチフナアセンブリを含んでもよく、このア センブリは２つのスチフナ間に連結部を含み、そこでは外板が一緒に摩擦攪拌バ ット溶接されている。 この構成要素は、成形されたプラグを内部の適所に摩擦攪拌バット溶接した航 空機外板パネルを含んでもよい。このやり方では、外板形成中に外板を局部的に 付加すること、すなわち外板が厚くなることを避けることができる。 この構成要素は、断面の異なる２つのサブ構成要素を摩擦攪拌バット溶接した 連結部を含んでもよい。 この構成要素はアルミニウム合金のハイブリッドビレット、例えば７０００シ リーズの合金を２０００シリーズの合金に摩擦攪拌溶接したものを含んでもよい 。これら２つの合金の既知の特性をよりよく利用できるようにした。概ねハイブ リッドビレットの摩擦攪拌バット溶接は、要求通りに厚さ、材料の強度、および 耐疲労性を調整することができる。ビレットは、例えば環境に応じて鋳造または 押出しであってもよい。 摩擦攪拌バットの溶接されたジョイントは、ジョイントの代りに固定具を使用 し、例えば大型航空機の翼桁方向に翼桁の製造では、一般的に使用される固定具 数を低減し、結果的にコストおよび重量を低減する。さらに溶接されたジョイン ト自体は構造上より効果的になり、固定されたジョイントよりも強くなり、より よい疲労特性をもつことが分かった。加えて、固定具および接合シーラントを取 去ることによって、溶接されたジョイントの構成時間を低減できる。さらに翼内 の燃料漏れ経路は取去られる。 この構成要素には、前記ハイブリッドビレットから機械加工された航空機の翼 リブまたは翼桁を含んでもよい。ハイブリッドビレットは、ビレット上に位置決 めされた２以上の前記摩擦攪拌バット溶接をされたジョイントを含み、要求され る特定の環境においてビレットの強度特性を最適化することができる。例えば前 記スペアはその中立軸に沿った溶接を含むか、または中央ウエッブとその上方お よび下方のブームとの間の連結領域内にこのような溶接を含んでもよい。 この構成要素はＩ字形断面またはＪ字形断面のスチフナを含み、スチフナのウ エッブの高さはスチフナの長さに沿ってテーパがついていて、テーパのついたウ エッブの長さに沿って延在している摩擦攪拌バット溶接されたジョイントを有し ている。 この構成要素は航空機外板パネルを含んでもよく、この航空機外板パネルには 少なくとも１つの第１の部分のスチフナがスチフナの第１の部分に摩擦攪拌バッ ト溶接されたスチフナの別の部分と一体に形成されている。 この構成要素は押出し成形された航空機外板スチフナを含んでもよく、このス チフナは押出し成形された幅よりも長くスチフナの幅を延ばしている少なくとも １つの延在領域を含み、前記少なくとも１つの延在領域は摩擦攪拌バット溶接さ れたジョイントによってスチフナの残部に取付けられている。この少なくとも１ つの前記延在領域にはリブグロウアウトの一部分、スペード端部、または外板ス トリンガの他のルート端部の輪郭領域があってもよい。 この構成要素は、中央のウエッブによって分離された上方および下方のブーム またはフランジをもつＩ字形断面またはＪ字形断面のスチフナであってもよく、 少なくとも１つの延在領域はウエッブの一方または両方の側部上で上方または下 方のブームの少なくとも一方に摩擦攪拌バット溶接されてもよい。 ここで本発明を添付の図面を参照して例示的に記載することにする。 図１は、本発明の溶接され補剛された航空機の翼の外板パネルアセンブリの断 面図である。 図２は、本発明の別の溶接され補剛された翼の外板パネルアセンブリを示す。 図３は、本発明のさらに別の溶接され補剛された翼のパネルアセンブリを示す 。 図４は、本発明のさらに別の溶接され補剛された翼のパネルアセンブリを示す 。 図５Ａ、５Ｂ、５Ｃは、本発明にしたがってパネル補剛部材を正しい位置に溶 接する別の方法を示す。 図６は、本発明にしたがってスチフナとパネルの間のジョイントに溶接され補 剛されたパネルアセンブリの断面図である。 図７は、図６の矢印VIIから見た図である。 図８は、本発明にしたがうストリンガもしくはパネルの押出し成形された断面 と別のパネルの押出し成形された断面と連結部の断面図である。 図９は、図８に示した方向IXから見た図である。 図１０は、本発明のハイブリッドビレットを示す。 図１１は、図１０に示したビレットから機械加工された航空機の翼桁を示す。 図１２は、本発明にしたがって溶接された外板翼桁アセンブリを示す。 図１３は、図１２の外板翼桁アセンブリとは別の外板翼桁アセンブリを示す。 図１４は、本発明の外板翼桁リブポストアセンブリを示す。 図１５は、ストリンガランアウトの領域における本発明の補剛された航空機外 板パネルの詳細な平面図である。 図１６は、本発明の摩擦攪拌バット溶接ランアウトの平面図である。 図１７は、本発明の別の摩擦攪拌バット溶接ランアウトの平面図である。 図１８は、本発明のさらに別の摩擦攪拌バット溶接ランアウトの平面図である 。 図１９は、図１８のラインXIX−XIXから見た断面図である。 図２０は、摩擦攪拌バット溶接処理中の本発明の構成要素およびプローブの側 面図である。 図２１は、本発明の摩擦攪拌バット溶接プローブの部分断面図を示す。 図２２は、本発明にしたがってバット溶接されたプラグが差込まれた航空機外 板パネルの一部の断面図を示す。 図２３は、次に機械加工された状態の図２２の構成を示す。 図２４は、従来技術の金属ビレットを示す。 図２５は、本発明の別のビレットを示す。 図２６は、本発明の左側翼の外板パネルを示す。 図２７は、本発明の右側翼の外板パネルを示す。 図２８は、本発明にしたがう摩擦攪拌溶接されたジョイントをもつテーパ付き のＩ字形断面スチフナを示す。 図２９Ａ、２９Ｂ、２９Ｃ、２９Ｄ、および２９Ｅは、本発明にしたがって異 なる位置に摩擦攪拌バット溶接されたジョイントをもつ別の航空機翼桁構成を示 す。 図３０は、本発明にしたがって垂直方向の摩擦攪拌バット溶接をもつ航空機翼 桁を示す。 図３１は、一方の航空機の翼リブの脚部が残りのリブに本発明にしたがって摩 擦攪拌バット溶接された航空機の翼リブを示す。 図３２は、図３１とは別の本発明にしたがう構成を示す。 図３３は、本発明にしたがって摩擦攪拌バット溶接された航空機の後縁リブを 示す。 図３４は、本発明にしたがって航空機の翼リブの製造の際に使用される要素の 展開平面図を示す。 図３５は、図３４に示された矢印刀XXXVから見た部分的に構成された要素の図 である。 図３６は、図３４の摩擦攪拌バットのリブを本発明にしたがって溶接し、機械 加工して最終的な形状になったものを示す。 図３７は、本発明にしたがって製造された一般的な航空機の翼の外板ルート端 部ストリンガ平面図である。 図３８は、図３７のラインXXXIIX−XXXIIXに沿う断面図である。 図３９は、２つのプレーンな（何も加工していない）アルミニウム合金試料と 、“製造された状態”と、本発明の状態にしたがって機械加工された両方の摩擦 攪拌溶接(“ＦＳＷ”)されたアルミニウム合金試料と、締りばめ固定具（インタ ーフェアランスフィットファスナ）付き高ロード（負荷）伝達ジョイントを備え たアルミニウム合金試料とにおける故障サイクル数に対する最大応力の疲労寿命 のグラフである。 図４０は、摩擦攪拌溶接されたアルミニウム合金板の深さに対する残留応力の 分布グラフであり、溶接の中心から深さへ１０．５ｍｍの距離における残留応力 を示す。 図１では、翼パネル１、２が参照番号３において一緒に摩擦攪拌バット溶接さ れており、溶接３の両側部でそれぞれ外板パネル１、２にストリンガ４をボルト で固定している。したがって第２のロード経路が備えられて、バットストラップ は必要がなくなっている。 図２、３、および４には、翼の外板または胴体外板補剛アセンブリに対する別 の構造アセンブリを示した。図２では、押出し成形されたパネルスチフナアセン ブリ５、６は、参照符号３においてバットトラップ７と一緒に摩擦攪拌バット溶 接され、バットストラップ７は溶接３の何れかの側部でそれぞれ部材５および６ の適所にボルトで固定される。ここでもこの手段によって第２のロード経路が備 えられていることが分かるであろう。 図３では、図２と類似の構成が示されており、図３の構成は部材５と６との間 に挿入され、溶接部３で適所に摩擦攪拌バット溶接された中間の外板部分８を含 む。ここでも部材５、６は押出し成形された部分である。 図４において、押出し成形された部分９、10は図３の部分５、６よりもはるか に幅が広く、各断面９、10は多数の補剛部分11を含んでいるが、同様に参照符号 ３に摩擦攪拌バット溶接されている。 図５Ａ、５Ｂ、および５Ｃは、パネル部材にスチフナを取付ける別の方法を示 す。図５Ａでは押出し成形12は補剛部分13をもち、参照符号３で摩擦溶接バット 溶接されている。図５Ｂでは、摩擦溶接バット溶接部３は一緒に２つのパネル部 材１、２を、さらにＴ字形スチフナ14と接続している。溶接３は、部材１、２、 および１４の全空間を塞いでいることが認められよう。図５Ｃは、図５Ｂとは別 の構成であって、Ｔ字形スチフナ15がパネル部材１と２との間に延在している構 成を示している。 図６は、２つの押出し成形された航空機外板パネル17、18と２つの外板スチフ ナ19、20との問のジョイント16を含むジョイント領域を示す。ストラップ21、22 はスチフナ19、20間に延在し、適所にボルトで固定される。さらに外板パネル部 材17、18は23、24で先細形になり、バットストラップ25を摩擦攪拌バット溶接部 ３上に位置付け、パネル17、18によって固定できる。このようなジョイント構成 は、例えば外板ストリンガランアウトにおいて望ましく、パネル 部材17、18においてジョイントと適切に結合できる。このジョイントの本質的な 強度および安定性において、摩擦攪拌バット溶接の特性を完全に利用しているこ とが分かるであろう。 図８および９では同様に、１対のスチフナ27、28のランアウトにおける外板パ ネルジョイント26を示している。図８の鎖線は材料が機械で取去られたことを示 す。構成要素は押出し成形された断面29、30を含み、この断面29、30から材料が 上述のように機械加工されている。断面30は、結合され押出し成形されたストリ ンガパネルの断面であり、断面29は押出し成形されたパネル連結部の断面である 。 図15、37、および38において、航空機の押出し成形された外板ストリンガの２ つの可能な設計が示されており、各設計では摩擦攪拌バット溶接された延在領域 を使用して、ストリンガの押出し成形された幅よりもストリンガの基本的な(key )部分を広げている。図15には、補剛された底部の翼の外板110がストリンガ111 および112を取付けて示されている。各ストリンガは、摩擦攪拌溶接部113、114 、115、116を備えていて、それらが押出し成形された部分117、118、延在領域11 9、120、121、および122間にそれぞれジョイントを形成している。ストリンガの 押出し成形された幅Ｗ1は最終的な幅Ｗ2よりもはるかに狭く見えており、従来技 術の製造方法では、ストリンガが幅Ｗ2に押出し成形されて、ストリンガのほぼ 全長に対してスクラップ領域123、124、125、および126を機械加工で取去り、図 示したように端部領域および“リブグロウアウト”を残しておく。 図37および38は、航空機の翼ルート端部ストリンガおよび外板アセンブリの２ つの図を示し、図37および38では、ストリンガ127のルート端部輪郭は、摩擦攪 拌溶接133、134、135、および136によって延在領域128、129、130、および131を 押出し成形された部分132へ取付けることによって図15のストリンガ111および11 2と類似の方法で押出し成形されている。この手段によって、押出し成形された 部分132のＪ字形断面はルート端部輪郭のＩ字形断面に変換されて、ストリンガ のランアウト部分に必要な剛性を加える。可能性として材料および機械加工時間 をより多く省くことができても、この例ではストリンガの上方および下方のブー ムは従来技術にしたがってほぼ全長に沿って機械加工にかける必 要があることが分かるであろう。 図10では、７０００シリーズおよび２０００シリーズの合金から形成されたア ルミニウム合金ハイブリッドビレット31を示している。このビレットは機械加工 にかけられると、図11に示した形態になって、当業者に容易に明らかなような異 なる合金特性がもつ長所と、そのときには翼桁32が、それぞれ縁部33、34に沿っ て位置決めされた上方と下方の翼の外板パネル（図示されていない）間に延在し 、またそれら自体、一般的に７０００シリーズのアルミニウム合金の上方外板と 一般的に２０００シリーズのアルミニウム合金の下方外板とをもつ異なる材料特 性をもつという長所とをもつ。 図12では、翼桁35の一部は参照符号36において角度のついた外板パネル37に溶 接された摩擦攪拌バットを示し、次に外板パネル37は参照符号38において外板パ ネル部材39に摩擦攪拌バット溶接される。別個のリブポスト40は、部材35および 37に適所で固定される。この例では、本発明の構造が複雑な構造のジョイントア センブリを設計する際に設計者にどのように都合がよくなっているかを教示して いる。この例では図示した翼桁35の一部は７０００シリーズアルミニウム合金で 成り、角度のついた部分37は２０００シリーズのアルミニウム合金で成り、外板 部分39は２０００シリーズのアルミニウム合金で成る。 図13では、押出し成形された外板スチフナ部分41は参照符号42において翼桁の ２０００シリーズアルミニウム合金の下方部分43に摩擦攪拌バット溶接される。 これは次に、参照符号44において７０００シリーズアルミニウム合金の翼桁上方 部分45に摩擦攪拌バット溶接される。この構成は、アセンブリ強度を失うことな く製造上の種々の長所を与える。 図14では、押出し成形された部分の補剛された外板部材46は、参照符号47にお いて外板パネル48に摩擦攪拌バット溶接される。外板パネル48は２０００シリー ズの合金であり、部材46は７０００シリーズの合金である。リブポスト49は通常 、部材46の補剛部分50に固定される。参照符号51にはシーラント（封止材）が与 えられる。 図16には、摩擦攪拌バット溶接52のランアウト領域を示した。溶接52は２つの パネル部材53、54間に延在している。冷間加工された孔55は、そこにボル トを挿入するために溶接をドリルして作られる。パネル53、54の縁部56はピーン で叩かれていた。その結果、この構成は全体的に残留応力が取除かれて、疲労寿 命が改善され、安全性の高い摩擦攪拌バット溶接のランアウトになる。 図17は、溶接52を横切って延在しているスプライスストラップ57をもつ類似の 構成を示している。ここでも縁部56はショットピーンが行なわれている。 図18および19では、図17に示したのと類似の構成はパネル53、54を含み、パネ ル53、54は部分59において厚くなっており、ランアウトの溶接強度を増している 。図19では、パネル53、54の高さＨは縁部56において高くなっているように示さ れている。さらにスプライスストラップ57はテーパが付いている。 図20は、内側部分60と外側部分61をもつ摩擦攪拌バット溶接ツール59を示す。 ツールは、断面にテーパがついている２つのパネル62、63間を横切っているよう に示されている。ツール59の直立回転軸は垂直方向から傾斜を付けられ、パネル のテーパに合わせていることが認められるであろう。ツールの内側部分60は外側 部分61に格納できる。このやり方では溶接の深さを変えて、ワークピースパネル のテーパを収容することができる。この構成を使用して、温度、送り量(feed)、 回転速度の動的なツールの制御を監視し、最適な溶接ジョイントの特性を変化え ることができる。 図21は、図20のツール59を部分的に断面図で示し、内側部分60が外側部分61に どのように通されるかを示す。内側部分と外側部分の間に示したシール64では、 ワークピース材料の進入を防いでいる。 図22および23では、外板パネル65、外板パネル65内に空けられた開口部66、お よび円形プラグ67が、参照符号68で適所に摩擦攪拌バット溶接されていることを 示す。機械加工にかけられて仕上がった部品は図23に示した。ここでは少量の超 過材料が機械にかけられて、プラグ67の周囲から離され、穴150がプラグ内に形 成された。これらの手段によって、パネルは最初よりもはるかに薄く製造され、 全体から大量の材料を機械加工で取去る必要がなくなり、ボアを取り囲む小さい 領域151を残すことができる。プラグ67は、この例では断面が円形であるが、所 望の形であってもよい。 図24は、従来技術にしたがってアルミニウム合金材料のビレット69が示され、 このビレット69から図26、27の左側および右側の翼の外板パネル断面を機械加工 することができる。図24のビレットのハッチ部分は全ての場合において無駄にな ることが分かるであろう。しかしながら本発明の方法を使用するとき、図25、26 、および27に示したように、各パネル70、71はそれぞれビレット72、73、74、75 から構成でき、次にこれらのビレットは参照符号76、77で摩擦攪拌溶接される。 この方法では左側および右側の翼の外板パネルを効率的に作ることができ、従来 技術のビレットの無駄なハッチ部分は除去される。 図28では、先細形のスチフナ断面78が示され、その中央にはジョイント79が摩 擦攪拌バット溶接されている。先細形断面はこのやり方でより効率的に生成でき る。 図29Ａ、29Ｂ、29Ｃ、29Ｄ、および29Ｅは別の航空機の翼桁構成を示し、その 種々の位置に摩擦攪拌バット溶接80、81を付して、必要に応じて強度、製造条件 を最適化している。翼桁の各部分は異なる材料であり、例えば下方部分では張力 特性が、上方部分では圧縮品質が優れているようにすることができる。 図30は翼桁82を示し、摩擦攪拌バット溶接されたジョイント83を垂直方向に位 置決めして強度を強化している。したがって構造上、より最適な部分を高い荷重 領域へ挿入することができる。 図31は、上方部分85と下方部分86との間にジョイントを形成している摩擦攪拌 バット溶接部84を有する翼のリブを示す。この構成方法では、固体ビレットから 機械加工する必要がなく、比較的にかなり多くの材料を節約する。 図32は、別の翼のリブ設計を示しており、この翼のリブは参照符号90において 一緒に摩擦攪拌バット溶接された２つの部分から製造されたリブ脚部87を有する 。追加摩擦攪拌バット溶接部91は部分89とウエッブ部分92とを接合している。 図33は航空機の翼の後縁リブを示しており、これは摩擦攪拌バット溶接部93、 94、95を有して、固体ビレットから廃棄する大量の材料を機械加工にかけて取去 るのを避けることによって製造コストおよび材料の無駄を相当に低減している。 図34、35、および36には、航空機の翼のリブおよびその製造方法を示した。図 34および35では中央のビレット96から補剛ウエッブ97を機械加工にかけて 作り、補剛ウエッブ97が、一連の外側ビレット98、99を摩擦攪拌バット溶接によ って取付ける準備が完了していることを示している。図35では、素子96、98が互 いに隣接して置かれており、摩擦攪拌溶接ツール101の回転プローブ100を備えて いて、素子96、98を一緒に部分的な浸透溶接プロセスで溶接部105を形成する処 理をしている。素子96および99は、部分的な深さの摩擦攪拌溶接部102と一緒に すでに溶接されている。図35および36から、外側ビレット98、99はＬ字形断面の ものであり、リブ脚部103、104はＴ字形断面のものであることが分かるであろう 。さらに、溶接部102および105は部分的に浸透する溶接部として形成されている が、ビレット96、98、99が機械加工にかけられて、図36に示した最終的な形状に なってしまうと、溶接部102、105は完全に浸透した溶接部になっている。この製 造方法から少なくとも２つの長所が生まれる。最初に、ビレット98、99をジグで 工作する必要のあるツール（図示されていない）は、リブ脚部103、104のＴ字形 部分をジグで工作するのに必要なツールと比較して非常に簡単になり；ビレット 98、99は、ビレット96と同様に、ビレット98、99の上部表面108、109に作用する クランプによってベッド107の表面106に押し付けて保持するだけでよい。第２に 、溶接部102、105ではビレット98、99の金属量が多く、溶接部102、105からより 迅速に熱を取去り、溶接部102、105を取囲む領域に影響を与える熱を低減するの で、他よりも強力である。リブ脚部103、104は必ずビレット98、99のような形の ビレットから機械加工されなければならないことが理解されるであろう。さらに 、リブ脚部103、104の寸法に許容誤差を与えることによって、リブを最終的に組 立てられ溶接された状態まで全て機械で加工するのをより容易に達成できるよう になった。 その代りにＬ字形ビレット98、99は押出し成形でもよい。加えて、隣接するビ レット98、99はビレット96の別々の断面に溶接するか、またはいくつかまたは全 てのビレット98または99をビレット96に溶接する前に互いに接合してもよい。さ らに別の例として、各ビレット98、99は単一の成形ビレットでもよい。ビレット は、例えばプレートまたは押出し成形から鍛造して、機械加工して、所望の曲率 でビレットに摩擦攪拌バット溶接してもよい。その結果パーツの数は８から２に 低減することになる。 本発明の構造によって押出し成形された断面を使用できるようになり、材料費 を著しく節約し、対応して部品の計数値が低減したために組立て費を節約できる ことが分かるであろう。とくに図２、３、４に記載したように、航空機胴体構造 に摩擦攪拌バット溶接を使用すると、押出し成形された部分、例えば以前は使用 できなかった翼の外板スチフナ部分の使用が可能になる。 図39のグラフを参照すると、５つの場合に関してＭＰａでの最大応力を故障サ イクル数の対数目盛に対してプロットした。上から３つの曲線は、“海軍研究実 験データ(Naval Research Lab Data)”および“ＭＩＬ−ＨＤＢＫデータ(MIL-HD BK Data)”と記してあり、アルミニウム合金2024-Ｔ３のプレーンな試料に対す る上述の変数をプロットしている。これらの曲線は最大約７０万ないし８０万サ イクルまでの所定の応力レベルに対する最長の疲労寿命を示しているが、機械加 工したＦＳＷ試料についての曲線は２つのこれらのプレーンな試料の曲線と１千 万の疲労に達する最大測定サイクル数(cycle to failure)の前に交差しており、 両者よりも優れた結果を与えている。このグラフから得られる信頼できる教示は 、ＦＳＷ試料が明らかにプレーンな試料と比較してはるかに好ましく動作し、し かも最大応力が低くなるにつれて性能が向上することである。“製造されたまま の”ＦＳＷ溶接試料の曲線および締まりばめ固定具を有する高荷重伝達ジョイン トの試料の曲線は、上述の曲線よりもＭｐａがはるかに低い。 したがって意外なことに、７５％ないし１００＋％で動作した機械加工された ＦＳＷジョイントの試料は、この標準疲労試験で試験されたプレーンな試料と同 様に、とくに機械加工されていないＦＳＷ試料のように、プレーンな試料よりも （予測したように）性能が良くないことが観察された。しかしながら機械加工さ れていないＦＳＷ試料の性能は、締まりばめ固定具を有する高荷重伝達（ＨＬＴ ）ジョイントを備えた試料の性能にほぼ一致し、したがって意外なことに、航空 機構造構成要素に使用するのに適していることが証明されたことに注目すべきで ある。 図40を参照すると、何故に機械加工されたＦＳＷ試料が、図39の疲労試験で記 録された優れたで動作しているかが明らかになる。図40では、表面から異なる深 さにおける残留応力を示しており、張力もしくは正の応力のピーク値は長手 方向に生じ、約３００ＭＰａを記録している。この疲労は、約０．１０ｍｍの深 さで約２００Ｍｐａまで激しく低減し、約０．２５ｍｍの深さで再び激しく低減 し、約０．５０ｍｍの深さで約１３０Ｍｐａの最低レベルに到達する。表面をさ らに機械加工にかけても、この深さからはほとんど得るところがなく、残留応力 はその後１４０ないし１５０Ｍｐａの範囲内に維持される。 したがって既に記載したように、“製造されたまま”または機械加工されてい ないＦＳＷは意外にも航空機の構造胴体構成要素に使用するのに完全に適してお り、締まりばめ固定具をもつＨＬＴジョイントに対する比較可能な疲労寿命を示 すが、軽量になったことによる主要な可能性のある長所を設計者に与え、パーツ の計数および組立て時間を低減し、機械加工にかける時間および材料の廃棄を非 常に節約することが明らかに認識される。しかしながら機械加工されたＦＳＷの 長い疲労寿命ははるかに長く、2024アルミニウム合金では純粋な2024材料の疲労 寿命の約７５％である。他の航空機アルミニウム合金に関する作業から、これら の合金の疲労寿命は、ＦＳＷを使用したときに向上した疲労寿命と非常に類似し ていると考えられる。この疲労は締まりばめ固定具を使用したＨＬＴジョイント で得られる疲労よりもはるかに高く、したがって設計者は上述で記載したように 、またこのタイプの溶接された構造を使用するとき、異なるアルミニウム合金間 にＦＳＷジョイントを使用することによって特定の条件にビレットを調整すると き、設計範囲を広げることができる。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ペドウエル、リチャード イギリス国、ビーエス99・７エーアール、 ブリストル、フィルトン、ニュー・フィル トン・ハウス、ブリティッシュ・エアロス ペース・エアバス内 (72)発明者 ブッシュ、ポール イギリス国、ビーエス99・７エーアール、 ブリストル、フィルトン、ニュー・フィル トン・ハウス、ブリティッシュ・エアロス ペース・エアバス内

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．互いに隣接している少なくとも２つの構成要素を位置決めし、それらを摩擦 攪拌バット溶接によって一緒に接合することを含む航空機の構造機体構成要素を 形成する方法。 ２．構造機体構成要素は航空機の翼のリブを含み、少なくとも２つの構成要素は 中央ウエッブ素子およびリブ脚部素子を含み、前記方法は部分的に浸透する摩擦 攪拌バット溶接によって中央ウエッブ素子およびリブ脚部素子を一緒に接合する 段階と、次に完全に浸透して溶接されるまで、隣接領域において中央ウエブ要素 およびリブ脚部素子の少なくとも１つから材料を機械加工して取去る段階とを含 む請求項１記載の方法。 ３．Ｌ字形断面の前記リブ脚部素子を準備して、機械加工し、少なくともリブ脚 部要素から材料を取去り、Ｔ字形断面のリブ脚部を形成する段階を含む請求項２ 記載の方法。 ４．溶接耐疲労特徴を溶接のランアウトへ加える段階を含む請求項１ないし３記 載の方法。 ５．耐疲労特徴が、固定具がそこに挿入されている冷間加工された孔である請求 項４記載の方法。 ６．耐疲労特徴が溶接ランアウト領域におけるショットピーニングであることを 含む請求項４または５記載の方法。 ７．耐疲労特徴が、溶接ジョイント方向に対して横方向位置で固定されるスプラ イスストラップである請求項４記載の方法。 ８．耐疲労特徴が、溶接ランアウト領域における溶接された構成要素材料を厚く することを含む請求項４ないし７の何れか１項記載の方法。 ９．溶接表面を少なくとも実質的に０．１０ｍｍの深さまで機械加工して取去る ことによって溶接の残留応力を軽減する段階を含む請求項１ないし８の何れか１ 項記載の方法。 １０．プローブを２つの構成要素間へプローブ挿入位置における材料の厚さに依 存する深さまで挿入し、溶接進行中に前記材料の厚さにしたがってプローブを挿 入する深さを変化させることによって、異なる厚さの材料を含む構成要素を溶接 するのに応用される請求項１ないし９記載の方法。 １１．ジョイントに沿うプローブ供給レートおよびプローブ回転速度の少なくと も一方を変化させることを含む請求項１０記載の方法。 １２．航空機の構造機体構成要素が、押し出し成形された外板スチフナを含み、 前記方法が、スチフナの押し出し成形された部分を押出し成形された部分の幅拡 大領域に隣接するように置き、摩擦攪拌バット溶接によってそれらを一緒に接合 する段階を含む請求項１ないし１１記載の方法。 １３．少なくとも１つの摩擦攪拌バット溶接されたジョイントを含む航空機用の 構造機体構成要素。 １４．前記バット溶接されたジョイントの領域において、構成要素が２倍の曲率 をもっている請求項１３記載の構造機体構成要素。 １５．前記溶接が、種々の厚さの構成要素材料に対応して実質的にその長さに沿 って厚さが変化している請求項１３または１４記載の構造機体構成要素。 １６．構成要素材料の厚さが溶接ジョイントをまたいで変化する請求項１３ない し１５の何れか１項記載の構造機体構成要素。 １７．少なくとも１つの前記溶接が、溶接のランアウトに耐溶接疲労特徴を含む 請求項１３ないし１６の何れか１項記載の構造機体構成要素。 １８．構成要素が、一緒に摩擦攪拌バット溶接された少なくとも２つの外板パネ ルを含む請求項１３ないし１７の何れか１項記載の構造機体構成要素。 １９．前記少なくとも２つの外板パネルが、前記溶接部の長さに沿ってそこに取 付けられた外板スチフナを有しており、この取付けは溶接部の何れかの側部上で 外板に取付けられたスチフナの外板契合用フランジによっている請求項１８記載 の構造機体構成要素。 ２０．少なくとも１つの摩擦攪拌バット溶接されたジョイントが、少なくとも２ つの押出し成形された一体に補剛された翼パネル部分を接合する請求項１３ない し１９の何れか１項記載の構造機体構成要素。 ２１．成形されたプラグを内部の適所に摩擦攪拌バット溶接した機体外板パネル を含む請求項１３ないし２０の何れか１項記載の構造機体構成要素。 ２２．少なくとも１つの第１の部分のスチフナをもっており、該第１の部分のス チフナがスチフナの第１の部分に摩擦攪拌バット溶接されたスチフナの別の部分 と一体に形成された航空機外板パネルを含む請求項１３ないし２１のいずれか１ 項記載の構造機体構成要素。 ２３．７０００シリーズアルミニウム合金のビレットが、２０００シリーズアル ミニウム合金のビレットへ摩擦攪拌バット溶接される請求項１３ないし１７の何 れか１項記載の構造機体構成要素 ２４．ビレットが鍛造および押出し成形から選択される請求項２３記載の構造機 体構成要素。 ２５．前記翼ビレットから機械加工された航空機の翼のリブおよび翼桁の１つを 含む請求項２３または２４記載の構造機体構成要素。 ２６．航空機の翼のリブおよび翼桁の前記１つが、実質的にその中立軸に沿って 前記溶接を含む請求項２５記載の構造機体構成要素。 ２７．中央ウエッブとその上方および下方のブームとの間のジャンクション領域 において個別のビレットを接合する少なくとも１つの前記溶接を含む請求項２５ または２６の何れか１項記載の構造機体構成要素。 ２８．断面形状がＩ字形断面およびＪ字形断面の一方であり、ウエッブの高さが 構成要素の長さに沿ってテーパがついていて、テーパ状のウエッブの長さに沿っ て延在している摩擦攪拌バット溶接されたジョイントをもつ請求項１ないし１７ または２２ないし２７の何れか１項記載の構造機体構成要素。 ２９．押出し成形された航空機外板スチフナを含み、該スチフナは押出し成形さ れた幅よりも長くスチフナの幅が延在びている少なくとも１つの延在領域を含み 、前記少なくとも１つの延在領域は摩擦攪拌バット溶接されたジョイントによっ てスチフナの残りの部分に取付けられている請求項１３ないし１７の何れか１項 記載の方法。 ３０．外板ストリンガを含み、少なくとも１つの前記延在領域がリブグロウアウ トとそのスペード端部、および他のルート端部の１つの少なくとも一部分を輪郭 領域を形成している請求項２９記載の構造機体構成要素。 ３１．中央ウエッブによって上方および下方のブームに分割されたＩ字形断面部 またはＪ字形断面部を含み、少なくとも１つの延在領域が、少なくとも１つのウ エッブ側部上の上方および下方のブームの両方に摩擦攪拌バット溶接されている 請求項２９または３０記載の構造機体構成要素。 ３２．前記溶接が、翼の外板パネルと翼桁およびリブの一方を接合する請求項１ ３ないし１７の何れか１項記載の構造機体構成要素。 ３３．翼桁およびリブの前記一方の一部が、空気力学的な翼形の一部を形成して いる請求項32記載の構造機体構成要素。 ３４．翼桁およびリブの前記一方がハイブリッドビレットから機械加工され、７ ０００シリーズのアルミニウム合金のビレットが２０００シリーズのアルミニウ ム合金のビレットへ摩擦攪拌バット溶接される請求項３２または３３記載の構造 航空機構成要素。 ３５．前記深さが少なくとも実質的に０．２５ｍｍである請求項９記載の方法。 ３６．前記深さが少なくとも実質的に０．５０ｍｍである請求項９記載の方法。 ３７．２つの構成要素を互いに隣接して置き、摩擦攪拌バット溶接によって２つ の構成要素を一緒に接合することによって製造される航空機の構造航空機構成要 素。 ３８．請求項１３ないし３４、または３７の何れか１項記載の少なくとも１つの 構造機体構成要素を含む航空機用の機体。 ３９．請求項１３ないし３４、または３７の何れか１項記載の少なくとも１つの 構造機体構成要素を含む航空機の翼。