JP2003500278A - 金属材料製の殻構造体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 必要な強度を有するのみならず、クラックの進展と残余強度との関係にも優れた、低コストの、補強用形材を一体的に設けた金属材料製の殻構造体を提供するために、本発明は、補強用形材２の接合部近傍部に厚肉部４を形成し、この厚肉部４の厚さをもって接合部近傍部厚さｆとし、また、前記厚肉部４から接合部３へ向かって厚さが減じるようにし、この接合部３の厚さをもって接合部厚さａとし、前記接合部厚さａに対する前記接合部近傍部厚さｆの比を、２以上とするようにした。本発明は、外板と補強用形材とで構成された金属材料製の殻構造体に適用される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】 本発明は、請求項１の前提部分に記載した種類の、補強用形材を一体に接合し
た金属材料製の殻構造体に関するものであり、より具体的には、例えば、航空機
に用いられる、縦通材（ストリンガー）を備えた金属製の外板に関するものであ
る。

【０００２】 一般的に、航空機の機体は、金属製の外板をリベットで継ぎ合わせることによ
って構成されており、外板の材料としてはアルミニウム合金が使用されている。
航空機の機体の設計を行う際には、所与の様々な強度条件を満足するように設計
を行わねばならない。それら強度条件には、静的強度並びに疲労強度が所与の条
件を満たすということの他に、クラックの進展と残余強度との関係が所与の条件
を満たすということも含まれている。航空機の機体の基本設計は、これら所与の
条件を反映したものであり、その結果、航空機の機体の外皮を構成する殻構造体
としては、金属製の外板に縦通材をリベットで接合した構造が、これまで使用さ
れてきた。この構造は、特に、航空機の機体の円筒部分に必要とされる高剛性を
提供するものである。

【０００３】 金属製の外板に、き裂損傷、即ちクラックが発生した場合に、そのクラックが
機体の周方向に延びていったとして、そのクラックは、飛行中に成長して、やが
て縦通材に達する。しかしながら、縦通材を外板に接合する手段として、リベッ
トや、接着性の接合材料が使用されている場合には、そのクラックは通常、その
縦通材の下を通過して外板の中を進展して行くだけであり、縦通材そのものは損
傷を免れる。従って、そのクラックの成長に伴って、構造全体としての残余強度
は、ある程度低下するものの、その低下量は軽微であり、構造全体が破壊するお
それはない。

【０００４】 機体の製作コスト及び運用コストを低減するために、縦通材を外板に接合する
手段をリベット接合から溶接に替えようとする試みがなされている（ドイツ特許
第１９６３９６６７Ｃ１号公報）。これに関して考慮せねばならないことは、縦
通材を溶接してあると、縦通材を横切る方向に成長するクラックが発生した場合
に、そのクラックが、外板の中を進展して行くと共に、縦通材の中へも侵入して
延びて行くおそれがあり、それによって、縦通材に重度のひび割れが発生したり
、場合によっては縦通材が完全に破断することもあり得るということである。従
ってこの種の殻構造体は、このような損傷を受けるために、リベットで継ぎ合わ
せた殻構造体と比べると、クラックの進展に伴う残余強度の低下が甚だしいもの
となるおそれがある。更に、縦通材の溶接は、多くの場合、レーザビーム溶接に
よって行われるため、溶接シームにクラックが反復して発生する。それらクラッ
クは、溶接シームの冷却時に収縮を妨げる力が作用するために発生するものであ
る。この欠点は、溶加材を添加して凝固状態を改善することによって、ある程度
までは緩和することができるが、しかしながら、それによって完全に解決される
ものではない。

【０００５】 本発明の目的は、必要な強度を有するのみならず、クラックの進展と残余強度
との関係にも優れた、低コストの、補強用形材を一体的に設けた金属材料製の殻
構造体を提供することにある。

【０００６】 上記目的は、本発明によれば、請求項１に記載した構成要件によって達成され
る。尚、従属請求項は、本発明の更なる特徴を記載したものである。

【０００７】 本発明は、然るべき形状的特徴を具備することによって、殻構造体の補強用形
材へ侵入しようとするクラック先端の機械的応力の大きさを小さく抑え得るとい
うことを利用したものである。また、縦通材がリベットで接合されている場合に
は、その縦通材を接合しているリベットから加わる力が比較的小さくても、必要
な強度条件が満足されているという事実に着目したものである。縦通材をリベッ
トで固定する場合には、１列のリベット列だけで十分なことがしばしばある。こ
れは、補強用形材を溶接する場合に、その溶接シーム深さを小さくしても、一向
に差し支えないことを意味している。そして、そうすることで、収縮状態を改善
することができ、ひいては高温割れが発生するおそれを低減することができる。

【０００８】 また、溶接シーム深さを小さくすることによって、その他の利点も得られる。
即ち、溶接速度を高速化することができるため、溶接温度による殻構造体の加熱
遅れを軽減することができる。

【０００９】 以下に添付図面を参照しつつ、本発明の実施の形態について更に詳細に説明し
て行く。

【００１０】 図１に示したのは、航空機の機体に用いる殻構造体であり、この殻構造体は、
金属材料製の外板１と、この外板１に、溶接によって接合された複数本の補強用
形材２とで構成されており、複数本の補強用形材２は、適当な間隔をあけて並設
されている。ただし図１は、この殻構造体の一部分だけを図示した部分図である
ため、図１には、複数本の補強用形材２のうちの１本しか示されていない。

【００１１】 図示の実施の形態では、外板１及び補強用形材２は、いずれもアルミニウム・
マグネシウム・ケイ素・銅（ＡｌＭｇＳｉＣｕ）合金製である。ただし、本発明
にかかる課題解決法は、外板１や補強用形材２がその他の金属材料で形成されて
いる場合にも適用可能である。また、図示の実施の形態では、補強用形材２は縦
通材として形成された形材であるが、しかしながら本発明は、補強用形材が縦通
材である場合だけでなく、外板に発生したクラックが伝播するおそれのある補強
用形材であれば、どのような補強用形材が使用される場合にも適用可能である。

【００１２】 外板１の厚さｔは、この外板１の大部分の領域において一定の寸法であり、補
強用形材２の厚さｓも、この補強用形材２の大部分の領域において一定の寸法で
ある。これら部材の、そのような一定の寸法の部分の厚さｔ及びｓは、例えば、
約１．６ｍｍ〜約２．０ｍｍである。補強用形材２は、二酸化炭素レーザビーム
を使用したレーザビーム溶接によって、外板１に接合されている。この溶接方法
は、２台のレーザビーム発生装置を用いて、接合部３の両側から、非常に浅い角
度でレーザビームを照射し、また、溶加線を使用して溶接を行うようにしたもの
である。更に、この溶接方法では、接合部３の一側から他側までに亘って、完全
溶込み溶接が行われるようにしており、そのためには、両側から照射するレーザ
ビームの各々が、最小でも１ｍｍの溶込み深さを達成する必要がある。また、そ
の場合の溶接速度は、６〜１０ｍ／分とすることができる。レーザ出力を更に強
力にするならば、溶接速度を１０ｍ／分以上にすることも可能である。

【００１３】 外板１に発生したクラックが補強用形材２の内部へ進展して行くのを防止する
ために、本発明においては、補強用形材２の接合部近傍部に、厚肉部４を形成し
ている。この厚肉部４を形成して、接合部近傍部厚さｆに対する接合部厚さａの
比を適切に定めることで、補強用形材２の内部でクラックを進展させる原因とな
る応力の大きさを減じ、ひいては、補強用形材２の内部におけるクラック進展速
度を極めて低く抑えることができるようにしている。また、そのために、この比
ｆ／ａを、２以上とするようにしている。そうすることによって、補強用形材２
の内部におけるクラックの進展が格段に遅くなり、また、補強用形材２の内部に
おけるクラック進展方向が、補強用形材２の横断方向からそらされて、補強用形
材２の長手方向へ誘導されるようになる。

【００１４】 図１の実施の形態では、外板１は、圧延加工によって板状に形成した金属板で
あり、外板として完成した時点での厚さが溶接可能な厚さとなるようにしたもの
である。また「化学的ミーリング法」を用いて、補強用形材２を溶接する箇所に
、厚肉の台座部５を形成してある。台座部５を形成した理由は、溶接に伴う金属
学的変化によって不可逆的に発生して外板に残留する熱影響領域が、通常の厚さ
ｔの部分に発生すると、この殻構造体を航空機の構造に使用した場合には、強度
基準を満たせないおそれがあるからである。

【００１５】 本発明にかかる課題解決法は、厚肉部４を図１に示した形態で形成することに
限定されるものではない。図１に示した厚肉部４の形態は、補強用形材の断面形
状が、一般に好適形状であると考えられている、Ｚ形である場合に適したもので
ある。ただし、厚肉部４を、例えば補強用形材２のＺ形の両角部に１つずつ形成
して、補強用形材２の全体を完全な対称形にするようにしてもよい。

【００１６】 補強用形材２の内部へ向かうクラックの進展を更に抑制するための支援手段と
して、本発明においては更に、外板１の厚さｔに対する補強用形材２の接合部近
傍部厚さｆの比を、２以上とするようにしており、それによって、それら部材に
作用する応力の大きさも、この比の値に従った比率となるようにしている。

【００１７】 図２に示した実施の形態は、図１について説明した上述の実施の形態と同様の
ものであるが、ただし、補強用形材２の接合部厚さａを減じてある点が、上述の
実施の形態とは異なっている。上述の実施の形態では、補強用形材２の接合部厚
さａは、この補強用形材２の本体部分の厚さｓと略々一致している。これに対し
て、接合部厚さａを減じることによって、接合部から溶接シームに加わる荷重を
軽減できるため、溶接シームの形成に際して問題が発生することが少なくなる。
接合部厚さを２分の１ないし３分の１まで減じても、線応力が過大になることは
ない。このように接合部厚さを減じることによって、多くの効果が得られ、即ち
、上で説明したクラックの進展を抑制し得ること、及び、クラックの進展方向を
そらし得ることに加えて、これによって更に、溶接シーム深さを小さくすること
ができるため、溶接シームが凝固する際に発生する収縮応力を小さく抑えること
ができ、ひいては、高温割れの発生も抑えることができる。そして、その接合部
厚さａを小さくするほど、完全溶込み溶接によって溶接するこの接合部３の溶接
シーム深さを小さくすることができる。更に、溶接シーム深さを小さくすること
によって、溶接速度も高速化することができる。

【００１８】 図３に示した実施の形態は、図２について説明した実施の形態と同様のもので
あるが、補強用形材２の接合部（３）近傍部に、更に削設ノッチ部６を形成し、
それによって補強用形材２の接合部近傍部の剛性を低下させてあるという点が異
なっている。これによって、溶接に際して発生する収縮力に対する、接合部近傍
部からの抵抗力を小さくすることができ、従って、高温割れのおそれを低下させ
ることができる。

【００１９】 削設ノッチ部６は、片側溶接を行う場合には、図３に示したように補強用形材
２の接合部近傍部の片側だけに形成するようにしてもよく、また、両側溶接を行
う場合には、補強用形材２の接合部近傍部の両側に形成するようにしてもよい。

【００２０】 尚、以上に説明した、補強用形材２の接合部近傍部の剛性を低下させるために
削設ノッチ部を形成するという方法は、補強用形材２の接合部厚さａをこの補強
用形材２の本体部分の厚さより小さくしていない図１に示した実施の形態にも、
適用することができる。

【００２１】 削設ノッチ部を形成するという方法以外の方法でも、同様の望ましい効果を得
ることができ、それには、局所的な圧縮加工を施すようにすればよい。その場合
には、削設ノッチ部に替えて、圧延加工ないしロール成形加工によって、圧縮ノ
ッチ部を形成するようにする。これによって、接合部近傍部に発生する残留圧縮
応力が、溶接の際の収縮によって発生する引張応力を相殺するように働くため、
高温割れのおそれを低下させることができる。

【００２２】 図４に示した殻構造体は、外板と補強用形材とを溶接して製作する代わりに、
押出加工によってそれらを最初から一体に製作したものであるということが、以
上に説明した実施の形態と異なる点である。補強用形材を溶接によって接合する
場合と比べて、この製作方法では更にコストを引き下げることができる。また、
構造の特性に関する問題、即ち、損傷が発生した状態での残余強度に関する問題
についても、溶接によって構成した殻構造体と比べて特に遜色はない。従って、
補強用形材２の接合部厚さａに対する接合部近傍部厚さｆの比を適切に定めると
いう、図１及び図２に関して説明した課題解決法は、図４に示した形態の殻構造
体にも適用することができる。また、図４に部分図で示した実施の形態は、クラ
ック進展特性に関して最適化した押出加工形材７であって、この押出加工形材７
は、その補強用形材の部分に厚肉部４を形成してある。そして、この図４の実施
の形態においても、その補強用形材の部分の、接合部近傍部厚さｆに対する接合
部厚さａの比が、クラック進展特性にとって決定的に重要な要因となっている。

【００２３】 殻構造体の全体を大型の押出加工形材で製作することも、技術的に不可能では
ない。しかしながら、そのようにすると、特に外板の厚さｔが小さい場合には、
寸法を公差内に収めることが困難になったり、表面欠陥の発生頻度を抑えること
が困難になるなどの、製造上の様々な問題が発生するおそれがある。むしろ、押
出加工形材としては、例えば縦通材を３、４本備えた程度の、幅の狭い押出加工
形材を何本も製作し、それらを突合せ溶接やリベット接合によって継ぎ合わせる
ことで殻構造体の全体を製作する方法を用いる方が、製作が容易である。また、
その場合の突合せ溶接は、例えば、アーク溶接、レーザ溶接、電子ビーム溶接、
または振動摩擦溶接などの溶接方法を用いて行うことができる。

【００２４】 押出加工形材７を使用することに替えて、補強用形材２を数本ほど備えた小さ
な殻構造体を、その全体を切削加工によって削り出すことで製作し、そして、複
数のそのような小さな殻構造体を、溶接またはリベット接合によって継ぎ合わせ
ることで大きな殻構造体を製作するようにしてもよい。

【図面の簡単な説明】

【図１】 補強用形材を溶接により接合した殻構造体であって、補強用形材の接合部近傍
部に厚肉部を形成した殻構造体の部分図である。

【図２】 補強用形材を溶接により接合した殻構造体であって、補強用形材の接合部近傍
部に厚肉部を形成し、接合部の厚さを減じた殻構造体の部分図である。

【図３】 補強用形材を溶接により接合した殻構造体であって、補強用形材の接合部近傍
部に厚肉部を形成し、接合部の厚さを減じ、削設ノッチ部を形成した殻構造体の
部分図である。

【図４】 押出加工形材として製作した殻構造体の部分図である。

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 外板と補強用形材とで構成される金属材料製の殻構造体にお
   いて、 前記補強用形材（２）の接合部近傍部に厚肉部（４）を形成し、この厚肉部（
   ４）の厚さをもって接合部近傍部厚さ（ｆ）とし、また、前記厚肉部（４）から
   接合部（３）へ向かって厚さが減じるようにし、この接合部（３）の厚さをもっ
   て接合部厚さ（ａ）とし、前記接合部厚さ（ａ）に対する前記接合部近傍部厚さ
   （ｆ）の比を、２以上としたことを特徴とする殻構造体。
2. 【請求項２】 前記接合部厚さ（ａ）を、前記補強用形材（２）の厚肉化し
   ていない部分の厚さである補強用形材厚さ（ｓ）以下にしたことを特徴とする請
   求項１記載の殻構造体。
3. 【請求項３】 前記補強用形材の前記接合部（３）近傍部に、１つの削設ノ
   ッチ部（６）または互いに対向する２つの削設ノッチ部（６）を形成してあり、
   それによって前記接合部近傍部の剛性を低下させてあることを特徴とする請求項
   １または２記載の殻構造体。
4. 【請求項４】 前記補強用形材（２）の前記接合部（３）近傍部に、圧延加
   工ないしロール成形加工によって、圧縮ノッチ部を形成してあることを特徴とす
   る請求項１または２記載の殻構造体。
5. 【請求項５】 前記外板の厚さ（ｔ）に対する前記接合部近傍部厚さ（ｆ）
   の比を、２以上としたことを特徴とする請求項１乃至４の何れか１項記載の殻構
   造体。
6. 【請求項６】 前記補強用形材（２）が前記外板（１）に溶接によって接合
   されていることを特徴とする請求項１乃至５の何れか１項記載の殻構造体。
7. 【請求項７】 前記殻構造体が、押出加工形材（７）で構成されていること
   を特徴とする請求項１乃至５の何れか１項記載の殻構造体。
8. 【請求項８】 前記殻構造体を構成するための、外板（１）と複数本の補強
   用形材（２）とから成る構造体の全体が、切削加工によって削り出すことで製作
   されていることを特徴とする請求項１乃至５の何れか１項記載の殻構造体。
9. 【請求項９】 前記殻構造体が、複数の小さな構造体を突合せ溶接またはリ
   ベット溶接によって継ぎ合わせることで大きな殻構造体としたものであり、前記
   小さな構造体は、溶接によって製作した殻構造体、押出加工形材（７）として製
   作した殻構造体、または、切削加工により削り出して製作した殻構造体であるこ
   とを特徴とする請求項６乃至８の何れか１項記載の殻構造体。
10. 【請求項１０】 前記殻構造体が、航空機の機体を構成するために使用され
    ており、また、航空機用アルミニウム合金で製作されており、更に、前記補強用
    形材（２）が縦通材として前記外板（１）に接合されていることを特徴とする請
    求項１乃至９の何れか１項記載の殻構造体。