JP2009519174A - 構造的要素とその製造方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機建設を目指した構造的要素の新しい製造方法に関し、特に、ウェブと、１もしくは互いに隣接する複数のストリンガーとを具えた翼スパーの製造方法に関し、
１）少なくとも、第１の金属ブロックと、弾性限界が第１の金属ブロックよりも低い第２の金属ブロックとを準備する第1工程と、
２）第１のウェブ部分と少なくとも１本のストリンガー要素を有する第１の金属ブロックと、第２のウェブ部分を有する第２の金属ブロックとを、第１のウェブ部分と第２のウェブ部分とがそれらの共通な全長にわたって突き合わせるように配置する工程とを具える。この発明は、いくつかの組立部品よりなり、そのストリンガーが従来の方法より大きな機械的強度を有する、二重機能、多重機能を有する構造的要素の製造方法を可能にする。

Description

本発明は、予め成形された部品の組立によって、少なくとも２個の異なる要素を具える構造要素（通常、アルミニウム製）の新しい製造方法に関する。この発明は、構造要素、特に、航空機建設におけるスパーの製造に用いることができる。

航空機の建設において、場所によって機械的特性が変化する部品は非常に魅力的である。部品によっては、場所ごとに受ける応力が異なり、その場所に応じて異なる技術解決が要求される部品がある。上下の翼面を連結するスパーは、その上部では主として圧縮応力を受け、下部では主とし引っ張り応力を受ける。つまり、スパーは、曲げ応力と剪断応力とを受けていることになる。圧縮応力に対してもっとも適した材料は、通常、静的な機械強度を有する材料であり、最近の翼上面に採用されている技術解決では、例えば、7449-T79アルミニウム合金のような７千番台のアルミニウム合金を用いている。一方、引っ張り応力に最も適した部品は、クラックの伝搬を防止するため一般的には破壊耐性の高い部品であり、2024A-T351アルミニウム合金のような２千番台のアルミニウム合金が用いられている。

航空機の翼は、通常、リベットやボルトによって組み立てられる多くの部品でできている。1つの翼は、一般的に、前スパーと後スパーとを具え、中央スパーを有するものもある。スパーの長さは、翼の根本からその先端まで延びる長さ方向Ｌ（航空機の翼スパンの方向）に沿って測られ、その高さは、翼の下部からその上部に延びる横断方向Ｈに沿って測られ、そして、スパーの厚さは、翼の前縁から後縁まで延びる方向Ｅに沿って測定される。スパーの厚さは小さく（一般的には200mm未満）、スパーの高さは大きく（大容量の輸送機の翼根本付近において1〜2mのオーダー）、そして、その長さは数メートルはある。その断面において、中央スパーはＩ型状をなしているのに対して、前スパーと後スパーとは、Ｃ型状をなしている。スパーは、ウェブと呼ばれる中央部分と、普通ウェブに対して直角に向きフランジ（もしくはヒール）と呼ばれる端部分とを具える。スパーは、その長さ方向に一定間隔で長さ方向に直交しているストリンガーによって、その長さ方向に一定の間隔を置いて補強されている。これらのストリンガー（ストラッドとも呼ばれるが）は、組み立てによって、又は好ましくは、まとめて加工することによって得られ、部分的な厚さの余剰を構成する。引っ張り領域で生成されたクラックが伝搬するのを防止するために、長さ方向と平行に延び、スパーの下部に位置するクラックストッパが設けられることもある。クラックソトッパもまた、ストリンガーと同様に、組み立てによって得られ、又はさらに好ましくは加工が施される。

ほとんどのスパーは、単一のメタルブロックから出発して一体的な機械加工によって形成することができ、機械組立に比較して高い生産性に寄与させることができる。しかしてこの場合、上部における十分な静的強度と、下部における許容される耐破壊性とを得るために、合金や冶金状態に関して中間的な選択をしなければならない。従来の選択は、今のところ、合金7010、合金7040-T651を用いることである。

しかしながら、上部においては圧縮応力に対して最適化され、下部においては引っ張り応力に対して最適化された二重機能を有するスパーを生産することは特に価値が高い。そのような最適が可能となったならば、それぞれの部分の重量を軽減することができ、したがって、必然的にスパーを軽量化することができる。そして、軽量化は、航空業界においては中心的な課題であり、これは、これによって航空機の運航費用を低減できるからである。さらに、航空機の軽量化は、主翼上面および主翼下面における応力の増加を引き起こす。最適化されていないスパーにおいては、主翼上面および主翼下面に加えることのできる応力を制限することになる。

このような成果物は、それぞれの内部では均一ではあるが、互いに異なる特性を有する２つの部品を組み立てることによって得ることができる。この組立は、機械的に（例えば、ボルト止めやリベット止めによって）行うことができる。しかしながら、この種の組立は多大な時間を要し、しかも高価である。なぜならば、多くの穴のドリル加工を要し、高度な装置が必要とされるからである。加えて、最適化によって得られた重量の低減効果の一部は、機械的にそれらの部品を組み立てる際の重複部分によって消えてしまう。もう1つの方法は、溶接による組立である。既知の溶接技術のうち、摩擦攪拌接合、ＦＳＷは特に異なる合金よりなる組立に特に適しているように見える。

ＰＣＴ出願（国際公開第98/58759号パンフレット（British Aerospace））には、合金2000番台の合金と、7000番台の合金とから摩擦攪拌接合によって形成され、加工されてスパーとなるハイブリッドなビレットが記載されている。この出願には、摩擦攪拌接合によって組み立てられたスパーが記載され、スパーの各部を最適化するための数値が、各部の応力の関数として言及されている。しかしながら、このスパーに関する記載は、Ｃ型の断面に限定されているので、この出願においては非常におおざっぱなである。

摩擦攪拌接合については数多くの技術的問題がある。まず第１に、すべての溶接技術に関することであるが、摩擦攪拌接合は、接合領域と、この熱によって影響を受けて機械的特性が変化する前記接合領域の近くの領域とに、材質変化を引き起こす。例えば、米国特許第6,168,067号明細書、米国特許出願公開第2004/0056075号明細書、米国特許第6,902,444号明細書のような、数多くの特許もしくは特許出願明細書に、溶接操作を行った前、もしくは、あとに、熱処理を行うことが記載されているが、この熱処理は、接合箇所の機械的特性に抑制すべき有害な影響を及ぼす可能性がある。
以上のことに加えて、摩擦攪拌接合の場合には、溶接領域の厚さが特に制限されてしまう。このように、電子ビーム溶接によって組み立てられる最大厚さは、100mmのオーダーであるのに対して、摩擦攪拌接合の場合には、10mmのオーダーである。

一方、摩擦攪拌接合は、多くの形状の溶接接合が可能であり、また、異なる合金の溶接が可能であるという利点を有している。

欧州出願公開1,547,720号明細書（Airbus UK）には、機械加工した後スパーのような航空機用構造的部品にするため、異なる合金から得られた２つの部品を溶接することによる組み立て方法が記載されている。摩擦攪拌接合における前記溶接厚さの問題を避けるだめに、反対側のブロックの厚さ方向に溝が設けられていて、組み立てとその後機械加工とを可能にするようになっている。しかしながら、この溝は、機械加工に応じて変わる凹みもしくはノッチを具えるストリンジャーの強度低下をもたらし、リベットによる強化部分の追加を必要とすることになる。また、溝の形成にも余計な費用がかかる。

欧州出願公開1,571,079号明細書（Airbus France）には、中央領域に凹みを有するスパーが記載されている。このスパーは、異なる材料から形成され、接合バーによって接合された２つの部品を組み立てることによって製作される。

本発明が解決しようとする課題は、幾つかの組み立て部品からなる、２つのもしくは多くの機能を有する構造的要素の製造方法に関し、ストリンガーの強度低下を防止するのみならず、むしろ、従来の方法によって得られるより高い機械的強度を有するストリンガーの製造を可能にする構造的要素の新しい製造方法を提供することである。

本発明は、Lを長さ方向とし、Hを幅方向として、長さがL1で幅がH1の、実質的に平面(L,H)に延在するウェブと、このウェブに実質的に直交する面上で幅方向に延在する１又は隣り合う複数のストリンガー要素とを具え、前記平面(L,H)に垂直なモーメントによる曲げ応力を受ける翼スパーを含む航空機用の構造的要素を製造する方法において、
１）少なくとも、第１の金属ブロックと、第２の金属ブロックとを準備する第1工程と、
２）第１の金属ブロックを加工して、長さL1とH1より小さい高さH4を有する第１のウェブ部分と、第１のウェブ部分(51)に実質的に垂直でこれに隣接する少なくとも１本のストリンガー要素(3)とを具えるモノリシックな第1の部品（S）を形成する第２工程と、
３）第２の金属ブロックを成形して、少なくとも、長さがL1で、高さH方向に延び高さがH5の第２のウェブ部分(52)を少なくとも有する第２の部品（T）を形成する第３工程と、
４）第１のウェブ部分(51)と第２のウェブ部分(52)とをこれらに共通な全長に亘って突き合わせ状態に配置することにより、モノリシックな第１の部品（S）と第２の部品（T）とを組立てて、ストリンガー部分を、第２のウェブ部分に隣接させる第４工程と、
を具え、
第１の金属ブロックの圧縮下での弾性限界は、第２の金属ブロックのそれより大きく、前記ストリンガー要素の高さH'1はH1と実質的に同じで、その高さ部分（H'1−H4）が第１のウェブ部分を越えて延在しており、前記高さH5は、合計高さH4＋H5が実質的にH1に等しくなるよう設定されていることを特徴とする構造的要素の製造方法に関する。

本発明は、また、上記の方法によって得られる一体化構造的要素に関する。

本発明は、第三に、Lを翼の根本からその先端に向かって延びる長さ方向とし、Hを翼の下部から上部に向かって延びる幅方向として、長さがL1で幅がH1の、実質的に平面(L,H)に延在するウェブと、このウェブに実質的に直交して幅方向に延在する１又は隣り合う複数のストリンガー要素とを具えた航空機用の一体化構造的要素において、
ａ）モノリシックな第1の部品（S）と、第２の部品（T）とよりなること、
ｂ）部品（S）を形成するのに用いられる金属ブロックの圧縮下での弾性限界は、部品（T）を形成するのに用いられる金属ブロックのそれより大きいこと、
ｃ）第１の部品（S）は、長さL1とH1より小さい高さH4を有する実質的に平坦な第１のウェブ部分と、第１のウェブ部分に実質的に垂直でこれに隣接するストリンガー要素とを具え、ストリンガー要素の高さH'1はH1と実質的に同じであり、高さが（H'1−H4）の部分が第１のウェブ部分を越えて延在していること、
ｄ）第２の部品（T）は、少なくとも、長さがL1で、高さがH5の、実質的に平坦な第２のウェブ部分を具え、前記高さH5は、合計高さH4＋H5が実質的にH1に等しくなるよう設定されていること、
ｅ）モノリシックな第1の部品（S）と、第２の部品（T）とは、ウェブ(51)と(52)とが、それらに共通な全長に亘って突き合わせ状態となり、第１のウェブ部分を越えて延在するストリンガー部分が、第２のウェブ部分に隣接している状態となって並べられていること、
とを特徴とする一体化構造的要素に関する。

ａ）定義
アルミニウム合金の命名法は、当業者にはよく知られているアルミニウム協会（The Aluminium Association）の規則に従う。冶金状態は、欧州標準規格EN515に定義されている。例えば、標準化されたアルミニウム合金の化学組成は、その規格のEN573-3に定義されている。何も記載がない場合には、「静的機械特性」、すなわち、破壊強度Rm、弾性限界Rp_0.2、および、破壊時伸びAは、規格EN10002-1に則った引張試験に基づいて決められる。テストサンプルの採取位置や採取方法については規格EN485-1（圧延製品）又は規格EN755-1（押出製品）に定義されている。圧縮下での弾性限界は規格ASTM E9に従うテストによって測定される。Kapp応力拡大係数は規格ASTM E561に従って決定される。靱性KICは規格ASTM E399に従って測定される。疲労亀裂伝搬速度（いわゆるda/dN テスト）は規格ASTM E647に従って測定される。「破壊耐性」は、特に、靱性と亀裂伝搬抵抗とを意味する。

用語「機械加工」は、ターニング加工、フライス加工、ドリリング加工、穿孔加工、タップ加工、電食加工、グラインダー加工、磨き加工のような材料を除去するすべての加工を含む。

ここで、機械建造物の「構造要素」もしくは「構造的要素」とは、破壊が建造物やその使用者、利用者等の安全を脅かすような機械部品をいう。

航空機に関し、それらの構造要素は、特に、胴体を構成する要素（例えば胴体外板）、胴体ストリンガー、隔壁、円フレーム、翼（例えば翼外板）、翼ストリンガー（もしくはスティフナー）、リブとスパー、そして、特に水平および垂直のスタビイライザーで構成される尾部、そして、フロアビーム、座席レール、およびドアを含む。

用語「スパー」は、ここでは、主翼と尾翼要素との、長さ方向、すなわち、翼スパン方向の要素を言う。

「ソリッド部品」もしくは「ソリッド要素」とは、開口部もしくは凹みを具えない部品もしくは要素をいう。

用語「モノリシックな構造要素」または、「モノリシックな部品」とは、ここでは、リベット、溶接、接着剤による接着等によって他の部品と組み合わされることなく、圧延、押出、鍛造、もしくは、型成形によって形成された半完成材料の単一ブロックから、一般的な機械加工によって得られた構造要素もしくは構造部品を言う。

本明細書において、「一体構造的要素」とは、機械的組立箇所の数を低減するために、可能な限り最大の部分において材料の連続性を担持するよう設計された構造的要素を言う。「一体構造的要素」は、深さ方向の機械加工によって、または、押出、鍛造、型成形などで形成された要素を用いて、または、構造的要素を溶接することによって形成することができる。「機械的組立構造」とは、金属シート（目的とする構造要素（例えば胴体又は翼要素）の機能に応じて薄いか厚いかは別にして）が、通常リベットによって、ストリンガー及び／又はフレーム（押出品あるいは圧延品から機械加工して作られる）に固定されている構造を言う。

用語「二重機能もしくは多重機能構造要素」は、ここでは基本的に、製品の形状によってではなく、製品の材料特性によって付与される機能についていうものとする。

ｂ）本発明についての詳細説明
この発明によれば、Lを長さ方向とし、Hを幅方向として、長さがL1で幅がH1の、実質的に平面(L,H)に延在するウェブと、このウェブに実質的に直交する面上で幅方向に延在する１又は隣り合う複数のストリンガー要素とを具え、前記平面(L,H)に垂直なモーメントによる曲げ応力を受ける翼スパーを含む航空機用の構造的要素を製造する方法において、
１）少なくとも、第１の金属ブロックと、第２の金属ブロックとを準備する第1工程と、
２）第１の金属ブロックを加工して、長さL1と、H1より小さい高さH4とを有する第１のウェブ部分５１と、第１のウェブ部分に実質的に垂直でこれに隣接する少なくとも１本のストリンガー要素３とを具えるモノリシックな第1の部品（S）を形成する第２工程と、
３）第２の金属ブロックを成形して、少なくとも、長さがL1で、高さH方向に延び高さがH5の第２のウェブ部分５２を少なくとも有する第２の部品（T）を形成する第３工程と、
４）ウェブ部分５１とウェブ部分５２とをこれらに共通な全長に亘って突き合わせ状態に配置することにより、モノリシックな第１の部品（S）と第２の部品（T）とを組立てて、ストリンガー部分を、第２のウェブ部分に隣接させる第４工程と、
を具え、
第１の金属ブロックの圧縮下での弾性限界は、第２の金属ブロックのそれより大きく、前記ストリンガー要素の高さH'1はH1と実質的に同じで、その高さ部分（H'1−H4）が第１のウェブ部分５１を越えて延在しており、前記高さH5は、合計高さH4＋H5が実質的にH1に等しくなるよう設定されていることを特徴とする構造的要素の製造方法によって前記課題が解決される。

金属ブロックは、アルミニウム合金で組成されているのが有利であり、厚手のシートメタル、すなわち、12mm以上の厚さのシートメタルからできているのが好ましく、これは、構造的硬化アルミニウム合金から得ることができる。この発明の好ましい実施形態としては、第１金属ブロックを、7000番台アルミニウム、より好ましくは、7040、7140、7055、7085、7149、7249、7349、7449番よりなる群を含むアルミニウム合金よりなるものとするのがよい。本発明の他の有利な実施形態としては、第１金属ブロックが、リチウムを含むアルミニウム合金から得られ、さらに好ましくは、2050、2094、2098、2195、2196および2199番よりなる群を含むアルミニウム合金であるのがよい。本発明のもう１つのの好ましい実施形態としては、部品（T）の少なくとも１つモノリシック部分は、2000番台のアルミニウム合金より得られ、さらに好ましくは、2022、2024、2024A、2027、2056、2139番よりなる群を含むアルミニウム合金、または、2050、2094、2098、2195、2196および2199番よりなる群に含まれるリチウムを含有するアルミニウム合金よりなるものとするのがよい。

第３工程で用いられる成形プロセスは、圧延、押出、ダイ成形、鍛造、および機械加工とすることができる。

第４工程での有効な組立としては、適切な方法であればどんな方法よっても実施することができ、特にボルト止め、リベット止め、接着剤による接着、および溶接によることができる。溶接方法は、これによって一体構造的要素を得ることができるので、本発明は好ましいものとなり、溶接方法には、フィルターメタルを用いた酸素アセチレン溶接、非消耗電極を用いたアーク溶接（TIG）、消耗ワイヤ電極を用いたアーク溶接又は半自動溶接（MIG-MAG）、レーザ溶接、プラズマ溶接、電子ビーム溶接、摩擦攪拌接合（FSW）を含むことができ、本発明の好ましい実施形態においては、組立技術として摩擦攪拌接合を用いるのがよい。

溶接による組立の場合、部品にとって、そして溶接箇所にとってもっとも好適な最終材料状態を得るために、機械加工の前及び／又は後に、及び／又は、部品（S）及び／又は部品（T）の組立の後に、熱処理を行うことができる。溶接部分に、ショットピーニング法などの機械的処理を行うことができる。

最終の一体化構造的要素を得るため、第４工程で得られた構造的要素を機械加工する最終工程を、必要に応じて具えることができる。この工程は、溶接作業によって生じたどんな欠陥をも修正し、航空機構造への装着のために必要な一体化構造的要素の正確な寸法を実現させることができる。

図１は、Ｃ型状のスパー部の斜視図の例である。スパーの長さL1は、翼の根本からその先端まで延びる長さ方向Lに沿って測ったものであり、その高さH1は、翼の下部から上部まで延びる横断方向Hに沿って測ったもの、そして、スパーの厚さE1は、翼の前縁から後縁まで延びる方向Eに沿って測ったものである。このスパー部は下部フランジ１、上部フランジ２、およびウェブ５を具える。下部および上部フランジは、通常平坦で、平面（E,L）に実質平行な平面上をE方向に厚さE１まで、L方向長さL1まで延在する。ウェブ５は、実質平坦で、実質的に平面（L,H）上をH方向に高さH1まで、L方向に長さL1まで延在する。規則的な間隔をおいて配置されたストリンガー３が、ウェブ５を補強している。ストリンガー３は実質的にウェブ５に垂直な要素であり、横断方向Hに、HIにほぼ等しいH'Iに近い高さまで延在し、E方向に厚さE2（一般的にはE1以下）まで延在する。高さHIとH'Iの差は、基本的にフランジの厚さに依存する。種々のストリンガーの形状は、同じ部品内で変化する。一部ストリンガーはリブに固定されるように設計されその用途に最適な形状をとる。

機械加工によって形成された構造的要素では、ストリンガー３とウェブ５との間での材料の連続性が担持されている。

クラックストッパ４を、下部フランジからH2だけ離れたところに追加することもでき、この距離は一般的に、クラックストッパ４と上部フランジとの間の距離H3より小さい。この補追的なクラックストッパ４の目的は、引張応力をもっとも大きく受ける下部に現れたクラックが上部に伝搬するのを防止することにある。機械加工によって形成された構造的要素ではクラックストッパ４とウェブ５との間で材料の連続性が担持されている。

図２は、本発明に係る、２本のストリンガーが含まれるスパー部３０の斜視図を示す。この部分は、両端で切られたものではなく、完全なスパーの製作必要なｎ個のストリンガーを含めるように延長させることができる。この例においては、本発明に係るスパーは、第1のモノリシックな部品（S）と、組み立てられた第２の部品（T）の２つの部品よりなり、これらが組み立てられている。ウェブ５は、それぞれ、部品（S）と部品（T）とに属する２つのウェブ部分５１および５２で構成され、これらは、共通な全長L1にわたって端と端とを突き合わせて配置され、ウェブ５を協働して形成している。本発明に係るこの部品のウェブは「ソリッド」であるのが好ましい。部品（S）と部品（T）とは個別に、図３と図４とに示される。本発明に従えば、部品（S）は、圧縮下での弾性限界が部品（T）を形成するのに用いられているブロックのそれよりも高い。部品（T）は、Kapp応力拡大係数が、部品（S）を形成するのに用いられているブロックよりも高いブロックから形成されているのが有利である。本発明の有利な実施形態においては、部品（T）は合金τで組成されているのに対して、部品(S)は合金σで組成されており、合金σは高い静的機械特性を得るのに向いており、合金τは、破壊耐性を得るのに向いているものである。ストリンガー３は、組み立て品に最高の機械的特性を付与するためにモノリシックな部品(S)の一体的一部分を構成する。図３は、ウェブ部分５１に実質的に垂直でそれに隣接するストリンガー３がウェブ部分５１を越えてH方向に延在していることを示している。一般的に、ストリンガー３は、HIに近い高さH'1までH方向に沿って延在する。ウェブ部分５１は、高さ（H'1−H4）の高さのストリンガー部分がウェブ部分５１を越えて延在するように、上部フランジ２から高さH4高さまでH方向に沿って延在する。距離H4は、最も高い圧縮強度を有する要素によって主に構成されているウェブを得るために、H1/2以上とするのが好ましい。本発明の1つの有利な実施形態においては、ストリンガー３は全部合金σからなっている。部品(T)への固定を確実にするため、ストリンガー３の端に、E1に近い高さまでE方向に延在する延長ピース３１を随意的に有することもできる。圧縮下での弾性限界が高いストリンガーを有すると特に有利であり、これは、ストリンガーに加わる応力は、上部表面と下部表面とを互いに近づけようとする力とダイアゴナル応力とを伴う圧縮応力であるからである。

本発明に係る構造的要素がクラックストッパ４を含む随意的な場合は、これを、部品（S）において機械加工して形成するのが好ましい。

図４は、部品（T）を示し、そのウェブ部分５２は長さL1で高さがH5である。ここで、合計H4+H5は実質的にH1に等しい。

部品（S）と部品（T）とが接触する３つの明確な領域がある。すなわち、これらは、部品（S）のウェブ部分５１と、部品（T）のウェブ部分５２とがL1方向に沿って端と端とを突き合わせて接触している領域２１、ウェブ部分５１を超えて延びるストリンガー部分３が部品（T）のウェブ部分（５２）とH方向に沿って接触する領域２２、および、部品（S）のストリンガー３の端が部品（T）の下部フランジ１とE方向に沿って接触する領域２３である。領域２１、２２、２３で形成される溶接は、摩擦攪拌接合によって得られるものであるのが好ましい。領域２１の溶接は、L方向に延びる突き合わせ溶接と各ストリンガーとの繋ぎ目におけるT型溶接に対応し、領域２２と２３とにおける溶接は、それぞれH方向およびE方向に沿ったT型溶接に対応する。

図５は、図２におけるスパー部分３０の平面(H,L)視であり、図５には、図６および図７に詳細が示されて断面の位置が記載されている。

図６ａは、本発明の例に従うスパーの、矢視F-Fの位置における平面(E,L)上の断面図である。この図は、その中に外輪郭が表されている下部フランジ１の向きに沿った矢視図である。この平面において、ウェブ部分５２は部品（T）に属しているのに対して、ストリンガー３は、部品（S）に属している。H方向に沿って領域２２内に形成される溶接は、部品（S）と部品(T)とを組み立てるのに寄与している。図６ｂは、本発明の例に従うスパーの、矢視E-Eの位置における平面(E,L)上の断面図である。この図は、その中に外輪郭が表されている下部フランジ１の向きに沿った矢視図である。この位置では、ウェブ部分５１とストリンガー３の両方が部品（S）に属している。図６ｃは、本発明の例に従うスパーのクラックストッパ４の、矢視D-Dの位置における平面(E,L)上の断面図である。この図は、その中に外輪郭が表されている下部フランジ１の向きに沿った矢視図である。クラックストッパ４とストリンガー３との両方が、部品（S）に属している。図７ａは、本発明の例に従うスパーの、矢視A-Aの位置における平面(E,H)上の断面図である。この図は、その中に外輪郭が表されているストリンガー３の向きに沿った矢視図である。領域２１では、部品（S）は部品（T）に突き合わせで接触している。図７ｂは、本発明の例に従うスパーのストリンガー３の、矢視B-Bの位置における平面(E,H)上の断面図である。この図は、ストリンガー３は部品(S)に属し、部品(T)に３つの異なる領域２１、２２および２３で、それぞれL、HおよびE方向に沿って溶接されていることを示している。摩擦攪拌接合の場合、溶接２１によって本発明の付加的技術的特長が得られる。摩擦攪拌接合によって得られる溶接は、クラックストッパ４と同じ態様のクラックストッパとして作用する。摩擦攪拌接合の効果は、例えば、R. John (R. John, K. V. Jata, K. Sadananda, International Journal of Fatigue 25 (2003) 939 - 948) に記載されている。したがって、溶接２１は、部品（T）で生成されたクラックが部品（S）に伝搬するのを防止している。摩擦攪拌接合２１で得られた溶接ビードによって、クラックストッパを用いなくともいいようなる。クラックは通常、下部フランジに現れウェブ内を伝搬する。摩擦攪拌接合２１で得られた溶接ビードは、応力が大きくなり過ぎない程度に下部フランジからは遠いが、しかし、クラックをすぐ止めることができる程度に下部フランジの近くに位置している。その位置は、翼の中央線の近くとなるよう選択するのが効果的である。好ましくは、距離H4を、H1 の2/3〜5/6とするのがよい。

図８および図９は、本発明例に係る、ストリンガー３を８本含む部分を、２つの平面上に示す。各ストリンガーの溶接２２は図９に示されている。

本発明の好ましい実施形態においては、構造的要素は、２つのモノリシックは部品、すなわち、互いに溶接によって組み立てられている部品（S）と部品（T）とだけで構成されている。

他の実施形態においては、部品（T）が、好ましくは溶接によって組み立てられる、部品（Ta）と部品（Tb）とで形成されている。この実施形態は、最も少ない未加工材料（例えば合金τで組成されるもの）で生産されるという点において経済的である。図１０は、この方法によって形成された部分の例を示す。部品（Ta）は、ウェブ部分５２を具え、部品（Ta）と部品（Tb）とは協働して下部フランジ１を形成する。溶接２１に平行で、溶接２２、２３に垂直な長さ方向Lに沿った追加的溶接２４が、部品（Ta）と部品（Tb）を組み立てるために形成される。有利な実施形態においては、部品（Tb）を部品（Ta）と部品(S)とに組み付ける前に、部品（Ta）は部品(S)に組み付けられ、したがって、溶接は、２１、２２、２４、２３の順に行われる。

本発明の例に従えば、合金σよりなる板材が当業者によって知られた方法によって鋳造される。合金σは、得られる静的な機械的特性（R02/Rm）を向上させることのできる構造的硬化合金であるとするのが好ましい。本発明の有利な実施形態において、合金σは、7000番台のアルミニウム合金とするのが好ましく、7040、7055、7140、7085、 7149、7249、7349、7449で構成される群に含まれるアルミニウム合金とするのがさらに好ましい。他の有利な実施形態としては、この合金σは、リチウムを含有するのが好ましく、2094、2195、2198および2199で構成される群に含まれるアルミニウム合金とするのがより好ましい。上記によって得られた板材は、所望の寸法の厚板を得るため、当業者によってよく知られた方法によって、均質化処理、再加熱、熱間圧延、溶液投入処理、急冷処理、そして、場合によっては、引張応力下に置かれる。上記のようにして得られた厚板は部品(S)を得るため、機械加工される。これに加えて、アルミニウム合金τの板材は、当業者によって知られている方法によって鋳造されるのが好ましい。アルミニウム合金τは、靱性、あるいは疲労亀裂伝搬抵抗のような破壊耐性が強化されたものであるとするアルミニウム合金であるのが好ましい。本発明の有利な実施形態において、アルミニウム合金τは、2000番台のアルミニウム合金よりなるのが好ましく、このアルミニウム合金は、2024、 2024A、2056、2098で構成される群に含まれるアルミニウム合金とするのがさらに好ましい。アルミニウム合金τよりなる上記の板材は、所望の寸法の厚板を得るため、均質化処理され、高温下で変質処理され、場合によっては、低温下で変質処理される。上記のようにして得られた厚板は、次に、部品(T)を得るため、機械加工される。本発明の他の実施形態においえは、部品(T)が合金τの小片からなる押出品によって得られるものであってもよい。

部品(S)と部品(T)とは、次いで、ウェブ部分５１、５２が協働してウェブ５を形成するように相互に相対配置され、適当な装置によってそのまま保持される。続いて、溶接２１（部品(S)および部品(T)のウェブ部分５１と５２との間のL方向に延びる突き合わせ溶接）、溶接２２（ストリンガー３と部品(T)のウェブ部分５１とのT型溶接）、および、溶接２３（ストリンガー３と部品(T)のフランジ１との間のT型溶接）が摩擦攪拌接合によって行われる。一般的に、ストリンガー1本に対しては、１つのタイプの溶接２２と１つのタイプの溶接２３があるのに対して、最終部品の長さと同じ長さを有するタイプの溶接２１は１つだけである。本発明の有利な形態として、これらの溶接を行うのに摩擦攪拌接合が用いられる。２１、２２、２３の順に行う溶接順は、必要不可欠なものではないが、この２１、２２、２３の順に溶接を行うことは有利であることを発明者らは確認している。

組立のあと、所望の寸法に仕上げるため、組立品３０に対する機械加工が行われる。

本発明に従う方法によって得られる構造的要素は、好ましくは、翼スパーである。

、他の有利な実施形態において、本発明に従う方法によって得られる構造的要素は胴体部品である。

翼スパーを模式的に示す模式図である。 本発明に係る構造的要素の例を示す図である。 本発明に係る、圧縮応力下で、最も高い弾性限界を有する部分を機械加工した部品(S)を示す図である。 本発明に係る、部品(S)と溶接によって組み合わせられる、部品(T)を示す図である。 図２の構造的要素の平面(H,L)視である。 平面F-Fに対応する断面図である。 平面E-Eに対応する断面図である。 平面D-Dに対応する断面図である。 平面B-Bに対応する断面図である。 平面A-Aに対応する断面図である。 本発明に係るスパーの例の２面視の一方の図である。 本発明に係るスパーの例の２面視の他方の図である。 本発明に係る他の実施形態の構造的要素の例を示す図である。

Claims (26)

1. Lを長さ方向とし、Hを幅方向として、長さがL1で幅がH1の、実質的に平面(L,H)に延在するウェブと、このウェブに実質的に直交する面上で幅方向に延在する１又は隣り合う複数のストリンガー要素とを具え、前記平面(L,H)に垂直なモーメントによる曲げ応力を受ける翼スパーを含む航空機用の構造的要素を製造する方法において、
   １）少なくとも、第１の金属ブロックと、第２の金属ブロックとを準備する第1工程と、
   ２）第１の金属ブロックを加工して、長さL1とH1より小さい高さH4を有する第１のウェブ部分と、第１のウェブ部分(51)に実質的に垂直でこれに隣接する少なくとも１本のストリンガー要素(3)とを具えるモノリシックな第1の部品（S）を形成する第２工程と、
   ３）第２の金属ブロックを成形して、少なくとも、長さがL1で、高さH方向に延び高さがH5の第２のウェブ部分(52)を少なくとも有する第２の部品（T）を形成する第３工程と、
   ４）第１のウェブ部分(51)と第２のウェブ部分(52)とをこれらに共通な全長に亘って突き合わせ状態に配置することにより、モノリシックな第１の部品（S）と第２の部品（T）とを組立てて、ストリンガー部分を、第２のウェブ部分に隣接させる第４工程と、
   を具え、
   第１の金属ブロックの圧縮下での弾性限界は、第２の金属ブロックのそれより大きく、前記ストリンガー要素の高さH'1はH1と実質的に同じで、その高さ部分（H'1−H4）が第１のウェブ部分を越えて延在しており、前記高さH5は、合計高さH4＋H5が実質的にH1に等しくなるよう設定されていることを特徴とする構造的要素の製造方法。
2. 前記第４工程に用いられる組立て方法が溶接であることを特徴とする請求項１に記載の構造的要素の製造方法。
3. 前記溶接方法が、摩擦攪拌接合であることを特徴とする請求項２に記載の構造的要素の製造方法。
4. 前記部品（S）と部品（T）とを形成するのに用いられる合金が互いに異なっていることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
5. 前記金属ブロックがアルミニウム合金よりなることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
6. 前記第１金属ブロックは7000番台のアルミニウム合金から得られるものであることを特徴とすする請求項１〜５のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
7. 前記第１金属ブロックは、7040、7140、7055、7085、7149、7249、7349、7449番よりなる群を含むアルミニウム合金から得られるものであることを特徴とする請求項６に記載の構造的要素の製造方法。
8. 前記第１金属ブロックは、2050、2094、2098、2195、2196および2199番よりなる群を含むアルミニウム合金から得られるものであることを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
9. 部品（T）の少なくとも１つのモノリシック部分は、2000番台のアルミニウム合金から得られるものであることを特徴とする請求項１〜８のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
10. 部品（T）の少なくとも１つのモノリシック部分は、2022、2024、2024A、2027、2056、2139番よりなる群を含むアルミニウム合金から得られるものであることを特徴とする請求項９に記載の構造的要素の製造方法。
11. 部品（T）の少なくとも１つのモノリシック部分は、2050、2094、2098、2195、2196および2199番よりなる群を含むアルミニウム合金から得られるものであることを特徴とする請求項９に記載の構造的要素の製造方法。
12. 全部のストリンガー要素（3）は、圧縮下での弾性限界の最も高い方の金属ブロックに一体的に形成されることを特徴とする請求項１〜１１のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
13. 前記構造的要素は、２つのモノリシックな部品（S）と部品（T）とを溶接することにより得られるものであることを特徴とする請求項１〜１２のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
14. 前記構造的要素が、翼スパーであることを特徴とする請求項１〜１３のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
15. 前記構造的要素が、胴体要素であることを特徴とする請求項１〜１３のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
16. 機械加工の前及び／又は後に、及び／又は、部品（S）及び／又は部品（T）の組立の後に、熱処理を行うことを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
17. 前記第４工程で得られた一体化構造的要素を機械加工して最終一体化構造的要素を得る最終工程を具える請求項１〜１６のいずれかに記載の構造的要素の製造方法。
18. 請求項１〜１７のいずれかの製造方法によって得られる一体化構造的要素。
19. Lを翼の根本からその先端に向かって延びる長さ方向とし、Hを翼の下部から上部に向かって延びる幅方向として、長さがL1で幅がH1の、実質的に平面(L,H)に延在するウェブと、このウェブに実質的に直交して幅方向に延在する１又は隣り合う複数のストリンガー要素とを具えた航空機用の一体化構造的要素において、
    ａ）モノリシックな第1の部品（S）と、第２の部品（T）とよりなること、
    ｂ）部品（S）を形成するのに用いられる金属ブロックの圧縮下での弾性限界は、部品（T）を形成するのに用いられる金属ブロックのそれより大きいこと、
    ｃ）第１の部品（S）は、長さL1とH1より小さい高さH4を有する実質的に平坦な第１のウェブ部分と、第１のウェブ部分に実質的に垂直でこれに隣接するストリンガー要素（3）とを具え、ストリンガー要素の高さH'1はH1と実質的に同じであり、高さが（H'1−H4）の部分が第１のウェブ部分を越えて延在していること、
    ｄ）第２の部品（T）は、少なくとも、長さがL1で、高さがH5の、実質的に平坦な第２のウェブ部分（52）を具え、前記高さH5は、合計高さH4＋H5が実質的にH1に等しくなるよう設定されていること、
    ｅ）モノリシックな第1の部品（S）と、第２の部品（T）とは、ウェブ部分(51)と(52)とが、それらに共通な全長に亘って突き合わせ状態となり、第１のウェブ部分を越えて延在するストリンガー部分が、第２のウェブ部分に隣接している状態となって並べられていること、
    とを特徴とする一体化構造的要素。
20. モノリシックな第１の部品（S）と第２の部品（T）とが、摩擦攪拌接合を含む溶接により組み立てられていることを特徴とする請求項１９に記載の一体化構造的要素。
21. 平面(E,L)にほぼ平行な平面内で、方向Eには厚さE1まで、方向Lには長さL1まで延在する、概ね平坦な下側フランジ(1)と上側フランジ(2)とを具えてなる請求項１９又は２０に記載のる一体化構造的要素。
22. 少なくとも１つのストリンガー(3)がその端部に、方向Eに沿って実質的にE1に等しい厚さまで延在する長さ方向端部分（31）を具えることを特徴とする請求項２１に記載のる一体化構造的要素。
23. モノリシックな第１の部品（S）と第２の部品（T）とが、すくなとも3種類の溶接によって組み立てられており、それらの溶接は、第1ウェブ部分(51)と第２ウェブ部分(52)との組立を可能にする、方向Lに沿った少なくとも1つの突き合わせ溶接（21）と、ストリンガー要素(3)と第２ウェブ部分(52)との組立を可能にする方向Hに平行な少なくとも1つのT型溶接（22）と、前記下側フランジ(1)と前記長さ方向端部分(31)との組立を可能にする少なくとも1つのT型溶接（23）とを含むことを特徴とする請求項２２に記載の一体化構造的要素。
24. 部分（Ta）は、第２ウェブ部分(52)を構成するとともに、部分（Tb）と協働して下部フランジ(1)を形成する請求項２１〜２３のいずれかに記載の一体化構造的要素。
25. モノリシックな第１の部品（S）は、平面(E,L)にクラックストッパを有していることを特徴とする請求項１９〜２４のいずれかに記載の一体化構造的要素。
26. 航空機製造のための、請求項１９〜２５に記載された一体化構造的要素の使用方法。

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