JP2010517799A - ドリル及びリーマ加工用カッター - Google Patents

Abstract

本発明の実施形態は、中心軸を有する本体を含むドリル用ビットを提供する。第１のカッティングエッジは、ドリル用ビット本体の中心軸に垂直な平面内において、同中心軸から半径方向に第１の距離だけ離れた位置に配置される。また、第２のカッティングエッジは、ドリル用ビット本体の中心軸に垂直な平面内において、同中心軸から半径方向に第２の距離だけ離れた位置に配置される。第1の距離は第２の距離より短い。

Description

本発明の実施形態は、切削工具の分野に関し、具体的には、二つ以上の異種材料からなるスタックに穴を形成するのに適した切削工具に関する。

特定の機械加工の分野では、複数の異種材料からなるハイブリッドなスタックをドリル及び／又はリーマにより加工する必要がある。異種材料からなるハイブリッドなスタックは、不連続な材料からなる積層と定義することができ、例えば炭素繊維複合材料と、チタン及び／又はアルミニウム、及び／又はスチールからなるスタックがこれに当たる。このようなハイブリッドスタックの機械加工は、長時間を要す場合があり、また工具を大きく摩耗させうる。バリ無し且つチップ無しで穿孔作業を行うことで、パーツの洗浄及びバリ取りのような瑣末な作業の追加を排除しようという試みが行われている。
例えば、特定の航空機では、黒鉛複合材料のような複合材料から作製された航空機の翼を、留め具により航空機の胴体のチタン部分に接合することが必要であり、この場合の留め具には、接合部分に開けられた穴を貫通するピン、ボルト又はリベットが含まれるがこれらに限定されない。胴体に翼を接合する作業は、一般に三段階で行われる従来式穿孔プロセスを要し、三段階とは即ち、順にパイロットドリル、ステップドリル、及び径のリーマ仕上げである。これら三つのステップはそれぞれ、乱雑ならせん状のチップを生成し、細長い穴を形成し、そして潤滑油を後に残す場合がある。また、各ステップにより、スタックの入口がでこぼこになり、出口にバリが生成されてしまう場合がある。

さらに、異種材料により、特徴の異なる切削工具が必要となりうる。例えば、チタンの機械加工には剛性が大きいことを特徴とする工具が必要である一方、炭素繊維複合材料の機械加工には耐摩耗性が大きいことを特徴とする工具が必要となる。異種材料の効果的な機械加工には、形状の異なる別々の工具を使用することも必要である。
ドリルで穴を開けるための方法はいずれも、ハイブリッドスタックを穿孔するときに切削工具の寿命は大幅に短縮する。従来の三段階式穿孔工程では、前方のカッティングエッジが摩耗するだけでなくカッターの径も減少し、ドリルを再度研磨して再使用することができなくなる。

翼を胴体に接合する作業のための一段階式穿孔法として開発された一方法では、環状孔を機械加工する。しかしながら、環状孔の機械加工により切削工具の寿命は制限されうる。

必要とされているのは、ハイブリッドスタックに良質な孔を生成することができる、現在のカッターの欠点を有さないカッターである。

上記の需要及び他の需要は、中心軸を有する本体を持つドリル用ビットにおいて、当該ドリル用ビットの本体が、本体の中心軸に垂直な平面内において同中心軸から半径方向に第１の距離だけ離れた位置に第１のカッティングエッジを含むドリル用ビットによって満たされる。ドリル用ビット本体はまた、同平面内において中心軸から半径方向に第２の距離だけ離れた位置に第２のカッティングエッジを含む。第１の距離は、第２の距離より短くすることができる。一実施形態では、第１のカッティングエッジは第２のカッティングエッジより長くすることができる。
一部の実施形態では、ドリル用ビットは、第１のカッティングエッジを有する第１の切削溝と、第２のカッティングエッジを有する第２の切削溝とを含むことができる。第１のカッティングエッジは複合材料の層を切削するように構成し、第２のカッティングエッジは、チタン、アルミニウム、及びスチールからなる群より選択された材料の層を切削するように構成することができる。

本ドリル用ビットは、第１の挿入物を受けることにより第１のカッティングエッジを形成する第１の切削溝と、第２の挿入物を受けることにより第２のカッティングエッジを形成する第２の切削溝とを含むことができる。一部の実施形態では、第１の挿入物は、炭素繊維複合材料のドリル加工に適した特徴を持つことにより選択された材料から作製し、第２の挿入物は、チタン、アルミニウム及びスチールのうちの一つ以上のドリル加工に適した特徴を持つことにより選択された材料から作製することができる。例えば、第１の挿入物を多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）から作製し、第２の挿入物を立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）から作製することができる。他の実施形態では、第１のカッティングエッジを多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）で処理し、第２のカッティングエッジを立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）で処理することができる。
実施形態により提供されうるドリル用ビットは、ドリル用ビット本体の、前記平面内の前記第１の距離及び第２の距離の一方の距離だけ離れた位置に、第３の切削溝を有することができる。

一部の実施形態では、ドリル用ビットは、環状穿孔装置に使用することができる。同じ又は他の実施形態では、ドリル用ビットは、ドリル用ビット本体を貫通することにより加工品へと流体を通過させることができる一又は複数の穴を含むことができる。一部の実施形態では、第１のカッティングエッジは、加工品を機械加工するとき、第２のカッティングエッジで加工品を機械加工するときより大きいチップを形成することができる。
本発明の実施形態は、第１端が工具保持システムに係合し、第２端がパーツに係合するシャフトを有する切削工具を提供することができる。切削工具は、シャフトの中心線から第１の距離だけ離れたシャフト上の位置に第１のカッティングエッジを有する第１の切削溝と、シャフトの中心線から第２の距離だけ離れたシャフト上の位置に第２のカッティングエッジを有する第２の切削溝とを含むことができる。第１の距離は第２の距離より短くすることができる。さらに、一部の実施形態では、第１の切削溝は第２の切削溝より長くすることができる。

本切削工具は、第１の切削溝の反対側の、シャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第３のカッティングエッジを有する第３の切削溝を有することができる。切削工具はまた、第２の切削溝の反対側の、シャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第４のカッティングエッジを有する第４の切削溝を有することができる。一実施形態では、第１の切削溝は、一又は複数の、同様に構成され、互いに対向して配置される切削溝の第１の対であって、各々がシャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第１のカッティングエッジを有する切削溝の対のうちの一つでもよい。第２の切削溝は、一又は複数の、同様に構成され、互いに対向して配置される切削溝の第２の対であって、各々がシャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第２のカッティングエッジを有する切削溝の対のうちの一つでもよい。
実施形態により提供されうる切削工具において、第１切削溝は、複合材料の層を切削するように構成することができ、第２の切削溝は、チタン材料の層を切削するように構成することができる。

種々の実施形態により、航空機の異種コンポーネントのスタックをドリル及び／又はリーマにより加工する方法が提供される。本方法は、
航空機のパーツのスタックを供給すること、及び
切削工具を用いて穴をドリル又はリーマ加工すること
を含む。切削工具は、切削工具上の、シャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第１のカッティングエッジを有する第１の切削溝と、切削工具上の、シャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第２のカッティングエッジを有する第２の切削溝とを備えることができ、第１の距離は第２の距離より短く、且つ第１のカッティングエッジは第２のカッティングエッジより長い。
種々の実施形態において、穴をドリル又はリーマ加工することは、シャフトの中心線を中心に切削工具を回転させながら、環状穿孔の中心の周りでシャフトの中心線を周回させることを含むことができる。また、種々の実施形態において、ドリル又はリーマ加工することは、航空機のパーツのスタックに含まれる少なくとも一つの層をドリル加工すること、及び航空機のパーツのスタックに含まれる少なくとも一つの層をリーマ加工することの、一方又は両方を含むことができる。

種々の実施形態において、航空機のパーツのスタックを供給することは、航空機の翼の、複合材料を含む部分と、航空機胴体の、チタン、スチール及びアルミニウムからなる群より選択された材料からなる部分とを整列させることを含むことができる。これらの実施形態及び他の実施形態では、本方法は、第１のカッティングエッジを多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）で処理すること、及び第２のカッティングエッジを立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）で処理することの、一方又は両方を含むことができる。これらの実施形態及び他の実施形態では、本方法はまた、第１のカッティングエッジとして多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）から作製された第１の挿入物を供給すること、及び第２のカッティングエッジとして立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）から作製された第２の挿入物を供給することの、一方又は両方を含むことができる。第１の挿入物を供給すること、及び第２の挿入物を供給することの一方又は両方は、切削工具上に第１の挿入物及び第２の挿入物の一方又は両方を、蝋着すること、溶接すること、及び接着することからなる群より選択された一つを含むことができる。
種々の実施形態において、ドリル及び／又はリーマ加工することは、第１の切削溝を用いて航空機パーツのスタック中の層から比較的大きなチップを切削すること、及び第２の切削溝を用いて航空機パーツのスタック中の層から比較的小さなチップを切削することを含むことができる。

種々の実施形態において、本方法はさらに、第１の切削溝と第２の切削溝がほぼ同時に切れなくなるように、航空機パーツのスタックの材料特性に基づいて第１の距離と第２の距離との関係を選択することを含むことができる。
種々の実施形態により、穴の中心のまわりで周回運動を行い、且つドリル用ビットの中心軸を中心として回転するように構成することができるドリル用ビットを含む穿孔装置が提供される。ドリル用ビット上の第１のカッティングエッジは、中心軸に垂直な平面内において同中心軸から第１の距離だけ離れた位置に配置することができる。また、第２のカッティングエッジは、ドリル用ビットの、中心軸に垂直な平面内において同中心軸から第２の距離だけ離れた位置に配置することができる。第１の距離は第２の距離より短くすることができる。第１のカッティングエッジは第２のカッティングエッジより長くすることができる。

種々の実施形態において、第１のカッティングエッジは、炭素繊維複合材料のドリル及び／又はリーマ加工に適した特徴を持つことにより選択された第１の材料を含むか、又は同材料から作製することができる。第２のカッティングエッジは、チタン、アルミニウム、及びスチールからなる群より選択された一の材料を含む対象物のドリル及び／又はリーマ加工に適した特徴を持つことにより選択された第２の材料を含むか、又は同材料から作製することができる。
本発明の特徴、機能及び利点は、本発明の種々の実施形態において独立に達成することができるか、或いはまた別の実施形態において組み合わせることができる。

本発明の実施形態は、添付図面と共に後述の詳細な説明を読むことにより容易に理解されよう。本発明の実施形態は、例示を目的として示されているのであって、添付図面に限定することを意図していない。

Ａ及びＢは、本発明の種々の実施形態によるドリル及びリーマ加工用カッターの、それぞれ部分正面図及び部分側面図である。Ｃは、図１Ａ及び１Ｂに示したドリル及びリーマ加工用カッターの、本発明の種々の実施形態による底面図である。 Ａ及びＢは、図１Ａ及び１Ｂに示したカッティングエッジそれぞれの切断長さを示す概略図である。 本発明の種々の実施形態によるドリル及びリーマ加工用カッターの部分側方図である。 本発明による種々の実施形態を示す、二つのエッジの部分断面図を含む概略平面図である。 Ａ及びＢは、本発明の種々の実施形態による機械加工作業において形成される異なるチップとそれらの相対的なサイズを示す側面図である。

後述の詳細な説明では、本発明の一部を構成し、且つ本発明の実施形態の例示を目的とする添付図面に言及する。本発明の範囲から逸脱することなく、他の実施形態を利用することができ、また構造的又は論理的変更を加えることができることを理解されたい。従って、後述の詳細な説明は限定的なものではなく、本発明による実施形態の範囲は請求の範囲とその均等物とによって規定される。
様々な作業は、種々の実施形態を理解し易くするために、複数の独立した作業として順次説明されるが、説明の順番は、これらの作業がそのような順に行われることを意味するものではない。

説明には、上／下、後／前、及び頂部／底部といった方向に関する表現が使用される場合がある。このような表現は、単に説明を単純にするために使用されるもので、実施形態の適用を制限するものではない。
様々な品詞及び活用で「連結」及び「接続」という表現が使用される。これらの用語は、互いの同義語ではないことに注意されたい。そうではなく、特定の実施形態において、「接続」は、二つ以上の要素が直接物理的又は電気的に互いに接していることを意味するために使用することができる。「連結」は、二つ以上の要素が直接物理的又は電気的に接することを意味しうる。しかしながら、「連結」は、二つ以上の要素が互いに直接接してはいないが、互いに協働又は相互作用することを意味することもできる。

表記法として、「Ａ／Ｂ」という形式の語法は、Ａ又はＢを意味する。表記法として、「Ａ及び／又はＢ」という形式の語法は、「（Ａ）、（Ｂ）、又は（Ａ及びＢ）」を意味する。表記法として、「Ａ、Ｂ及びＣのうちの少なくとも一つ」は、「（Ａ）、（Ｂ）、（Ｃ）、（Ａ及びＢ）、（Ａ及びＣ）、（Ｂ及びＣ）又は（Ａ、Ｂ及びＣ）」を意味する。表記法として、「（Ａ）Ｂ」という形式の語法は、「（Ｂ）又は（ＡＢ）」を意味し、つまりＡは随意的要素であることを意味する。
本説明で、「種々の実施形態」、「一実施形態」又は「実施形態」などの語法を使う場合、それぞれ、一又は複数の同じ又は異なる実施形態に言及している場合がある。さらに、本発明に記載の実施形態に関して使用される「備える」、「含む」、「有する」等の表現は、同義である。

種々の実施形態において、材料の層を機械加工するための方法、装置、及びシステムが提供される。例示的実施形態では、開示される装置及び／又はシステムの一又は複数のコンポーネントに演算システムを具備することができ、当該演算システムを使用してここに開示される一又は複数の方法を実行することができる。
本明細書に記載される種々の実施形態により、特定のスタックに使用される材料に適用されると環状穿孔工程に使用することができるカッターが提供される。これら実施形態により、厚いハイブリッドスタックに良質の穴を形成することが可能となり、且つカッターの寿命が延びる。ドリル用ビット及びカッターという用語は、本明細書及び請求の範囲に亘り、いずれかの用語が使用されるとき、穿孔に使用される装置、又はフライス削りに使用される装置、或いはその両方に言及していると考えられるという点で、交換可能な用語である。

種々の実施形態において、二つの異なる直径を有することによりそれぞれの歯に掛かる負荷を分割することができる個々の歯が提供される。作業の一部は、一又は複数の先導歯により行われ、また作業の一部は、一又は複数の追跡又は追尾歯により行われる。
種々の実施形態において、一又は複数の先導歯が提供され、この先導歯は、一又は複数の追跡歯より大きな直径を失い易い。これらの及び他の実施形態では、一又は複数の先導歯が磨耗の大部分を受けるため、一又は複数の追尾歯の直径は非常に精密に維持することができる。

本発明による種々の実施形態を示す、図１Ａは正面図であり、図１Ｂは側面図であり、そして図１Ｃは底面図である。例えばフライス削りに使用されるカッター、又はドリル用ビット１０は、中心軸１４を有するドリル用ビット本体１２を含むことができる。ドリル用ビット１０の第１端１５は工具保持システム（図示しない）に係合することができ、第２端１７はパーツ又は加工品（図示しない）に係合することができる。第１のカッティングエッジ１６は、ドリル用ビット本体上の、中心軸１４に垂直な平面２０内において中心軸１４から放射方向に第１の距離１８だけ離れた位置に配置することができる。第２のカッティングエッジ２２は、ドリル用ビット本体１２上の、平面２０内において軸１４から放射方向に第２の距離２４だけ離れた位置に配置することができ、第１の距離１８は第２の距離２４より短くすることができる。平面２０は中心軸１４にほぼ垂直とすることができる。

図２Ａ及び図２Ｂは、図１Ａ及び図１Ｂに示した各カッティングエッジ２２及び１６それぞれの切断長さを示す概略図である。種々の実施形態において、第１のカッティングエッジ１６は、図２Ｂの寸法３０によって示されるように、図２Ａの寸法３２によって示される第２のカッティングエッジ２２より長くすることができる。
種々の実施形態において、各カッティングエッジ１６及び２２を、処理又は注入、或いはそれ以外の方法で変化させることにより、その切削特性を変更することができる。例えば、限定しないが、多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）で第１のカッティングエッジ１６を処理することができ、立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）で第２のカッティングエッジ２を処理することができる。

種々の実施形態は、ドリル用ビット本体の、同面内において放射方向に第１の距離だけ、又は第２の距離だけ離れた位置に配置される第３のカッティングエッジを有する切削溝を含むことができる。種々の実施形態において、切削溝の数は、三つ以上の任意の数とすることができる。各切削溝は一つのカッティングエッジを有する。種々の実施形態は、奇数の切削溝を含むことができる。例えば、一実施形態は、比較的小さい直径で切削を行う二つの切削溝と、最終直径を切削する一つの切削溝を有することができる。他の様々な実施形態は、偶数の切削溝を含むことができる。種々の実施形態において、切削溝を対称な対に配置することにより振動が低減され、安定性が向上する。
例えば、図１Ｃに示すように、一実施形態は、一又は複数の、同様に構成され、互いに対向して配置される切削溝１７及び１７’からなる第１の対であって、各々がシャフトの中心軸１４から放射方向に第１の距離１８だけ離れた位置に第１のカッティングエッジ１６及び１６’を有する切削溝１７及び１７’からなる第１の対と、一又は複数の、同様に構成され、互いに対向して配置される切削溝２３及び２３’からなる第２の対であって、各々がシャフトの中心軸１４から放射方向に第２の距離２４だけ離れた位置に第２のカッティングエッジ２２及び２２’を有する切削溝２３及び２３’からなる第２の対とを含むことができる。

図３は、種々の実施形態を示す側方図であり、図のドリル用ビット本体１２は、第１のカッティングエッジ１６を有する第１の切削溝３４と、第２のカッティングエッジ２２を有する第２の切削溝３６とを含むことができる。第１のカッティングエッジ１６は、第１の材料の層、例えば複合材料からなる層を切削することができ、第２のカッティングエッジ２２は、第２の材料の層を切削することができる。第２の層は、例えば、チタン、アルミニウム、又はスチールからなる層とすることができる。
種々の実施形態は、カッター本体、或いは、一又は複数の貫通孔３８を有するドリル用ビット本体１２を含むことができ、この貫通孔により、ドリル用ビット本体１２は、加工物（図示しない）への流体を通過させることができる。この流体は、加工物の表面に出て、加工物から切削されたチップなどの破片を作業エリアから吹き飛ばすか、他の方法で移動させることができる。この流体は、例えば空気とすることができる。他の流体も使用可能である。一実施形態では、潤滑流体を穴３８に通すことができる。

種々の実施形態には、第１の切削溝３４に第１の挿入物５０を挿入することにより第１のカッティングエッジ１６が形成され、第２の切削溝３６に第２の挿入物５２を挿入することにより第２のカッティングエッジ２２が形成されるドリル用ビット１０が含まれる。一又は複数の挿入物は、限定しないが、蝋着、はんだ付け、又は接着剤による取り付けを含む種々の方法を用いてドリル用ビット本体１２に取り付けることができる。
第１の挿入物５０は、第１の材料、例えば炭素繊維複合材料のドリル加工に適した特徴を有することにより選択された材料から作製することができる。第２の挿入物５２は、第２の材料、例えばチタン、アルミニウム、又はスチールのドリル加工に適した特徴を有することにより選択された材料から作製することができる。種々の実施形態において、第１の挿入物は多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）から作成することができ、第２の挿入物は立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）から作製することができる。

種々の実施形態は、環状穿孔用の構成、又はフライス削り用の構成、或いは円形軌道の中心のまわりの周回運動に適合させることができるその他の構成において使用することができる。例えば、種々の実施形態を、円弧補間能を有するコンピュータ数値制御（ＣＮＣ）又は数値制御（ＮＣ）装置に使用することができる。
種々の実施形態は環状穿孔装置に使用することができる。図４は、本発明による種々の実施形態を示す概略的平面図である。ドリル用ビット１０は環状穿孔の中心４０のまわりで周回運動することができ、且つドリル用ビットの中心軸１４を中心として回転することができる。第１のカッティングエッジ１６は、「先導」カッティングエッジと考えることができ、通過の度に加工される材料の大部分を切削することができるもので、中心軸１４から放射方向に第１の距離１８だけ離れた位置に配置することができる。一方、第２のカッティングエッジ２２は、「追尾」カッティングエッジと考えられ、中心軸１４から放射方向に第２の距離だけ離れた位置に配置されて、通過の度に、加工される材料の最も外側の部分だけを切削することができる。このようにして、ドリル用ビットの直径の摩耗を低減することができ、よって一定の直径を有する穴の数を増やすことができる。

種々の実施形態において、放射方向に沿った第１の距離１８と第２の距離２４との差は、第１のカッティングエッジ１６と第２のカッティングエッジ２２とがほぼ同時に切削不能となるように、航空機のパーツのスタックの材料特性及び／又は各カッティングエッジの材料特性に基づいて選択することができる。これにより、工具の耐用年数を最大限に延ばすことができる。
図５Ａ及び５Ｂは、異なるチップの側面図であり、それぞれ種々の実施形態による機械加工作業において形成することが可能な大きさを示す。種々の実施形態において、図４に示す第１のカッティングエッジ１６は、図５Ａに示すような比較的大きなチップ６０を切削することができ、一方第２のカッティングエッジ２２は、図５Ｂに示すような比較的小さなチップ６２を切削することができる。

図４に示すように、種々の実施形態により、航空機の異種コンポーネントのスタックをドリル及び／又はリーマ加工する方法が提供される。本方法は、航空機のパーツを供給することと、切削工具を用いて穴７０をドリル又はリーマ加工することとを含む。切削工具は、切削工具の、中心軸１４から放射方向に第１の距離１８だけ離れた位置に第１のカッティングエッジ１６を有する第１の切削溝１７と、切削工具の、中心軸１４から放射方向に第２の距離２４だけ離れた位置に第２のカッティングエッジ２２を有する第２の切削溝２３とを含むことができ、第１の距離１８は第２の距離２４より短くすることができ、そして第１のカッティングエッジ１６は第２のカッティングエッジ２２より長くすることができる。
種々の実施形態において、本方法の、穴７０をドリル又はリーマ加工することは、中心軸１４を中心に切削工具１０を回転させながら、環状穿孔の中心４０のまわりでシャフトの中心線１４を周回させることを含むことができる。ドリル又はリーマ加工は、航空機のパーツのスタックに含まれる少なくとも一つの層をドリル加工すること、及び航空機のパーツのスタックに含まれる少なくとも一つの層をリーマ加工することの、一方又は両方を含むことができる。

種々の実施形態において、航空機のパーツのスタックを供給することは、航空機の翼の、複合材料からなる部分、又は複合材料を含む部分と、航空機胴体の、チタン、スチール、及びアルミニウムからなる群より選択された材料からなる部分とを整列させることを含むことができる。
種々の実施形態には、多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）で第１のカッティングエッジ１６を処理すること、及び立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）で第２のカッティングエッジ２２を処理することの、一方又は両方を含む方法が含まれる。他の実施形態では、本方法は、多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）からなる第１の挿入物５０を第１のカッティングエッジ１６として供給すること、及び立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）からなる第２の挿入物５２を第２のカッティングエッジ２２として供給することの、一方又は両方を含むことができる。第１の挿入物５０及び第２の挿入物５２を供給することには、ドリル用ビット上に、第１及び第２の挿入物の一方又は両方を、蝋着すること、はんだ付けすること、溶接すること又は接着することが含まれうる。

種々の実施形態には、航空機パーツのスタックに含まれる層から第１のカッティングエッジ１６を用いて図５Ａの比較的大きなチップ６０を切削することと、航空機パーツのスタックに含まれる層から第２のカッティングエッジ２２を用いて図５Ｂの比較的小さなチップ６２を切削することとが含まれる。
種々の実施形態には、第１の切削溝と第２の切削溝がほぼ同時に切削不能となるように、航空機パーツのスタックの材料特性に基づいて、第１の距離と第２の距離との関係を選択することが含まれうる。

本明細書では、好適な実施形態を説明するために特定の実施形態を例示して説明したが、当業者であれば、本発明の範囲から逸脱することなく、ここに示して説明した実施形態の代わりに同じ目的を達成する別の及び／又は等価な実施形態又は実施要領が幅広く可能であることが分かるであろう。また当業者であれば、本発明による実施形態が様々な方法で実施できることを理解するであろう。本出願は、ここで説明した実施形態のあらゆる適合形又は変形を包含するものである。従って、本発明による実施形態は請求の範囲及びその均等物によってのみ限定されることを明示する。

Claims (34)

1. 中心軸を有するドリル用ビット本体、
   ドリル用ビット本体の、中心軸に垂直な平面内において中心軸から半径方向に第１の距離だけ離れた位置に配置される第１のカッティングエッジ、及び
   ドリル用ビット本体の、中心軸に垂直な平面内において中心軸から半径方向に第２の距離だけ離れた位置に配置される第２のカッティングエッジ
   を備えたドリル用ビットであって、第１の距離が第２の距離よりも短いドリル用ビット。
2. 第１のカッティングエッジが第２のカッティングエッジよりも長い、請求項１に記載のドリル用ビット。
3. ドリル用ビットの、前記平面内の第１の距離及び第２の距離のうちの一方の距離だけ離れた位置にカッティングエッジを有する第３の切削溝をさらに備える、請求項１に記載のドリル用ビット。
4. 第１のカッティングエッジを有する第１の切削溝、及び第２のカッティングエッジを有する第２の切削溝をさらに備える、請求項１に記載のドリル用ビット。
5. 第１のカッティングエッジが複合材料の層を切削し、第２のカッティングエッジがチタン、アルミニウム、及びスチールからなる群より選択された材料の層を切削する、請求項１に記載のドリル用ビット。
6. 切削工具が環状穿孔装置において使用可能である、請求項１に記載のドリル用ビット。
7. ドリル用ビット本体を貫通していることにより加工品への流体を通過させる一又は複数の穴をさらに含む、請求項１に記載のドリル用ビット。
8. 第１の挿入物を受けることにより第１のカッティングエッジを形成する第１の切削溝と、第２の挿入物を受けることにより第２のカッティングエッジを形成する第２の切削溝とをさらに含む、請求項１に記載のドリル用ビット。
9. 第１の挿入物が多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）から作製されており、第２の挿入物が立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）から作製されている、請求項８に記載のドリル用ビット。
10. 第１の挿入物が、炭素繊維複合材料のドリル加工に適した特徴を有することにより選択された材料から作製されており、第２の挿入物が、チタン及びスチールの一方又は両方のドリル加工に適した特徴を有することにより選択された材料から作製されている、請求項８に記載のドリル用ビット。
11. 第１のカッティングエッジが多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）で処理されており、第２のカッティングエッジが立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）で処理されている、請求項１に記載のドリル用ビット。
12. 第１のカッティングエッジが加工物を機械加工するとき、第２のカッティングエッジが加工物を機械加工するときより大きいチップを形成する、請求項１に記載のドリル用ビット。
13. 第１端が工具保持システムに係合し、第２端がパーツに係合するシャフト、
    シャフトの、同シャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第１のカッティングエッジを有する第１の切削溝、及び
    シャフトの、同シャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第２のカッティングエッジを有する第２の切削溝
    を備えた切削工具であって、第１の距離が第２の距離より短く、第１のカッティングエッジが第２のカッティングエッジより長い、切削工具。
14. シャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第３のカッティングエッジを有する、第１の切削溝に対向する第３の切削溝と、シャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第４のカッティングエッジを有する、第２の切削溝に対向する第４の切削溝とをさらに備える、請求項１３に記載の切削工具。
15. 第１の切削溝が、各々がシャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第１のカッティングエッジを有し、互いに対向して配置された同じ構成の切削溝からなる一又は複数の第１の対のうちの一つであり、第２の切削溝が、各々がシャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第２のカッティングエッジを有し、互いに対向して配置された同じ構成の切削溝からなる一又は複数の第２の対のうちの一つである、請求項１３に記載の切削工具。
16. 第１の切削溝が複合材料の層を切削し、第２の切削溝がチタン材料の層を切削する、請求項１３に記載の切削工具。
17. 環状穿孔装置に使用することが可能な、請求項１３に記載の切削工具。
18. シャフトを貫通していることによりパーツから破片を除去するための流体を通過させることが可能な一又は複数の穴をさらに備える、請求項１３に記載の切削工具。
19. 第１の切削溝が第１の挿入物を受けることにより第１のカッティングエッジが形成され、第２の切削溝が第２の挿入物を受けることにより第２のカッティングエッジが形成される、請求項１３に記載の切削工具。
20. 第１の挿入物が多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）から作製されており、第２の挿入物が立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）から作製されている、請求項１９に記載の切削工具。
21. 第１の挿入物が、炭素繊維複合材料のドリル加工に適した特徴を有することにより選択された材料から作製されており、第２の挿入物が、チタン及びスチールの一方又は両方のドリル加工に適した特徴を有することにより選択された材料から作製されている、請求項１９に記載の切削工具。
22. 第１のカッティングエッジが多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）により処理されており、第２のカッティングエッジが立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）により処理されている、請求項１３に記載の切削工具。
23. 航空機の異種コンポーネントのスタックをドリル及び／又はリーマ加工する方法であって、
    航空機パーツのスタックを供給すること、及び
    切削工具を使用して穴をドリル又はリーマ加工すること
    を含み、前記切削工具が、
    シャフトの中心線から第１の距離だけ離れた位置に第１のカッティングエッジを有する第１の切削溝と、
    シャフトの中心線から第２の距離だけ離れた位置に第２のカッティングエッジを有する第２の切削溝と
    を含み、第１の距離は第２の距離より短く、且つ第１のカッティングエッジは第２のカッティングエッジより長いものである、方法。
24. 穴をドリル又はリーマ加工することが、シャフトの中心線を中心に切削工具を回転させながら、環状穿孔の中心の周りでシャフトの中心線を周回させることを含む、請求項２３に記載の方法。
25. ドリル又はリーマ加工することが、航空機パーツのスタックに含まれる少なくとも一つの層をドリル加工することと、航空機パーツのスタックに含まれる少なくとも一つの層をリーマ加工することとの、一方又は両方を含む、請求項２３に記載の方法。
26. 航空機パーツのスタックを供給することが、航空機の翼の、複合材料を含む部分と、航空機の胴体の、チタン、スチール、及びアルミニウムからなる群より選択された材料から作製された部分とを整列させることを含む、請求項２３に記載の方法。
27. 多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）で第１のカッティングエッジを処理することと、立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）で第２のカッティングエッジを処理することとの、一方又は両方をさらに含む、請求項２３に記載の方法。
28. 第１カッティングエッジとして多結晶ダイヤモンド（ＰＣＤ）からなる第１の挿入物を供給することと、第２のカッティングエッジとして立方晶窒化ホウ素（ＣＢＮ）からなる第２の挿入物を供給することとの、一方又は両方をさらに含む、請求項２３に記載の方法。
29. 第１の挿入物を供給することと、第２の挿入物を供給することとの一方又は両方が、切削工具上に第１の挿入物と第２の挿入物の一方又は両方を、蝋着すること、はんだ付けすること、溶接すること、及び接着することからなる群より選択された一つを含む、請求項２８に記載の方法。
30. ドリル及び／又はリーマ加工することが、航空機パーツのスタックに含まれる層から第１の切削溝により比較的大きなチップを切削することと、航空機パーツのスタックに含まれる層から第２の切削溝により比較的小さなチップを切削することとを含む、請求項２８に記載の方法。
31. 第１の切削溝と第２の切削溝がほぼ同時に切削不能となるように、航空機パーツのスタックの材料特性に基づいて第１の距離と第２の距離との関係を選択することをさらに含む、請求項２８に記載の方法。
32. 穴の中心のまわりを周回運動し、且つそれ自体の中心軸を中心に回転するドリル用ビット、
    ドリル用ビットの、中心軸に垂直な平面内において中心軸から第１の距離だけ離れた位置に配置された第１のカッティングエッジ、及び
    ドリル用ビットの、中心軸に垂直な平面内において中心軸から第２の距離だけ離れた位置に配置された第２のカッティングエッジ
    を備えた穿孔装置であって、第１の距離が第２の距離よりも短い装置。
33. 第１のカッティングエッジが第２のカッティングエッジよりも長い、請求項３２に記載の装置。
34. 第１のカッティングエッジが、炭素繊維複合材料のドリル及び／又はリーマ加工に適した特徴を有することにより選択された第１の材料を含むか、又は同第１の材料から作製されており、第２のカッティングエッジが、チタン、アルミニウム、及びスチールからなる群より選択された一つのドリル及び／又はリーマ加工に適した特徴を有することにより選択された第２の材料を含むか、又は同第２の材料から作製されている、請求項３２に記載の装置。

Images