JP3356294B2 - 摩擦溶接用金属構成要素 - Google Patents

摩擦溶接用金属構成要素

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Description

【発明の詳細な説明】 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ドを示す。
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1
7、18と２つの外板スチフナ19、20との間のジョイント1
6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11
2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119、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1
33、134、135、および136によって延在領域128、129、1
30、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112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8
0、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10
3、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−HDBK 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 (56)参考文献 特開 平11−47959（ＪＰ，Ａ) Ｃ．Ｊ．Ｄａｗｅｓ ＆ Ｗ．Ｍ．Ｔ ｈｏｍａｓ，Ｆｒｉｃｔｉｏｎ Ｓｔｉ ｒ Ｐｒｏｃｅｓｓ Ｗｅｌｄｓ Ａｌ ｕｍｉｎｕｍ Ａｌｌｏｙｓ，ＷＥＤＩ ＮＧ ＪＯＵＲＮＡＬ，米国，ＡＭＥＲ ＩＣＡＮ ＷＥＬＤＩＮＧ ＳＯＣＩＥ ＴＹ，1996年 ５月13日，第75巻，第３ 号，Ｐ．41−45，国立国会図書館平成８ 年５月31日受入 Ｃ．Ｊ．Ｄａｗｅｓ，Ａｎ ｉｎｔｒ ｏｄｕｃｔｉｏｎ ｔｏ ｆｒｉｃｔｉ ｏｎ ｓｔｉｒ ｗｅｌｄｉｎｇ ａｎ ｄ ｉｔｓ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ, Ｗｅｌｄｉｎｇ ＆ Ｍｅｔａｌ Ｆａ ｂｒｉｃａｔｉｏｎ，英国，Ｉｎｔｅｒ ｎａｔｉｏｎａｌ Ｔｒａｄｅ Ｐｕｂ ｌｉｃａｔｉｏｎｓ Ｌｔｄ．1995年 ２月13日，第63巻，第１号，Ｐ．13− 14，16，国立国会図書館平成７年２月13 日受入 榎本 正敏 外２名，塑性流動による アルミニュウム合金の接合，第47回塑性 加工連合講演会講演論文集，日本，1996 年10月18日，Ｐ．495−496，国立国会図 書館平成８年10月18日受入 (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B23K 20/12

Claims (38)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項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
    を形成する方法であって、 該方法により摩擦攪拌バット溶接接合が作られて、この
    接合は該構成要素の変化している材料厚さに実質的に対
    応するように接合の長さに沿って厚さが変化しているも
    のであるようにする方法。
  2. 【請求項２】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
    を形成する方法であって、 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要素およびリブ脚部要
    素を含み、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要素およびリブ脚部要素を一
    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要
    素の少なくとも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. 【請求項３】Ｌ字形断面の前記リブ脚部要素を準備し
    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. 【請求項４】耐溶接疲労特徴を溶接のランアウトへ適用
    する段階を含む請求項１ないし３の何れか１項記載の方
    法。
  5. 【請求項５】耐疲労特徴が、冷間加工された孔であり、
    この孔には固定具が挿入されている請求項４記載の方
    法。
  6. 【請求項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. 【請求項７】耐疲労特徴が、溶接ジョイント方向に対し
    て横方向に適所で固定されているスプライスストラップ
    である請求項４記載の方法。
  8. 【請求項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. 【請求項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. 【請求項１０】プローブを２つの構成要素間のジョイン
    トの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、
    変化す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. 【請求項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. 【請求項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. 【請求項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であ
    って、 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構造機体構成要素。
  14. 【請求項１４】前記溶接が、構成要素材料の変化する厚
    さに実質的に対応して溶接の長さに沿って厚さが変化し
    ている請求項13記載の構造機体構成要素。
  15. 【請求項１５】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または14記載の構造機体構成
    要素。
  16. 【請求項１６】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15の何
    れか１項記載の構造機体構成要素。
  17. 【請求項１７】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16の何れか１項記載の構造機体構成要素。
  18. 【請求項１８】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該外板パネルに取付けられた外
    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係合用フ
    ランジによっている請求項17記載の構造機体構成要素。
  19. 【請求項１９】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18の何れか１項記載の構造機体構成要素。
  20. 【請求項２０】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
    19の何れか１項記載の構造機体構成要素。
  21. 【請求項２１】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20のいずれか１項記載の構造機体構成要素。
  22. 【請求項２２】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16の何れか１項記
    載の構造機体構成要素。
  23. 【請求項２３】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22記載の構造機体構成要素。
  24. 【請求項２４】前記ハイブリッドビレットから機械加工
    された航空機の翼のリブおよび翼桁の１つを含む請求項
    22または23記載の構造機体構成要素。
  25. 【請求項２５】航空機の翼のリブおよび翼桁の前記１つ
    が、前記溶接を前記翼のリブおよび翼桁の１つの中の中
    立軸に実質的に沿って含む請求項24記載の構造機体構成
    要素。
  26. 【請求項２６】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24
    または25記載の構造機体構成要素。
  27. 【請求項２７】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13ないし16または21ないし26の何れか１項
    記載の構造機体構成要素。
  28. 【請求項２８】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
    フナの幅に延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16の何れか１項記載の構
    造機体構成要素。
  29. 【請求項２９】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、スペード端部、お
    よび他のルート端部の輪郭領域の１つの少なくとも一部
    分を形成している請求項28記載の構造機体構成要素。
  30. 【請求項３０】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、ウエッブの少なくとも一方の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少な
    くとも１つの延在領域を備えて含んでいる請求項28また
    は29記載の構造機体構成要素。
  31. 【請求項３１】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13ないし16の何れか１項
    記載の構造機体構成要素。
  32. 【請求項３２】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31記載の構
    造機体構成要素。
  33. 【請求項３３】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、7000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31または
    32記載の構造航空機構成要素。
  34. 【請求項３４】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。
  35. 【請求項３５】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。
  36. 【請求項３６】少なくとも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
    航空機構成要素であって、 作られた摩擦攪拌バット溶接接合は構成要素の変化して
    いる材料厚さに実質的に対応するように接合の長さに沿
    って厚さが変化しているものとなっている摩擦攪拌バッ
    ト溶接接合されたジョイントを生成する構成要素。
  37. 【請求項３７】請求項13ないし33、または36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。
  38. 【請求項３８】請求項13ないし33、または36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。
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