JP5235672B2 - チタニウム組立品の超塑性成形方法及びそれによって製造された航空機の構造 - Google Patents

Description

本発明は構造部材の成形及び結合、特に、超塑性成形及び／又は拡散結合のための異なった粒子（ｇｒａｉｎ）のチタニウムの使用に関する。

超塑性成形（ＳＰＦ：Ｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃ ｆｏｒｍｉｎｇ）は一般に、その材料の通常の塑性変形の限界を超えて材料を超塑性的に変形させる処理を意味する。超塑性成形は限定された温度範囲及びひずみ速度範囲内で超塑性特性を呈する特定の材料に対して実施することができる。例えば、チタニウム合金から形成された加工品は通常、約１４５０°Ｆ〜１８５０°Ｆの温度範囲において秒速約３×１０^−４以下のひずみ速度で超塑性的に成形される。

拡散結合（ＤＢ：Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｂｏｎｄｉｎｇ）は一般に、結合される部材の材料の間に固体状の合着を形成するための温度と圧力を使用して部材を結合させる処理を意味する。拡散結合による結合は結合される材料の融点未満の温度で行われ、それらの材料の間の合着は物品に巨視的な変形を生ずる大きさ未満の負荷によって生成される。

従来の１つの処理において、超塑性成形は協働可能な（ｃｏｏｐｅｒａｂｌｅ）金型の間に画定された金型空洞に１つ又は複数の超塑性成形可能な金属板を供給し、該金属板を金属板が超塑性を呈する温度まで加熱し、その後、板を成形するために金属板の両側に圧力差を加えるためにガスを使用することによって実施される。圧力は上昇した温度におけるこれの超塑性範囲内のひずみ速度で材料が引っ張られ、金属板が引き伸ばされ、そしてそれが金型表面の形状を呈するように選択される。これにより、金属板は金型によって画定される複雑な形状に成形されることができる。

また、いくつかの場合において、超塑性成形及び拡散結合は成形／結合複合作業で実施される。例えば、１つの典型的なＳＰＦ／ＤＢ複合処理において、金属板の束（ｐａｃｋ）を成形するために３枚の金属板が積層される。板の隣接する表面の一部を結合させないために、板の間に耐合着材料（ｓｔｏｐ−ｏｆｆ ｍａｔｅｒｉａｌ）が選択的に与えられてもよい。この束は、耐合着材料で処理されていない金属板の隣接部分が拡散結合によって結合されるように、十分なガス圧とともに金型空洞内で加熱及び加圧される。その後、束を膨らますために板の間に加圧ガスが注入され、それによって束は金型空洞の表面によって画定される形状に超塑性的に成形される。この処理の詳細はＨａｍｉｌｔｏｎらの米国特許第３９２７８１７号に記載されている。このようなＳＰＦ／ＤＢ複合処理は、例えば、中空の内部小室を画定するために成形及び拡散結合される、複雑な蜂の巣サンドイッチ構造を製造するために使用することができる。一般に、超塑性成形及び／又は拡散結合処理の単純性は多数の留め具を必要とせず、潜在的に高い幾何学的複雑性を有する軽量で安価な構造を達成することができる。ＳＰＦ及び／又はＤＢの適用例は航空機、他の航空宇宙構造物、及び航空宇宙以外の乗り物及び構造物等の部品の製造を含む。

（発明の概要）
上記の従来の処理に従って束を成形するための、束を構成する個々の板は通常、積層状態に配置された平らな板として与えられる。図１は従来の処理に従って拡散結合及び超塑性成形された後の、３つの板の束の一部を図示している。示されているように、外側の板（又は、「表面の板」）Ｆ１、Ｆ２の間の空間Ｓはガスによって膨張させられ、そして中間の板（又は、「内側の板」又は「中心の板」）Ｃは、それが外側の板Ｆ１、Ｆ２の間で互い違いの方向に拡張して束の小室を画定するように、波形又は他の非線形形状に超塑性成形される。外側の板は外側に向かって膨張するので、中間の板は外側の板に反力を及ぼす傾向があり、それによって外側の板を変形させる。この反力の効果は中間の板が接続している外側の板の変形として図１に示されている。詳細には、外側の板は平らな表面を有さず、中間の板が接続された部分の反対側の表面に、通常「マークオフ（ｍａｒｋｏｆｆ）」と呼ばれるへこみＭを形成するように変形される。

超塑性成形中の束の外側の板のこのようなマークオフは外側の板より大幅に薄い中間の板を用意し、それによって外側の板の剛性を相対的に増大させ、成形中の外側の板の内側への力を減少させることによって縮小させることができる。各外側の板の厚さに対する中間の板の厚さの比率は通常、２５％以下である。それゆえ、特定の応用例に対する設計要件が厚い中間の板を必要とする場合、超塑性成形は通常、利用されない。同様に、２枚の板の組立品の製造及び板の他の部材を有する組立品もマークオフを避けたいという要求によって制限を受けてしまうことがある。

ＳＰＦ／ＤＢ処理の従来の方法はチタニウムから形成される組立品を含む多様な構造組立品の製造に対して効果的であることが示されてきているが、ＳＰＦ／ＤＢ法及びそれによる組立品に対する改善への要求が存在している。特に、上記の方法は特定の寸法の板を備える組立品を含む、広い範囲の所望の寸法を有する組立品の製造を可能にすべきである。

本発明の実施形態はチタニウム板の超塑性成形方法、及びこのような方法によって成形された組立品を提供する。方法において異なった粒状構造を有する複数のチタニウム板が使用されるので、異なった板は異なった温度で超塑性成形されるように適合される。いくつかの場合において、ある程度の厚さを有する１つ又は複数の板が大幅に変形される場合であっても、板はマークオフ（又は、実質的なマークオフ）を伴わずに成形することができる。

本発明の１つの実施形態に従うと、所定の形状を有する構造組立品は積層された配置で第１及び第２のチタニウム板を有する束を超塑性成形することによって製造される。第１の板は第２の板の粒径（ｇｒａｉｎ ｓｉｚｅ）の少なくとも約２倍以上の粒径を有する。例えば、第１の板は約５ミクロンより大きい、そしていくつかの場合において８ミクロンより大きい粒経として規定することができ、第２の板は約０．８〜１．２ミクロンの間等の、約２ミクロンより小さい粒径として規定することができる。束は少なくとも第２の板の超塑性成形温度以上に加熱され、第２の板は組立品を成形するために所定の形状に超塑性成形される。第２の板は第１の板の超塑性成形温度より低い温度、例えば、約１４００°Ｆ〜１４５０°Ｆの間の温度で超塑性成形することができる。いくつかの場合において、第２の板は第１の板を超塑性成形することなく、例えば非超塑性的に成形される第１の板とともに成形される。第２の板は第１の板の少なくとも７５％の厚さを有することができる。板は拡散結合され、第２の板は第１の板から離れる方向に成形されることができる。いくつかの場合において、第２の板はまた、第３の板も超塑性成形することができるように第１の板の粒径より小さい粒径を有する第３の板に結合されることができる。

本発明の１つの態様に従うと、第１及び第２の板は、例えば、エンジン排熱シールドを成形するために他の副組立品に結合される第１の構造副組立品を成形する。例えば、第１の副組立品を成形するために使用される準備、加熱、及び超塑性成形作業を繰り返すことによって第２の副組立品を成形することができる。第１及び第２の副組立品は、同様に超塑性成形された第３の副組立品の横方向の両側の縁に結合されることができる。第３の副組立品は横方向に拡張する流路（ｃｈａｎｎｅｌ）を画定することができ、第１及び第２の副組立品の各々は第３の副組立品の流路に対してずれた位置に配置された横方向に拡張する小室を画定することができる。

本発明の実施形態はまた、超塑性成形された構造組立品を提供する。組立品は第１のチタニウム板、及び積層状態に配置された第１のチタニウム板に拡散結合等によって結合された第２のチタニウム板を含む。第２の板は、第１及び第２の板がそれらの間に小室を画定するように、特定の輪郭を有する形状に超塑性成形される。さらに、第１の板は、第１の板が第２の板の超塑性成形温度より高い超塑性成形温度を有するように、第２の板の粒径の少なくとも約２倍の粒径を有する。例えば、第１の板は約５ミクロン又は８ミクロンより大きい粒径として規定することができ、第２の板は約０．８〜１．２ミクロンの間等の、約２ミクロンより小さい粒径として規定することができる。第２の板は約１４００°Ｆ〜１４５０°Ｆの間の温度で超塑性成形されるように構成することができる。第２の板は第１の板の約７５％等の、第１の板に対して実質的な厚さを有することができる。さらに、第１の板は第２の板の反対側の表面を画定することができ、該表面は第１及び第２の板を接続する複数の結合部の反対側の部分に実質的に平らな形状、すなわち、第１の板のマークオフ又は実質的なマークオフを伴わない構成を有することができる。いくつかの場合において、組立品はまた、第１の板の粒径より小さい粒径を有し、第２の板に結合された第３の板を含むことができる。

第１及び第２の板はエンジン排気シールドの第１の構造副組立品を画定する。エンジン排気シールドはまた、第２及び第３の副組立品を含むことができる。第１の副組立品と同様に、第２の副組立品は積層された配置で結合された第１及び第２のチタニウム板を含むことができ、第２の板は小室を画定するように特定の輪郭を有する形状に超塑性成形され、そして第２の副組立品の第１の板は第２の副組立品の第２の板の粒径の少なくとも約２倍の粒径及びそれに応じた高い超塑性成形温度を有する。第１及び第２の副組立品は第３の副組立品の横方向の両側の縁に結合されることができ、そして第１及び第２の副組立品の各々は第３の副組立品によって画定される横方向に拡張する流路に対して縦方向にずれた位置に配置された横方向に拡張する小室を画定することができる。

このように、本発明は組立品を製造するために異なった粒状構造を有するチタニウム板を使用することができる、改善した超塑性成形及び／又は拡散結合によって製造された組立品及び超塑性成形及び／又は拡散結合方法を提供する。超塑性成形はいくつか又は全ての板の超塑性成形温度より低い温度等の、特定の温度で実施することができ、そしてマークオフの成形が潜在的に減少又は排除される。

ここまで本発明の概略が説明されてきたが、以下に付随する図面について説明する。図面は必ずしも正確な寸法等で描かれてはいない。

以下に、付随する図面への参照とともに本発明を詳細に説明する。図面には本発明の全てではなく、一部の実施形態が示されている。実際、本発明は多様な形式で実施することができ、記載された実施形態に限定されるものと解釈されるべきではない。もっと正確に言えば、これらの実施形態は適用可能な法的な要件を満足させるために開示されたものである。同様な構成要素には同様な符号が付けられている。

ここで図面、特に図２を参照すると、本発明の１つの実施形態に従って製造された構造組立品１０の一部が示されている。本発明の構造組立品は通常、結合され、かつ成形処理を受ける２つ又はそれ以上のチタニウムの板から形成される。また、該成形処理において、チタニウム板の１つ又は複数は超塑性成形される。結果的に製造される組立品は、例えば、航空機の翼、航空機の胴体、又は他の航空宇宙の乗り物等の部材として、多様な用途で使用することができる。図７〜１３に図示され、後で説明されるように、構造組立品１０ｂはエンジン排熱シールドとして形成されることができる。構造組立品はまた、（制限ではないが）自動車や海上の用途のための構造パネルや他の部材、又は建物や他の構造物等を含む他の多様な用途のために形成され、使用されることができる。

構造組立品１０は通常、束、すなわち、積層された構成で与えられ、そして多様な形状に成形することができる２つ又はそれ以上の板を含む未処理品又は予備成形品から製造される。例えば、図３は２つの板１４、１６を有する束１２を図示している。板１４、１６の各々は、板１４、１６が束１２を成形するために平行な平面上で積層されるように、最初に薄層構成で準備される。後で説明されるように、１つ又は複数の板１４、１６は単純な又は複雑な幾何学構造を画定する所望の非平面形状に超塑性成形することができる。

上述したように、板１４、１６は通常、チタニウムから形成される。ここで、用語「チタニウムから形成」は、板１４、１６がチタニウム及び選択的な他の材料を含むことを意味している。通常、板１４、１６の各々はチタニウム合金から形成される。各組立品１０の多様な板１４、１６は同一のチタニウム合金から形成されてもよいし、異なったチタニウム合金から形成されてもよい。例えば、各組立品１０の１つ又は複数の板１４、１６は拡散結合を伴う又は伴わない超塑性成形に対して使用されることが多いチタニウム合金である、重量比で約６％のアルミニウム、重量比で４％のバナジウム、及び残りの部分を占めるチタニウムを含むＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ（又は「Ｔｉ６−４」）から形成することができる。あるいは、１つ又は複数の板１４、１６はＴｉ−６Ａｌ−２Ｓｎ−４Ｖ−２Ｍｏ又は他の合金から形成することができる。

さらに、各組立品１０の多様な板１４、１６は、例えば、板１４、１６に対して実施される成形又は処理作業の変化の結果として、異なった特性を規定することができる。特に、板１４、１６は異なった粒状構造を規定することができる。例えば、図３に図示されている束１２の第１の板１４は束１２の第２の板１６の粒径より大幅に大きな粒径を有するチタニウムから形成される。すなわち、第１の板１４は、通常、約５〜１０ミクロンの間の等軸の粒径を有する二相材料である通常のＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ等の、標準的な粒径を有するチタニウムから形成することができる。第２の板１６もまた、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖから形成することができるが、第２の板１６の材料の粒径は約５ミクロンより小さくてもよい。

第１及び第２の板１４、１６の材料の粒径の差は重要な意味を持つ。いくつかの場合において、第１の板１４の粒径は第２の板１６の粒径の少なくとも２倍であってもよい。例えば、第１の板１４の粒径は５ミクロン、いくつかの場合において約８〜１０ミクロンの間等、８ミクロンより大きくてもよい。第２の板１６の粒径は３ミクロン又は２ミクロン未満等、５ミクロン未満であってもよい。詳細には、第２の板１６の粒径は約０．８〜１．２ミクロンの間、より詳細には、約１ミクロンであってもよい。

ここで使用されている用語「粒径」は板１４、１６の材料の規格上の粒径を意味しており、全ての粒子の粒径を意味するものではない。実際、各板１４、１６は通常、規格上の粒径より大きな粒子、及びそれより小さな粒子を含む、多様な寸法の粒子を含んでいる。各板１４、１６に対する規格上の粒径は通常、板１４、１６の材料の粒径の中央値を意味する。ここで、用語「ミクロン」は１マイクロメートルの長さを意味する。

粒径の変動はチタニウムの成形特性に影響することが見出された。特に、精製された又は縮小された粒径を有するチタニウムは通常、それより大きい粒径を有するチタニウムの超塑性成形温度より低い温度で超塑性成形することができる。したがって、第２の板１６は第１の板１４より低い温度で超塑性成形することができる。例えば、約８〜１０ミクロンの粒径を有するＴｉ−６Ａｌ−４Ｖは通常、約１６５０°Ｆの最低温度で超塑性成形することができる。これに対し、１ミクロンの粒径を有するＴｉ−６Ａｌ−４Ｖは約１５００°Ｆ未満、通常、約１４００°Ｆ〜１４２５°Ｆの間等、約１４５０°Ｆ未満の温度で超塑性成形することができる。

このように、いくつかの場合において、第２の板１６は第１の板１４の最低超塑性成形温度より大幅に低い温度で超塑性成形することができる。通常、準備される板１４、１６は粒径及び組成に十分な変動を有するので、第２の板１６の超塑性成形温度は第１の板１４の超塑性成形温度より、約２５°Ｆ〜３００°Ｆ、より典型的には１００°Ｆ〜２５０°Ｆの間の温度だけ低い。すなわち、第１の板１４の超塑性成形温度が約１６５０°Ｆである場合、第２の板１６の超塑性成形温度は約１３５０°Ｆ〜１６２５°Ｆの間、又は約１４００°Ｆ〜１５５０°Ｆの間、例えば１４２５°Ｆであってもよい。束１２の板１４、１６の超塑性成形温度のこの差を利用することにより、１つ又は複数の板を超塑性成形せずに、他の１つ又は複数の板だけを超塑性成形することができる。詳細には、第１の板１４を超塑性成形せずに、図３に図示されている束１２の第２の板１６を図４に図示されている予め決められた、所望の形状に超塑性成形することができる。さらに、第１の板１４が第２の板１６の成形中に超塑性成形されたとしても、第１の板１４の成形可能性は第２の板１６に比べて小さい。

例えば、図３及び４は束１２を所望の形状に超塑性成形するための装置２０を図示している。超塑性成形は一般に、材料が、その材料が高温で大きなくびれや細線化を起こさずに、異常なほどに高い引っ張り伸張及び塑性変形を示す能力等の超塑性特性を呈する条件の下に置かれる処理のことを意味する。超塑性成形は通常、部材の少なくとも一部が超塑性成形温度まで加熱され、少なくとも５０％、典型的には約１００％より大きい伸張やひずみを受ける成形作業のことを意味する。材料の超塑性成形温度は一般に、材料が超塑性成形可能になる最低の温度を意味する。超塑性成形の特徴の詳細はＨａｍｉｌｔｏｎの米国特許第３９２７８１７号、Ｉｓｒａｅｌｉの米国特許第４３６１２６２号、及びＳａｎｄｅｒｓの米国特許第５２１４９４８号に記載されている。これらの各特許は概略的に、本発明の方法を実施することができる装置を記載している。上述の特許で記載されているように、板の超塑性成形は、圧力によって板を板の所望の形状を画定する金型に沿って変形させるために十分な力が作用するように、板の両側に圧力差を加えることによって実施することができる。また、内部空間を画定するために複数の板を拡散結合又は他の結合方法によって結合することができる。それにより、該内部空間が蜂の巣構造又は他の小室構造等の膨張された構造を形成するために膨張されるとき、１つ又は複数の板が超塑性成形される。

図３に図示されているように、成形用装置２０はそれらの間に束１２を支持するための金型空洞２６を協働して画定する、対向する金型２２、２４を含む。第１の金型２２は第１の板１４の所望の形状に対応する輪郭表面２８を画定し、第２の金型２４は第２の板１６の所望の形状に対応する輪郭表面３０を画定する。図面において概略的に図示されている流体ポート３２は束１２の第１及び第２の板１４、１６の間に画定される空間と流体的に接続している。流体源３４はポート３２に接続しており、板１４、１６の間の空間に加圧された流体を供給する。同様に、同一又は別個の流体源３６が束１２の外側の金型空洞２６に加圧された流体を供給するように構成されてもよい。例えば、チタニウムの超塑性成形及び拡散結合のための加圧流体としてアルゴンガスを使用することができる。板１４、１６の間に加圧流体を注入するために管が備えられる。すなわち、この管は流体源及び対応する弁又は他の制御装置を板１４、１６の間の空間、及び／又は束１２と金型表面２８、３０の間の空間に接続することができる。

図３に示されているように、酸化イットリウムを含んでもよい耐合着材料４０は板１４、１６の間の拡散結合４２の成形を制御するために板１４、１６の間に所定のパターンで選択的に与えられる。板１４、１６は加熱され、そして流体源３６は束１２の外側の金型空洞２６、すなわち、束１２と金型２２、２４の間の空間に加圧流体を供給することによって金型空洞２６を加圧する。板１４、１６は、拡散結合４２が板１４、１６の隣接した表面の間で形成されるために十分な時間の間、この加圧及び加熱された状態で維持される。一般に、圧力が低い場合、拡散結合のために必要な時間は長くなる。例えば、拡散結合は３０分以内で実施することもできるが、約４００ｐｓｉの圧力では通常、約２時間かかり、約２５０ｐｓｉの圧力では通常、約４時間かかる。耐合着材料４０は一般に、結果として生ずる拡散結合４２が板１４、１６の間で選択的に成形されるように、板１４、１６の一部の結合を防止する。

また、板１４、１６の粒状構造が拡散結合に対して必要な操作パラメーターに影響を与えることができることが見出された。特に、本発明で記載されている微細な粒子のチタニウム材料の板は一般に、従来の材料を拡散結合するために典型的に必要とされる温度より低い温度で同一の従来の材料に拡散結合することができる。例えば、微細粒子の第２の板１６又は上述した結果的に形成される組立品１０は約１５００°Ｆ未満の温度で１ミクロンより大きい粒径を有するＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ等のチタニウム合金から形成された従来の部材に拡散結合することができる。本発明のいくつかの実施形態において、この拡散結合作業は約１４００°Ｆ〜１４５０°Ｆの間、又は１４００°Ｆ〜１４２５°Ｆの間の温度で実施することができる。１つの特定の実施形態において、拡散結合作業は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの板１４、１６を第２の板１６の超塑性成形温度とほぼ等しい温度、例えば、約１４００°Ｆ〜１４５０°Ｆの間、又は１４００°Ｆ〜１４２５°Ｆの間等の、１５００°Ｆ未満の温度にすることによって実施される。この加熱において、板１４、１６は、例えば、図３に示されているのと同様な構成で約３００ｐｓｉの圧力によって板１４、１６を互いに押し付けながら、約４時間加熱される。

ここで、拡散結合作業が板１４、１６を装置２０に配置することによって、あるいは装置の外部で、例えば、結合作業中に板１４、１６を支持する他の装置に配置することによって実施されてもよいことは理解されなければならない。さらに、板１４、１６は代替的に、拡散結合以外の方法によって結合されてもよい。例えば、いくつかの場合において、板１４、１６は摩擦攪拌溶接又は他の溶接によって溶接されてもよい。摩擦攪拌溶接は概略的に、Ｔｈｏｍａｓらの米国特許第５４６０３１７号に記載されており、超塑性成形することができる予備成形品の成形のための摩擦攪拌溶接は２００４年２月１８日に出願された米国特許出願第１０／７８１４１９号「摩擦溶接構造組立品及び予備成形品及びその方法（Ｆｒｉｃｔｉｏｎ Ｗｅｌｄｅｄ Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ Ａｓｓｅｍｂｌｙ ａｎｄ Ｐｒｅｆｏｒｍ ａｎｄ Ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ Ｓａｍｅ）」に記載されている。

拡散結合又は他の結合方法によって結合４２が成形された後、金型空洞２６内の加圧流体は排出される。束１２及び／又は金型２２、２４は超塑性成形温度、すなわち、第２の板１６の超塑性成形温度範囲内の温度まで加熱される。束１２を膨張させ、それによって板１４、１６の少なくとも１つを超塑性成形するために流体源３４から板１４、１６の間に加圧流体が注入される。図３及び４の実施形態において、第１の板１４は通常、第１表面２８に沿って維持又は非超塑性的に成形され、第２の板１６は第２の金型２４の表面３０に沿って、板１４、１６の間の拡散結合４２によって決まる概略波形の形状に超塑性成形される。すなわち、十分な圧力差にさらされ、かつ超塑性成形温度に加熱されたとき、第２の板１６は超塑性的に変形し、図４に示されているように第２の金型２４の輪郭表面３０に対して押し付けられ、それによって、膨張された小室４８（すなわち、拡散結合４２の間の場所の耐合着材料４０に一致した小室）を成形するために束１２の内部空間を膨張させ、所望の輪郭形状を成形する。この実施形態において、第１の板１４は超塑性成形されず、図２に図示されているような緩やかな曲面等の所望の形状に（非超塑性的に）僅かに成形される。典型的な実施形態において、第１の板１４は５％未満等の、１０％未満の最大伸張又はひずみを受けることができ、第２の板１６は１００％超等の、５０％より大きい最大伸張又はひずみを受けることができる。

成形及び結合のための加熱は束１２を収容する炉又は金型２２、２４と一体化された加熱器５０等の、多様な加熱器を使用して行うことができる。いくつかの場合において、Ｇｉｌｌｅｓｐｉｅらの米国特許第５６８３６０７号に記載されているように、束１２が誘導コイルによって電流を誘導するサセプターによって超塑性成形温度まで加熱されている間、金型２２、２４を相対的に非加熱状態に維持することができる。

第２の板１６が第１の板１４の超塑性成形温度より低い温度で超塑性成形され、それゆえ第１の板１４が第２の板１６の成形作業中にそれ自体の超塑性成形温度まで加熱されない場合、第１の板１４の変形を制限又は制御することができる。すなわち、第１の板１４が第１の金型２２の輪郭に一致するように僅かに成形されるとき、第１の板１４は通常、超塑性状態にはならず、それゆえ成形中に第２の板１６の成形による変形に屈しないために十分な剛性を維持する。詳細には、例えば、第１の板１４が拡散結合４２の間の場所で第２の板１６によって引っ張られることによって、第１の板１４には不均一な力が作用するにもかかわらず、第１の板１４はそれによる変形に屈しないでいることができる。このように、図２に示されているように構造組立品１０の所望の形状への変形の後、第２の板１６の反対側の第１の板１４の表面はマークオフをほとんど又は全く示さないでいることができる。すなわち、第１の板１４が金型２２、２４の概略平らな又は僅かに湾曲した形状で支持される場合、図２に示されているように第１の板１４の表面は拡散結合４２の反対側の局所的な各領域４４において概略平らな状態を維持することができる。

板１４、１６の各々は多様な厚さ及び他の寸法とともに準備されてもよい。このように、従来の成形技術に従った比較的厚い板の超塑性成形が通常、それらに接続した板上にマークオフを生ずるのに対し、本発明の方法はマークオフの成形を全く又はほとんど伴わずに、それに接続している板に比べて相対的な厚みを有する板を超塑性成形するために使用することができる。詳細には、本発明のいくつかの実施形態において、超塑性成形される板（例えば、第２の板１６）はそれに結合する板（例えば、第１の板１４）の厚さの少なくとも２５％の厚さを有することができる。実際、超塑性成形される板はそれに接続する板の厚さの５０％又は７５％より大きい厚さを有することができ、いくつかの場合において、成形される板はそれに接続する板と同程度の、又はそれより厚い厚さを有することができる。例えば、図２及び３に図示されているように、第２の板１６の厚さは第１の板１４の厚さとほぼ同一であってもよい。

また、本発明の超塑性成形及び／又は拡散結合作業が通常、低めの温度、すなわち、束１２の最も粗い粒子の材料の超塑性成形に対して必要な温度より低い温度で実施することができることは理解されなければならない。例えば、第２の板１６が精製された粒子構造を有するチタニウムから形成される場合、第２の板１６は通常、従来の超塑性成形及び／又は拡散結合作業よりも低い温度で超塑性成形及び／又は拡散結合することができる。この処理温度の低下は金型２２、２４又は作業中に使用される他の道具に及ぼされる熱応力を減少させることができ、それによって金型２２、２４の点食又は他の劣化を減少させ、金型２２、２４及び他の道具の使用寿命を潜在的に延ばし、そして洗浄、仕上げ、又は他の保守を減少させることができる。また、この低い成形／結合温度は通常、束１２を成形／結合温度まで加熱するために使用される加熱器５０への要求を減少させ、さらにエネルギー消費を減少させる。実際、加熱の減少は加熱器の初期費用を低下させ、成形及び／又は結合中の束の加熱に使用される加熱器の運転費用を減少させ、及び／又は加熱器の使用寿命を延ばす。さらに、いくつかの場合において、精製された粒状構造を有する板の使用はまた、材料を超塑性成形するために必要な成形応力を減少させ、及び／又は成形中に達成することができるひずみ速度を増大させ、形成作業をより迅速に完了すること可能にする。また、成形温度の低下及び成形に必要な時間の減少は成形中の板上の酸化物及びアルファケース層の両方の成形を減少させることができる。精製された粒子の材料の超塑性成形方法、及びそのような方法の特徴の詳細は２００４年３月３１日に出願された米国特許出願第１０／８１３８９２号「微細粒子チタニウムの超塑性成形及び拡散結合（Ｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃ ｆｏｒｍｉｎｇ ａｎｄ ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｂｏｎｄｉｎｇ ｏｆ ｆｉｎｅ ｇｒａｉｎ ｔｉｔａｎｉｕｍ）」に記載されている。

本発明の他の実施形態において、結合及び成形される板の枚数は何枚であってもよい。例えば、束は３つ又はそれ以上の板を含み、１つ又は複数の板が、例えば、複数の輪郭表面に沿って超塑性成形されてもよい。単体の板及び複数の板の束を成形するための装置及び方法は上述の米国特許出願第１０／８１３８９２号「微細粒子チタニウムの超塑性成形及び拡散結合（Ｓｕｐｅｒｐｌａｓｔｉｃ ｆｏｒｍｉｎｇ ａｎｄ ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｂｏｎｄｉｎｇ ｏｆ ｆｉｎｅ ｇｒａｉｎ ｔｉｔａｎｉｕｍ）」に記載されている。これに関し、図５及び６は束１２ａ又は３つの板１４ａ、１６ａ、１８ａを有する予備成形品からの構造組立品１０ａの成形を図示している。図５に示されているように、３つの板１４ａ、１６ａ、１８ａは板１４ａ、１６ａ、１８ａの間の小室４８ａが成形される場所が結合されることを防止するために板１４ａ、１６ａ、１８ａの間に選択的に配置された耐合着材料４０ａとともに束１２ａとして積層された構成で準備される。束１２ａは成形装置２０ａの２つの協働可能な金型２２ａ、２４ａによって画定される金型空洞２６ａの内側又は外側で加熱され、そして、例えば、板１４ａ、１６ａ、１８ａの間の拡散結合を促進するために流体源３６ａからのポート３２ａを介した加圧ガスの流れを制御することによって束１２ａに圧力が加えられる。拡散結合４２ａは第１及び第２の板１４ａ、１６ａの間、及び第２及び第３の板１６ａ、１８ａの間で耐合着材料４０ａが配置されていない場所に成形される。

その後、拡散結合された束１２ａは装置２０ａ内で板１４ａ、１６ａ、１８ａの少なくとも１つの超塑性成形温度に加熱される。例えば、第２及び第３の板１６ａ、１８ａは第１の板１４ａより低い超塑性成形温度を有する精製された粒子構造を有する材料から形成されてもよく、そして束１２ａは第２及び第３の板１６ａ、１８ａの超塑性成形温度より高くかつ第１の板１４ａの超塑性成形温度より低い温度に加熱されてもよい。束１２ａがそのような温度に加熱された状態で、第３の板１８ａが第２の金型２４の輪郭表面３０ａに沿って配置されるように板１４ａ、１６ａ、１８ａの間に画定された小室４８ａを膨張することによって第２及び第３の板１６ａ、１８ａを超塑性成形するために、流体源３４ａから板１４ａ、１６ａ、１８ａの間に加圧流体が注入される。第１の板１４ａもまた、表面２８ａに一致する僅かに湾曲された輪郭に成形するためにこの作業中に成形されてもよいが、第１の板１４ａは通常、超塑性成形されない。この実施形態において、第２及び第３の板１６ａ、１８ａの厚さが第１の板１４ａの厚さにほぼ等しくされた又は第１の板１４ａの厚さに比べて相対的に大きくされた場合であっても、第１の板１４ａの領域４４ａにおけるマークオフ又は他の望まれない変形を防止することができる。

図７〜１２は本発明の１つの実施形態に従って製造された組立品、詳細にはエンジン排熱シールド１０ｂの多様な部分を図示している。熱シールド１０ｂはパイロン搭載式ガスタービンエンジン、すなわち航空機の翼の裏側のパイロンに搭載されるガスタービン／ターボファンジェットエンジンに使用するために構成されている。パイロンはエンジンを支持し、通常、推進システム及び飛行機の空気抵抗を最小にするように設計される。このようなパイロン搭載式エンジンの詳細は２００２年４月３０日に出願された米国特許出願第１０／１３６８１７号「パイロン搭載式ガスタービンエンジンのためのハイブリッド排熱シールド（Ｈｙｂｒｉｄ Ｅｘｈａｕｓｔ Ｈｅａｔ Ｓｈｉｅｌｄ ｆｏｒ Ｐｙｌｏｎ Ｍｏｕｎｔｅｄ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅｓ）」に記載されている。熱シールド１０ｂは通常、パイロンの後部の底部かつ主ノズル排気管の上に配置され、パイロン及び／又は翼をエンジンによってエンジンの主ノズル排気管に発生する高温から保護するための熱障壁を与える。

図７に図示されている熱シールド１０ｂは縦方向に連なって拡張するために接続された２つの部分６０、６２を含む。部分６０、６２の各々は複合構造の副組立品から形成されている。詳細には、第１の部分６０は３つの結合された副組立品６４、６６、６８を含み、第２の部分６２は３つの結合された副組立品７０、７２、７４を含む。各副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４は１つ又は複数のチタニウム板から形成されている。通常、副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４は別個に成形された後、熱シールド１０ｂを成形するために接続される。また、フレーム部材７６は副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４を接続するために備えられ、副組立品を組み立てられた構成で支持する。

構造副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４の各々は上述の方法に従って複数の板を結合し、少なくとも１つの結合された板を超塑性成形することによって成形することができる。例えば、２つの部分６０、６２の第１及び第２の副組立品６４、６６、７０、７２の各々は外側板７８及び内側板８０を含む。各内側板８０は拡散結合又は他の結合方法によって対応する副組立品６４、６６、７０、７２の外側板７８に結合される。内側板８０は対応する外側板７８の最低超塑性成形温度より低い超塑性成形温度によって特徴付けられる材料から形成される。このように、内側板８０は、例えば、上述したように外側板７８が変形してマークオフを生ずることを防止するために、対応する外側板７８を超塑性成形するためには不十分な温度で超塑性成形することができる。詳細には、各副組立品６４、６６、７０、７２の内側板８０は約１ミクロン等の、５ミクロンより小さい粒径を有するチタニウムから形成され、各副組立品の外側板７８は約８ミクロン超等の、５ミクロンより大きい粒径を有するチタニウムから形成されてもよい。

各内側板８０は横方向に拡張する複数の小室８２を画定するために超塑性成形される。例えば、上述したように、各副組立品６４、６６、７０、７２の外側板７８及び内側板８０は該板７８、８０の間に小室８２の所望の位置に一致するように備えられた耐合着材料とともに、実質的に平らな形状で準備されてもよい。これにより、各副組立品６４、６６、７０、７２の外側板７８及び内側板８０は、該板７８、８０を小室８２の所望の位置で結合することなく、拡散結合することができる。その後、板７８、８０は内側板８０の超塑性成形温度まで加熱されてもよく、そして小室８２を膨張させるために板７８、８０の間にガスが注入されてもよい。各副組立品６４、６６、７０、７２の小室８２は、例えば、拡散結合を防止するために管８６の所定の場所に耐合着材料を適用することによって、１つ又は複数の縦方向に拡張する管８６又はビーズ状の通路によって流体的に結合することができる。このように、小室８２は、各小室８２にガスが流れ込むように管８６にガスを注入することによって内側板８０の超塑性成形中に膨張させることができる。小室８２は図７に示されているように、通常、内側板８０の内部に拡張する流路として画定される。

第３の副組立品６８、７４の各々も同様に、板の積層体又は束から形成することができる。あるいは、図７〜１２に図示されているように、第３の副組立品６８、７４の各々は超塑性的に又は他の方法で所望の形状に成形される単一の板から形成されてもよい。１つの実施形態において、第３の副組立品６８、７４の各々は図７及び８に示されているように、内部に拡張する流路８８を画定するように形成される。図９に図示されているように、第３の副組立品６８、７４の横方向に拡張する流路８８は、第１及び第２の副組立品６４、６６、７０、７２が結合される第３の副組立品６８、７４の横方向の縁９０の付近で流路８８と小室８２が重なり合うことを防止するために第１及び第２の副組立品６４、６６、７０、７２の横方向に拡張する小室８２に対して縦方向にずれた位置に配置されてもよい。

熱シールド１０ｂに配置されたフレーム部材７６もまた、チタニウムから形成され、超塑性成形されてもよい。図１０及び１１に示されているように、フレーム部材７６はリベット等の留め具９２を使用して副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４に接続することができる。熱シールド１０ｂの後尾の縁には、図１２に単体で示されている閉鎖取り付け具（ｃｌｏｓｅｏｕｔ ｆｉｔｔｉｎｇ）９４が備えられてもよい。いくつかの場合において、多様な組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４は異なった材料から形成される。例えば、第１及び第２の副組立品６４、６６、７０、７２はＴｉ−６Ａｌ−４Ｖから形成することができ、第３の副組立品６８、７４はＴｉ−６Ａｌ−２Ｓｎ−４Ｖ−２Ｍｏから形成することができる。

いくつかの場合において、副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４は大きな部材、すなわち、鋳造や他の非超塑性成形法によって成形された部材から形成することができる従来の副組立品より大きな部材であってもよい。大きな部材の製造における超塑性成形の使用の詳細は２００４年１０月２１日に出願された米国特許出願第１０／９７０１５１号「成形された構造組立品及び関連する予備成形品及び方法（Ｆｏｒｍｅｄ Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ Ａｓｓｅｍｂｌｙ ａｎｄ Ａｓｓｏｃｉａｔｅｄ Ｐｒｅｆｏｒｍ ａｎｄ Ｍｅｔｈｏｄ）」に記載されている。さらに、熱シールド１０ｂは空気抵抗、及び高温ガスの熱シールド１０ｂによって画定された空洞への漏れに対する潜在的な経路を減少させる形状に成形されかつ組み立てられてもよい。また、超塑性成形及び／又は拡散結合の使用は熱シールド１０ｂの重量を減少させ、製造コストを低下させることができる。

ここで、熱シールド１０ｂの多様な副組立品６４、６６、６８、７０、７２、７４が何枚の板から形成されてもよいこと、そのうちの１つ又は複数の板が超塑性成形されてもよいこと、そしてそのうちの１つ又は複数の板が非超塑性的に成形されても又は全く成形されなくてもよいことは理解されなければならない。これに関し、図１３は第３の構造副組立品６８の断面を示している、本発明のもう１つの実施形態に従った熱シールド１０ｂの第１の部分６０の斜視図である。この実施形態において、第３の構造副組立品６８は３つの積層された板９６、９８、１００から形成されている。内側及び中間の板９６、９８は所望の形状に超塑性成形され、外側の板１００は非超塑性成形される。詳細には、中間板９８は、第３の副組立品６８が内側及び中間の板９６、９８の間、及び中間及び外側の板９８、１００の間に横方向に拡張する小室１０２を画定するように、図６とともに上述された中間の板１６ａの形状に類似した波形の形状を画定することができる。この実施形態において、内側及び中間の板９６、９８は、内側及び中間の板９６、９８が外側の板１００の超塑性成形温度より低い温度で超塑性成形されるように、外側の板１００の超塑性成形温度より低い超塑性成形温度を有するチタニウム材料から形成されてもよい。

図１４及び１５は本発明のもう１つの実施形態に従って成形されたもう１つの構造組立品１０ｃ、詳細にはアクセスドア（ａｃｃｅｓｓ ｄｏｏｒ）を図示している。図示されているアクセスドア１０ｃは航空機で使用するために、特に、航空機の着陸装置室のアクセスドアとして使用するために構成されている。アクセスドア１０ｃは束を図２〜４との関連で上述したのと同様な方法で拡散結合及び成形することによって成形される。すなわち、アクセスドア１０ｃは第１及び第２の板１４、１６を含む。これらの第１及び第２の板１４、１６は平らで平行な平面上に束として積層され、その後、該束はアクセスドア１０ｃの図示されている形状に拡散結合及び成形される。第１の板１４は平ら又は僅かに湾曲した形状を有しており、そして第２の板１６の粒径より大幅に大きな粒径を有するチタニウムから形成されている。それゆえ、第１の板１４は製造中、ほとんど成形されないか、又は僅かに成形される。これに対し、第２の板１６は製造中に超塑性成形され、２つの板１４、１６がそれらの間に膨張された小室４８を画定するように、図１５に図示されているような特定の輪郭を有する形状を画定する。これらの２つの板は拡散結合４２によって結合される。このように、第１の板１４は、通常、航空機の外面又は皮表部を画定するドア１０ｃの外面を画定し、第２の板は第１の板１４を支持するためのリブ又は他の強化構造を画定する。アクセスドア１０ｃには、例えば、蝶番部材１９、掛け金、固定具、他の支持具等を含む他の部材を取り付けることができる。

上述の説明及び関連する図面による教示を得ることにより、当業者は本願の発明に対する多様な改良及び他の実施形態が容易に思い付くことができるだろう。したがって、本発明が開示された特定の実施形態に限定されるものではなく、それらに対する改良や他の実施形態も付随する請求の範囲によって規定される本発明の範囲に含まれることは理解されなければならない。本願において、特定の用語が使用されているが、それらは一般的及び説明的な意味で使用されており、本発明を制限するためのものではない。

従来の処理に従って３枚の板からなる束を拡散結合及び超塑性成形することによって製造された構造組立品の一部を図示している斜視図である。 本発明の１つの実施形態に従って製造された構造組立品の一部を図示している斜視図である。 図２の構造組立品を成形するために、超塑性成形のために金型内に配置された束を図示している断面図である。 束が図２の構造組立品の所望の形状に超塑性成形された後の、図３の束及び金型を図示している断面図である。 本発明のもう１つの実施形態に従った構造組立品を成形するために金型内に配置された束を図示している断面図である。 図５の束から製造された構造組立品の一部を図示している断面図である。 本発明のもう１つの実施形態に従ったエンジン排熱シールドを図示している斜視図である。 図７のエンジン排熱シールドの第１及び第３の副組立品を図示している斜視図である。 図８の第１及び第３の副組立品を図示している平面図である。 フレーム部材が装着された状態の、図８の第１及び第３の副組立品を図示しているもう１つの斜視図である。 図１０の第１及び第３の副組立品に装着されたフレーム部材を図示している斜視図である。 図７のエンジン排熱シールドの取り付け具を図示している斜視図である。 第３の副組立品の断面を示している、本発明のもう１つの実施形態に従った熱シールドの第１の部分の第１及び第３の副組立品を図示している斜視図である。 本発明のもう１つの実施形態に従って製造されたアクセスドアを図示している平面図である。 図１４の線１５−１５に沿って切り取ったときの、図１４のアクセスドアを図示している断面図である。

Claims (19)

1. 所定の形状を有する構造組立品を製造するために束を超塑性成形するための方法であって、
   第１及び第２のチタニウム板であって、第１のチタニウム板は第２のチタニウム板の粒径の少なくとも２倍の粒径を有する第１及び第２のチタニウム板を積層された構成で備える前記束を準備することと、
   前記束を少なくとも第２の板の超塑性成形温度まで加熱することと、
   前記束の第２の板を所定の形状に超塑性成形し、それによって組立品を成形すること、を備える方法。
2. 前記準備するステップは５ミクロンより大きい粒径を規定する第１の板、及び２ミクロンより小さい粒径を規定する第２の板を準備することを備える、請求項１に記載の方法。
3. 前記準備するステップは８ミクロンより大きい粒径を規定する第１の板、及び０．８〜１．２ミクロンの間の粒径を規定する第２の板を準備することを備える、請求項１に記載の方法。
4. 前記準備するステップは、第２の板に結合される第３の板であって、前記超塑性成形ステップ中に第３の板が超塑性成形されるように第１の板の粒径より小さい粒径を有する第３の板を準備することを備える、請求項１に記載の方法。
5. 前記準備するステップは第１の板の厚さの少なくとも７５％の厚さを有する第２の板を準備することを備える、請求項１に記載の方法。
6. 前記板を拡散結合することをさらに備え、前記超塑性成形ステップは第１の板から離れる方向に第２の板を成形することを備える、請求項１に記載の方法。
7. 前記超塑性成形ステップは第１の板の超塑性成形温度より低い温度で第２の板を超塑性成形することを備える、請求項１に記載の方法。
8. 前記超塑性成形ステップは７６０°Ｃ〜７８７．７°Ｃの間の温度で第２の板を超塑性成形することを備える、請求項１に記載の方法。
9. 前記超塑性成形ステップは前記束の第１の板を超塑性成形することなく、第２の板を成形することを備える、請求項１に記載の方法。
10. 前記超塑性成形ステップ中に第１の板を非超塑性成形することを備える、請求項９に記載の方法。
11. 前記超塑性成形ステップは第１の構造副組立品を成形することをさらに備え、さらに、
    第２の構造副組立品を成形するために前記準備、加熱、超塑性成形ステップを繰り返すことと、
    エンジン排熱シールドを成形するために横方向に拡張している流路を画定している第３の副組立品の横方向の両側の縁に第１及び第２の副組立品を結合することと、を備え、
    第１及び第２の副組立品の各々は第３の副組立品の前記流路に対してずれて配置される横方向に拡張する小室を画定する、請求項１に記載の方法。
12. 第１のチタニウム板と、
    積層された構成で第１の板に結合された第２のチタニウム板であって、第１及び第２の板がそれらの間に小室を画定するように特定の輪郭を有する形状に超塑性成形された第２の板と、を備え、
    第１の板は、該第１の板が第２の板の超塑性成形温度より高い超塑性成形温度を有するように、第２の板の粒径の少なくとも２倍の粒径を有する、超塑性成形された構造組立品。
13. 第１の板は５ミクロンより大きい粒径を規定し、第２の板は２ミクロンより小さい粒径を規定する、請求項１２に記載の構造組立品。
14. 第１の板は８ミクロンより大きい粒径を規定し、第２の板は０．８〜１．２ミクロンの間の粒径を規定する、請求項１２に記載の構造組立品。
15. 第２の板に結合され、第１の板の粒径より小さい粒径を有する第３の板をさらに備える、請求項１２に記載の構造組立品。
16. 第２の板は７６０°Ｃ〜７８７．７°Ｃの間の温度で超塑性成形されるように構成されている、請求項１２に記載の構造組立品。
17. 第１及び第２の板がエンジン排熱シールドの第１の構造副組立品を画定し、さらに、
    前記エンジン排熱シールドの第２の構造副組立品であって、第２の構造副組立品は積層された構成で結合された第１及び第２のチタニウム板を備え、第２の構造副組立品の第２の板は、第２の構造副組立品の第１及び第２の板がそれらの間に小室を画定するように特定の輪郭を有する形状に超塑性成形されており、第２の構造副組立品の第１の板は、第２の構造副組立品の第１の板が第２の構造副組立品の第２の板の超塑性成形温度より高い超塑性成形温度を有するように、第２の構造副組立品の第２の板の粒径の少なくとも２倍の粒径を有している第２の構造副組立品と、
    チタニウムから形成され、横方向に拡張する流路を画定する第３の構造副組立品と、を備え、
    第１及び第２の副組立品は第３の副組立品の横方向の両側の縁に結合されており、そして第１及び第２の副組立品の各々は第３の副組立品の前記流路に対してずれて配置される横方向に拡張する小室を画定している、請求項１２に記載の構造組立品。
18. 第２の板は第１の板の厚さの少なくとも７５％の厚さを有する、請求項１２に記載の構造組立品。
19. 前記構造組立品が航空機の部品である、請求項１２に記載の構造組立品。

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