JPH11123567A - チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセス - Google Patents
チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセスInfo
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- JPH11123567A JPH11123567A JP28947697A JP28947697A JPH11123567A JP H11123567 A JPH11123567 A JP H11123567A JP 28947697 A JP28947697 A JP 28947697A JP 28947697 A JP28947697 A JP 28947697A JP H11123567 A JPH11123567 A JP H11123567A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 チタン合金部品間の抵抗溶接接合部の接合強
度を高めるためのプロセスを提供する。 【解決手段】 チタン合金部品間の金属間接合の接合強
度を高めるためのプロセスは、２つのチタン合金部品を
抵抗溶接する第１のステップと、抵抗溶接されたチタン
合金部品を１５分から４時間の期間、１６７５°Ｆから
１８２５°Ｆの範囲の温度で真空または不活性ガス雰囲
気内で加熱処理する第２のステップとを含む。この発明
のプロセスは特に、面板とハニカムコア部材との効率的
な接合を提供するのに有益である。
度を高めるためのプロセスを提供する。 【解決手段】 チタン合金部品間の金属間接合の接合強
度を高めるためのプロセスは、２つのチタン合金部品を
抵抗溶接する第１のステップと、抵抗溶接されたチタン
合金部品を１５分から４時間の期間、１６７５°Ｆから
１８２５°Ｆの範囲の温度で真空または不活性ガス雰囲
気内で加熱処理する第２のステップとを含む。この発明
のプロセスは特に、面板とハニカムコア部材との効率的
な接合を提供するのに有益である。
Description
【０００１】
【発明の分野】この発明は、チタン合金を処理するため
の方法に関し、より特定的には、２つのチタン合金部品
間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセスに関
する。
の方法に関し、より特定的には、２つのチタン合金部品
間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセスに関
する。
【０００２】
【関連技術の説明】チタン合金等の新しい改良された軽
重量の強靱な材料に対する需要は、将来の高性能技術に
よりますます高まるであろう。
重量の強靱な材料に対する需要は、将来の高性能技術に
よりますます高まるであろう。
【０００３】対象となる分野に、高速民間輸送（ＨＳＣ
Ｔ）航空機分野がある。ＨＳＣＴは、既存のコンコルド
（Concorde）マッハ２．０テクノロジを改善するかまた
はそれに取って代わる目的で、提案される航空機構造を
マッハ２．４輸送機要件に適うように改善することに主
眼を置いている。
Ｔ）航空機分野がある。ＨＳＣＴは、既存のコンコルド
（Concorde）マッハ２．０テクノロジを改善するかまた
はそれに取って代わる目的で、提案される航空機構造を
マッハ２．４輸送機要件に適うように改善することに主
眼を置いている。
【０００４】現在、ＨＳＣＴが重要視しているのはチタ
ン合金の使用であるが、これは、マッハ２．４条件下で
それらが、一体の航空機の寿命を通して約３５０°Ｆの
超音速巡航温度で推定７２，０００時間の航行に必要と
される損傷許容差、耐久性および熱安定性を示すためで
ある。そのような高温状態では、実質的にすべての熱処
理型アルミニウム合金は、長期間使用されることで、破
壊じん性等の重要な特性が老化により劣化する。最近の
調査の結果は、最も改良されたアルミニウム・リチウム
合金の使用可能最高温度が約２２５°Ｆであることを示
している。この結果により必然的に、外皮および関連の
構造にはアルミニウム合金はほとんど使用できない。も
し同様の結論が非金属複合材料からも導き出されれば、
上述のような高温かつ長期間の使用に適用できる可能性
のある唯一の材料系はチタン合金のみであろう。
ン合金の使用であるが、これは、マッハ２．４条件下で
それらが、一体の航空機の寿命を通して約３５０°Ｆの
超音速巡航温度で推定７２，０００時間の航行に必要と
される損傷許容差、耐久性および熱安定性を示すためで
ある。そのような高温状態では、実質的にすべての熱処
理型アルミニウム合金は、長期間使用されることで、破
壊じん性等の重要な特性が老化により劣化する。最近の
調査の結果は、最も改良されたアルミニウム・リチウム
合金の使用可能最高温度が約２２５°Ｆであることを示
している。この結果により必然的に、外皮および関連の
構造にはアルミニウム合金はほとんど使用できない。も
し同様の結論が非金属複合材料からも導き出されれば、
上述のような高温かつ長期間の使用に適用できる可能性
のある唯一の材料系はチタン合金のみであろう。
【０００５】これとは別に、主要航空機建設業者によっ
てチタン合金には過酷な目標特性要求が課せられてい
る。現在のところ、これらの要求は、最新技術水準のチ
タン合金でさえも満たすことができていない。
てチタン合金には過酷な目標特性要求が課せられてい
る。現在のところ、これらの要求は、最新技術水準のチ
タン合金でさえも満たすことができていない。
【０００６】より重い超合金および／または鉄鋼をチタ
ンに置換えることにより、重量は大幅に軽減され、また
より効率的なシステム性能が達成されてきている。超軽
量ＨＳＣＴおよび／または他の航空宇宙構造への応用に
対する過酷な要求を考慮に入れると、チタンは効率的な
ハニカムサンドイッチ等の軽量構造部材として製造され
なければならないものと思われる。
ンに置換えることにより、重量は大幅に軽減され、また
より効率的なシステム性能が達成されてきている。超軽
量ＨＳＣＴおよび／または他の航空宇宙構造への応用に
対する過酷な要求を考慮に入れると、チタンは効率的な
ハニカムサンドイッチ等の軽量構造部材として製造され
なければならないものと思われる。
【０００７】チタン合金の特性の強化は、ロックウェル
・インターナショナル・コーポレイション（Rockwell I
nternational Corporation）に譲渡された「機械的特性
および破壊抵抗力を同時に改善するためのアルファ−ベ
ータチタン合金のミクロ構造処理性能の最適化のための
方法（“A Method for Processing-Microstructure-Pro
perty Optimization of Alpha-Beta Titanium Alloys t
o Obtain Simultaneous Improvements in Mechanical P
roperties and Fracture Resistance ”）」と題された
米国特許出願連続番号第０８／３３９，８５６号に開示
および主張されたプロセスで達成されてきている。
・インターナショナル・コーポレイション（Rockwell I
nternational Corporation）に譲渡された「機械的特性
および破壊抵抗力を同時に改善するためのアルファ−ベ
ータチタン合金のミクロ構造処理性能の最適化のための
方法（“A Method for Processing-Microstructure-Pro
perty Optimization of Alpha-Beta Titanium Alloys t
o Obtain Simultaneous Improvements in Mechanical P
roperties and Fracture Resistance ”）」と題された
米国特許出願連続番号第０８／３３９，８５６号に開示
および主張されたプロセスで達成されてきている。
【０００８】当該分野では、抵抗溶接されたハニカムチ
タン合金構造が公知である。しかし、それらはアルミニ
ウムろう付けハニカムまたは遷移液相結合等の他の接合
方法と比較して貫層方向の引張強さが一般により低い。
そこで溶接後の熱処理が重要となる。下に記載するよう
に、この特許出願では、当該分野における改善された処
理手順を説明する。
タン合金構造が公知である。しかし、それらはアルミニ
ウムろう付けハニカムまたは遷移液相結合等の他の接合
方法と比較して貫層方向の引張強さが一般により低い。
そこで溶接後の熱処理が重要となる。下に記載するよう
に、この特許出願では、当該分野における改善された処
理手順を説明する。
【０００９】
【発明の目的および概要】したがって、この発明の主要
目的は、チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高
めることである。
目的は、チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高
めることである。
【００１０】この発明の別の目的は、面板とハニカムコ
ア部材の強度特性のバランスを改善させる、面板および
ハニカムコア部材の効率的な接合を提供することであ
る。
ア部材の強度特性のバランスを改善させる、面板および
ハニカムコア部材の効率的な接合を提供することであ
る。
【００１１】これらおよび他の目的は本発明のプロセス
によって達成され、そのプロセスは最も広い局面におい
て以下の２つのステップを含む。すなわち： ａ） ２つのチタン合金部品を抵抗溶接するステップ
と、 ｂ） その抵抗溶接されたチタン合金部品を１６７５°
Ｆから１８２５°Ｆの範囲の温度で１５分から４時間の
期間、真空または不活性ガス雰囲気内で加熱処理するス
テップ、である。
によって達成され、そのプロセスは最も広い局面におい
て以下の２つのステップを含む。すなわち： ａ） ２つのチタン合金部品を抵抗溶接するステップ
と、 ｂ） その抵抗溶接されたチタン合金部品を１６７５°
Ｆから１８２５°Ｆの範囲の温度で１５分から４時間の
期間、真空または不活性ガス雰囲気内で加熱処理するス
テップ、である。
【００１２】過去においても、チタン合金部品は抵抗溶
接され、接合を強化するために溶接後熱処理されていた
が、それら溶接後の処理は、所与の材料に対する処理パ
ラメータが不完全であったために、十分に成功していた
とはいえない。この発明は、抵抗溶接後のチタン合金の
接合強化のために、上に記載したような改良された熱処
理パラメータを提供する。本発明の出願人は、特定の温
度範囲および時間期間において、接合材料の相互拡散が
より高い割合で起こって、強化された均質な結合面ミク
ロ構造が提供され、それにより、界面により高い接合強
度が提供されることを発見した。驚くべきことに、その
ような高温は、界面の酸化層および他の欠陥のあるミク
ロ構造を排除するために必要である。
接され、接合を強化するために溶接後熱処理されていた
が、それら溶接後の処理は、所与の材料に対する処理パ
ラメータが不完全であったために、十分に成功していた
とはいえない。この発明は、抵抗溶接後のチタン合金の
接合強化のために、上に記載したような改良された熱処
理パラメータを提供する。本発明の出願人は、特定の温
度範囲および時間期間において、接合材料の相互拡散が
より高い割合で起こって、強化された均質な結合面ミク
ロ構造が提供され、それにより、界面により高い接合強
度が提供されることを発見した。驚くべきことに、その
ような高温は、界面の酸化層および他の欠陥のあるミク
ロ構造を排除するために必要である。
【００１３】この発明の他の目的、利点および新規の特
徴は、添付の図面に関連してこの発明の以下の詳細な説
明を読むことにより、明らかとなろう。
徴は、添付の図面に関連してこの発明の以下の詳細な説
明を読むことにより、明らかとなろう。
【００１４】なお、全図面を通じて、同じ部材または部
分は、同じ参照符号で示される。
分は、同じ参照符号で示される。
【００１５】
【好ましい実施例の詳細な説明】ここで図面および図面
上に付された参照符号を参照して、図１は、チタン合金
ハニカムコア部材１４に接合される、２枚のチタン合金
面板１０、１２を示す。面板１０、１２は、たとえばア
ルファ−ベータチタン合金で形成されるが、代替案とし
て、このチタン合金部品はアルファまたはベータ合金に
近似のものであってもよい。この発明の原理は、以下に
記載するように、ハニカムコア部材１４を使用する際に
特に有利である。しかし、他の種類のコア要素構成もま
たこの発明の範囲内であることは言うまでもない。ハニ
カムコア部材が特に有利なのは、それらが同じ構造こわ
さでより多くの重量を軽減できるためである。このよう
なハニカムコア構造および他の強固にされた構造が一般
に航空機の製造に使用される。
上に付された参照符号を参照して、図１は、チタン合金
ハニカムコア部材１４に接合される、２枚のチタン合金
面板１０、１２を示す。面板１０、１２は、たとえばア
ルファ−ベータチタン合金で形成されるが、代替案とし
て、このチタン合金部品はアルファまたはベータ合金に
近似のものであってもよい。この発明の原理は、以下に
記載するように、ハニカムコア部材１４を使用する際に
特に有利である。しかし、他の種類のコア要素構成もま
たこの発明の範囲内であることは言うまでもない。ハニ
カムコア部材が特に有利なのは、それらが同じ構造こわ
さでより多くの重量を軽減できるためである。このよう
なハニカムコア構造および他の強固にされた構造が一般
に航空機の製造に使用される。
【００１６】ここで図２を参照して、チタン合金部品の
ミクロ構造をα＋βからα＋α2 ＋βに変形しながら、
接合を強化するための製造処理手順が、包括的に番号１
６を付されて、ブロック概略図で示される。α＋βミク
ロ構造１８を有する２つのチタン合金部品が抵抗溶接さ
れる。抵抗溶接の技術は当該分野では周知である。その
抵抗溶接技術において、これら２つの材料は合せて圧力
下に置かれ、それら２つの部品間の接触面に大量の電流
がかけられる。接触面における電気的抵抗加熱の結果、
溶融金属の小さな溶接ナゲットが形成されて、それが固
まる際に接合が達成される。抵抗溶接のこのステップ
は、異なる構成でスポット溶接または連続シーム溶接に
よって行なわれてもよい。ブロック２０によって示され
るように、抵抗溶接の後もα＋βミクロ構造は維持され
る。
ミクロ構造をα＋βからα＋α2 ＋βに変形しながら、
接合を強化するための製造処理手順が、包括的に番号１
６を付されて、ブロック概略図で示される。α＋βミク
ロ構造１８を有する２つのチタン合金部品が抵抗溶接さ
れる。抵抗溶接の技術は当該分野では周知である。その
抵抗溶接技術において、これら２つの材料は合せて圧力
下に置かれ、それら２つの部品間の接触面に大量の電流
がかけられる。接触面における電気的抵抗加熱の結果、
溶融金属の小さな溶接ナゲットが形成されて、それが固
まる際に接合が達成される。抵抗溶接のこのステップ
は、異なる構成でスポット溶接または連続シーム溶接に
よって行なわれてもよい。ブロック２０によって示され
るように、抵抗溶接の後もα＋βミクロ構造は維持され
る。
【００１７】溶接金属が収縮する際に、接合された材料
同士が互いに接触し、この接触が溶けた溶接ナゲットの
外側の領域にも広がる。この発明のプロセスに従って、
それらの部品はその後１６７５°Ｆから１８２５°Ｆの
範囲の温度で１５分から４時間の期間で加熱処理され
て、抵抗溶接によってかけられた縮み応力によってもた
らされた付加的な接触領域がさらに接合される。この加
熱処理ステップはまた、ブロック２２に示されるよう
に、α＋βミクロ構造をα＋α2 ＋βミクロ構造に変換
する。広範囲の温度および広範囲の加熱処理期間を上に
示したが、加熱処理は約１７００°Ｆから１８００°Ｆ
の範囲で１時間から３時間の期間行なわれることが好ま
しい。ここに記載する加熱処理ステップは真空または不
活性ガス雰囲気内で実行されるが、真空雰囲気で行なわ
れるのが好ましい。（不活性ガス雰囲気が使用される場
合には、それは純アルゴンまたはヘリウムでなければな
らない。） ここで図３を参照して、当初α＋α2 ＋βミクロ構造を
有するチタン合金部品に用いられる、本発明の処理技術
が、包括的に２４を付されて示されている。これらα＋
α2 ＋βチタン合金部品２６は、先の実施例に関して上
に記載したように、抵抗溶接される。参照符号２８で示
されるように、このα＋α2 ＋βミクロ構造は保持され
る。接合された部品はその後、加熱処理される。α＋β
の構造を有する可能性のある溶接ナゲットを除けば、接
合された部品内にはα＋α2 ＋βミクロ構造が維持され
ると理解されたい。加熱処理温度範囲および時間期間は
図２の実施例に関連して上に記載したものと同様であ
る。ブロック３０に示すように、α＋α2 ＋βミクロ構
造は加熱処理後も保持される／再生成される。
同士が互いに接触し、この接触が溶けた溶接ナゲットの
外側の領域にも広がる。この発明のプロセスに従って、
それらの部品はその後１６７５°Ｆから１８２５°Ｆの
範囲の温度で１５分から４時間の期間で加熱処理され
て、抵抗溶接によってかけられた縮み応力によってもた
らされた付加的な接触領域がさらに接合される。この加
熱処理ステップはまた、ブロック２２に示されるよう
に、α＋βミクロ構造をα＋α2 ＋βミクロ構造に変換
する。広範囲の温度および広範囲の加熱処理期間を上に
示したが、加熱処理は約１７００°Ｆから１８００°Ｆ
の範囲で１時間から３時間の期間行なわれることが好ま
しい。ここに記載する加熱処理ステップは真空または不
活性ガス雰囲気内で実行されるが、真空雰囲気で行なわ
れるのが好ましい。（不活性ガス雰囲気が使用される場
合には、それは純アルゴンまたはヘリウムでなければな
らない。） ここで図３を参照して、当初α＋α2 ＋βミクロ構造を
有するチタン合金部品に用いられる、本発明の処理技術
が、包括的に２４を付されて示されている。これらα＋
α2 ＋βチタン合金部品２６は、先の実施例に関して上
に記載したように、抵抗溶接される。参照符号２８で示
されるように、このα＋α2 ＋βミクロ構造は保持され
る。接合された部品はその後、加熱処理される。α＋β
の構造を有する可能性のある溶接ナゲットを除けば、接
合された部品内にはα＋α2 ＋βミクロ構造が維持され
ると理解されたい。加熱処理温度範囲および時間期間は
図２の実施例に関連して上に記載したものと同様であ
る。ブロック３０に示すように、α＋α2 ＋βミクロ構
造は加熱処理後も保持される／再生成される。
【００１８】ここで図４を参照して、この発明のプロセ
スの第１のステップの原理に従った、典型的な抵抗スポ
ット溶接の金属間接合部の顕微鏡写真が示される。この
接合部は包括的に３２が付されている。図４において接
合される材料は、Ｔｉ６２４２Ｓ面板３４および、参照
番号３６で示されたベータ２１Ｓ合金のハニカムコアで
ある。この顕微鏡写真には、接触面４０に隣接して溶融
金属の溶接ナゲット３８が示される。
スの第１のステップの原理に従った、典型的な抵抗スポ
ット溶接の金属間接合部の顕微鏡写真が示される。この
接合部は包括的に３２が付されている。図４において接
合される材料は、Ｔｉ６２４２Ｓ面板３４および、参照
番号３６で示されたベータ２１Ｓ合金のハニカムコアで
ある。この顕微鏡写真には、接触面４０に隣接して溶融
金属の溶接ナゲット３８が示される。
【００１９】図５（先行技術）は、２時間の１６２５°
Ｆという望ましくないほど低い加熱処理温度での溶接後
熱処理を行なった後の接触面の断面図を示す。この界面
の形態は、図４の単に抵抗スポット溶接を行なった例の
界面４０と実質的に同じである。
Ｆという望ましくないほど低い加熱処理温度での溶接後
熱処理を行なった後の接触面の断面図を示す。この界面
の形態は、図４の単に抵抗スポット溶接を行なった例の
界面４０と実質的に同じである。
【００２０】図６は、この発明の、より高温での加熱処
理の利点を示す。この例では、部品は１８００°Ｆで２
時間加熱された。この界面形態は、互いに引きつけ合う
相を有した、非常に広い拡散領域を含む。これは、その
接合部の接合強度を大いに増すものである。
理の利点を示す。この例では、部品は１８００°Ｆで２
時間加熱された。この界面形態は、互いに引きつけ合う
相を有した、非常に広い拡散領域を含む。これは、その
接合部の接合強度を大いに増すものである。
【００２１】図７は、図５および図６に関連して上に記
載した方法に従って処理されたハニカム部材から削り取
られた小さいハニカム部材の貫層方向引張強さの試験を
含む、機械的試験の結果を示す。図７において、「従来
の処理」とは図５に関連して上に記載した処理、すなわ
ち１６２５°Ｆでの加熱処理を意味し、「本発明の改良
された処理」とは本発明の図６の説明に従った加熱処理
（すなわち２時間にわたる１８００°Ｆでの加熱処理）
を意味する。貫層方向引張試験は、ハニカムサンドイッ
チの強度を評価するのによく知られている方法である。
これは、約２×２インチの寸法のハニカムセグメントの
面に引き棒部材を接合することで行なわれる。このため
このテストでは、引張力は面板をコア部材から面板に垂
直の方向に分離させるような方向に向けられる。図７に
示されるように、この発明のプロセスは、面板とコアと
の接合強度を大いに強める。これは、図６に示された、
図５の先行技術に比較して改良された界面拡散によるも
のである。
載した方法に従って処理されたハニカム部材から削り取
られた小さいハニカム部材の貫層方向引張強さの試験を
含む、機械的試験の結果を示す。図７において、「従来
の処理」とは図５に関連して上に記載した処理、すなわ
ち１６２５°Ｆでの加熱処理を意味し、「本発明の改良
された処理」とは本発明の図６の説明に従った加熱処理
（すなわち２時間にわたる１８００°Ｆでの加熱処理）
を意味する。貫層方向引張試験は、ハニカムサンドイッ
チの強度を評価するのによく知られている方法である。
これは、約２×２インチの寸法のハニカムセグメントの
面に引き棒部材を接合することで行なわれる。このため
このテストでは、引張力は面板をコア部材から面板に垂
直の方向に分離させるような方向に向けられる。図７に
示されるように、この発明のプロセスは、面板とコアと
の接合強度を大いに強める。これは、図６に示された、
図５の先行技術に比較して改良された界面拡散によるも
のである。
【００２２】ここで図８を参照して、グラフの左側は、
図７に示された貫層方向の引張強度試験の測定結果の平
均値を示す。図８の右側は、関連するコアノード接合強
度の比較を示す。これらのノードは、図４に示されたも
のと同様の抵抗スポット溶接によって準備された。この
コアノード接合における強度の改善は、面板とコアとの
接続を改善したのと同じ効果によるものである。
図７に示された貫層方向の引張強度試験の測定結果の平
均値を示す。図８の右側は、関連するコアノード接合強
度の比較を示す。これらのノードは、図４に示されたも
のと同様の抵抗スポット溶接によって準備された。この
コアノード接合における強度の改善は、面板とコアとの
接続を改善したのと同じ効果によるものである。
【００２３】この発明は好ましくは、上に記載した加熱
処理のステップの後に、チタン合金部品を冷却し、その
後、珪素化合物析出を防ぐために、約８時間から２４時
間の期間で約８５０°Ｆから１１５０°Ｆの範囲の温度
でその部品を老化させるステップを含む。この老化のス
テップは好ましくは、約１１００°Ｆの温度で部品を老
化するステップを含む。冷却のステップは保護雰囲気内
での冷却を含むものと理解されたい。この冷却のステッ
プは、好ましくは、１分当り５°Ｆから５００°Ｆの範
囲の冷却速度で行なわれる。
処理のステップの後に、チタン合金部品を冷却し、その
後、珪素化合物析出を防ぐために、約８時間から２４時
間の期間で約８５０°Ｆから１１５０°Ｆの範囲の温度
でその部品を老化させるステップを含む。この老化のス
テップは好ましくは、約１１００°Ｆの温度で部品を老
化するステップを含む。冷却のステップは保護雰囲気内
での冷却を含むものと理解されたい。この冷却のステッ
プは、好ましくは、１分当り５°Ｆから５００°Ｆの範
囲の冷却速度で行なわれる。
【００２４】先行技術の拡散接合の場合は通常、高圧を
かけねばならないが、この発明のプロセスは、そのよう
な複雑なプロセスの適用を必要としない。溶接区域の外
側の接合面は、チタン合金部品上に外的な機械的力をか
けることなく、抵抗溶接の縮み応力によって互いに密着
するのである。
かけねばならないが、この発明のプロセスは、そのよう
な複雑なプロセスの適用を必要としない。溶接区域の外
側の接合面は、チタン合金部品上に外的な機械的力をか
けることなく、抵抗溶接の縮み応力によって互いに密着
するのである。
【００２５】明らかに、上述の教示に鑑みて、この発明
には多くの修正および変形が可能である。たとえば、図
９（ａ）から（ｄ）は、この発明の原理を利用できる、
他のさまざまなアルファ／ベータチタン合金システムを
示す。したがって、この発明は前掲の請求の範囲内で、
特に記載した態様とは異なって実施することが可能であ
ると理解されたい。前掲の請求の範囲に、米国特許証に
よって保護されることが所望される範囲を示す。
には多くの修正および変形が可能である。たとえば、図
９（ａ）から（ｄ）は、この発明の原理を利用できる、
他のさまざまなアルファ／ベータチタン合金システムを
示す。したがって、この発明は前掲の請求の範囲内で、
特に記載した態様とは異なって実施することが可能であ
ると理解されたい。前掲の請求の範囲に、米国特許証に
よって保護されることが所望される範囲を示す。
【図１】この発明のプロセスによって金属間接合される
典型的な部品の一部分の分解斜視図である。
典型的な部品の一部分の分解斜視図である。
【図２】チタン合金部品のミクロ構造をα＋βからα＋
α2 ＋βに変換しながら接合を強化するための製造処理
手順を示すブロック略図である。
α2 ＋βに変換しながら接合を強化するための製造処理
手順を示すブロック略図である。
【図３】α＋α2 ＋βミクロ構造を保持／再生成しなが
ら接合を強化するための製造処理手順を示すブロック図
である。
ら接合を強化するための製造処理手順を示すブロック図
である。
【図４】この発明の第１のステップの原理に従った、典
型的な金属間接合部（抵抗スポット溶接）の顕微鏡写真
図である。
型的な金属間接合部（抵抗スポット溶接）の顕微鏡写真
図である。
【図５】従来の比較的低温での加熱処理（１６２５°Ｆ
での２時間の加熱処理）によって得られた、Ｔｉ６２４
２Ｓ面板とベータ２１Ｓハニカムコアとの間の欠陥のあ
る接合界面を示す顕微鏡写真図である。
での２時間の加熱処理）によって得られた、Ｔｉ６２４
２Ｓ面板とベータ２１Ｓハニカムコアとの間の欠陥のあ
る接合界面を示す顕微鏡写真図である。
【図６】この発明の原理に従った処理（１８００°Ｆで
２時間の加熱処理）によって得られた、Ｔｉ６２４２Ｓ
面板とベータ２１Ｓハニカムコアとの接合面を示す顕微
鏡写真図である。
２時間の加熱処理）によって得られた、Ｔｉ６２４２Ｓ
面板とベータ２１Ｓハニカムコアとの接合面を示す顕微
鏡写真図である。
【図７】複数の被験物に関して貫層方向引張強度を溶接
後処理温度および保持時間の関数として示したグラフ図
であって、接合部のそれぞれの強度特性の散布域を示し
た図である。
後処理温度および保持時間の関数として示したグラフ図
であって、接合部のそれぞれの強度特性の散布域を示し
た図である。
【図８】溶接後処理方法の関数としての貫層方向引張強
度のグラフ図であって、面板とコアとの接合部およびコ
アとコアとの接合部の双方におけるこの発明の優れた接
合強化効果を示す図である。
度のグラフ図であって、面板とコアとの接合部およびコ
アとコアとの接合部の双方におけるこの発明の優れた接
合強化効果を示す図である。
【図９】（ａ）から（ｄ）は、種々のアルファ／ベータ
チタン合金システムに適用される、この発明の製造処理
手順を示すブロック図である。
チタン合金システムに適用される、この発明の製造処理
手順を示すブロック図である。
１０ 面板 １２ 面板 １４ ハニカムコア部材
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 ＦＩ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６８１ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６８１ ６９１ ６９１Ｂ ６９１Ｃ ６９１Ｚ ６９２ ６９２Ｚ
Claims (11)
- 【請求項１】 ２つのチタン合金部品間の金属間接合の
接合強度を高めるためのプロセスであって、 ａ） ２つのチタン合金部品を抵抗溶接するステップ
と、 ｂ） 前記抵抗溶接されたチタン合金部品を１５分から
４時間の期間にわたり１６７５°Ｆから１８２５°Ｆの
範囲の温度で真空または不活性ガス雰囲気内で加熱処理
するステップとを含み、前記プロセスは前記チタン合金
部品間の金属間接合を強化する目的でいかなる実質的な
機械的力も外からかけることなく行なわれる、プロセ
ス。 - 【請求項２】 前記抵抗溶接するステップは、ハニカム
コア構造を面板と抵抗溶接するステップを含む、請求項
１に記載のプロセス。 - 【請求項３】 前記抵抗溶接するステップは、α＋βチ
タン合金部品を抵抗溶接するステップを含み、前記加熱
処理するステップは、１時間から３時間の期間、１７０
０°Ｆから１８００°Ｆの範囲で加熱処理するステップ
を含む、請求項１に記載のプロセス。 - 【請求項４】 前記抵抗溶接するステップは、 少なくとも１つのα＋βチタン合金部品を第２のチタン
合金部品に抵抗溶接するステップを含み、 前記加熱処理するステップは、１時間から３時間の期間
で１７００°Ｆから１８００°Ｆの範囲で加熱処理を行
なって、前記少なくとも１つのα＋βチタン合金部品を
α＋α2 ＋βチタン合金部品に変形するステップを含
む、請求項１に記載のプロセス。 - 【請求項５】 前記第２のチタン合金部品もまたα＋β
ミクロ構造を有する、請求項４に記載のプロセス。 - 【請求項６】 前記抵抗溶接するステップは、 少なくとも１つのα＋α2 ＋βチタン合金部品をチタン
合金部品に抵抗溶接するステップを含み、 前記加熱処理するステップは１時間から３時間の期間、
１７００°Ｆから１８００°Ｆの範囲で加熱処理するス
テップを含む、請求項１に記載のプロセス。 - 【請求項７】 前記第２のチタン合金部品もまたα＋α
2 ＋βミクロ構造を有する、請求項１に記載のプロセ
ス。 - 【請求項８】 前記加熱処理するステップは真空雰囲気
内で行なわれる、請求項１に記載のプロセス。 - 【請求項９】 前記加熱処理のステップの後に前記チタ
ン合金部品を冷却し、その後、珪素化合物析出を防ぐた
めに、前記部品を約８時間から２４時間の期間、約８５
０°Ｆから１１５０°Ｆの範囲の温度で老化させるステ
ップをさらに含む、請求項１に記載のプロセス。 - 【請求項１０】 前記老化させるステップは、前記部品
を約１１００°Ｆの温度で老化させるステップを含む、
請求項９に記載のプロセス。 - 【請求項１１】 ２つのチタン合金部品間の金属間接合
の接合強度を高めるためのプロセスであって、 ａ） ２つのチタン合金部品を抵抗溶接するステップ
と、 ｂ） 前記抵抗溶接されたチタン合金部品を１５分から
４時間の期間、１６７５°Ｆから１８２５°Ｆの範囲の
温度で真空または不活性ガス雰囲気内で加熱処理するス
テップとを含み、前記プロセスは前記チタン合金部品間
の金属間接合を強化する目的でいかなる実質的な機械的
力も外からかけることなく行なわれ、さらに、 ｃ） 前記チタン合金部品を冷却するステップと、 ｄ） 前記部品を８時間から２４時間の期間、８５０°
Ｆから１１５０°Ｆの範囲内の温度で老化させるステッ
プとを含む、プロセス。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28947697A JP4101333B2 (ja) | 1997-10-22 | 1997-10-22 | チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセス |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28947697A JP4101333B2 (ja) | 1997-10-22 | 1997-10-22 | チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセス |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11123567A true JPH11123567A (ja) | 1999-05-11 |
| JP4101333B2 JP4101333B2 (ja) | 2008-06-18 |
Family
ID=17743776
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP28947697A Expired - Lifetime JP4101333B2 (ja) | 1997-10-22 | 1997-10-22 | チタン合金部品間の金属間接合の接合強度を高めるためのプロセス |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4101333B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1162022A1 (en) * | 2000-06-07 | 2001-12-12 | Sumitomo Coal Mining Co., Ltd. | Electric joining method and apparatus and a joined unit of members |
| CN104400202A (zh) * | 2014-10-27 | 2015-03-11 | 四川成发航空科技股份有限公司 | 适用于小直径蜂窝密封装配电阻定位焊限位工装 |
| CN110340564A (zh) * | 2018-04-04 | 2019-10-18 | 波音公司 | 利用不同的钛合金填料金属以得到增强的疲劳寿命的焊接钛结构 |
-
1997
- 1997-10-22 JP JP28947697A patent/JP4101333B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1162022A1 (en) * | 2000-06-07 | 2001-12-12 | Sumitomo Coal Mining Co., Ltd. | Electric joining method and apparatus and a joined unit of members |
| US6515250B2 (en) | 2000-06-07 | 2003-02-04 | Sumitomo Coal Mining Co., Ltd. | Electric joining method and apparatus and a joined unit of members |
| US6899265B2 (en) | 2000-06-07 | 2005-05-31 | Sumitomo Coal Mining Co., Ltd. | Electric joining method and apparatus and a joined unit of members |
| CN104400202A (zh) * | 2014-10-27 | 2015-03-11 | 四川成发航空科技股份有限公司 | 适用于小直径蜂窝密封装配电阻定位焊限位工装 |
| CN104400202B (zh) * | 2014-10-27 | 2016-10-05 | 四川成发航空科技股份有限公司 | 适用于小直径蜂窝密封装配电阻定位焊限位工装 |
| CN110340564A (zh) * | 2018-04-04 | 2019-10-18 | 波音公司 | 利用不同的钛合金填料金属以得到增强的疲劳寿命的焊接钛结构 |
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|---|---|
| JP4101333B2 (ja) | 2008-06-18 |
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