NO319176B1 - Strukturell montering og fremgangsmate for fremstilling av en strukturell montering - Google Patents
Strukturell montering og fremgangsmate for fremstilling av en strukturell montering Download PDFInfo
- Publication number
- NO319176B1 NO319176B1 NO20002260A NO20002260A NO319176B1 NO 319176 B1 NO319176 B1 NO 319176B1 NO 20002260 A NO20002260 A NO 20002260A NO 20002260 A NO20002260 A NO 20002260A NO 319176 B1 NO319176 B1 NO 319176B1
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- structural
- structural element
- friction stir
- distal end
- stir welding
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 14
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims description 32
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 26
- 238000003756 stirring Methods 0.000 claims description 25
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 16
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 15
- 238000005304 joining Methods 0.000 claims description 9
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims description 9
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 claims description 3
- 238000003780 insertion Methods 0.000 claims 3
- 230000037431 insertion Effects 0.000 claims 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 9
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 5
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 5
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 3
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 2
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- JOYRKODLDBILNP-UHFFFAOYSA-N Ethyl urethane Chemical compound CCOC(N)=O JOYRKODLDBILNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
- B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
- B23K20/12—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating the heat being generated by friction; Friction welding
- B23K20/122—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating the heat being generated by friction; Friction welding using a non-consumable tool, e.g. friction stir welding
- B23K20/1265—Non-butt welded joints, e.g. overlap-joints, T-joints or spot welds
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/1234—Honeycomb, or with grain orientation or elongated elements in defined angular relationship in respective components [e.g., parallel, inter- secting, etc.]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12375—All metal or with adjacent metals having member which crosses the plane of another member [e.g., T or X cross section, etc.]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
- Y10T428/12736—Al-base component
- Y10T428/12764—Next to Al-base component
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
- Rod-Shaped Construction Members (AREA)
Description
Oppfinnelsens område
Foreliggende oppfinnelse vedrører strukturelle monteringer, og vedrører mer spesielt sammenføyning av maskinerte sand-wichmonteringer ved hjelp av friksjonsomrørings-sveising, {eng.:"friction stir welding", også foreslått kalt roto-dorsveising).
Oppfinnelsens bakgrunn
Konvensjonelle strukturelle monteringer benyttet ved fremstilling av militære eller kommersielle luftfartøyer blir vanligvis fabrikkert ved bruk av en limt celle-sandwich-konstruksjon eller en laminert struktur. Konvensjonelle strukturelle monteringer laget av disse typer konstruksjon-er innbefatter vanligvis et stort antall deler og festemid-ler, noe som kan resultere i dyrt verktøy og økede arbeids-kraftomkostninger under fremstilling og montering. Bestanddelene av konvensjonelle strukturelle monteringer blir vanligvis ikke sveiset fordi konvensjonelle sveiseteknikker kan forspenne dimensjonene og/eller formen av bestanddelene, så vel som å skape sammenføyninger som har defekter så som porøsitet, mikrosprekking, manglende fusjon og dårlig duktulitet som kan føre til sprekkdannelse eller brudd i sammenføyningen når den utsettes for de sterke sykliske påkjenninger som vanligvis forekommer i aeronautiske anven-delser.
Dertil blir strukturelle flymonteringer i bruk utsatt for mange forskjellige miljøbetingelser, temperaturvariasjoner, alvorlige akustiske og vibrasjonsmessige miljøer, som alle skaper mekaniske og termiske påkjenninger. Over tid kan på-føring av sykliske påkjenninger på limte strukturelle monteringer føre til løsning av sammenføyningene, og dersom de ikke repareres, kan dette føre til mekanisk svikt. Fuktig-hetsinneslutninger kan også oppstå under bruk av luftfar-tøyet, noe som i kombinasjon med ekstreme miljøforhold kan resultere i korrosjon, som også kan svekke den strukturelle montering. På grunn av det store antall deler og festemid-ler som benyttes i konstruksjonen av konvensjonelle struk turelle monteringer, kan vedlikehold og reparasjon være tidkrevende og arbeidskraftintensiv, noe som kan bli dyrt i løpet av monteringens levetid.
Det totale antall deler som benyttes i en cellebasert eller laminert struktur kan også øke den totale vekt av luftfar-tøyet. Resultatet er at konvensjonelle strukturelle monteringer generelt sett er dyre å bygge og vedlikeholde og kan påvirke vekten av luftfartøyet i uheldig grad.
I søken etter bedre strukturelle monteringskonstruksjoner har andre typer sandwichstrukturer blitt foreslått. Særlig er en slik alternativ konstruksjon et forriglingskonstruk-sjonskonsept så som den Gridlock® forriglede montering til Tolo Incorporated, som er beskrevet i US patent nr. 5.273.806 utstedt til Lockshaw m.fl. og som er vist på fig.
1 og 2. En forriglet strukturell montering 10 innbefatter første og andre maskinerte bestanddeler 11, 12, som typisk er fremstilt av aluminium eller titan ved bruk av en CNC
fresemaskin. Bestanddelene maskineres slik at de har hovedsakelig plane flatepartier 13, 14, som har en flerhet inte-grerte ribber 15, 16 som strekker seg utad fra de respektive flatepartier og sammenfaller med ribbene på den andre
bestanddel. Ribbene 15 på den første bestanddel 11 er videre maskinert slik at de innbefatter spor 17 for sammenpas-sende å kunne oppta de ytre ender av tilsvarende ribber 16 på den andre bestanddel 12. Sporene 17 er maskinert nøyak-tig for å kunne danne en not-og-fjærmontering som gjør det mulig å smekke sammen ribbene 15, 16 på nevnte første og andre bestanddeler 11, 12. Videre blir forriglingsribbene 15, 16 limt til hverandre med lim 18 såsom epoksy-
eller uretanlim.
De forriglende ribber og spor krever ekstra emnemateriale. Videre må ribbene og sporene maskineres med bestemte tole-ranser for å gi en sikker sammenpasning av forriglingsmon-teringen. Den nøyaktige maskinering krever vanligvis ekstra maskineringstid, noe som kan øke de totale fremstillingsom- kostninger og kan resultere i materialtap i tilfelle av operatørfeil.
Bruk av lim til å forbinde den strukturelle montering skaper også en mulighet for løsning av sammenføyningen på grunn av degradering av limet grunnet varmepåvirkning eller mil-jøbetingelser og spenninger. En svikt i en limt sammenføy-ning kan akselerere korrusjonsskade eller resultere i en katastrofal svikt i monteringen. Selv om bruk av den forriglede montering hjelper limforbindelsen i å holde de sam-menpassende ribber sammenføyet, vil den mekaniske styrke av sammenføyningen forbli langt under styrken av basismateria-let.
Dette resulterer i at det eksisterer et behov for strukturelle monteringer som kan fremstilles og monteres med et minimum antall deler for å redusere omkostningene forbundet med fremstilling, montasje og vedlikehold av de strukturelle monteringer, så vel som å redusere den totale vekt av luftfartøyet. Den strukturelle montering må også være i stand til å gi høy mekanisk styrke og strukturell stivhet.
EP 0797043 A2 viser en toflatet struktur og en fremgangsmåte for fremstilling av strukturen. Delene i strukturen sam-menføyes ved friksjonssveising.
US 5,697,511 beskriver en tank som består av tre deler som sammenføyes ved hjelp av friksjonsomrøringssveising og en fremgangsmåte for fremstilling av samme. Tankens deler sam-menføyes ved friksjonsomrøringssveising.
Sammenfatning av oppfinnelsen
Foreliggende oppfinnelse tilveiebringer en fremgangsmåte for fremstilling av en strukturell montering, innbefattende de trinn å maskinere et arbeidsstykke for å danne et første strukturelt element som har en ytre og en indre overflate. Det første strukturelle element kan også formes til en krummet geometri. Et andre arbeidsstykke maskineres slik at det danner et andre strukturelt element som har en flerhet mellomliggende elementer anbragt i et forutbestemt mønster, idet hver av denne flerhet mellomliggende elementer strekker seg utad til en tilsvarende distal ende. De distale ender maskineres slik at de danner en forutbestemt geometri. Den indre overflate av det første strukturelle element plasseres inntil de distale ender av nevnte flerhet mellomliggende elementer slik at de mellomliggende elementer strekker seg mellom det første og andre strukturelle element. Det første og andre strukturelle element festes for å forhindre bevegelse av det første strukturelle element i . forhold til det andre strukturelle element og flerheten av mellomliggende elementer. Det første strukturelle element forbindes så med den distale ende av hvert av de mellomliggende elementer ved friksjonsomrørings-sveising (friction stir welding). Den strukturelle montering blir så festet til andre strukturelle monteringer for å danne rammen av et luftfartøy.
Foreliggende oppfinnelse tilveiebringer også en strukturell montering innbefattende første og andre strukturelle elementer. Det er spesielt fordelaktig å ha i det minste ett av det første og andre strukturelle element utformet av et ikke-sveisbart materiale. Det andre strukturelle element er anbragt i avstand fra det første strukturelle element og har en flerhet mellomliggende elementer som strekker seg utad i et forutbestemt mønster til tilsvarende distale ender. De distale ender er maskinert slik at de danner en forutbestemt geometri. De mellomliggende elementer strekker seg mellom det første strukturelle element og det andre strukturelle element. Den distale ende av hvert av de mellomliggende elementer er forbundet ved hjelp av en frik-sjonsomrørings-sveiseskjøt til det første strukturelle element slik at det dannes en integrerende strukturell montering .
Således er det blitt tilveiebragt en strukturell montering og en tilhørende fremstillingsmåte som muliggjør effektiv bygging av strukturelle monteringer for luftfartøyer som har et minimalt antall bestanddeler og som er sammenføyet ved hjelp av en materialforbindelse som har hovedsakelig lik styrke med basismaterialene. Den resulterende montering krever mindre emnemateriale og tar mindre tid å maskinere.
Kort beskrivelse av tegningene
Forannevnte og andre fordeler og trekk ved oppfinnelsen, og den måte hvorved disse oppnås, vil fremstå tydeligere ved betraktning av følgende detaljerte beskrivelse av oppfinnelsen sett i sammenheng med vedføyede tegninger, som illus-trerer foretrukne utførelseseksempler og hvor: fig. 1 er et perspektivisk bilde som viser en forriglet strukturell montering ifølge kjent teknikk;
fig. 2 er et gjennomskåret utsnitt av not-og-fjærforbindel-sen i den forriglede strukturelle montering på fig. 1;
fig. 3 er et perspektivisk bilde som viser en delvis mon-tert strukturell montering ifølge foreliggende oppfinnelse;
fig. 4A er et fragmentarisk snittbilde som viser sammenføy-ningen av det første strukturelle element til den distale ende av et mellomliggende element av den strukturelle montering på fig. 3;
fig. 4 er et fragmentarisk snittbilde som viser sammenføy-ningen av det første strukturelle element til den distale ende av et mellomliggende element som har en rett avsmalnende geometri;
fig. 4C er et fragmentarisk snittbilde som viser sammenføy-ningen av det første strukturelle element til den distale ende av et mellomliggende element som har en T-formet geometri;
fig. 4D er et fragmentarisk snittbilde som viser sammenføy-ningen av det første strukturelle element til den distale ende av et mellomliggende element som har en L-formet geometri;
fig. 4E er et fragmentarisk tverrsnittsbilde som viser sam-menføyningen av det første strukturelle element til den distale ende av et mellomliggende element som har en krummet avsmalnende geometri; og
fig. 5 er et flytskjema som viser trinnene for fremstilling av den strukturelle montering på fig. 3.
Detaljert beskrivelse av foretrukne utførelser Foreliggende oppfinnelse skal nå beskrives mer fullstendig i det følgende under henvisning til de vedføyde tegninger, hvor en foretrukket utførelse av oppfinnelsen er vist. Denne oppfinnelse kan imidlertid ikles mange forskjellige for-mer og må ikke oppfattes som begrenset til utførelsene som her er omtalt, idet denne utførelse er tilveiebragt for at denne beskrivelse skal være grundig og komplett og fullstendig forklare oppfinnelsen for fagmannen. Like henvis-ningstall henviser til like elementer gjennom det hele.
Det vises nå til tegningene, og spesielt til fig. 3, hvor det er vist en strukturell montering 20 ifølge foreliggende oppfinnelse. Den strukturelle montering 20 innbefatter et første strukturelt element 21 som danner den ytre hud av den ene side av den strukturelle montering. Det første strukturelle element 21 kan være maskinert ved hjelp av en kjent fremstillingsinnretning ut fra et enkelt arbeidsstykke til en forutbestemt form og tykkelse som nødvendiggjort av de spesifikke konstruksjonsbelastninger og -spesifika-sjoner. Det strukturelle element 21 kan også utformes med en krummet geometri, likeledes ved hjelp av en kjent fremstillingsinnretning. Ikke noe ekstra materiale eller maskineringstid er nødvendig for maskinering av forriglende spor, så som i den kjente limsammenføyede sandwichkonstruk-sjon.
Den strukturelle montering 20 innbefatter også et andre strukturelt element 22, som fortrinnsvis har en geometri som passer jevnt sammen med det første strukturelle element 21. Det andre strukturelle element 22 innbefatter et hud-parti 23 og en flerhet mellomliggende elementer 24, som er utformet integrerende med hudpartiet av det andre strukturelle element. Hvert av de mellomliggende elementer 24 strekker seg utad fra hudpartiet 23 i et forutbestemt møn-ster til en tilsvarende distal ende 25. De tilsvarende distale ender 25 er maskinert slik at de danner en forutbestemt geometri. Også her kan hudpartiet 23, de mellomliggende elementer 24 og de tilsvarende distale ender av det andre strukturelle element 22 være maskinert ved hjelp av en kjent fremstillingsinnretning fra et enkelt arbeidsstykke til en forutbestemt form og tykkelse som nødvendiggjort av de spesifikke konstruksjonsbelastninger og -spesifika-sjoner. F.eks. kan en CNC fresemaskin benyttes til å maskinere både det første og det andre strukturelle element 21, 22.
Den strukturelle montering 22 konstrueres ved å plassere det første strukturelle element 21 i forhold til det andre strukturelle element 22 slik at de mellomliggende elementer 24 strekker seg mellom det første strukturelle element og det andre strukturelle element. Spesielt befinner den indre overflate 26 av det første strukturelle element 21 seg inntil de distale ender 25 av de mellomliggende elementer 24. Det første og andre strukturelle element 21, 22 blir deretter festet for å forhindre bevegelse av det første strukturelle element i forhold til det andre strukturelle element og de mellomliggende elementer 24. F.eks. kan det første og andre strukturelle element 21, 22 være festet til hverandre ved hjelp av punktsveising. Deretter kan de strukturelle elementer 21, 22 festes til arbeidsbordet ved hjelp av en konvensjonell klemme (ikke vist).
Den nedre overflate 26 av det første ytre element 21 blir så forbundet med de distale ender 25 av de mellomliggende elementer 24 ved hjelp av friksjonsomrørings-sveising. Spesielt blir en roterende friksjonsomrørings-sveisedor 19, som er festet til et friksjonsomrørings-sveiseverktøy 27, presset gjennom den ytre overflate 28 av det første strukturelle element 21, gjennom den nedre overflate 26 og inn i de distale ender 25 av de mellomliggende elementer 24. Friksjonsvarmen som dannes av det roterende verktøy 27 skaper en plastifisert region eller skjøt 29 som vist på fig. 4, som størkner mellom det første strukturelle element 21 og den distale ende av hver av de mellomliggende elementer 24. Det første strukturelle element og de mellomliggende elementer er med fordel anbragt i et hovedsakelig perpendikulært forhold. Den roterende dor 19 blir så beveget langs en bane gjennom det første strukturelle element 21 som føl-ger det respektive mellomliggende element 24, for derved å danne en kontinuerlig friksjonsomrørings-sveiseskjøt langs det mellomliggende elements hele lengde. Denne friksjonsom-rørings-sveiseprosess kan så gjentas for hvert av de mellomliggende elementer 24. Se US patent nr. 5.460.317 utstedt til Thomas m.fl. for en generell omtale av friksjon-somrørings-sveising, hvis innhold her innlemmes som refe-ranse .
For å danne den nødvendige forbindelse mellom de mellomliggende elementer 24 og det første strukturelle element 21, vil tykkelsen T av det første strukturelle element og tykkelsen t av hver av de mellomliggende elementer avhenge av egenskapene til det materiale som benyttes til å danne hhv. det første strukturelle element og det andre strukturelle element 22. Som vist på fig. 4A, vil doren 19 fortrinnsvis strekke seg gjennom det første strukturelle element 21 og inn i den tilsvarende distale ende 25 av hvert av de mellomliggende elementer 24 en distanse d, som igjen vil avhenge av materialegenskapene av basismaterialene, så vel som tykkelsen t av de mellomliggende elementer 24.
Som vist på fig. 4A-E, kan de tilhørende distale ender 25 av de mellomliggende elementer 24 maskineres slik at de danner mange forskjellige geometrier. Geometrien av de distale ender velges på basis av geometrien av det første strukturelle element 24 så vel som de spesielle belast-ningskrav til forbindelsen mellom det første strukturelle element og de distale ender. På fig. 4A er den distale ende 25 maskinert slik at den danner en rektangulær geometri. På fig. 4B er den distale ende maskinert slik at den danner en avsmalnende geometri. På fig. 4C er den distale ende maskinert slik at den danner en T-formet geometri. På fig. 4D er den distale ende maskinert slik at den danner en L-formet geometri, og på fig. 4E er den distale ende maskinert slik at det dannes en sirkulær avsmalnende geometri. Selv om spesielle geometrier er blitt illustrert, kan den distale ende maskineres til å danne andre geometrier, som også vil ligge innenfor rammen for foreliggende oppfinnelse.
Fremgangsmåten ifølge foreliggende oppfinnelse er spesielt fordelaktig for å sammenføye første og andre strukturelle elementer 21, 22 som er dannet enten av like eller av forskjellige metaller som ikke ville være sveisbare eller ville være uøkonomiske å sammenføye ved hjelp av andre midler. Ikke-sveisbare materialer vil når de sammenføyes med konvensjonelle sveiseteknikker gi relativt svake sveiseskjøter fordi disse materialer har høy ledningsevne og raskt avle-der varmen bort fra sveiseskjøten. Slike materialer innbefatter aluminium og noen aluminiumslegeringer, spesielt legeringer av seriene 2000 og 7000. Fremgangsmåten ifølge foreliggende oppfinnelse gjør det mulig å sammenføye sikkert strukturelle elementer utformet av usveisbare materialer. Fremgangsmåten ifølge foreliggende oppfinnelse kan også benyttes til sikkert å sammenføye sveisbare materialer med andre sveisbare og usveisbare materialer. Fremgangsmåten ifølge foreliggende oppfinnelse gjør det derfor mulig å velge de materialer som danner de første og andre strukturelle elementer 21, 22 fra et større utvalg av metaller og legeringer med lett vekt og høy styrke, for derved å gjøre det lettere å redusere den totale vekt av luftfartøyet. Vekt og styrke er av kritisk betydning i luft- og romfarts-industrien.
Friksjonsomrørings-sveising skaper en sterkt deformert, men meget forfinet kornstruktur i sveisovergangen. Dertil resulterer friksjonsomrørings-sveising i en smalere varmepå-virket sone, sammenlignet med enhver fusjonssveiseprosess, og er ikke begrenset til utvalgte legeringer med egenskaper som er egnet for konvensjonell sveising. Friksjonsomrør-ings-sveising eliminerer mange defekter relatert til konvensjonell sveising, så som mikrosprekker, dårlig duktili-tet, manglende fusjon, porøsitet og, aller viktigst, mini-malisering av forspenning som på uheldig måte kan påvirke formen og toleransene av de sammenføyede bestanddeler. Der hvor f.eks. de første og andre strukturelle elementer 21, 22 er utformet av samme materiale, vil sammenføyningen 29 som består av det plastifiserte materiale fra det første strukturelle element 21 og den tilhørende distale ende 25 av det mellomliggende element 24 ha hovedsakelig samme mekaniske egenskaper, innbefattende styrke, som basismaterialene. Dersom alternativt materialene benyttet til å danne det første strukturelle element 21 og de mellomliggende elementer 24 er forskjellige, vil sammenføyningen 29 ha styrken til det svakere materiale såfremt det første strukturelle element og de mellomliggende elementer alle er utformet av et materiale så som aluminium, aluminiumslegeringer, titan, titanlegeringer eller lignende, som danner en metallurgisk forbindelse med full styrke når de sammen-føyes ved hjelp av friksjonssveising. Den resulterende forbindelse 29 i den strukturelle montering 20 er således av betydelig større styrke enn det som tilveiebringes av konvensjonelle strukturelle monteringer, spesielt de som be-nytter lim.
Det skal så henvises til fig. 5 hvor det er illustrert de operasjoner som utføres for å fremstille en strukturell montering ifølge en utførelse av foreliggende oppfinnelse. Det første trinn innbefatter maskinering av et arbeidsstykke for å danne et første strukturelt element som har indre og ytre overflater og som kan utføres samtidig med det andre trinn. Det første strukturelle element kan også utføres med en krummet geometri. Se blokk 30. Det andre trinn innbefatter maskinering av et andre arbeidsstykke for å danne et andre strukturelt element som har en flerhet mellomliggende elementer, idet de mellomliggende elementer strekker seg utad i et forutbestemt mønster til en tilsvarende distal ende. Se blokk 31.
I neste omgang blir den indre overflate av det første strukturelle element plassert inntil de distale ender av de mellomliggende elementer slik at de mellomliggende elementer strekker seg mellom det første og andre strukturelle element. Se blokk 32. Det første og andre strukturelle element må deretter festes til hverandre ved punktsveising og dernest til arbeidsbordet ved hjelp av fastklemming, for å forhindre bevegelse av det første strukturelle element i forhold til det andre strukturelle element og de mellomliggende elementer. Se blokk 33.
Det første strukturelle element blir så sammenføyet med den distale ende av hvert av de mellomliggende elementer ved hjelp av friksjonsomrørings-sveising. Se blokk 34. Som beskrevet ovenfor, utføres friksjonsomrørings-sveisingen ved å føre en roterende friksjonsomrørings-sveisedor gjennom det første ytre element inn i den distale ende av det mellomliggende element. Deretter blir den strukturelle montering festet til andre strukturelle monteringer for å danne rammen av et luftfartøy.
På tegningene og i beskrivelsen er det angitt en foretrukket utførelse av oppfinnelsen, og selv om spesielle uttrykk er benyttet, er disse benyttet kun i en generisk og beskri-vende betydning og ikke i den hensikt å være begrensende, idet rammen av oppfinnelsen er angitt i de følgende patent-krav.
Claims (13)
1. Fremgangsmåte for fremstilling av en strukturell montering (20), omfattende de trinn å: maskinere et første arbeidsstykke for å danne et førs-te strukturelt element (21) som har ytre og indre overflater; maskinere et andre arbeidsstykke for å danne et andre strukturelt element (22), hvilket andre strukturelle element har en flerhet mellomliggende elementer (24) anbrakt i et forutbestemt mønster, idet nevnte mellomliggende elementer strekker seg utad til en distal ende (25); plassere den indre overflate (26) av det første strukturelle element inntil de distale ender (25) av nevnte mellomliggende elementer (24) slik at de mellomliggende elementer strekker seg mellom det første og det andre strukturelle element; feste det første og andre strukturelle element for å forhindre bevegelse av det første strukturelle element i forhold til det andre strukturelle element; ogkarakterisert vedå innføre en roterende friksjonsomrøringssveisedor (19) gjennom den ytre overflate av det første strukturelle element i en stilling innrettet med et respektivt mellomliggende element for derved å forene det første strukturelle element og den distale ende av det respektive mellomliggende element ved friksjonsomrørings-sveising.
2. Fremgangsmåte ifølge krav 1, videre omfattende repete-ring av nevnte innføringstrinn i posisjonene for hvert av de mellomliggende elementer for derved å sammenføye det første strukturelle element til den distale ende av hvert av de mellomliggende elementer ved hjelp av friksjonsomrø-ringssveising.
3. Fremgangsmåte ifølge krav 1, hvor nevnte innførings-trinn omfatter innføring av den roterende friksjonsomrør-ingssveisedor fullstendig gjennom det første strukturelle element og inn i den distale ende av det respektive mellomliggende element.
4. Fremgangsmåte ifølge krav 1, videre omfattende det trinn å bevege av den roterende friksjonsomrørings-sveise-dor gjennom det første strukturelle element langs en bane som følger den distale ende av det respektive mellomliggende element, for derved å danne en kontinuerlig sammenføy-ning langs det respektive mellomliggende elements hele lengde.
5. Fremgangsmåte ifølge krav 1, videre omfattende det trinn å utforme det første strukturelle element med krum geometri.
6. Fremgangsmåte ifølge krav 1, videre omfattende det trinn å feste den strukturelle montering til andre strukturelle monteringer for å danne rammen av et luftfartøy.
7. Strukturell montering, omfattende: et første strukturelt element (21); et andre strukturelt element (22) som er anbrakt i avstand fra det første strukturelle element og har en flerhet mellomliggende elementer (25) som strekker seg utad i et forutbestemt mønster, idet hvert av nevnte mellomliggende elementer strekker seg mellom nevnte første strukturelle element og nevnte andre strukturelle element; ogkarakterisert ved
at en friksjonsomrøringssveiseskjøt (29) som sammenføyer et respektivt mellomliggende element og det første strukturelle element. Idet nevnte sammenføyning (29) strekker seg gjennom det første strukturelle elements ytre overflate ved en posisjon innrettet med nevnte respektive mellomliggende element for dermed å forene det første strukturelle element med det respektive mellomliggende elements distale ende.
8. Strukturell montering ifølge krav 7, hvor nevnte førs-te strukturelle element og nevnte andre strukturelle element omfatter forskjellige metaller.
9. Strukturell montering ifølge krav 7, hvor det første og andre strukturelle element er utformet av materialer valgt fra gruppen bestående av aluminium, aluminiumslegeringer av serie 2000, og aluminiumslegeringer av serie 7000.
10. Strukturell montering ifølge krav 7, videre omfattende en flerhet friksjonsomrørings-sveiseskjøter som sammenføyer hvert sitt av nevnte mellomliggende elementer og nevnte første strukturelle element.
11. Strukturell montering ifølge krav 7, hvor friksjonsom-rørings-sveiseskjøten strekker seg langs hele det respektive mellomliggende elements lengde.
12. Strukturell montering ifølge krav 7, hvor det respektive mellomliggende element er anbrakt perpendikulært i forhold til det første strukturelle element.
13. Strukturell montering ifølge krav 7, hvor i det minste det ene av nevnte første og andre strukturelle elementer består av et ikke-sveisbart materiale.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/997,430 US6051325A (en) | 1997-12-23 | 1997-12-23 | Joining of machined sandwich assemblies by friction stir welding |
| PCT/US1998/027457 WO1999032255A1 (en) | 1997-12-23 | 1998-12-23 | Joining of machined sandwich assemblies by friction stir welding |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| NO20002260D0 NO20002260D0 (no) | 2000-04-28 |
| NO20002260L NO20002260L (no) | 2000-08-23 |
| NO319176B1 true NO319176B1 (no) | 2005-06-27 |
Family
ID=25544015
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| NO20002260A NO319176B1 (no) | 1997-12-23 | 2000-04-28 | Strukturell montering og fremgangsmate for fremstilling av en strukturell montering |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6051325A (no) |
| EP (1) | EP1042099B1 (no) |
| DE (1) | DE69814461T2 (no) |
| NO (1) | NO319176B1 (no) |
| WO (1) | WO1999032255A1 (no) |
Families Citing this family (71)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB9713209D0 (en) * | 1997-06-20 | 1997-08-27 | British Aerospace | Friction welding metal components |
| JP3589863B2 (ja) | 1997-07-23 | 2004-11-17 | 株式会社日立製作所 | 構造体および摩擦攪拌接合方法 |
| JP3070735B2 (ja) * | 1997-07-23 | 2000-07-31 | 株式会社日立製作所 | 摩擦攪拌接合方法 |
| JP3030269B2 (ja) * | 1997-08-28 | 2000-04-10 | 昭和アルミニウム株式会社 | 中仕切り付き密閉容器 |
| US6247633B1 (en) * | 1999-03-02 | 2001-06-19 | Ford Global Technologies, Inc. | Fabricating low distortion lap weld construction |
| JP3481501B2 (ja) * | 1999-05-28 | 2003-12-22 | 株式会社日立製作所 | 構造体およびその製作方法 |
| TW449519B (en) | 1999-05-31 | 2001-08-11 | Hitachi Ltd | A manufacturing method of a structure body |
| DE19960909A1 (de) * | 1999-09-03 | 2001-06-21 | Eads Airbus Gmbh | Großflächiges Strukturbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung des Strukturbauteils |
| US6986452B2 (en) * | 1999-09-03 | 2006-01-17 | Lockheed Martin Corporation | Friction stir welding as a rivet replacement technology |
| JP3552978B2 (ja) * | 2000-01-27 | 2004-08-11 | 株式会社日立製作所 | 中空形材 |
| AU2001261365A1 (en) | 2000-05-08 | 2001-11-20 | Brigham Young University | Friction stir weldin of metal matrix composites, ferrous alloys, non-ferrous alloys, and superalloys using superabrasive tool |
| DE10036614A1 (de) * | 2000-07-27 | 2002-02-07 | Philips Corp Intellectual Pty | Verfahren zum Verbinden von Werkstücken |
| US6352193B1 (en) | 2000-08-01 | 2002-03-05 | General Electric Company | Apparatus for joining electrically conductive materials |
| US6619600B1 (en) * | 2000-08-11 | 2003-09-16 | Weber-Stephen Products Co. | Barbecue gas grill having a welded frame assembly |
| JP3538378B2 (ja) * | 2000-10-27 | 2004-06-14 | 株式会社日立製作所 | 摩擦攪拌接合方法 |
| EP1347560A1 (en) * | 2000-12-27 | 2003-09-24 | Hitachi, Ltd. | Dynamo-electric machine |
| US6732901B2 (en) | 2001-06-12 | 2004-05-11 | Brigham Young University Technology Transfer Office | Anvil for friction stir welding high temperature materials |
| JP3751236B2 (ja) * | 2001-08-24 | 2006-03-01 | 株式会社日立製作所 | 摩擦攪拌接合方法 |
| JP3510612B2 (ja) * | 2001-11-27 | 2004-03-29 | 川崎重工業株式会社 | 摩擦撹拌接合方法 |
| AU2002352844A1 (en) * | 2001-11-27 | 2003-06-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Spa | Thermal stir welding process and apparatus |
| DE20202108U1 (de) * | 2002-02-13 | 2003-06-26 | Horst Witte Entwicklungs- und Vertriebs-KG, 21369 Nahrendorf | Sandwichplatte zum Aufbau von Werkstück-Aufspannvorrichtungen |
| US6742697B2 (en) * | 2002-04-29 | 2004-06-01 | The Boeing Company | Joining of structural members by friction plug welding |
| US6908690B2 (en) * | 2002-04-29 | 2005-06-21 | The Boeing Company | Method and apparatus for friction stir welding |
| DE60309194T2 (de) * | 2002-08-07 | 2007-08-23 | Eclipse Aviation Corp., Albuquerque | Schweissverfahren unter verwendung von reibrührschweissen von flächen mit polymerdichtungsmitteln |
| GB0225518D0 (en) * | 2002-11-01 | 2002-12-11 | Airbus Uk Ltd | Welding method |
| JP2006518671A (ja) * | 2003-01-30 | 2006-08-17 | スミス インターナショナル、インコーポレテッド | 高融点材料のアウト−オブ−ポジション摩擦攪拌溶接 |
| WO2004101205A2 (en) * | 2003-05-05 | 2004-11-25 | Smith International, Inc. | Applications of friction stir welding using a superabrasive tool |
| US6933057B2 (en) * | 2003-07-17 | 2005-08-23 | The Boeing Company | Friction stir welded assembly and method of forming a friction stir welded assembly |
| WO2005084162A2 (en) * | 2003-08-04 | 2005-09-15 | Smith International, Inc. | Crack repair using friction stir welding on materials including metal matrix composites, ferrous alloys, non-ferrous alloys, and superalloys |
| US20050116012A1 (en) * | 2003-11-26 | 2005-06-02 | Packer Scott M. | Method for metal and alloy joining using bulk friction stir welding |
| US7225967B2 (en) | 2003-12-16 | 2007-06-05 | The Boeing Company | Structural assemblies and preforms therefor formed by linear friction welding |
| US7398911B2 (en) * | 2003-12-16 | 2008-07-15 | The Boeing Company | Structural assemblies and preforms therefor formed by friction welding |
| US7048175B2 (en) * | 2003-12-19 | 2006-05-23 | The Boeing Company | Friction welded structural assembly and preform and method for same |
| GB0329898D0 (en) * | 2003-12-23 | 2004-01-28 | Airbus Uk Ltd | Welding process for large structures |
| US20060032891A1 (en) * | 2004-03-24 | 2006-02-16 | Flak Richard A | Solid state processing of materials through friction stir processing and friction stir mixing |
| US20050210820A1 (en) * | 2004-03-24 | 2005-09-29 | Shinmaywa Industries, Ltd. | Frame and method for fabricating the same |
| WO2005094542A2 (en) * | 2004-03-24 | 2005-10-13 | Smith International, Inc. | Solid state processing of industrial blades, edges and cutting elements |
| US20100078224A1 (en) | 2004-05-21 | 2010-04-01 | Smith International, Inc. | Ball hole welding using the friction stir welding (fsw) process |
| US20060049234A1 (en) * | 2004-05-21 | 2006-03-09 | Flak Richard A | Friction stirring and its application to drill bits, oil field and mining tools, and components in other industrial applications |
| JP2006007258A (ja) * | 2004-06-24 | 2006-01-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 摩擦撹拌接合法とその装置及び裏当て具 |
| US7156276B2 (en) * | 2004-07-22 | 2007-01-02 | The Boeing Company | Apparatus and system for welding preforms and associated method |
| US20060071124A1 (en) * | 2004-09-30 | 2006-04-06 | The Boeing Company | Reinforced structural assembly having a lap joint and method for forming the same |
| EP1796865B1 (en) * | 2004-10-05 | 2012-06-06 | Smith International, Inc. | Expandable mandrel for use in friction stir welding |
| US7210611B2 (en) * | 2004-10-21 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Formed structural assembly and associated preform and method |
| US20060157531A1 (en) * | 2004-12-17 | 2006-07-20 | Packer Scott M | Single body friction stir welding tool for high melting temperature materials |
| US7508682B2 (en) * | 2005-09-19 | 2009-03-24 | Hitachi, Ltd. | Housing for an electronic circuit |
| US20080041921A1 (en) | 2005-09-26 | 2008-02-21 | Kevin Creehan | Friction stir fabrication |
| US8632850B2 (en) | 2005-09-26 | 2014-01-21 | Schultz-Creehan Holdings, Inc. | Friction fabrication tools |
| US9511445B2 (en) | 2014-12-17 | 2016-12-06 | Aeroprobe Corporation | Solid state joining using additive friction stir processing |
| US8875976B2 (en) | 2005-09-26 | 2014-11-04 | Aeroprobe Corporation | System for continuous feeding of filler material for friction stir welding, processing and fabrication |
| US9511446B2 (en) | 2014-12-17 | 2016-12-06 | Aeroprobe Corporation | In-situ interlocking of metals using additive friction stir processing |
| US9266191B2 (en) | 2013-12-18 | 2016-02-23 | Aeroprobe Corporation | Fabrication of monolithic stiffening ribs on metallic sheets |
| US8550326B2 (en) | 2005-10-05 | 2013-10-08 | Megastir Technologies Llc | Expandable mandrel for use in friction stir welding |
| US8056797B2 (en) * | 2005-10-05 | 2011-11-15 | Megastir Technologies | Expandable mandrel for use in friction stir welding |
| FR2894859A1 (fr) * | 2005-12-16 | 2007-06-22 | Alcan Rhenalu Sa | Longeron de voilure soude et son procede de fabrication |
| JP2009525181A (ja) * | 2006-01-31 | 2009-07-09 | エスアイアイ・メガダイアモンド・インコーポレーテッド | 摩擦撹拌のための熱的に強化された工具 |
| JP4594882B2 (ja) * | 2006-03-09 | 2010-12-08 | 本田技研工業株式会社 | 摩擦攪拌接合装置および摩擦攪拌接合方法 |
| JP2007301573A (ja) * | 2006-05-08 | 2007-11-22 | Honda Motor Co Ltd | 摩擦攪拌接合方法および摩擦攪拌接合構造体 |
| US9015948B2 (en) * | 2008-01-19 | 2015-04-28 | The Boeing Company | Joining fuselage skins using friction stir welding |
| US8100316B2 (en) * | 2008-05-29 | 2012-01-24 | Airbus Operations Gmbh | Method for joining aircraft fuselage elements by friction stir welding (fsw) |
| CN102112263B (zh) * | 2008-07-07 | 2014-07-16 | 肯联铝业瑞士有限公司 | 一种接合铝和钛的熔焊方法 |
| US20100199590A1 (en) * | 2009-02-06 | 2010-08-12 | Aar Corp. | Aircraft Cargo Pallet and Method of Manufacture |
| US20110127311A1 (en) * | 2009-11-02 | 2011-06-02 | Jeremy Peterson | Out of position friction stir welding of casing and small diameter tubing or pipe |
| DE102010032402A1 (de) * | 2010-07-27 | 2012-02-02 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Verbinden von zwei Luftfahrzeugrumpfsegmenten mittels Rührreibschweißen |
| US8317080B2 (en) | 2010-08-02 | 2012-11-27 | Megastir Technologies Llc | Methods to fabricate fully enclosed hollow structures using friction stir welding |
| WO2013002869A2 (en) | 2011-04-07 | 2013-01-03 | Schultz-Creehan Holdings, Inc. | System for continuous feeding of filler material for friction stir fabrication and self-reacting friction stir welding tool |
| JP5320439B2 (ja) * | 2011-06-14 | 2013-10-23 | 株式会社日立製作所 | 高耐食プラント機器 |
| US10583519B2 (en) * | 2016-08-12 | 2020-03-10 | The Boeing Company | Friction stir welding method and assembly |
| EP3703888A4 (en) | 2017-10-31 | 2021-08-18 | Meld Manufacturing Corporation | SYSTEM FOR GENERATIVE SOLIDS MANUFACTURING AND MATERIAL COMPOSITIONS AND STRUCTURES |
| US10478916B2 (en) * | 2017-11-02 | 2019-11-19 | GM Global Technology Operations LLC | Method and apparatus for joining components with friction pins |
| JP7478378B2 (ja) | 2020-09-11 | 2024-05-07 | 冨士端子工業株式会社 | 異種金属の接合方法 |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1385473A (en) * | 1966-09-01 | 1975-02-26 | Luc Penelope Jane Vesey | Bonding |
| US5273806A (en) * | 1991-10-03 | 1993-12-28 | Lockshaw James J | Structural element with interlocking ribbing |
| GB9125978D0 (en) * | 1991-12-06 | 1992-02-05 | Welding Inst | Hot shear butt welding |
| US5736221A (en) * | 1995-07-21 | 1998-04-07 | Hardigg Industries, Inc. | Welded plastic panels and method of making same |
| GB2306366A (en) * | 1995-10-20 | 1997-05-07 | Welding Inst | Friction stir welding |
| US5713706A (en) * | 1995-12-19 | 1998-02-03 | Shur-Lok Corporation | Plastic composite fastener for self-cutting and frictional welding |
| CN1322242C (zh) * | 1996-03-19 | 2007-06-20 | 株式会社日立制作所 | 摩擦焊接用结构体 |
| US5862975A (en) * | 1996-03-20 | 1999-01-26 | The Boeing Company | Composite/metal structural joint with welded Z-pins |
| US5697511A (en) * | 1996-09-27 | 1997-12-16 | Boeing North American, Inc. | Tank and method of fabrication |
-
1997
- 1997-12-23 US US08/997,430 patent/US6051325A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-12-23 DE DE69814461T patent/DE69814461T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-23 EP EP98966749A patent/EP1042099B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-23 WO PCT/US1998/027457 patent/WO1999032255A1/en active IP Right Grant
-
2000
- 2000-04-28 NO NO20002260A patent/NO319176B1/no not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69814461T2 (de) | 2003-11-20 |
| NO20002260L (no) | 2000-08-23 |
| WO1999032255A1 (en) | 1999-07-01 |
| EP1042099B1 (en) | 2003-05-07 |
| US6051325A (en) | 2000-04-18 |
| NO20002260D0 (no) | 2000-04-28 |
| EP1042099A1 (en) | 2000-10-11 |
| DE69814461D1 (de) | 2003-06-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| NO319176B1 (no) | Strukturell montering og fremgangsmate for fremstilling av en strukturell montering | |
| US8177113B2 (en) | Apparatus and system for welding preforms and associated method | |
| US7866532B1 (en) | Friction stir welding apparatus, system and method | |
| US7946469B2 (en) | Methods for welding self-fixtured preforms and associated method | |
| US7513024B2 (en) | Method for repairing structural cracks | |
| JP7407354B2 (ja) | レーザ溶接方法 | |
| US9468990B2 (en) | Friction stir welding tool with shoulders having different areas; methods using such tool; product welded with such tool | |
| JP6148385B2 (ja) | アルミニウム構造部材 | |
| US7347351B2 (en) | Apparatus and system for unitized friction stir welded structures and associated method | |
| EP2698224B1 (en) | Method for the manufacture of a joint between a metal structure and a plastic composite structure | |
| JP2005523165A (ja) | 摩擦プラグ溶接による構造部材の結合 | |
| EP1875981B1 (en) | Structural joint and method of forming | |
| US9227276B2 (en) | High temperature brazing fixture and method of manufacture | |
| US8240999B2 (en) | Internally supported airfoil and method for internally supporting a hollow airfoil during manufacturing | |
| US7021519B2 (en) | Friction welding | |
| EP4159415A1 (en) | Method for joining fibre reinforced composite parts using friction stir welding along a butt joint, aircraft component and aircraft | |
| KR20090062465A (ko) | 판-보강재 어셈블리 제작방법 및 그에 의하여 형성된판-보강재 어셈블리 | |
| Darwish et al. | Design philosophy of a bonded gear box | |
| KR20160060450A (ko) | 마찰교반용접 도구 | |
| Edwards et al. | Recent advances in welding of aluminum alloys using a Self Reacting Pin Tool (SRPT) approach with application examples | |
| EP2723528B1 (en) | Friction stir welding tool with shoulders having different areas ; methods using such tool ; product welded with such tool | |
| Hameister et al. | Solid-State Spot Welding (Friction Spot Welding and Friction Stir Spot Welding) as a Bonding Technique to Replace the Process of Riveting within the Aircraft Industry? | |
| WO2017069070A1 (ja) | アルミニウム構造部材 | |
| CN118287869A (zh) | 一种陶瓷-金属异种材料薄壁环形构件的焊接制造方法 | |
| JP5028303B2 (ja) | 部材接合構造 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MK1K | Patent expired |