專利名稱：結構元件及制造方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種通過組裝己經(jīng)預先成形的部件來制造結構元件的新 方法，該結構元件通?；阡X并包括至少兩個不同的元件。本發(fā)明可用 于制造航空結構的結構元件，特別是用于制造航空結構的翼梁。
背景技術：
空間機械性能可變的部件對于航空結構來說非常具有吸引力。因為 一些部件受到的局部應力不同，因此要求采用局部不同的技術方案。因 而，連接上翼表面和下翼表面的翼梁在其上部主要經(jīng)受壓應力，在其下 部主要經(jīng)受拉應力。因而，翼梁基本上經(jīng)受彎曲應力和剪切應力。最適 合于壓應力的部件通常是具有高靜態(tài)機械強度的部件，當前針對上表面釆用的技術方案利用7XXX型鋁合金，例如，國家標準T79中的合金7449。 另一方面，最適合于拉應力的部件通常是具有高損傷容限以避免裂紋傳 播的部件，當前針對下表面采用的技術方案利用2XXX型鋁合金，例如國 家標準T351中的合金2024A。機翼由一般通過鉚接或螺栓連接組裝的大量元件構成。機翼一般包 括前翼梁和后翼梁，例外情況還包括中翼梁。翼梁長度在從機翼根部向 其末端延伸的縱向L (飛機翼展的方向)上測量，翼梁高度在從機翼下部 向其上部延伸的橫向H上測量，而翼梁厚度在從機翼前緣向其后緣延伸 的方向E上測量。翼梁厚度較小(一般小于200mm)，而其高度可以相當 大(對于大型運輸機來說，翼根附近的高度為約lm至2m)，并且其長度 可以為若干米。在截面中觀察時，前后翼梁通常為C形，而中翼梁通常 為I形。翼梁包括稱為腹板的中部和通常垂直于腹板并稱為翼緣(或跟 緣)的端部。通過垂直于縱向的桁條沿著長度以規(guī)則間隔對翼梁進行加 強。這些桁條(也稱為支柱)大體上可以通過組裝或優(yōu)選通過加工來獲得，并且構成局部過厚的厚度。為了防止受拉區(qū)域中產(chǎn)生的裂紋傳播， 可以設置位于翼梁下部中并平行于縱向的止裂器。與桁條一樣，止裂器 可以通過組裝或優(yōu)選通過加工來獲得。大多數(shù)翼梁都通過對單個金屬坯料進行一體加工而獲得，與機械組 裝相比這會使生產(chǎn)率顯著提高。然而，必須因而關于合金和冶金狀態(tài)作 出中間選擇，以在上部獲得足夠的靜態(tài)機械強度，并且在下部獲得可接受的損傷容限。如今通常選擇使用國家標準T7651中的合金7010或合金 7040。然而，特別有價值的是生產(chǎn)一種其上部對壓應力來說以及其下部對 拉應力來說都最優(yōu)的雙功能翼梁。這種優(yōu)化能夠使每個部分的重量降低， 并因而推得能夠使翼梁的重量降低，這是當今航空工業(yè)的基本目標，因 為這會降低飛機運行的成本。另外，減輕飛機重量會使施加到下表面和 上表面上的應力增加。非優(yōu)化設計的翼梁限制了可以施加到上表面和下 表面上的應力。這種結果可以通過組裝兩個部件而獲得，這些部件具有不同性能但 在每個部件內(nèi)基本均質。該組裝可以機械進行(例如，通過螺栓連接或 鉚接)。然而，這種組裝需要很長時間并且昂貴，因為其必須鉆大量的開 口并需要復雜的設備。此外，由于機械組裝的部件必須重疊，而部分地 喪失了由于部件優(yōu)化而獲得的重量的益處。另一種方法通過焊接來組裝 翼梁。在已知的焊接技術中，摩擦攪拌焊或FSW似乎特別適合于組裝由 不同合金制成的部件。申請PCT W0 98/58759 (英國航空)描述了一種由合金2000和合金 7000通過摩擦攪拌焊而形成的混合坯段，并且由該坯段加工出翼梁。該 申請還描述了通過摩擦攪拌焊組裝的翼梁，并且提到了根據(jù)局部應力的 翼梁各個部分的最優(yōu)化值。然而在該申請中對翼梁的描述極其概括，因 為該申請只限于C形截面的視圖。與摩擦攪拌焊相關的技術難題很多。首先，對于所有焊接技術來說， 摩擦攪拌焊導致在焊接區(qū)域及接近焊接區(qū)域并受到熱影響的區(qū)域內(nèi)發(fā)生 金相變化，該變化會改變這些區(qū)域的機械性能。許多專利或專利申請(例如，US 6,168,067、 US 2004/0056075、 US, 6, 902, 444)都描述了在焊接 操作之前或之后進行熱處理，這種熱處理能夠使焊接對接頭的機械性能 的有害影響受到限制。其次，在摩擦攪拌焊的情況下焊接區(qū)域的厚度特 別受限。因而，能夠以電子束焊接進行組裝的最大厚度為約lOOmm，但是 能夠以摩擦攪拌焊進行組裝的最大厚度為約lOmm。另一方面，摩擦攪拌焊的優(yōu)點在于能夠獲得許多形狀的焊接接頭， 并且能夠將不同的合金焊接在一起。專利申請EP 1 547 720 Al (英國空中客車)描述了一種通過焊接通常由不同合金獲得的兩個部件進行組裝的方法，以便在加工后生產(chǎn)用 于航空應用的諸如翼梁的結構部件。為了避免摩擦攪拌焊技術所帶來的 厚度限制，在對置坯料的厚度中形成槽，槽使得這些坯料能夠進行組裝 以及之后進行加工。然而，這種槽會削弱桁條，桁條取決于加工而包括 腔或凹口，這可能需要通過鉚接增設加固部件。制造這種槽也產(chǎn)生了額 外的費用。專利申請EP 1 571 079 Al (法國空中客車)描述了一種在中央?yún)^(qū) 域具有凹槽的翼梁。該翼梁可以通過組裝由不同材料制成并通過接合拼 接板連接的兩個部件而制成。本發(fā)明所要解決的問題是提出一種用于制造包括若干個組裝部件的 雙功能或多功能結構元件的新方法，該方法不僅可避免削弱桁條，而且 相反允許生產(chǎn)機械強度比通過傳統(tǒng)方法獲得的機械強度大的桁條。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明涉及一種制造用于航空結構的結構元件的方法，該結構元件 通常為機翼翼梁，該結構元件包括基本在平面(L， H)中延伸的腹板， L為縱向，H為橫向，所述腹板具有長度L1和高度H1，該結構元件由于 垂直于所述平面(L， H)的力矩而將經(jīng)受彎曲應力；以及一個或多個相 鄰的桁條元件，這些桁條元件基本垂直于所述腹板并沿著橫向延伸，該 方法包括如下步驟(i)獲得至少第一和第二金屬坯料，所述第一金屬坯料的抗壓彈性極限大于所述第二金屬坯料的抗壓彈性極限；(ii) 對所述第一金屬坯料進行加工，從而獲得第一加工整體部件 S，該部件包括第一腹板部分51，該第一腹板部分的長度為Ll，高度H4比HI??；以及至少一個桁條元件3，該桁條元件與所述第一腹板部分 基本垂直并相鄰，該桁條元件的高度H'1與H1基本相等，并使得高度為 H，l-H4的桁條部分延伸超過所述第一腹板部分51;(iii) 通過使所述第二金屬坯料成形而制備至少一個第二部件T， 該第二部件包括至少第二腹板部分52，該第二腹板部分的長度為L1，高 度為H5，且沿著高度H的方向一直延伸到高度H5，使H4+H5的和基本等 于H1;(iv) 通過將所述腹板部分51和52在它們整個公共的長度Ll上端 對端放置而組裝所述第一整體部件S和所述第二部件T，使得所述桁條部 分與所述第二腹板部分相鄰。本發(fā)明還涉及一種可以通過上述方法獲得的一體結構元件。 本發(fā)明又涉及一種用于航空結構的一體結構元件，該結構元件通常 為機翼翼梁，該結構元件包括基本在平面(L， H)中延伸的腹板，L為 從所述機翼的翼根向其末端延伸的縱向，H為從所述機翼的下部向其上部 延伸的橫向，所述腹板具有長度L1和高度H1;以及一個或多個桁條元件 3，這些桁條元件與所述腹板相鄰并基本垂直，且沿著所述橫向延伸，所 述結構元件的特征在于-a) 所述結構元件包括至少第一整體部件S和第二部件T;b) 用于生產(chǎn)所述元件S的金屬坯料的抗壓彈性極限大于用于生產(chǎn)所 述元件T的金屬坯料的抗壓彈性極限；C)所述第一部件S包括基本平整的第一腹板部分51，其長度為Ll，高度H4比H1?。灰约爸辽僖粋€桁條元件3，其與所述第一腹板部分 基本垂直并相鄰，并且其高度H'1基本等于H1，且使得高度為H'1-H4的 桁條部分延伸超過所述第一腹板部分；d)所述第二部件T包括至少一個基本平整的第二腹板部分52，其 長度為L1，高度為H5，使得H4+H5的和基本等于H1;e)將所述第一整體部件S和所述第二部件T并排放置，使得所述腹 板部分51和52在它們整個公共的長度Ll上端對端，并且使延伸超過所 述第一腹板部分的所述桁條部分與所述第二腹板部分相鄰。


圖1示意性地表示機翼翼梁；圖2表示根據(jù)本發(fā)明的結構元件的一個實施例；圖3表示在抗壓彈性極限最高的部件中進行加工的、根據(jù)本發(fā)明的部件S;圖4表示根據(jù)本發(fā)明的待通過焊接與部件S組裝的部件T;圖5是圖2的結構元件的平面(H， L)的視圖； 圖6a、 6b、 6c、 7a和7b是分別在平面F-F、 E-E、 D-D、 B-B和A-A 上剖取的剖視圖；圖8和圖9是根據(jù)本發(fā)明的一翼梁的實施例的兩個面的視圖；圖io是根據(jù)本發(fā)明的結構元件的另一實施方式的實施例。
具體實施方式
a)定義鋁合金的術語符合對本領域技術人員來說已知的鋁協(xié)會規(guī)定。金相 狀態(tài)在歐洲標準EN 515中定義。標準鋁合金的化學成分例如在標準EN 573-3中定義。除非另有聲明，否則"靜態(tài)機械性能"，即斷裂強度Rm、 彈性極限Rp。,2和斷裂A處的延伸率通過根據(jù)標準EN 10002-1的拉伸試驗 確定，試驗樣品的獲取部位和方向在標準EN485-1 (軋制品)或EN755-1 (擠壓制品)中限定。通過根據(jù)標準ASTM E9的測試來測量抗壓彈性極 限。根據(jù)標準ASTM E561確定Kapp應力強度因子。根據(jù)標準ASTM E 399 測量韌性L。根據(jù)標準ASTM E 647測量疲勞裂紋傳播速率(所謂的da/dN 測試)。"損傷容限"具體是指韌性和裂紋傳播阻力。術語"加工"涵蓋用于去除材料的任何工藝，例如，車削、銑削、 鉆孔，鏜孔、攻絲、電腐蝕、磨削、拋光。這里，機械結構的"結構元件"或"結構式元件"是其疲勞會危及 該結構、該結構的用戶和使用者等的安全的機械部件。對于飛機來說，這些結構元件具體包括構成機身的元件(例如機身蒙皮)、桁條、艙壁、圓周框架、機翼(例如機翼蒙皮)、桁條或加強件、肋和翼梁及具體由水平和垂直穩(wěn)定器構成的尾翼，還包括地板橫梁、座 椅滑軌和門。術語"翼梁"在這里表示機翼和尾部單元元件的縱向元件，也就是 說翼展方向上的元件。"實心部件"或"實心元件"在這里是指不包括幵口或凹槽的部件 或元"f牛。術語"整體結構元件"或"整體部件"在這里是指通常利用由軋制、 擠壓、鍛造、或模制的半成品構成的單個坯料通過加工而無需與其他部 件進行諸如鉚接、焊接、粘接的組裝而獲得的結構元件或部件。在本說明書的上下文內(nèi)，"一體結構元件"是指其結構被設計成在最 大可能的部分上實現(xiàn)材料連續(xù)以減少機械組裝點數(shù)量的結構元件。"一體 結構元件"可以通過深度加工、或通過利用例如通過擠壓、鍛造或模制 而成形的元件、或通過焊接結構元件而制成。"機械組裝結構"是指其中 根據(jù)結構元件(例如，機身元件或機翼元件)的預期用途而薄或厚的金 屬板通常通過鉚接而固定至桁條和/或框架(它們可以通過對擠壓或軋制 產(chǎn)品進行加工而制成)上的結構。術語"雙功能或多功能結構元件"在這里主要是指由產(chǎn)品的金相性 質賦予而不是由其幾何形狀賦予的功能。b)本發(fā)明的詳細描述根據(jù)本發(fā)明，通過制造用于航空結構的結構元件(通常為機翼翼梁)的方法解決所述問題，該結構元件包括基本在平面(L， H)中延伸的腹板，L為縱向，而H為橫向，所述腹板具有長度L1和高度H1，該結構 元件由于垂直于所述平面(L， H)的力矩而經(jīng)受彎曲應力；以及一個或 多個相鄰的桁條元件，這些桁條元件基本垂直于所述腹板并沿著橫向延伸，該方法包括如下步驟(i) 獲得至少第一和第二金屬坯料，所述第一金屬坯料的抗壓彈性極限大于所述第二金屬坯料的抗壓彈性極限；(ii) 對所述第一金屬坯料進行加工，從而獲得第一加工整體部件S，該部件包括第一腹板部分51，該第一腹板部分的長度為Ll，高度 H4小于H1;以及至少一個桁條元件3，該桁條元件與所述第一腹板部分 基本垂直并相鄰，該桁條元件的高度H'l與Hl基本相等，使得高度為 H'l-H4的桁條部分延伸超過所述第一腹板部分51;(iii) 通過使所述第二金屬坯料成形而制備至少一個第二部件T， 該第二部件包括至少第二腹板部分52，該第二腹板部分的長度為L1，高 度為H5，并沿著高度H的方向一直延伸到高度H5，使H4+H5的和基本等 于H1;(iv) 通過將所述腹板部分51和52在它們整個公共的長度Ll上端 對端放置而組裝所述第一整體部件S和所述第二部件T，使得所述桁條部 分與所述第二腹板部分相鄰。金屬坯料有利地由鋁合金構成，并且優(yōu)選源自由結構硬化鋁合金獲 得的多個厚金屬片(即，厚度大于或等于12mm的金屬片)。在本發(fā)明的 一個有利實施方式中，第一金屬坯料從7XXX系列鋁合金獲得，更優(yōu)選從 包含在由7040、 7140、 7055、 7085、 7149、 7249、 7349和7449組成的 組中的鋁合金獲得。在本發(fā)明的另一個有利實施方式中，第一金屬坯料 從含有鋰的鋁合金獲得，更優(yōu)選從包含在由2050、 2094、 2098、 2195、 2196和2199組成的組中的鋁合金獲得。在本發(fā)明的另一有利實施方式中， 至少一個整體部件T從2XXX系列鋁合金獲得，更優(yōu)選從包含在由2022、 2024、 2024A、 2027、 2056、 2139組成的組中的鋁合金或包含在由2050、 2094、 2098、 2195、 2196和2199組成的組中的含有鋰的鋁合金獲得。可以在步驟(iii)中使用的成形工藝包括軋制、擠壓、模壓、鍛造 和加工。優(yōu)選的是，通過加工執(zhí)行步驟(iii)。步驟(iv)中進行的組裝可以通過任何合適的方法，特別是螺栓連 接、鉚接、粘接和焊接來進行。焊接方法能夠獲得一體結構元件，這對 于本發(fā)明來說是有利的，焊接方法包括通過填充金屬氧炔焊、不熔化極電弧焊(TIG)、熔化絲極電弧焊或半自動焊(MIG-MAG)、激光焊、等離 子焊、電子束焊、摩擦攪拌焊(FSM)。在本發(fā)明的一個有利實施方式中， 所使用的組裝技術為摩擦攪拌焊。在通過焊接組裝的情況下，可以在對部件S和/或部件T進行加工之 前和/或之后以及/或者進行組裝之前和/或之后進行熱處理，以獲得最適 合于這些部件和焊接區(qū)域的最終金相狀態(tài)?？梢岳缤ㄟ^噴丸硬化對焊 縫進行機械處理?？梢匀芜x地執(zhí)行最終步驟，在該步驟中，對從步驟(iv)獲得的結 構元件進行加工，以獲得最終的一體結構元件。該步驟能夠校正由于焊 接操作而產(chǎn)生的任何缺陷，并且能夠實現(xiàn)該一體結構元件用于安裝在飛 機的結構中的精確尺寸。圖1表示呈C形的翼梁部分的立體圖的實施例。沿著從機翼的翼根 向其末端延伸的縱向L測量該翼梁的長度Ll,沿著從機翼的下部向其上 部延伸的橫向H測量該翼梁的高度Hl，并且沿著從機翼的前緣向其后緣 延伸的方向E測量該翼梁的厚度E1。該翼梁部分包括下翼緣l、上翼緣2 和腹板5。上翼緣和下翼緣通常是平整的，在通常平行于平面(E， L)的 平面中沿著方向E —直延伸到厚度El ，并沿著方向L 一直延伸到長度Ll。 腹板5通常為平整的，基本在平面(L， H)中沿著方向H —直延伸到高 度H1，并沿著方向L一直延伸到長度L1。以規(guī)則間隔隔開的桁條3對腹 板5進行加強。桁條3是基本垂直于腹板5的元件，沿著橫向H —直延 伸到接近H'1 (接近H1)的高度，并沿著方向E—直延伸到一般小于或等 于El的厚度E2。高度Hl和H'l主要根據(jù)翼緣的厚度而有所差別。各個 桁條的形狀可以在一些部件內(nèi)改變。 一些桁條可能用于固定到肋上，從 而可以具有適合于該用途的形狀。對于通過加工制成的結構元件來說，桁條3和腹板5之間的材料是 連續(xù)的。可以任選地在距下翼緣的距離H2處增設止裂器4，該距離H2 —般 比該止裂器和上翼緣之間的距離H3短。該任選的止裂器4的用途是防止 已經(jīng)在最容易受到拉應力的下部中出現(xiàn)的裂紋傳播到上部。對于通過加工制成的結構元件來說，止裂器4和腹板5之間的材料是連續(xù)的。圖2表示根據(jù)本發(fā)明包括兩個桁條的翼梁部分30的立體圖。該部分 并不是限制性的，而是可以加長以包括制造整個翼梁所必需的數(shù)量為n 的桁條。在該實施例中，根據(jù)本發(fā)明的翼梁包括兩個部件，即己經(jīng)組裝 好的第一整體部件S和第二部件T。腹板5由兩個腹板部分51和52構成， 這兩個腹板部分分別源自部件S和T，并在它們的整個公共長度Ll上端 對端地定位，從而一同形成腹板5。優(yōu)選的是，根據(jù)本發(fā)明的這部分腹板 是實心的。分別通過圖3和圖4描述部件S和T。根據(jù)本發(fā)明，部件S由 抗壓彈性極限比用于制造部件T的坯料的抗壓彈性極限大的坯料制成。 有利的是，部件T可以由Kapp應力強度因子比用于制造部件S的坯料的 Kapp應力強度因子高的坯料制成。在本發(fā)明的一個有利實施方式中，部 件S由合金o構成，而部件T由合金t構成，合金o有利于獲得高的靜 態(tài)機械性能，而合金t有利于獲得高的損傷容限。桁條3形成了整體部 件S的一體部分，從而獲得了最有利于進行組裝的機械性能。這樣圖3 示出了與腹板部分51基本垂直并相鄰的桁條3沿著方向H延伸超過該腹 板部分51。通常，桁條元件3沿著高度H的方向一直延伸到與H1接近的 高度H'1。腹板部分51從上翼緣2沿著方向H—直延伸到高度H4，從而 高度為H，1-H4的桁條部分延伸超過腹板部分51。優(yōu)選的是，距離H4大 于Hl/2，以獲得主要由具有最高壓縮強度的元件構成的腹板。在本發(fā)明 的一個有利實施方式中，桁條3完全由合金o構成。在桁條3的末端， 沿著方向E —直延伸到與El接近的高度的加長件31可以任選地有利于 固定至部件T。特別有利的是，桁條具有高抗壓彈性極限，這是因為施加 在桁條上的應力主要是與趨于使上表面和下表面朝向彼此移動的力以及 斜應力有關的壓應力。在其中根據(jù)本發(fā)明的結構元件包括止裂器4的任選情況下，止裂器 4優(yōu)選在部件S中加工出來。圖4表示部件T，其腹板部分52的長度為L1，高度為H5，使H4+H5 的和基本等于Hl。在部件T和部件S之間存在三個不同的接觸區(qū)域部件S的腹板部分51和部件T的腹板部分52沿著方向L端對端地接觸的區(qū)域21;延伸 超過腹板部分51的桁條部分3沿著方向H與部件T的腹板部分52接觸 的區(qū)域22;以及部件S的桁條的末端沿著方向E與部件T的下翼緣1接 觸的區(qū)域23。在區(qū)域21、 22和23已經(jīng)形成了優(yōu)選通過摩擦攪拌焊獲得 的焊縫。區(qū)域21的焊縫對應于沿著方向L的對接焊縫以及位于與各桁條 接合處的T形焊縫，區(qū)域22和23的焊縫分別對應于沿著方向H和E的T 形焊縫。圖5是圖2的翼梁部分30的平面(H， L)的視圖。在圖5中表示出 了圖6和圖7中詳細所示的截面的位置。圖6a是在平面(E， L)上位于根據(jù)本發(fā)明實施例的翼梁的位置F-F 處的剖面圖。該圖是沿著示出了輪廓的下翼緣1的方向的視圖。在該平 面上，桁條3源自部件S，而腹板部分52源自部件T。在區(qū)域22中沿著 方向H產(chǎn)生的焊縫有助于部件S和T的組裝。圖6b是在平面(E， L)上 位于根據(jù)本發(fā)明實施例的翼梁的位置E-E處的剖面圖。該圖是沿著示出 了輪廓的下翼緣l的方向的視圖。在該位置，腹板部分51和桁條3均源 自部件S。圖6c在平面(E， L)中位于根據(jù)本發(fā)明實施例的翼梁的止裂 器4的位置D-D的剖面圖。該圖是沿著示出了輪廓的下翼緣1的方向的 視圖。止裂器4和桁條3均源自部件S。圖7a是在平面(E， H)中位于 根據(jù)本發(fā)明實施例的翼梁的位置A-A處的剖面圖。該圖是沿著示出了輪 廓的桁條3的方向的視圖。部件S在區(qū)域21中與部件T端對端地接觸。 圖7b是在平面(E， H)中位于根據(jù)本發(fā)明實施例的翼梁的桁條3的位置 B-B處的剖面圖。該剖面圖示出了桁條3源自部件S，并且沿著方向L、 H 和E在三個不同的區(qū)域21、 22和23焊接至部件T。在摩擦攪拌焊的情況下，由于焊縫21而獲得了本發(fā)明的附加技術優(yōu) 點。因為通過摩擦攪拌焊獲得的焊縫按照止裂器4的方式用作止裂器。 例如，R.John (R.John, K. V. Jata, K. Sadananda， International Journal of Fatigue 25(2003)939-948)描述了摩擦攪拌焊的這種效果。 因此，焊縫21防止在部件T中形成的裂紋傳播到部件S中。通過摩擦攪 拌焊獲得的焊縫21可以省卻使用止裂器。裂紋通常在下翼緣中出現(xiàn)并在腹板中傳播。通過摩擦攪拌獲得的焊縫21所位于的位置距下翼緣足夠遠 以使應力不是太大，但是又足夠近以迅速地阻止裂紋；有利的是，所選擇的位置接近機翼的中性線。優(yōu)選的是，距離H4位于(2/3) *H1和(5/6) *H1之間。圖8和圖9在兩個表面上示出了根據(jù)本發(fā)明的包括八個桁條3的部 件的實施例。在圖9中示出了每個桁條的焊縫22。在本發(fā)明一有利實施方式中，結構元件只包括兩個整體部件，即通 過焊接組裝的部件S和部件T。在本發(fā)明的另一實施方式中，部件T由兩個部件Ta和Tb形成，這 兩個部件有利地通過焊接組裝。該實施方式比較經(jīng)濟，因為該實施方式 使得能夠使用最少量的未加工形式的材料(例如由合金t構成)生產(chǎn)部 件T。圖IO表示根據(jù)該方法生產(chǎn)的部件的實施例。部件Ta包括腹板部分 52，部件Ta和Tb—同形成下翼緣l。形成與焊縫21平行并與焊縫22和 23垂直的沿著縱向L的附加焊縫24以組裝部件Ta和Tb。在一有利實施 方式中，在部件Tb與部件Ta和部件S組裝之前將部件Ta與部件S組裝， 因此以21、 22、 24和23的順序形成焊縫。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例，按照對本領域技術人員來說已知的方法 鑄造由合金o構成的板。優(yōu)選的是，合金o是能夠獲得增強靜態(tài)機械性能(R。2， R》的結構硬化合金。在本發(fā)明的一個有利實施方式中，該合金 o是7XXX系列的鋁合金，更優(yōu)選的是包括在由7040、 7055、 7140、 7085、 7149、 7249、 7349、 7449組成的組中的鋁合金。在本發(fā)明的另一有利實 施方式中，該合金o是含有鋰的鋁合金，更優(yōu)選的是包括在由2094、2195、 2196和2199組成的組中的鋁合金。根據(jù)對本領域技術人員來說已知的條 件對所獲得的板進行均質化、再加熱、熱軋制、放置在溶液中、淬火以 及任選地經(jīng)受拉應力，以獲得具有期望尺寸的厚片材。然后將所獲得的 該厚片材進行加工以獲得部件S。另外，根據(jù)對本領域技術人員來說已知 的方法鑄造鋁合金t板。優(yōu)選的是，該鋁合金t是損傷容限性能(諸如 韌性或疲勞裂紋傳播阻力)提高的鋁合金。在本發(fā)明的一個有利實施方 式中，該鋁合金t是2XXX系列鋁合金，更優(yōu)選的是包括在由2024、 2024A、的鋁合金。對該鋁合金t板進行均質化、高溫轉 換和任選的低溫轉換，以獲得具有期望尺寸的厚片材。然后対合金t的 該厚片材進行加工以獲得部件T。在根據(jù)本發(fā)明的另一實施例中，部件T 通過用合金t的坯段擠壓而獲得。然后使部件S和T相對于彼此定位，使得腹板部分51和52 —同形 成腹板5并通過適當裝置而保持在適當位置。然后通過摩擦攪拌焊形成 焊縫21，其是沿著方向L在部件S和T的腹板部分51和52之間的對接 焊縫；焊縫22，其是桁條3和部件T的腹板部分51之間的T形焊縫；以 及焊縫23，其是桁條3與部件T的翼緣1之間的T形焊縫。通常，只有一 種焊縫21的長度是最終部件的長度，而每個桁條具有一種焊縫22和一 種焊縫23。在本發(fā)明的一個有利實施方式中，利用摩擦攪拌焊形成這些 焊縫。形成焊縫21、 22和23的順序并不重要，但是發(fā)明人已經(jīng)注意到 以21、 22和23的順序形成焊縫是有利的。組裝之后，對組裝的部件30進行最終加工，以獲得期望的確切尺寸。 優(yōu)選的是，通過根據(jù)本發(fā)明的方法獲得的結構元件是機翼翼梁。 在另一有利實施方式中，根據(jù)本發(fā)明的方法獲得的結構元件是機身 構件。
權利要求
1、一種制造用于航空結構的結構元件的方法，該結構元件通常為機翼翼梁，該結構元件包括基本在平面(L，H)中延伸的腹板，L為縱向，H為橫向，所述腹板具有長度L1和高度H1，該結構元件由于垂直于所述平面(L，H)的力矩而將經(jīng)受彎曲應力；以及一個或多個相鄰的桁條元件，這些桁條元件基本垂直于所述腹板并沿著橫向延伸，所述方法包括如下步驟(i)獲得至少第一和第二金屬坯料，所述第一金屬坯料的抗壓彈性極限大于所述第二金屬坯料的抗壓彈性極限；(ii)對所述第一金屬坯料進行加工，從而獲得第一加工整體部件(S)，該部件包括第一腹板部分(51)，該第一腹板部分的長度為L1，高度H4小于H1；以及至少一個桁條元件(3)，該桁條元件與所述第一腹板部分基本垂直并相鄰，該桁條元件的高度H’1與H1基本相等，并使得高度為H’1-H4的桁條部分延伸超過所述第一腹板部分(51)；(iii)通過使所述第二金屬坯料成形而制備至少一個第二部件(T)，該第二部件包括至少第二腹板部分(52)，該第二腹板部分的長度為L1，高度為H5，且沿著高度H的方向一直延伸到高度H5，使H4+H5的和基本等于H1；(iv)通過將所述腹板部分(51)和(52)在它們的整個公共長度L1上端對端放置而組裝所述第一整體部件(S)和所述第二部件(T)，使得所述桁條部分與所述第二腹板部分相鄰。
2、 根據(jù)權利要求1所述的制造方法，其中，在步驟(iv)中使用的 組裝方法是焊接。
3、 根據(jù)權利要求2所述的制造方法，其中，所使用的焊接方法是摩 擦攪拌焊。
4、 根據(jù)權利要求1至3中任一項所述的制造方法，其中，生產(chǎn)所述 部件(S)和(T)所用的合金是不相同的。
5、 根據(jù)權利要求1至4中任一項所述的制造方法，其中，所述金屬坯料包括鋁合金。
6、 根據(jù)權利要求1至5中任一項所述的制造方法，其中，從7XXX 系列的鋁合金獲得所述第一金屬坯料。
7、 根據(jù)權利要求6所述的制造方法，其中，從包含在由7040、 7140、 7055、 7085、 7149、 7249、 7349、 7449組成的組中的鋁合金獲得所述第 一金屬坯料。
8、 根據(jù)權利要求1至5中任一項所述的制造方法，其中，從包含在 由2050、 2094、 2098、 2195、 2196和2199組成的組中的鋁合金獲得所述第一金屬坯料。
9、 根據(jù)權利要求1至8中任一項所述的制造方法，其中，至少一個 整體部件(T)是從2XXX系列的鋁合金獲得的。
10、 根據(jù)權利要求9所述的制造方法，其中，至少一個整體部件(T) 是從包含在由2022、 2024、 2024A、 2027、 2056、 2139組成的組中的鋁 合金獲得 的。
11、 根據(jù)權利要求9所述的制造方法，其中，至少一個整體部件(T) 是從包含在由2050、 2094、 2098、 2195、 2196和2199組成的組中的鋁 合金獲得的。
12、 根據(jù)權利要求1至11中任一項所述的制造方法，其中，全部桁 條元件(3)都在抗壓彈性極限最高的金屬坯料中制成。
13、 根據(jù)權利要求1至12中任一項所述的制造方法，其中，所述結 構元件通過焊接兩個整體部件(S)和(T)而獲得。
14、 根據(jù)權利要求1至13中任一項所述的制造方法，其中，所述結 構元件是機翼翼梁。
15、 根據(jù)權利要求1至13中任一項所述的制造方法，其中，所述結構元件是機身部件。
16、 根據(jù)權利要求1至15中任一項所述的制造方法，其中，在加工 部件(S)和/或部件(T)之前和/或之后以及/或者組裝部件(S)和/或 部件(T)之后進行熱處理。
17、 根據(jù)權利要求1至16中任一項所述的方法，該方法包括最終步驟，在該步驟中，對從步驟(iv)獲得的一體結構元件進行加工，以獲 得最終的一體結構元件。
18、 可通過根據(jù)權利要求1至17中任一項所述的方法獲得的一體結 構元件。
19、 一種用于航空結構的一體結構元件，該結構元件通常為機翼翼 梁，該結構元件包括基本在平面(L， H)中延伸的腹板，L為從所述機 翼的翼根向機翼的末端延伸的縱向，H為從所述機翼的下部向機翼的上部 延伸的橫向，所述腹板具有長度L1和高度H1;以及一個或多個桁條元件(3)，這些桁條元件與所述腹板相鄰并基本垂直，并沿著所述橫向延伸，所述結構元件的特征在于a) 所述結構元件包括至少第一整體部件(S)和第二部件(T);b) 用于生產(chǎn)所述元件(s)的金屬坯料的抗壓彈性極限大于用于生 產(chǎn)所述元件(T)的金屬坯料的抗壓彈性極限；C)所述第一部件(S)包括基本平整的第一腹板部分(51)，其長度為L1，高度H4小于H1;以及至少一個桁條元件(3)，其與所述第一腹 板部分基本垂直并相鄰，該桁條元件的高度H，l基本等于H1，且使得高 度為H，l-H4的桁條部分延伸超過所述第一腹板部分；d) 所述第二部件(T)包括至少一個基本平整的第二腹板部分(52)， 其長度為L1，高度為H5，使得H4+H5的和基本等于H1;e) 將所述第一整體部件(S)和所述第二部件(T)并排放置，使得 所述腹板部分(51)和(52)在它們的整個公共長度L1上端對端，并且 使延伸超過所述第一腹板部分的所述桁條部分與所述第二腹板部分相 鄰。
20、 根據(jù)權利要求19所述的一體結構元件，其中，所述整體元件(S) 和(T)通過焊接組裝，優(yōu)選通過摩擦攪拌焊組裝。
21、 根據(jù)權利要求19或20所述的一體結構元件，其中，該結構元 件包括下翼緣(1)和上翼緣(2)，所述上翼緣和下翼緣通常是平整的， 并且在通常平行于平面(E， L)的平面中沿著方向E—直延伸到厚度E1， 沿著方向L一直延伸到長度L1。
22、 根據(jù)權利要求21所述的結構元件，其中，所述至少一個桁條(3) 在其末端包括加長部(31)，該加長部沿著方向E —直延伸到基本與El 相等的厚度。
23、 根據(jù)權利要求22所述的結構元件，其中，所述整體元件(S) 和(T)通過至少三種焊縫而組裝，這三種焊縫為至少一個對接焊縫(21)， 該焊縫與方向L平行并使得能夠組裝所述腹板部件(51)和(52);至少 一個T形焊縫(22)，該焊縫與方向H平行并使得能夠組裝所述元件(3) 和(52);以及至少一個T形焊縫(23)，該焊縫使得能夠組裝所述元件(1)和(31)。
24、 根據(jù)權利要求21至23中任一項所述的結構元件，其中， 一部 件(Ta)包括所述腹板部分(52)，并與一部件(Tb)相配合而形成所述 下翼緣(1)。
25、 根據(jù)權利要求19至24中任一項所述的結構元件，其中，所述 整體部件(S)包括位于平面(E， L)中的止裂器(4)。
26、 根據(jù)權利要求19至25中任一項所述的結構元件用于飛機制造 的用途。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于航空結構的結構元件的制造方法，該結構元件通常為機翼翼梁，該結構元件包括腹板和一個或多個相鄰的桁條元件，該方法包括如下步驟(i)獲得至少第一和第二金屬坯料，第一金屬坯料的抗壓彈性極限大于第二金屬坯料的抗壓彈性極限；(ii)第一金屬坯料包括第一腹板部分和至少一個桁條元件，第二金屬坯料包括第二腹板部分，將所述第一腹板部分和第二腹板部分在它們的整個公共長度上端對端放置。本發(fā)明可以制造包括若干個組裝部件但桁條的機械強度比通過傳統(tǒng)方法獲得的桁條的機械強度大的雙功能或多功能結構元件。
文檔編號B23K101/28GK101331002SQ200680047127
公開日2008年12月24日 申請日期2006年12月15日 優(yōu)先權日2005年12月16日
發(fā)明者亨利·杰拉德, 吉恩-克里斯多佛·埃爾斯特姆, 弗朗索瓦·勒邁特雷, 舒爾德·范德費恩 申請人:空中客車英國有限公司