(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１枚の航空機用パネル（２４）上への補強材（２２）のフランジ（２６）の直線状透過摩擦撹拌溶接（ＦＳＷ）のための方法であって、
夫々が回転ピン（６６ａ、６６ｂ）と、その回転ピンの基部で延びる肩部（７４ａ、７４ｂ）とを備えた複数の溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）により、前記パネルに当てられた前記補強材の前記フランジ（２６）に沿って溶接ビード（９０）を形成することを含み、前記補強材（２２）の前記フランジ（２６）の溶接方向（５６）に直交する幅は各回転ピン（６６ａ、６６ｂ）の最大径よりも大きいような前記方法において、
前記溶接ビード（９０）が形成されるとき、前記溶接ビード（９０）はその断面において前記フランジ（２６）の第１の側縁部（３２ａ）から第２の側縁部（３２ｂ）へと連続的に延びることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記補強材（２２）の前記フランジ（２６）の前記溶接方向（５６）に直交する幅は各回転ピン（６６ａ、６６ｂ）の前記最大径の２倍よりも大きいことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記複数の溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）を備えた溶接システム（４６）が使用され、前記溶接システムは、支持面（８０）を有する対抗支持ユニット（５０）を更に備え、前記方法は、
一方で、前記溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）の各回転ピン（６６ａ、６６ｂ）を前記パネル（２４）と前記補強材フランジ（２６）とに挿入し、次いで前記溶接ヘッドを前記補強材フランジに沿って前記溶接方向（５６）に移動させるステップであって、前記移動は前記回転ピン（６６ａ、６６ｂ）の摩擦で生じた熱によって発生した前記パネル（２４）を形成する材料と前記補強材フランジ（２６）を形成する材料との局部軟化によって可能となる、ステップと、
他方で、前記回転ピン（６６ａ、６６ｂ）によって加えられた圧力に対抗するように、前記対抗支持ユニット（５０）の前記支持面（８０）を前記補強材（２２）のフランジ（２６）に押圧するステップと、を含むことを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）の前記各回転ピン（６６ａ、６６ｂ）は、前記溶接方向（５６）と各回転ピン夫々の回転軸（６８ａ、６８ｂ）とに直交する横断方向に互いにオフセットされていることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）の前記回転ピン（６６ａ、６６ｂ）の全てによって形成されるフットプリントは、実質上その断面が補強材フランジ（２６）の第１の側縁部（３２ａ）から第２の側縁部（３２ｂ）へと延びることを特徴とする請求項３又は４に記載の方法。
【請求項６】
前記複数の溶接ヘッドは三角形の形に配置された３つの溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）を含むことを特徴とする請求項３〜５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
前記３つの溶接ヘッドは、前記溶接方向（５６）に直交する所定の平面（Ｐ）に関して中心をおいた２つの側方溶接ヘッド（５４ａ）と、前記側方溶接ヘッド（５４ａ）の夫々に関して前記溶接方向（５６）にオフセットされた中央溶接ヘッドとを含むことを特徴とする請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記溶接ヘッドの内の第１の溶接ヘッド（５４ｂ）は補強材（２２）のウエブ（３０）に面して位置決めされる一方、他の２つの溶接ヘッド（５４ａ）は補強材（２２）の前記ウエブ（３０）に対しオフセットされ、前記第１の溶接ヘッド（５４ｂ）の回転ピン（６６ｂ）の補強材（２２）の前記フランジ（２６）への侵入深さはその他の２つの溶接ヘッド（５４ａ）の各回転ピン（６６ａ）の補強材（２２）の前記フランジ（２６）への侵入深さよりも小さいことを特徴とする請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記第１の溶接ヘッドは前記中央溶接ヘッド（５４ｂ）であることを特徴とする請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記溶接ヘッドは、前記中央溶接ヘッド（５４ｂ）が前記側方溶接ヘッド（５４ａ）の後方に位置するような方向に移動することを特徴とする請求項７〜９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
前記支持面（８０）は、前記対抗支持ユニットによって支持されかつ補強材（２２）の前記フランジ（２６）に対して転動する２個のローラによって合同して形成されることを特徴とする請求項４〜１０のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１２】
請求項１〜１１のいずれか一項に記載の溶接方法を実施する溶接システム（４６）において、三角形の形に配置された３つの溶接ヘッド（５４ａ、５４ｂ）を備え、その夫々は回転ピン（６６ａ、６６ｂ）と、前記回転ピンの基部で延びる肩部（７４ａ、７４ｂ）とを備えることを特徴とする溶接システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機パネル、特にエアロプレインのパネルに対する補強材の固定に関する。
【０００２】
本発明に関係するパネルとしては、胴体パネル、翼面パネル、尾翼パネル、さらに貯蔵タンクや着陸装置コンパートメントの一部を形成するパネル、或いはその他のタイプのパネルであっても良い。
【０００３】
これらのパネルに固定される補強材は、特に胴体周りのフレーム、胴体縦通材や補強材、翼面又は尾翼スパー又はリブ、床の横材や床レール等であっても良い。
【背景技術】
【０００４】
航空機のパネルへの補強材の固定は通常、リベットを打つことで達成される。
【０００５】
補強材を対応パネルに固定するための作業時間及びコストを低減するために、特に、所謂“摩擦撹拌溶接技術”を含んだ他の技術が想定される。
【０００６】
一般に、従来のリベット式結合部で達成されるのと少なくとも同等な効率をもって組み立て部品間に力を通す、迅速かつ耐久性のある機械的結合部を作るにあたり、摩擦撹拌溶接（ＦＳＷ）と呼ばれる技術は既知のものである。
【０００７】
図１に概略的に示すこの技術は少なくとも１つの溶接ヘッド１０を備えた溶接装置を使用するものであり、溶接ヘッドは、回転ピン１２と、回転ピン１２の基部に延びかつ通常、この回転ピン１２の平均径の２〜２．５倍に等しい直径を持つ肩部１４とを備えている。
【０００８】
２つの部品１６ａ、１６ｂの摩擦撹拌溶接は、肩部１４が部品１６ａ、１６ｂ夫々の面に接触するまで２つの部品間の接合界面１８において２部品内へと回転ピン１２を導入することを含んでいる。この部品１６ａ、１６ｂの形成材料への回転ピン１２の導入は、２部品１６ａ、１６ｂに対する回転ピン１２の摩擦で生じた熱によりこの材料を局部軟化することで可能となる。この際、部品１６ａ、１６ｂの材料が回転ピン１２の周囲で練り生地のような状態になることでこの回転ピンは接合界面１８に沿って移動可能となる。回転ピン１２の回転や適切な場合の肩部１４の回転も又、練り生地状態の材料を混合させる。
【０００９】
このため、回転ピン１２によって発生した押し出しと肩部１４によって生じた鍛造効果は、次第に溶接ビードの形成をもたらす。この溶接ビードは、回復−再結晶化現象の結果として形成され、冷却後において２部品１６ａ、１６ｂの良好な結束性を保証する、２材料に共通な新しい冶金学的構造の形となって現れる。
【００１０】
図２に概略的に示すように、回転ピン１２によって加えられた圧力に対抗するため、カウンターフォーム２０を使うことで対抗圧力が溶接ヘッド１０とは反対側の各部品１６ａ、１６ｂの面に加えられる。そのようなカウンターフォームは時々、摩擦によって生じた熱の一部を除去する冷却装置を組み込んでいる。これにより、一般に溶接後部品の機械的特性が向上する。そのような冷却装置は、例えばカウンターフォーム２０に組み込まれてその内部を熱伝導流体が流れるような流路２１の形をとる。
【００１１】
その摩擦撹拌溶接技術により、図１及び図２に示すように、回転ピン１２の軸が組み立てられるべき部品間の接合界面に局所的に平行になる、所謂“突き合わせ”溶接が可能となる。
【００１２】
この摩擦撹拌溶接技術は又、回転ピン１２の軸が組み立てられるべき部品間の接合界面に局所的に直交する、所謂“透過”溶接を可能にする。この場合、組み立てられるべき部品の一方は、溶接ビードと組み立てられるべき他方の部品との間に置かれる。
【００１３】
特に、摩擦撹拌溶接技術には、組み立てられるべき部品の構成材料の融点以下で溶接が実行できるという利点があり、通常は他の溶接技術と共に生じる再凝固関連問題を特に回避する。
【００１４】
更に、その技術は如何なる充填材を必要とせず、汚染した噴煙が出ないという利点がある。
【００１５】
更に組み立てられるべき部品の接合界面に沿って移動する溶接装置の速度は、この溶接技術によって部品が迅速かつ安価に組み付けられるように１分当たり２メートルに達するものでも良い。
【００１６】
加えて、この溶接技術は高いレベルの自動化の可能性を提供する。
【００１７】
しかしながら、補強材と航空機パネルとからなるアセンブリに対してこの溶接技術を適用することには問題がある。
【００１８】
実際、補強材と航空機パネルとからなる従来のアセンブリにおいては、特にこれら要素間を封止してこれら要素の腐食のリスクを限定するため、更に補強材と航空機パネルとの間に振動によって生じる摩耗現象を最小限に抑えるため、補強材とパネルとの間には通常、マスティック樹脂層が置かれる。
【００１９】
摩擦撹拌溶接技術の場合、振動の問題はアセンブリのリベット打ち法が直面するものよりも著しくないかもしれないが、組み立てられた部品間のシール性についての問題が存続する。
【００２０】
このシール問題を図３、３ａ及び図３ｂに示す。
【００２１】
図３は、組み付け部品間にマスティック樹脂を用いない既知タイプの透過摩擦撹拌溶接方法によって航空機の胴体パネル２４に固定された周状フレーム２２の部分的縦断面図である。
【００２２】
図３ａは、周状フレーム２２のウエブ３０に比較的近く２つの溶接ビード２８を用いて溶接した場合の、周状フレーム２２のフランジ２６と胴体パネル２４の結合部の拡大したものである。
【００２３】
図３ｂは図３ａに類似し、周状フレーム２２のウエブ３０からは比較的遠く、周状フレーム２２のフランジ２６の対向する縁部３２ａ、３２ｂに対しては比較的近い２つの溶接ビード２８を用いて溶接した場合を示している。
【００２４】
両方の場合において、その組み付け方法はマイクロキャビティ３４の発生を回避していない。尚、これらの図においては見やすさのためマイクロキャビティの寸法は誇張してある。広く“腐食トラップ”と呼ばれるこのマイクロキャビティは湿気を部品間結合部内に貫入させ、以てこれら部品の腐食を加速させる。
【００２５】
摩擦撹拌溶接の場合、補強材と航空機パネルとの間にマスティック樹脂層を介在させることは、溶接時においてマスティック樹脂が補強材及びパネルを構成する材料と混ざってしまい溶接されたアセンブリの構造上の品質を劣化させるという理由で好ましいものではない。
【００２６】
当然のことながら、この問題は溶接されるべきフランジの幅がこのフランジにおける回転ピンのフットプリント幅、即ち回転ピン径より大きい場合であって、特にフランジ幅が回転ピン径の２倍以上である場合に生じる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２７】
本発明の１つの目的は、明らかにこの問題をシンプルで経済的かつ効果的に解決することにある。
【００２８】
本発明は、特に、アセンブリの品質、速度及び低コストという点で摩擦撹拌溶接の利点を有する一方で、組み立てられた部品が腐食するリスクを最小限に抑えつつこれらの部品に最適な構造的特性を持たせるような、航空機パネルへの補強材溶接方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００２９】
この目的を達成するために、本発明は少なくとも１つの航空機パネルに補強材のフランジを溶接する直線状透過摩擦撹拌溶接（ＦＳＷ）方法を提供するものであり、ここでは少なくとも１個の回転ピンを使用して前記補強材フランジに沿って溶接ビードが作られ、前記補強材の前記フランジの幅は前記回転ピンの最大径よりも大きくなっている。
【００３０】
本発明によれば、前記溶接ビードの断面は前記補強材の第１の側縁部から第２の側縁部へと延びる。
【００３１】
“最大径”という用語は、このピンの幅が最も大きくなる位置でのピン断面の外径を意味するものとして理解されるべきである。そのピンは事実上、その横断面の径が変化するような形、例えば先細りの円筒形や円錐形を有するかもしれない。
【００３２】
本発明による方法は、実際には、補強材フランジの幅が回転ピンの最大径よりも大きい場合、特に補強材フランジの幅が回転ピンの最大径の２倍よりも大きい場合に有効である。
【００３３】
本発明による溶接方法は補強材フランジとパネルとの間のマイクロキャビティの発生を回避し、以てこれら部品の腐食のリスクを低減する。
【００３４】
従ってこの方法は又、補強材フランジとパネルとの間にマスティック樹脂層を配置する必要性を無くし、摩擦撹拌溶接技術のからみでマスティック樹脂層を使用することにつきものの材料汚染の問題を回避する。
【００３５】
これは補強材フランジがパネルに直接押圧されるのが好ましいことを意味している。
【００３６】
本発明による方法の結果として得られるアセンブリの結束性はこのようにして最適化されるかもしれない。
【００３７】
従って本発明は、一般に、補強材と航空機用パネルを組み立てるために摩擦撹拌溶接技術を使用するにあたって最適化された方法を提供するものである。
【００３８】
即ち本発明は、特に速度と自動化の可能性という観点で摩擦撹拌溶接技術に固有の利点を提供する。
【００３９】
本発明による方法に関係する補強材は通常、補強材フランジに接続されたウエブを備えており、例えば航空機のノーズコーンやテールコーンに組み込まれるのを目的とした補強材の場合、ウエブはこのフランジに対し直交して延びるか、或いはフランジに対して傾斜した状態で延びる。
【００４０】
大まかに言えば、本発明による方法は、前記パネルの第１の面上に補強材フランジを当てること、及び第１の面とは反対側の前記パネルの第２の面上に少なくとも１つの溶接ヘッドを当てることに加え、この溶接ヘッドを補強材フランジに沿って移動させることで摩擦による熱を発生させ、パネルを形成する材料と補強材フランジを形成する材料とをこのフランジの第１の側縁部から第２の側縁部にかけて局部的に軟化させることを含む。
【００４１】
当然ながら、本方法は補強材フランジ上に対抗支持手段を当てることで上述した溶接ヘッドによって加えられた圧力に対抗することを含む。そのような対抗支持手段の例については以下に詳しく述べる。
【００４２】
本発明による溶接方法は透過溶接を含むため、溶接ビードはパネルの前記第２の面から始まってその厚さ方向に延びる。更に、溶接方法の終了時においては補強材フランジの構造的均質性を高めるため、その溶接ビードは補強材フランジの厚さの大部分にまで及ぶことが好ましい。
【００４３】
補強材フランジは２枚の隣接したパネルに一緒に溶接されるかもしれない。
【００４４】
従って本方法では２枚のパネルの突き合わせ溶接と、パネルの夫々の隣接部分への補強材フランジの透過溶接とを一緒に実行する。
【００４５】
大まかに言えば、前記パネルは胴体パネルであるかもしれないし、前記補強材は周状フレームか、或いはその周状フレームの角張った部分であるかもしれない。
【００４６】
この場合、溶接ヘッドの移動は湾曲した軌道に沿って達成される。
【００４７】
周状フレームのフランジは、例えば円筒状の回転形、又は回転円筒の一部分である形を示す。
【００４８】
この場合、各溶接ヘッドの移動はその全体が、前記胴体パネルによって規定された胴体軸を中心とする円又は円弧の軌道に沿って達成される。
【００４９】
航空機の胴体パネルには、航空機の外側に位置して飛行中に胴体に沿って流れる相対気流によって洗浄されるように設計された面として定義される外面と、その反対側に位置する内面とがある。当然ながら上述した周状フレームはその胴体パネルの内面上に溶接される。
【００５０】
本方法が２枚の隣接した胴体パネルに周状フレームのようなものを溶接することを含むような場合、方法の終了時点で得られる結合部は“オービタル結合”として広く知られたタイプのものである。
【００５１】
或いは又、前記補強材は“ストリンガー”として知られる縦補剛材であるかもしれない。
【００５２】
この場合、各溶接ヘッドの移動は、特に胴体パネルが航空機のノーズコーンとテールコーンとの間に位置する胴体部分の長さを対象とする場合、実質上、直線軌道に沿って行われるかもしれない。
【００５３】
更に別の代替例では、パネルは例えば航空機の翼や尾翼のような航空機の翼面要素の空力パネルであるかもしれない。
【００５４】
この場合、補強材は例えば航空機の要素のスパーやリブであるかもしれない。
【００５５】
更に別の代替例では、パネルは航空機のフロア部分を形成するパネルであるかもしれないし、そのような場合、補強材はそのようなフロアを支持する横材やそのようなフロアに取り付けられた座席をガイドするレールであるかもしれない。
【００５６】
更に別の代替例として、パネルは航空機の脚エンクロージャーの一部を形成しても良く、或いは航空機の格納タンクの基部を形成しても良い。
【００５７】
大まかに言えば、本発明の方法は複数の溶接ヘッドを備えた溶接システムの使用を含み、各溶接ヘッドは回転ピンと、その回転ピンの基部に延びる肩部とを備え、更に対抗支持面を備えることが好ましい。
【００５８】
この場合、この方法は一方で前記パネルと前記補強材フランジとに前記溶接ヘッドの各回転ピンを挿入することを含んでおり、次いで、前記回転ピンの摩擦によって生じた熱によって発生した、パネルを形成する材料と補強材フランジを形成する材料との局部軟化によって、前記溶接ヘッドが前記補強材フランジに沿って溶接方向に移動する。
【００５９】
他方では、回転ピンのこの挿入と移動に関連してその方法は、前記回転ピンによって加えられた圧力に対抗するために補強材フランジ上に対抗支持ユニットの支持面を当てることを含む。
【００６０】
溶接ヘッドの各回転ピンは、溶接方向と各回転ピンの回転軸とに対して直交する横断方向に互いにオフセットされていることが好ましい。
【００６１】
好ましくは、前記溶接ヘッドの各回転ピンの全てによって形成されるフットプリントの断面は実質上、補強材のフランジの第１の側縁部から第２の側縁部へと延びる。
【００６２】
“実質上”という用語は、ここではフットプリントが補強材フランジの各側縁部から０．２ｍｍ以下の距離まで延びることを意味するものと理解されたい。
【００６３】
これにより、その方法の最後に得られる溶接ビードはそれ自体、断面が補強材フランジの第１側縁部から第２の側縁部まで延びることが確実となる。
【００６４】
“フットプリント”という用語は、前記回転ピンの回転によって生じる撹拌現象とは関係なく回転ピンをこの材料の中に挿入することによって材料中に生じる痕跡を意味するものと理解されたい。
【００６５】
尚、各溶接ヘッドの肩部は固定されたものでも回転するものでも良い。後者の場合、肩部の回転方向は同じ溶接ヘッドの回転ピンの回転方向と同じでも良く、或いは“デルタＮ”として広く知られた形態において前記回転ピンのそれと反対の方向であっても良い。
【００６６】
好ましくは、各回転ピンは補強材のフランジに対して、溶接ビードから遠い側のフランジ面から０．２ｍｍ〜０．５ｍｍの深さまで侵入する。
【００６７】
以下の説明で明らかになるように、これによって回転ピンが前記対抗支持手段と接触するリスクが低減される。
【００６８】
発明の好ましい実施形態では、前記複数の溶接ヘッドは三角形の形に配置された３つの溶接ヘッドを備える。
【００６９】
そのような溶接ヘッドの形態は、航空機の補強材フランジの全幅をカバーする溶接ビードの形成には特に適したものである。
【００７０】
この場合、前記複数の溶接ヘッドは、溶接方向に直交する所定平面に関して中心をおいた２つの側方溶接ヘッドと、前記側方溶接ヘッドの夫々に関して前記溶接方向にオフセットされた中央溶接ヘッドとを備えることが好ましい。
【００７１】
“溶接方向”なる用語は各溶接ヘッドによって追随される全軌道に対する接線方向を意味するものと理解されたい。そのような方向は上述した各回転ピンの回転軸に対して実質上直交する。
【００７２】
溶接方向における中央溶接ヘッドの回転ピンの投影は側方溶接ヘッドの各回転ピンを遮ることが好ましい。
【００７３】
この特徴は、一方における中央溶接ヘッドの回転ピンのフットプリントと、他方における側方溶接ヘッドの各回転ピンの各フットプリントとの間におけるある程度のオーバーラップを保証する。これは特に溶接ビードの均質性を最適化する。
【００７４】
発明の好ましい実施形態では、前記溶接ヘッドの第１の溶接ヘッドは補強材のウエブに面して位置決めされる一方で他の２つの溶接ヘッドは前記補強材ウエブに対してオフセットされ、前記第１溶接ヘッドの回転ピンは他の２つの溶接ヘッドの各回転ピンほど深く前記補強材フランジ内へと入り込まない。
【００７５】
この形態は補強材のウエブ近くに位置する補強材フランジの臨界構造部へのダメージのリスクを低減する。
【００７６】
特に前記第１の溶接ヘッドは前記中央溶接ヘッドであっても良い。
【００７７】
この形態は、補強材が補強材フランジに対して実質上中央に位置するウエブを備える場合、特に適したものとなる。
【００７８】
本発明の好ましい実施形態では、前記溶接ヘッドは前記中央ヘッドが前記側方溶接ヘッドの後方に位置するような方向で移動する。
【００７９】
大まかに言えば、これら溶接ヘッドによって、関係する補強材フランジの全幅を覆うような溶接ビードが獲得される限り、本発明による溶接方法を実行するにあたって他の形態の溶接ヘッドも可能である。
【００８０】
加えて、対抗支持ユニットの前記支持面は、対抗支持ユニットで支持されかつ補強材ウエブに対して転動する２つのクランプローラによって合同して形成されることが好ましい。
【００８１】
一般に、そのようなクランプローラは特に、シンプルな設計の低コスト熱交換装置を組み込むことができ、溶接の間、補強材とパネルを効果的に冷却できるという利点を提供する。
【００８２】
或いは、すべてが本発明の範囲から全く逸脱することなく、そのような冷却は、例えばこの目的のために提供された追加ロボットを使って溶接領域に冷却剤を噴霧したり、熱交換流体で満たされたタンクに溶接設備全体を浸漬することにより実行するようにしても良い。
【００８３】
これらクランプローラの夫々は、補強材フランジの対応する縁部に対して押圧される肩部を有することが好ましい。
【００８４】
加えて、これらクランプローラは補強材のウエブを挟み込むことが好ましい。
【００８５】
或いは又、対抗支持ユニットの支持面は、全て本発明の範囲から逸脱することなく、“カウンターフォーム”として知られる静的部品から形成されるようにしても良い。
【００８６】
本発明は又、上述したタイプの溶接方法を実行する溶接システムであって、三角形に配置された３つの溶接ヘッドを備え、その夫々が回転ピンと回転ピンの基部に延びる肩部を備えるような溶接システムにも関係している。
【００８７】
必然的に、このシステムには本発明による方法に関係した上記利点があり、更に上述した優先的特性の１つ又はそれ以上を示すかもしれない。
【００８８】
或いは又、上述したタイプの溶接方法を実施するために他の種類の溶接システムを使用することも可能である。
【００８９】
本発明は、添付された図面を参照しながら非制限的な例の記載でしかない以下の説明を読むことにより一層容易に理解され、その詳細、利点及び特徴も明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００９０】
【図１】既に記述されたものであって、摩擦撹拌溶接技術によって突き合わせ溶接された２部品の部分的斜視図である。
【図２】既に記述されたものであって、摩擦撹拌溶接技術によって突き合わせ溶接された２部品の斜視図であり、また両部品を支持するカウンターフォームを示した図である。
【図３】既に記述されたものであって、従来の摩擦撹拌溶接技術を使用して航空機胴体に固定された周状フレームの縦断面図である。
【図３ａ】図３の詳細部III ａの拡大図である。
【図３ｂ】図３ａに類似し、別の既知タイプの摩擦撹拌技術を使用して航空機の胴体パネルに固定された周状フレームの図である。
【図４】航空機の周状フレームと胴体パネルからなるアセンブリのための本発明の好ましい実施形態による幾つかの溶接システムを備えた溶接設備の側方図である。
【図５】図４の溶接設備において、図４のＶ−Ｖ面に沿った横断面図であって、この溶接設備に属する溶接システムを示した図である。
【図６】図５の溶接システムにおいて、図５のVI−VI面に沿った部分的拡大縦断面図である。
【図７】図５のVII −VII 面に沿い、図５の部分を更に拡大した断面図である。
【図８】航空機の胴体パネルと、それに固定された２本の周状フレームの部分的斜視図であって、このパネル上での溶接ヘッドの軌道を示した図である。
【図９】本発明の別実施形態による溶接システムを備えた溶接設備の部分的側方図である。
【図１０】本発明の更なる別実施形態による溶接システムを備えた溶接設備の部分的側方図である。
【発明を実施するための形態】
【００９１】
以上の全図面において、同じ参照番号は同一要素又は類似の要素を示している。
【００９２】
図４は、本発明の好適実施形態に沿って航空機の胴体パネルに周状パネルを組み付けるための透過摩擦撹拌溶接方法を実施するように設計された摩擦撹拌溶接設備４０を示した概略図である。
【００９３】
特に、この図４は５本の周状フレーム２２を示しており、各フレームは周状フレーム２２にある２つの心出し孔を通る２個の心出しピン４４によって支持部４２に固定されるが同フレームは例えば心出しピン４４と併せて作用するピンによって保持されるようにしても良い。
【００９４】
航空機の胴体パネル２４によって形成された表皮は、各周状フレーム２２のフランジ２６の外面に当てられる。
【００９５】
更に、４台の溶接システム４６が周状フレーム２２と胴体パネル２４を保持する支持部４２に対向するように並設される。見やすくするため、４台の溶接システム４６は周状フレーム２２に対して長手方向オフセットされた状態で示しているが、溶接設備４０の作動中は各溶接システム４６は夫々対応する周状フレーム２２に実質上対面した形で配置される。
【００９６】
図５は図４のＶ−Ｖ面に沿った溶接設備４０断面を示しており、側方から見たこれら溶接システム４６の１つを示している。
【００９７】
この溶接システム４６全体は溶接ユニット４８と対抗支持ユニット５０を備えており、それらは周状フレーム２２と胴体パネル２４を支持する支持部４２の両側で互いに向かい合って配置されている。
【００９８】
溶接装置ユニット４８は、以下の説明で一層明確になるが、複数の溶接ヘッドを設けた溶接装置５４をロボットアーム５２の一端に備えたロボットの形態をとる。
【００９９】
溶接ユニット４８は特に、溶接装置５４が周状フレーム２２に沿って図５の面内で、胴体パネル２４の接線方向である局部溶接方向５６に沿って移動できるように設計されている。
【０１００】
溶接ユニット４８は更に、以下の説明で明確となるように、この溶接装置の溶接ヘッドの各回転ピンが胴体パネル２４と周状フレーム２２を形成する材料に侵入する方向に溶接装置５４を動かせるように設計される。この侵入方向は矢印５７で示され、図５の平面と図５のVI−VI面の交点を形成する線に平行である。その名が示す通り、この侵入方向５７は胴体パネル２４の外面に垂直であり、従って上述した溶接方向５６に対し直交する。
【０１０１】
対抗支持ユニット５０も又、ロボットアーム５８を装備したロボットの形態をとる。このロボットアームの先端には、周状フレーム２２のウエブ３０の両側に２本の支持アーム６０が装着されるが、図５ではこれら支持アーム６０の内の一方だけを見ることができる。これら支持アーム６０は夫々、クランプローラ６２とガイドローラ６４を保持するが、それらは以下の説明でより明確となる。
【０１０２】
図６は、溶接設備４０を使用する摩擦撹拌溶接方法を実施するのに使われる主要な要素をより詳細に示している。
【０１０３】
図６に示すように、溶接装置５４は三角形（図６）に配置された３つの溶接ヘッドを備える。これらの溶接ヘッドは、２つの側方溶接ヘッド５４ａと中央溶接ヘッド５４ｂとして配分され、この内中央溶接ヘッド５４ｂは、図７に明確に示すように、側方溶接ヘッド５４ａに対して後方（溶接方向５６に沿って定義された後方）に向けてオフセットされる。
【０１０４】
上述した３つの溶接ヘッド５４ａ、５４ｂの夫々は、溶接方向に実質上直交し、かつ胴体パネル２４の外・内面７０、７２に実質上垂直になる回転軸６８ａ、６８ｂの周りで回転する回転ピン６６ａ、６６ｂ（図６及び図７）を備える。３つの溶接ヘッド５４ａ、５４ｂは更に、対応する回転ピン６６ａ、６６ｂの基部に肩部７４ａ、７４ｂを備える。この肩部７４ａ、７４ｂは、それ自体既知の方法により、対応する回転ピン６６ａ、６６ｂの回転方向と同じ方向又は逆の方向に回転可能であるか固定された状態にある。各回転ピン６６ａ、６６ｂは、各回転ピンの断面が回転ピンの自由端への方向に、言い換えれば対応肩部７４ａ、７４ｂとは反対側に向かって減少するように、全体的に先細の形状を有する。各回転ピンについて最大径Ｄmax（図７）は、ピン断面が最も広くなる所でのピン断面径として定義され、それは対応する肩部７４ａ、７４ｂと隣接する回転ピン基部に位置する。
【０１０５】
当然ながら溶接ユニット４８は回転ピン６６ａ、６６ｂを回転させる駆動モータ手段であって、場合によっては肩部７４ａ、７４ｂを回転させる駆動モータ手段を備える。
【０１０６】
上述した溶接ヘッドの各肩部７４ａ、７４ｂは同じ平面内に延びる。従って、これらの肩部７４ａ、７４ｂは、図６及び図７に示すように、胴体パネル２４の外面７０に同時に押されるかもしれない。
【０１０７】
側方の溶接ヘッド５４ａの各回転ピン６６ａは、胴体パネル２４と周状フレーム２２のフランジ２６の累計厚さよりも僅かに小さい高さを持つ。これらの回転ピン６６ａの高さと胴体パネル２４とフランジ２６の累計厚さとの差は通常、１０分の何ミリのオーダであって、好ましくは０．２〜０．５ｍｍの範囲にある。回転ピンの“高さ”という用語は当然ながら回転軸に沿ったピンの長さを指している。
【０１０８】
更に、中央の溶接ヘッド５４ｂの回転ピン６６ｂは側方溶接ヘッド５４ａの各回転ピン６６ａのそれよりも高さが小さいが、その高さは胴体パネル２４の厚さよりも大きい。一方の回転ピン６６ｂの高さと他方の回転ピン６６ａの高さとの差は通常、１０分の何ミリのオーダであって、好ましくは０．２〜０．５ｍｍの範囲にある。
【０１０９】
大まかに言えば、３本の回転ピン６６ａ、６６ｂは、側方溶接ヘッド５４ａの各回転ピン６６ａの各回転軸６８ａを側方溶接ヘッド５４ａの方向に通る平面Ｐ（図７）に垂直な中央溶接ヘッド５４ｂの回転ピン６６ｂの投影がこれら側方溶接ヘッド５４ａの回転ピン６６ａを遮るように配置される（図６）。更に、３本の回転ピン６６ａ、６６ｂによって形成されるアセンブリの幅は周状フレーム２２のフランジ２６の幅と実質上等しい。これにより、以下の説明でより明らかになるように、溶接ユニットを用いて得られる溶接ビードが上述したフランジ２６の全幅を確実にカバーすることができる。
【０１１０】
図６は更に、支持アーム６０によって支持されるクランプローラ６２とガイドローラ６４を備える支持アーム６０の端部分を示している。
【０１１１】
各クランプローラ６２は、ローラの幾何学的回転用軸でもある回転軸７６の周りに対応する支持アーム６０上で回転するように取り付けられる。
【０１１２】
クランプローラ６２は周状フレーム２２のウエブ３０の２側部に対して夫々当てられるように設計された夫々の側壁７８を有する。このようにして周状フレーム２２のウエブ３０は、図６に示すようにクランプローラ６２の夫々の側壁７８の間に差し挟まれるかもしれない。この目的達成のため、対抗支持ユニット５０のロボットアーム５８は、各支持アーム６０を他方の支持アーム６０に向かって動かし、以てクランプローラ６２を互いに対して動かすことができる支持アーム６０作動手段を備える。
【０１１３】
図６に示すように、各クランプローラ６２は更に回転軸７６の周りを周回する円筒形の主円周トラック８０を有し、主円周トラック８０はクランプローラ６２の側壁７８から延びかつ周状フレーム２２のフランジ２６の内面に対して押圧されるように設計される。
【０１１４】
各クランプローラ６２の側壁７８は、周状フレーム２２のウエブ３０の対応側部を同フレームのフランジ２６に接続する湾曲面に対し適合するように設計された湾曲円周部分８１によって対応する主円周トラック８０に接続される。
【０１１５】
２つのクランプローラ６２の各主円周トラック８０は組み合わされた状態で、本発明に属する専門用語において、周状フレーム２２のフランジ２６の支持面を形成する。
【０１１６】
更に各クランプローラ６２は、同ローラの側壁７８に対向する側でクランプローラの主円周トラック８０の一端を成す周状肩部８２を有する。この周状肩部８２はローラの側壁７８に対向する側にあるクランプローラ６２の端面８５へと延びるクランプローラの第２の円周トラック８４に接続される。第２円周トラック８４は、図６に示すように胴体パネル２４の内面７２に実質上接触することを目的としている。この目的を達成するため、各クランプローラ６２の周状肩部８２は、周状フレーム２２のフランジ２６の厚さに実質上等しい幅を有する。
【０１１７】
尚、各クランプローラの主円周トラック８０と第２円周トラック８４は円筒形状でも先細形状でも良い。
【０１１８】
加えてクランプローラ６２は冷却装置を備える。即ち、これらのクランプローラの夫々はクランプローラ７６の軸線７６を中心とした実質的に環状の流路Ｃ１を備え、入口流路Ｃ２に接続された端部と出口流路（図示せず）に接続された反対側の端部とを有する。入口流路と出口流路はクランプローラの端面８５上で開口しかつ供給パイプＣ３と出口パイプ（図示せず）に夫々接続され、供給パイプＣ３と出口パイプは、対応する支持アーム６０内に配置されると共に、熱伝導流体を冷却するために使用される熱交換器（図示せず）に接続される。
【０１１９】
更に、各ガイドローラ６４が、対応するクランプローラ６２の回転軸７６に直交する各回転軸８６の周りで回転できるように取り付けられる。
【０１２０】
各ガイドローラ６４は、円筒形でかつガイドローラ６４の回転軸８６の周りで旋回する円周ガイドトラック８８を有し、同ガイドトラックは周状フレーム２２のフランジ３０の対応する面に対して押圧されるように設計される。
【０１２１】
溶接設備４０の溶接システム４６の一つを用いて周状フレーム２２を胴体パネル２４に溶接するために用いられる摩擦撹拌溶接方法について、図５〜図８を参照して以下更に詳細に説明することにする。
【０１２２】
この方法は、まず第１に溶接システム４６の溶接ユニット４８と対抗支持ユニット５０を周状フレーム２２に対面するように予め位置決めすることを含んでいる。必要ならばこの予備位置決めは溶接設備４０の溶接システム４６を移動すること、及び／又は周状フレーム２２と胴体パネル２４を支持する支持部４２を移動することによって達成されるかもしれない。
【０１２３】
その方法は次に、周状フレーム２２のフランジ２６に垂直に３個の溶接ヘッド５４ａ、５４ｂの各回転ピン６６ａ、６６ｂを位置決めすることを含む。３個の回転ピン６６ａ、６６ｂのレイアウトのせいで、これら３個の回転ピン６６ａ、６６ｂによって形成されたアセンブリの侵入方向５７における投影は実質上フランジ２６の全幅を遮る。この位置決めは溶接ユニット４８のロボットアーム５２の作動によってなされるようにしても良い。
【０１２４】
その方法は次いで、回転ピン６６ａ、６６ｂの自由端を胴体パネル２４の外面に接触させるように溶接ユニット４８、特にロボットアーム５２を作動することを含む。
【０１２５】
方法は、各クランプローラ６２の側壁７８が周状フレーム２２のウエブ３０に対して押圧されかつ各クランプローラ６２の主円周トラック８０が周状フレーム２２のフランジ２６に対して押圧されるように対抗支持ユニット５０の各クランプローラ６２を位置決めすることも含む。特に、各クランプローラ６２は、その回転軸７６が局部的に胴体パネル２４と平行であってかつ溶接方向５６と侵入方向５７に直交するように位置決めされる。クランプローラ６２の位置決めは、対抗支持ユニット５０、特にロボットアーム５８を作動することによってなされるようにしても良い。
【０１２６】
図６に示したクランプローラ６２のこの位置において、各クランプローラ６２の回転軸７６は周状フレーム２２のウエブ３０に対して直交する一方、各ガイドローラ６４の回転軸８６は上述したウエブ３０に平行である。更に、各クランプローラ６２の周状肩部８２は周状フレーム２２のフランジ２６の側縁部に対して押圧され（図６）、各ガイドローラ６４の円周トラック８８は周状フレーム２２のウエブ３０に対して押圧される。
【０１２７】
大まかに言えば、クランプローラ６２は更に溶接装置５４に対面配置される。図示された例では、クランプローラ６２の位置決めは、各クランプローラ６２が側方の溶接ヘッド５４ａ（図６及び図７）の一方の回転ピン６６ａの回転軸６８ａによって遮られるようになされる。より詳しく言えば、各クランプローラ６２の回転軸７６は、クランプローラの回転軸６８ａに平行な各クランプローラ６２の回転軸７６の投影がそれでもなおクランプローラを遮るように、対応する回転ピン６６ａの回転軸６８ａに対して僅かに前方にオフセットされる。
【０１２８】
その方法は、回転ピン６６ａ、６６ｂを回転させ、適切な場合には、関連付けられた肩部７４ａ、７４ｂを回転させ、次いで、胴体パネル２４を形成する材料と周状フレーム２２のフランジ２６を形成する材料とに回転ピンを挿入することを含んでいる。この挿入は、既知の摩擦撹拌溶接の原理に従い、材料を局部的に軟化することにより可能となり、回転ピンの摩擦によって起こる。
【０１２９】
次いでその方法は、好ましくは回転ピン６６ａ、６６ｂが周状フレーム２２のフランジ２６全体を覆うような態様で溶接ヘッド５４ａ、５４ｂが周状フレーム２２に沿って移動するように、溶接ユニット４８、特にロボットアーム５２を作動させることを含む。
【０１３０】
溶接ヘッド５４ａ、５４ｂの移動時、回転ピン６６ａ、６６ｂの急速回転は、これら回転ピン夫々の周りに、胴体パネル２４及びフランジ２６を形成する局部的軟化材料の撹拌を生み出す。３本の回転ピン６６ａ、６６ｂのレイアウトにより、撹拌された材料領域は一方の側縁部３２ａからフランジ２６の他方の側縁部３２ｂへと延びる。図示された例では、３つの回転ピン６８ａ、６８ｂの全てのフットプリントが、断面において、溶接ヘッド５４ａ、５４ｂの移動中に上述したフランジ２６全体を覆う。これは、そのフットプリントがフランジ２６の一方の側縁部３２ａから他方の側縁部３２ｂへと延びていること意味している。ここで“フットプリント”という用語は、ピンの回転によって生じる撹拌現象とは無関係に、回転ピン６６ａ、６６ｂをこの材料の中に挿入することで材料に生じる痕跡を意味するものと理解されたい。
【０１３１】
加えて、更に溶接ヘッド５４ａ、５４ｂの移動時は、上述したように中央溶接ヘッド５４ｂの回転ピン６６ｂの制限された高さのせいで、この後者の回転ピン６６ｂは、クランプローラ６２の夫々湾曲した周状部分８１と夫々接触しかつ周状フレーム２２のウエブ３０の面を周状フレーム２２のフランジ２６に接続する周状フレーム２２の湾曲面に到達しない。従って、周状フレーム２２のこれら湾曲面の完全性を保持することができる。
【０１３２】
更に、上述したようにこれら回転ピン６６ａの制限された高さのせいで、側方溶接ヘッド５４ａの各回転ピン６６ａはクランプローラ６２の夫々の主円周トラック８０に到達しない。
【０１３３】
それと同時に、対抗支持ユニット５０は、溶接装置５４の動作に同期された態様において、図７に示すようにクランプローラ６２が溶接ヘッド５４ａ、５４ｂの各回転ピン６６ａ、６６ｂのアセンブリによって加えられた圧力に実質的に対抗する支持を連続して発揮するように、周状フレーム２２のフランジ２６の内面及び胴体パネル２４の内面７２上でのクランプローラ６２の転動を達成するように作動される。
【０１３４】
更にクランプローラ６２は、周状フレーム２２のフランジ２６の一部に対して適合することで軟化した材料の閉じ込め及び構造（conformation）に関与する。各クランプローラ６２の周状肩部８２は、特に、フランジ２６の夫々の側で材料を保持するのに使われる。
【０１３５】
クランプローラ６２の動作と組み合わされて、ガイドローラ６４は夫々、周状フレーム２２のウエブ３０の両面上を転動し、以て胴体パネル２４に対する周状フレーム２２の心出しに寄与する。
【０１３６】
溶接方法の終わりに、冷却後、先に撹拌された材料はその剛性を取り戻し、周状フレーム２２のフランジ２６と胴体パネル２４との間の完全な結合を提供する溶接ビード９０（図８）を形成する。この溶接ビード９０は先に撹拌された材料の領域に対応しており、従って周状フレーム２２のフランジ２６の全幅を覆う。
【０１３７】
上述した方法は装備４０における１つの溶接システム４６の仕事に対応している。当然ながら他の溶接システム４６も同じ処理を並行して実施可能である。
【０１３８】
上述した方法は隣接した２枚の胴体パネルへの周状フレームの同時溶接にも適用可能であることを留意されたい。この場合、方法は、２枚の隣接パネルの突き合わせ溶接とパネルの隣接した端部への周状フレームの透過溶接とを合同で実行する。
【０１３９】
図９は本発明の別実施形態による溶接システム４６を示しており、溶接ユニット４８は更に、非破壊検査装置９２と防食処理装置９４とを備え、それらはロボットアーム５２によって支持され、各々が従来型であり得る。非破壊検査装置９２は例えば超音波検査装置である。
【０１４０】
本溶接法を実行している間、溶接装置は、非破壊検査装置９２が溶接装置５４に対して遅延するような状態、即ち溶接装置の後方に配置され、防食処理装置９４が非破壊検査装置９２に対して遅延するような状態、即ち非破壊検査装置の後方に配置され、以て溶接方向５６が可能になるように位置決めされる。
【０１４１】
このようにして非破壊検査装置９２は溶接ビード９０が形成された直後において、その品質を自動的に検査するために使用される。
【０１４２】
欠陥が検出された場合、その後、溶接法は溶接装置５４の逆動作を含み、その後、溶接のやり直しが溶接ビード９０の欠陥域からスタートする。
【０１４３】
更に、非破壊検査装置９２による検査で欠陥が示されなかったときにこの品質検査の直後に溶接ヘッド９０において胴体パネル２４の外面上に防食処理を施すために防食処理装置９４を使用することができる。
【０１４４】
これに代わるか、或いは補足的な形で非破壊検査装置及び／又は防食処理装置を対抗支持ユニット５０のロボットアーム５８に取り付け、周状フレーム２２のフランジ２６に作用するようにしても良い。
【０１４５】
加えて、図９の例はクランプローラとガイドローラのもう１つの形態を示している。
【０１４６】
実際において、図９の対抗支持ユニット５０は上述した２個のクランプローラ６２だけでなくクランプローラ６２の後方に配置された２個の追加のクランプローラ９６も備え、クランプローラ６２と同様に溶接方向５６を可能としている。これらの追加のクランプローラ９６も又、周状フレーム２２のフランジ２６の内面に対して押圧される。
【０１４７】
対抗支持ユニット５０は２個のガイドローラ６４’を備え、その回転軸８６’はクランプローラ６２、９６の各回転軸７６、７６’に平行になっている。これらのガイドローラ６４’は周状フレーム２２のランナ９８の内面に対して押圧される。尚、このランナ９８は図６及び図８でより明確に見ることができる。
【０１４８】
更に、図１０に示した本発明の別実施形態では、溶接ユニット４８は、好ましくは上述した溶接装置５４と同様でありながらも非破壊検査装置９２と防食処理装置９４との間に配置される第２の溶接装置１００によって形成される修復装置を更に備える。
【０１４９】
この第２の溶接装置１００は非破壊検査装置９２が何らかの欠陥を検出しない限りにおいては不作動状態に保持され、欠陥検出を受けて作動状態となる。この場合、方法は、その後、第２の溶接装置１００による溶接ビード９０の欠陥領域における溶接の再処理を含む。欠陥領域のこの再処理の終わったところで、方法は普通に溶接装置５４を使用し続ける。
【０１５０】
従って第２の溶接装置１００は、非破壊検査装置９２によって欠陥が溶接ビード９０内に検出された場合、溶接装置５４の逆動作を回避する。このことは溶接処理をさらに迅速なものにする。
【０１５１】
前述の説明では、本発明による溶接方法と本方法を実行可能にする設備の例が、航空機の胴体パネルへの周状フレームの溶接に関係するものことに限って説明された。
【０１５２】
本発明は、他の部品の溶接、特に縦補剛材やスパーや横材の溶接に対しても適用できることに留意されたい。
【図１】
0006306302.tif 000002
【図２】
0006306302.tif 000003
【図３】
0006306302.tif 000004
【図３ａ】
0006306302.tif 000005
【図３ｂ】
0006306302.tif 000006
【図４】
0006306302.tif 000007
【図５】
0006306302.tif 000008
【図６】
0006306302.tif 000009
【図７】
0006306302.tif 000010
【図８】
0006306302.tif 000011
【図９】
0006306302.tif 000012
【図１０】
0006306302.tif 000013