(57)【要約】【課題】  ＦＳＷによる接合部の始端部または終端部での応力集中が緩和され、疲労破壊が防止されて疲労強度特性が改善され、疲労寿命が向上するＦＳＷ重ね合わせ継手を提供する。【解決手段】  重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部においてその最先端に向けて、上部材を徐々に下部材側に薄くなるように加工して上部材の薄肉部を設けるようして、ＦＳＷ重ね合わせ継手を形成し、接合部の始端部または終端部での応力集中を緩和し、疲労破壊を防止して疲労強度特性を改善し、疲労寿命を向上させる。【選択図】            図１
2005169413.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部においてその最先端に向けて、前記上部材を徐々に前記下部材側に薄くなるように加工して同上部材の薄肉部を設けることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法。
【請求項２】
請求項１に記載のＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法において、前記薄肉部を前記始端部と終端部の両方に設けることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法。
【請求項３】
重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、同接合部の終端部に形成された前記プローブの抜き穴に、前記ＦＳＷ時より回転数と押し付け力を減じて同プローブを押し付けて、同抜き穴を深く、拡大するようにしごいて同抜き穴の内面の平滑化を行うことを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法。
【請求項４】
重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部に隣接して前記上部材と下部材とをリベット接合することを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法。
【請求項５】
重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、同接合部の終端部に形成された前記プローブの抜き穴の位置に前記上部材と下部材を貫通する通し穴を設け、同通し穴において前記上部材と下部材とをリベット接合することを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法。
【請求項６】
重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手であって、請求項１ないし請求項５のいずれかに記載のＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法により形成されてなることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手。
【請求項７】
請求項６に記載のＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記上部材が航空機部材の骨材の平板部であり、前記下部材が航空機部材の外板であることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、摩擦攪拌接合（Ｆｒｉｃｔｉｏｎ  Ｓｔｉｒ  Ｗｅｌｄｉｎｇ：以下本明細書において、また特許請求の範囲において「ＦＳＷ」という）による重ね合わせ継手の疲労強度改善方法とそれにより形成されたＦＳＷ重ね合わせ継手に関する。
【背景技術】
【０００２】
図７から図９に基づき、従来のＦＳＷ重ね合わせ継手に関して説明する。図７（ａ）は、従来のリベットによる重ね合わせ継手の断面図、（ｂ）はＦＳＷによる重ね合わせ継手の断面図、図８は接合中の一般的なＦＳＷ重ね合わせ継手の断面図である。図９は従来のＦＳＷ重ね合わせ継手の問題点の説明図であり、（ａ）は「フルラップ」の状態の平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｆ−Ｆ矢視断面図、（ｃ）は「パーシャルラップ」の状態の平面図、（ｄ）は（ｃ）中Ｇ−Ｇ矢視断面図である。
【０００３】
なお、ここで「フルラップ」とは、上下重ねて接合する板状の部材のうち下部材に対して上部材側が接合中心線方向で隣り合うＦＳＷ部間に連続している状態をいい、「パーシャルラップ」とは、上下重ねて接合する板状の部材の下部材に対して上部材側が接合中心線方向に隣り合うＦＳＷ部間で分かれている状態をいい、「上部材」とはＦＳＷの場合は、ＦＳＷ工具としての後述のプローブ２１がアクセスする側の部材を指し、本明細書、特許請求の範囲において、その意味でその都度注記なしに用いる。
【０００４】
従来、板材同士の重ね合わせ接合は、特に、航空機部材のようにアルミニウム合金等の薄板同士の場合、熱による金属組織的問題や変形の問題を避けるため通常の溶接によらず図７（ａ）に示すようなリベット１０による接合を多用している。図７（ａ）、（ｂ）は、航空機部材のストリンガー１１（もしくは、図示しないフレーム）等の骨材の平板部と、スキン１２等の外板とを重ね合わせ接合する場合を示している。（なお、航空機部材としてストリンガー１１と交差しストリンガー１１より大きな骨材として、図示しない「フレーム」が用いられフレームの平板部もまたスキン１２と接合されることがあり、本明細書においてはその都度注記を省略し、ストリンガー１１を例に記載するが、ストリンガー１１に代えて図示しないフレームをスキン１２と接合する場合も同様こととする。）
しかしながら、リベット１０による接合では、重ね合わせる両方の板材（図４においてはストリンガー１１とスキン１２）とリベット１０は互いに溶接されてはおらず依然独立状態であること、またリベット穴１３が応力集中源となり、疲労損傷がリベット穴１３から起こり易いこと等の問題があった。そこで、図７（ｂ）に示すような、重ね合わせた板材同士を摩擦により接合するＦＳＷの適用が検討されている。１４はＦＳＷによる接合部である。
【０００５】
図８により、一般的なＦＳＷ重ね合わせ接合を概略説明すると、重ね合わせたアルミ合金等の板状の上部材１５（例えばストリンガー１１）と、下部材１６（例えばスキン１２）との一方側（図示例は上部材１５側）から、アルミ合金より高強度の工具鋼（ＳＫＤ６１）等のロッドツール２０の回転中心軸Ｃ上先端に設けられたプローブ２１をアクセスし、高速回転Ｔさせつつ押し当てＰを行うことで、プローブ２１と上部材１５、更には下部材１６との間の摩擦により、両部材１５、１６が軟化しプローブ２１が図中２点鎖線で示すように押し込まれ、プローブ２１の周囲の軟化した両部材１５、１６が攪拌及び塑性流動して空洞のない接合部１４が得られる。
【０００６】
プローブ２１は、上部材１５の厚さｔａより大で、上部材１５の厚さｔａと下部材１６の厚さｔｂの合計（ｔａ＋ｔｂ）より小な高さｈを有するものを用いれば、ロッドツール２０のプローブ２１周囲に形成されたショルダー部２２が上部材１５の表面に当接した状態で、プローブ２１が両部材１５、１６を突き抜けることなく接合部１４が両部材１５、１６を接合することとなる。プローブ２１を押し込んだまま高速回転させた状態で図８において紙面に垂直方向に移動させることで、順次プローブ２１の通過後の部分に接合部１４が形成され、所定の接合中心線上に沿って両部材１５、１６が接合されて、ＦＳＷ重ね合わせ継手が得られる。
【０００７】
ＦＳＷ接合は、リベット接合に比べ、生産速度が速く、製造コストも低減可能となり、特に航空機部材のストリンガーやスキンのようなアルミ合金の薄板部の接合を行う場合に有効である。
【０００８】
しかしながら、図９に示すように、板状の上部材１５、下部材１６を上記のようにＦＳＷ重ね合わせ接合を行うと、両部材１５、１６は接合部１４により接合されるが、以下のような問題があった。
【０００９】
航空機部材のスキン１２におけるように、接合中心線Ｘに沿った負荷Ｌがかかった状態を想定すると、図９（ａ）、（ｂ）のフルラップの場合、上部材１５、下部材１６はともに接合中心線Ｘ方向に連続しているが、接合部１４がその始端部３１と終端部３２において途切れるため剛性が急激に変化し応力集中が生じる。
【００１０】
特に終端部３２では、プローブ２１を抜き取った跡に抜き孔（通常、上下両部材１５、１６に通じるが、下部材１６は貫通していない凹状の穴）３３が生じており、抜き穴３３の周囲において先ずクリティカルな応力集中が生じ、その部分を起点として上、下部材１５、１６に疲労破壊Ｚ２が発生する。
【００１１】
また、図９（ｃ）、（ｄ）のパーシャルラップの場合、下部材１６は連続しているが、上部材は一方の接合部１４ａを有する上部材１５ａと、他方の接合部１４ｂを有する上部材１５ｂに分かれているので、一方の接合部１４ａの終端部３２と他方の接続部１４ｂの始端部３１との間は下部材１６のみとなり、終端部３２、始端部３１において剛性が急激に変化する。そのため、終端部３２の抜き穴３３の周囲と始端部３１で応力集中が起こる。
【００１２】
この場合、通常は、上部材１５ｂの始端部３１側に先ずクリティカルな応力集中が生じ、その部分を起点として疲労破壊Ｚ１が発生する。これは、抜き穴３３の周囲の接合部１４ａは凹状であるのに対し、接合部１４の始端部３１は凸状であるのでその最先端３１ａに応力集中度が高くなるためと考えられる。
【００１３】
以上のようにＦＳＷ重ね合わせ継手は多くのメリットがあるが、ＦＳＷ接合の始端部と終端部における応力集中と、それに起因する疲労破壊に関し対策が求められており、特に航空機部材のストリンガー１１やスキン１２のように、上下部材の接合部への負荷に対する強度を要求される場合の応力集中の問題の解消と疲労強度特性の改善が求められていた。
【００１４】
例えば、ＦＳＷ重ね合わせ接合部の終端部において上記プローブ２１を抜き取った後の抜き穴が応力集中箇所となる問題に関しては、特許第３０４５６８２号公報（特許文献１）に、プローブを接合終端部近くで徐々に引き上げプローブ抜き取り穴を形成しない技術が示されているが、そのために、プローブ引き上げのための機構を有したロッドツールを要し、接合装置が複雑化し、接合操作、工程上の制約も生じるなど、ＦＳＷ重ね合わせ継手に於ける接合始端部および終端部の応力集中と疲労強度の問題の解決に関しては十分な対処を示すものはなかった。
【００１５】
【特許文献１】特許第３０４５６８２号公報（４頁、図４、図５）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１６】
本発明は、ＦＳＷ重ね合わせ継手の、生産速度が速く、製造コストも低減可能となり、特に薄板部の接合を行う場合に有効であるメリットを生かすため、従来のＦＳＷによる接合始端部および終端部の応力集中と疲労強度の問題を解消し、疲労破壊が防止されて疲労強度特性が改善され、疲労寿命を向上するＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法およびＦＳＷ重ね合わせ継手を提供することを課題とするものである。
【課題を解決するための手段】
【００１７】
本発明は、上記の課題を解決するためになされ、下記の（１）から（５）の手段を提供するものであり、以下、特許請求の範囲に記載の順に説明する。
【００１８】
（１）その第１の手段として、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部においてその最先端に向けて、前記上部材を徐々に前記下部材側に薄くなるように加工して同上部材の薄肉部を設けることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を提供する。
【００１９】
（２）その第２の手段としては、第１の手段のＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法において、前記薄肉部を前記始端部と終端部の両方に設けることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を提供する。
【００２０】
（３）また、第３の手段として、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、同接合部の終端部に形成された前記プローブの抜き穴に、前記ＦＳＷ時より回転数と押し付け力を減じて同プローブを押し付けて、同抜き穴を深く、拡大するようにしごいて同抜き穴の内面の平滑化を行うことを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を提供する。
【００２１】
（４）第４の手段として、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部に隣接して前記上部材と下部材とをリベット接合することを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を提供する。
【００２２】
（５）第５の手段として、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、同接合部の終端部に形成された前記プローブの抜き穴の位置に前記上部材と下部材を貫通する通し穴を設け、同通し穴において前記上部材と下部材とをリベット接合することを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を提供する。
【００２３】
（６）第６の手段として、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手であって、第1の手段ないし第５の手段のいずれかのＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法により形成されてなることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手を提供する。
【００２４】
（７）第７の手段として、第６の手段のＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記上部材が航空機部材の骨材の平板部であり、前記下部材が航空機部材の外板であることを特徴とするＦＳＷ重ね合わせ継手を提供する。
【発明の効果】
【００２５】
（１）特許請求の範囲に記載の請求項１の発明によれば、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部においてその最先端に向けて、前記上部材を徐々に前記下部材側に薄くなるように加工して同上部材の薄肉部を設けるように構成したので、ＦＳＷ重ね合わせ継手の接合部の始端部または終端部では、その最先端に向けて上部材を徐々に下部材側に薄くなるように加工した上部材の薄肉部を設けた加工済始端部または加工済終端部が形成されるため、始端部または終端部での剛性変化が滑らかになり応力集中が緩和され、疲労破壊が防止されて疲労強度特性が改善され、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労寿命が向上する。
【００２６】
（２）請求項２の発明によれば、請求項１に記載のＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法において、前記薄肉部を前記始端部と終端部の両方に設けるように構成したので、始端部、終端部の両方においてそれぞれ同様の疲労強度改善がなされるため、パーシャルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手においてより効果的に、請求項１の発明の作用効果を発揮できる。
【００２７】
（３）請求項３の発明によれば、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、同接合部の終端部に形成された前記プローブの抜き穴に、前記ＦＳＷ時より回転数と押し付け力を減じて同プローブを押し付けて、同抜き穴を深く、拡大するようにしごいて同抜き穴の内面の平滑化を行うように構成したので、プローブの抜き孔の内面が平滑化されているため亀裂の発生が防止され、抜き孔は深く、拡大するように加工されているため、圧縮の残留応力が付加され、荷重負荷に対する抗力も向上し、接合部の終端部の疲労強度特性が著しく改善され、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労寿命が向上する。
【００２８】
（４）請求項４の発明によれば、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、接合部の始端部または終端部に隣接して前記上部材と下部材とをリベット接合するように構成したので、始端部、終端部における接合部の負荷を、別途加えたリベットに分散し、応力集中を軽減することができ、疲労強度特性が改善され、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労寿命が向上する。
【００２９】
（５）請求項５の発明によれば、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法を、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記接合部を形成した後に、同接合部の終端部に形成された前記プローブの抜き穴の位置に前記上部材と下部材を貫通する通し穴を設け、同通し穴において前記上部材と下部材とをリベット接合するように構成したので、接合部の終端部におけるプローブの抜き孔を上部材、下部材共に塞ぎ、上、下部材の有効面積を実質的に増大させ且つ剛性変化を低減することで応力集中を軽減するとともに、疲労破壊が抜き穴の内面から発生することも解消し、終端部の疲労強度特性が改善され、ＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労寿命が向上する。
【００３０】
（６）請求項６の発明によれば、ＦＳＷ重ね合わせ継手を、重ね合わせた板状の上部材と下部材を上部材側からプローブをアクセスしＦＳＷを行い同上部材と下部材の間に接合部を形成するＦＳＷ重ね合わせ継手であって、請求項１ないし請求項５のいずれかに記載のＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度改善方法により形成されてなるように構成したので、ＦＳＷ重ね合わせ継手が、請求項１ないし請求項６のいずれかの発明の作用効果を奏するＦＳＷ重ね合わせ継手となる。
【００３１】
（７）請求項７の発明によれば、請求項６に記載のＦＳＷ重ね合わせ継手において、前記上部材が航空機部材の骨材の平板部であり、前記下部材が航空機部材の外板であるように構成したので、請求項６の発明の作用効果により、航空機部材としてのストリンガー、フレーム等の骨材と、スキン等の外板とのＦＳＷ重ね合わせ接合構造において、応力集中を緩和でき、疲労強度が高く信頼性の高いＦＳＷ重ね合わせ継手が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３２】
本発明を実施するための最良の形態として、以下に実施例１から実施例４を説明する。
【実施例１】
【００３３】
図１から図３に基づき、本発明の実施例１に係るＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法に関し説明する。図１（ａ）は、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の形成前の断面図であり、（ｂ）は（ａ）中Ａ−Ａ矢視平面図、（ｃ）は本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の形成後の断面図であり、（ｄ）は（ｃ）中Ｂ−Ｂ矢視平面図である。図２（ａ）〜（ｆ）は本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手と従来例との応力集中発生の比較説明図であり、図３は、図２の各例の疲労寿命比較グラフである。
【００３４】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手は、先ず図１（ａ）、（ｂ）に示すように、図８、図９で説明したと同様に、重ね合わせたアルミ合金等の板状の上部材１５（例えばストリンガー１１）と、下部材１６（例えばスキン１２）との一方側（図示例は上部材１５側）から、プローブ２１をアクセスし、高速回転させつつ押し当てを行うことで、上部材１５と下部材１６の間に接合部１４を形成する。図において、プローブ２１の抜き穴３３は図示省略しているが、図１は接合部１４の始端部３１、終端部３２を共通して示すものである。
【００３５】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手は、接合部１４が形成された後、さらに図１（ｃ）、（ｄ）に示すように、接合部１４の始端部３１及び終端部３２を、その最先端３１ａ、３２ａに向けて上部材１５を徐々に下部材１６側に薄くなるように加工し上部材１５の薄肉部１５’を設け、加工済始端部３１’、加工済終端部３２’としたものである。徐々に薄くする形態は、図示のような段つき斜面に限られず、曲面でもよい。
【００３６】
最先端３１ａ、３２ａにおける薄肉部１５’の厚さｔａ’は薄いほうが効果的であるが、機械加工の精度等から、例えば、上部材１５、下部材１６の厚さがそれぞれｔａ，ｔｂ＝２ｍｍ厚の場合、ｔａ’＝０．２５ｍｍ以下程度でよい。
【００３７】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の特徴と効果につき従来のＦＳＷ重ね合わせ継手と比較して説明すると、図２（ａ）、（ｂ）に示すのは、図９（ｃ）、（ｄ）に示したと同様のパーシャルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手であり、下部材１６は連続しているが、上部材は一方の接合部１４ａを有する上部材１５ａと、他方の接合部１４ｂを有する上部材１５ｂに分かれているので、前述のように、一方の接合部１４ａの終端部３２と他方の接続部１４ｂの始端部３１との間は下部材１６のみとなり、終端部３２、始端部３１において剛性が急激に変化する。そのため、終端部３２の抜き穴３３の周囲と始端部３１で応力集中が起こり、接合部１４ｂの始端部３１側に先ずクリティカルな応力集中が生じ、その部分を起点として疲労破壊Ｚ１が発生する。その場合の疲労寿命は、図３中「（１）ＦＳＷのまま」のグラフに例示する通りである。
【００３８】
図２（ｃ）、（ｄ）に示すのは、従来パーシャルラップにおいてクリティカルとなった始端部３１の疲労破壊Ｚ１を防ぐため、始端部３１を図１で示したように薄肉加工した加工済始端部３１’としたものである。この場合は、始端部３１では、その最先端３１ａに向けて上部材１５ｂを徐々に下部材１６側に薄くなるように加工し上部材１５ｂの薄肉部１５’（図１参照）を設けた加工済始端部３１’が形成されるので、始端部３１での剛性変化は滑らかになり応力集中が緩和され、疲労破壊Ｚ１が防止される。
【００３９】
しかし、終端部３２の抜き穴３３周囲における応力集中がクリティカルになり、その部分を起点として疲労破壊Ｚ２が生じる。その場合の疲労寿命は、図３中「（２）始端部加工」のグラフに例示する通りであり、「ＦＳＷのまま」の疲労寿命より向上する。
【００４０】
図２（ｅ）、（ｆ）に示すのは、さらに終端部３２の疲労破壊Ｚ２を防ぐため、終端部３２も図１で示したように薄肉加工した加工済終端部３２’とした本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手である。
【００４１】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の場合は、終端部３２でも、その最先端３２ａに向けて上部材１５ａを徐々に下部材１６側に薄くなるように加工し上部材１５の薄肉部１５’ （図１参照）を設けた加工済終端部３２’が形成されるので、終端部３２での剛性変化は滑らかになり応力集中が緩和され、疲労破壊Ｚ２が防止される。
【００４２】
加工済始端部３１’または加工済終端部３２’においても最終的には疲労破壊Ｚ３が起きるが、その場合の疲労寿命は、図３中「（３）両端部加工」のグラフに例示する通りであり、「（２）始端部加工」の疲労寿命よりさらに向上する。
【００４３】
従って、図３に示すとおり、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法によれば、図３中の「両端部加工」と「リベット」のグラフに比較されるように、リベット接合による重ね合わせ継手に劣らない疲労強度を有する重ね合わせ継手とすることができ、従来のＦＳＷ重ね合わせ継手に比べ疲労強度特性が著しく改善され、疲労寿命が向上する。
【００４４】
なお、本実施例においては、始端部３１、終端部３２の両方にそれぞれ薄肉部１５’を有する加工済始端部３１’、加工済終端部３２’を設けたが、その一方を設け、他方は別の疲労強度改善手段を用いて組み合わせてもよい。尤も、パーシャルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手においては、始端部３１、終端部３２の両方においてそれぞれ同様の疲労強度改善がなされるので、より効果的に疲労強度特性の改善がなされ、始端部３１、終端部３２の両方にそれぞれ加工済始端部３１’、加工済終端部３２’を設けることが好ましい。
【実施例２】
【００４５】
図４に基づき、本発明の実施例２に係るＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法に関し説明する。図４（ａ）は、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の縦断面図であり、図４（ｂ）は、本実施例の疲労寿命比較グラフである。
【００４６】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手は、図８、図９で説明したと同様にＦＳＷ重ね合わせ接合されるが、ＦＳＷによる接合がなされ温度が下がった後、図４に示すように、接合に用いた工具、すなわち、ロッドツール２０のプローブ２１を、ＦＳＷ時より回転数と押し付け力を減じて終端部３２の抜き穴３３に押し付けて、発熱を抑制しつつ回転し、抜き穴３３を深く、拡大するようにしごいて、内面の平滑化を行い加工済抜き孔３３’としたものである。
【００４７】
発熱を抑制するためには、例えば、接合時のプローブ回転数約６００ｒｐｍに対して約６０ｒｐｍ、接合時の押し当て力Ｐ約７００ｋｇに対して押し当て力Ｐ’約２０〜３０ｋｇで、しごきを行う。
【００４８】
そのため、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法によれば、加工済抜き孔３３’の内面が平滑化されているので、亀裂の発生が防止される。
【００４９】
また、加工済抜き孔３３’は抜き穴３３を深く、拡大するように加工されているので、圧縮の残留応力が付加され、荷重負荷に対する抗力も向上する。例えば、上部材１５の厚さｔａ＝２ｍｍ、下部材１６の厚さｔｂ＝２ｍｍで、ＦＳＷのままの抜き穴３３の深さ２．３ｍｍの場合、しごき加工によって加工済抜き孔３３’の深さが２．４ｍｍ〜２．５ｍｍになるように深くされ、抜き穴３３はテーパがかかっているため、同時に拡大もなされる。
【００５０】
図４（ｂ）は、従来例の「（１）ＦＳＷのまま（深さ２．３ｍｍ）」と、本実施例の「（２）しごき（深さ２．４ｍｍ）」、「（３）しごき（深さ２．５ｍｍ）」の疲労寿命の比較例であり、リベット接合に近い疲労強度を有するものとなることがわかる。従って、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手は、従来例に比べ、終端部３２の疲労強度特性が著しく改善され、疲労寿命が向上する。
【００５１】
本実施例は、終端部３２の疲労強度改善をなすものであるから、終端部３２の疲労強度がクリティカルになるフルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手において簡単にして有効に作用効果を発揮できるものであるが、始端部３１における他の疲労強度改善手段とともに実施すれば、パーシャルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手においても有効に作用効果を奏することができる。
【実施例３】
【００５２】
図５に基づき、本発明の実施例３に係るＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法に関し説明する。図５（ａ）は、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の平面図であり、（ｂ）は、本実施例の他の形態の平面図である。
【００５３】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手は、図８、図９で説明したと同様にＦＳＷ重ね合わせ接合されるが、接合部１４ａ、１４ｂ（１４）が形成された後、図５（ａ）に示すように、さらに始端部３１、または終端部３２から接合中心線Ｘ方向に離れて隣接する位置に、リベット１０による接合を加えるものである。
【００５４】
また、他の態様としては、接合部１４ａ、１４ｂ（１４）が形成された後、図５（ｂ）に示すように、さらに始端部３１、または終端部３２から接合中心線Ｘから横方向に離れて隣接する位置にリベット１０による接合を加えるものである。
【００５５】
（ａ）、（ｂ）いずれの場合もリベット１０による接合は１箇所を図示したが、複数設けてもよい。また、図５はパーシャルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手を示したが、勿論、フルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手において同様に実施できる。
【００５６】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法によれば、始端部３１、終端部３２における接合部１４ａ、１４ｂ（１４）の負荷を、別途加えたリベット１０に分散し、応力集中を軽減することができ、疲労強度特性が改善され、疲労寿命が向上する。
【００５７】
特に、図示しないが、航空機部材のストリンガー１１（上部材１５）とスキン１２（下部材１６）とを接合する場合、さらにストリンガー１１間を接続するフレームがストリンガー１１と交差する形で設けられることがあるが、その場合ストリンガー１１とスキン１２のＦＳＷ接合部の延長線上で、スキン１２、ストリンガー１１にフレーム加えた３者をリベット接合すれば、各部材の配置の最適化とＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労強度特性改善とを共に達成することが可能となる。
【実施例４】
【００５８】
図６に基づき、本発明の実施例４に係るＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法に関し説明する。図６は、本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手の平面図である。
【００５９】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手は、図８、図９で説明したと同様にＦＳＷ重ね合わせ接合されるが、接合部１４が形成された後、図６に示すように、さらに終端部３２において抜き穴３３の位置で上、下部材１５、１６を貫通する通し穴３４を設けて、通し穴３４においてリベット１０による接合を加えるものである。
【００６０】
本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法によれば、終端部３２における抜き孔３３を上部材１５、下部材１６共に塞ぎ、上、下部材１５、１６の有効面積を実質的に増大させ且つ剛性変化を低減することで応力集中を軽減するとともに、疲労破壊が抜き穴３３の内面から発生することも解消し、終端部３２の疲労強度特性を改善し、疲労寿命を向上させるものとなる。
【００６１】
本実施例は、終端部３２の疲労強度改善をなすものであるから、終端部３２の疲労強度がクリティカルになるフルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手において簡単にして有効に作用効果を発揮できるものであるが、始端部３１における他の疲労強度改善手段とともに実施すれば、パーシャルラップのＦＳＷ重ね合わせ継手においても有効に作用効果を奏することができる。
【００６２】
以上説明したように、本発明の各実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法によれば、疲労強度特性が改善されＦＳＷ重ね合わせ継手の疲労寿命が向上するが、特に、航空機部材としてのストリンガー１１、フレーム等の骨材と、スキン１２等の外板とのＦＳＷ重ね合わせ接合構造において、スキン１２等外板内にかかる負荷、スキン１２等外板とストリンガー１１、フレーム等骨材との間にかかる負荷に対しても、応力集中を緩和でき、疲労強度が高く信頼性の高いＦＳＷ重ね合わせ継手が得られる。
【００６３】
以上、本発明を図示の各実施例について説明したが、本発明は上記の実施例に限定されず、本発明の範囲内でその具体的構成、構造に種々の変更を加えてよいことはいうまでもない。
【００６４】
たとえば、上記実施例では上部材１５、下部材１６の組み合わせとして航空機部材のストリンガー１１、スキン１２の組み合わせを例に説明したが、前述のように航空機部材の図示しないフレームとスキン１２の組み合わせにおいても同様である。そして、本発明のＦＳＷ重ね合わせ継手とその疲労強度改善方法は、上記の航空機部材に限られず、ＦＳＷによる重ね合わせ継手一般に適用されその作用効果を奏し得ることは勿論である。
【００６５】
なお、各実施例において「上部材」「下部材」という名称を用いたが、相接して重ね合わせ接合される両部材を相対的に区別するためのものであり、配置上の上下を限定するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００６６】
【図１】（ａ）は本発明の実施例１に係るＦＳＷ重ね合わせ継手の形成前の断面図であり、（ｂ）は（ａ）中Ａ−Ａ矢視平面図、（ｃ）は本実施例に係るＦＳＷ重ね合わせ継手の形成後の断面図であり、（ｄ）は（ｃ）中Ｂ−Ｂ矢視平面図である。
【図２】（ａ）〜（ｆ）は本実施例のＦＳＷ重ね合わせ継手と従来例との応力集中発生の比較説明図である。
【図３】図２の各例の疲労寿命比較グラフである。
【図４】（ａ）は本発明の実施例２に係るＦＳＷ重ね合わせ継手の縦断面図であり、（ｂ）は、本実施例の疲労寿命比較グラフである。
【図５】（ａ）は本発明の実施例３に係るＦＳＷ重ね合わせ継手の平面図であり、（ｂ）は、本実施例の他の形態の平面図である。
【図６】本発明の実施例４に係るＦＳＷ重ね合わせ継手の平面図である。
【図７】（ａ）は、従来のリベットによる重ね合わせ継手の断面図、（ｂ）はＦＳＷによる重ね合わせ継手の断面図である。
【図８】接合中の一般的なＦＳＷ重ね合わせ継手の断面図である。
【図９】従来のＦＳＷ重ね合わせ継手の問題点の説明図であり、（ａ）は「フルラップ」の状態の平面図、（ｂ）は（ａ）中Ｆ−Ｆ矢視断面図、（ｃ）は「パーシャルラップ」の状態の平面図、（ｄ）は（ｃ）中Ｇ−Ｇ矢視断面図である。
【符号の説明】
【００６７】
１０                リベット
１１                ストリンガー
１２                スキン
１３                リベット穴
１４                接合部
１４ａ、１４ｂ      接合部
１５                上部材
１５ａ、１５ｂ      上部材
１５’              薄肉部
１６                下部材
１６ａ、１６ｂ      下部材
２０                ロッドツール
２１                プローブ
２２                ショルダー部
３１                始端部
３１ａ              最先端
３１’              加工済始端部
３２                終端部
３２ｂ              最先端
３２’              加工済終端部
３３                抜き穴
３３’              加工済抜き穴
３４                通し穴
Ｘ                  接合中心線
Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３    疲労破壊
【図１】
2005169413.tif 000003
【図２】
2005169413.tif 000004
【図３】
2005169413.tif 000005
【図４】
2005169413.tif 000006
【図５】
2005169413.tif 000007
【図６】
2005169413.tif 000008
【図７】
2005169413.tif 000009
【図８】
2005169413.tif 000010
【図９】
2005169413.tif 000011