(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも一対のフェースシート及び該フェースシートの間に介装されたコアシートを含む３枚以上の超塑性成形及び拡散接合可能な金属シートの接合不要区域に接合防止材を塗布して重ね合わせ、該重ね合わされた金属シートからなる積層体を成形治具内にセットし、接合区域に対応する金属シートの部分を互いに拡散接合すると共に、各シート間の境界内の接合不要区域に不活性ガスを導入して該接合不要区域に対応する金属シートを超塑性成形する構造物の一体成形方法において、
上記フェースシートとコアシートとの接合区域が最大主応力方向及び最小主応力に沿って互いに交差する網目状に形成されたことを特徴とする構造物の一体成形方法。
【請求項２】
大なる応力発生領域における接合不要区域に対する接合区域の割合が、小なる応力発生領域における接合不要区域に対する接合区域の割合に対して大なることを特徴とする請求項１に記載の構造物の一体成形方法。
【請求項３】
接合不要区域に対する接合区域の割合が、大なる応力発生領域から小なる応力発生領域に移行するに従って順次減少することを特徴とする請求項１または２に記載の構造物の一体成形方法。
【請求項４】
一対のフェースシート間が、上記最大主応力に沿う一対の接合区域と最小主応力に沿う一対の接合区域によって略４辺形で一方のフェースシートと拡散接合され、頂点が他のフェースシートに拡散接合されたコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成されたことを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の構造物の一体成形方法。
【請求項５】
２枚のコアシートを有し、上記一対のフェースシート間が、上記最大主応力に沿う一対の接合区域と最小主応力に沿う一対の接合区域によって略４辺形で一方のフェースシートと拡散接合されると共に、頂点が他のフェースシートに拡散接合された一方のコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成され、上記最大主応力に沿う一対の接合区域と最小主応力に沿う一対の接合区域によって略４辺形で他方のフェースシートと拡散接合され、頂点が一方のフェースシートに拡散接合された他方のコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成されたことを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の構造物の一体成形方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、超塑性及び拡散接合の特性を持つ金属を用いた、例えば航空機の胴体隔壁構造等の構造物の一体成形方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
例えば、航空機の胴体構造は、複数列設されたフレーム構造、すなわち胴体隔壁構造の上に縦通材を並べて配置し、これに外板を張設した、いわゆるセミモノコックス構造が一般に使用されている。
【０００３】
この航空機の胴体には、電気系統、油圧系統、燃料系統、操縦系統等の各系統が機体前後方向に沿って通過及び配置されており、配管、配線及び各種の機器が取り付けられている。
【０００４】
この中で特に胴体隔壁構造は、これらの艤装部品の取付部として用いられることが多く、複雑な形状であると共に、主翼からの反力を受け止めるため充分な強度が要求される。
【０００５】
この胴体隔壁構造は、一般にビルトアップ法或いは機械一体成形法によって製造される。
【０００６】
ビルトアップ法による製造は、例えば図２３に斜視図を示すように、構成部品、例えば、コード１０１は素材となる押出型材を熱間成形すると共に機械加工により、またウェブ１０２はシート材、スティフナ１０３は押出型材、フィッティング１０４は鍛造材からなる素材を各々機械加工することによって予め加工成形され、加工成形された構成部品をリベットやボルト等のファスナによって互いに結合することによって胴体隔壁構造１００が製造される。
【０００７】
しかし、この製造方法によると、押出型材、鍛造材等の素材を用いることから素材製作に多くのコストを要し、各素材の機械加工に伴う加工コスト及び特にコード１０１にあっては熱間成形による成形コストが必要であり、更に構成部品の結合に１つの胴体隔壁構造当たり例えば、２〜３００本程度のファスナを必要とし、その結合作業に多くの工数を要することから製造コストの増大を招くものである。
【０００８】
また、各素材の機械加工には、機械加工のための必要最低板厚が要求されると共に、加工コスト等の兼ね合いから切削加工量、換言すると研削量の削減が要求され、多量のファスナを要することと相俟って胴体隔壁構造の重量増加、ひいては航空機の重量増加の要因となる。
【０００９】
一方、機械一体成型法は、例えば図２４（ａ）に斜視図を示すように鍛造材或いは鋳造材によって一体成形された素材１１０を機械加工によって上記コード１０１、ウェブ１０２、スティフナ１０３、フィッティング１０４等の各部を機械加工によって削り出して図２４（ｂ）に斜視図を示すような胴体隔壁構造１００を得る加工法であり、近年の航空機における大荷重部の加工によく見られる加工法である。
【００１０】
しかし、素材として一般材が使用できず、予め胴体隔壁構造１００に則した概略形状に形成された鍛造材或いは鋳造材からなる素材１１０を用いることから、材料自体の開発から実施しなければならず素材コストが高くなると共に、素材１１０の全面に亘り機械加工を実施し、その機械加工量が膨大な量になり、形状が複雑であることと相俟って、その加工に非常に長時間を要することから機械加工のコストが高くなり、製造コストの増大を招くものである。
【００１１】
また、ビルトアップ法と同様に素材の機械加工には、機械加工のための必要最低板厚を確保しなければならず、一方加工コスト等の兼ね合いから加工量の削減が要求され、胴体隔壁構造１００の重量増加の要因となる。
【００１２】
これらの対策として、チタンやチタン合金の多く、或いはニッケル合金には、超塑特性を有し、超塑性金属は、超塑性成形及び拡散接合手段により非常に複雑な形状であっても成形できることに着目し、超塑性成形と拡散接合技術を用いて一体に成形する成型方法が提案されている。
【００１３】
この成形方法は、例えば３枚以上の超塑性金属のシートを用意し、中間に位置するコアシートの一面の接合不要区域及び他面の接合不要区域に接合防止剤を塗布し、このコアシートの両面にフェースシートを重ね合わせ、この重合したシートを成形治具の内部にセットし、成形治具のキャビティとなる内部空間内を不活性ガスで置換しながら各シートの境界内を真空引きした後、全体を加熱すると共に、成形治具の内部空間に所定圧で不活性ガスを導入し、各シートの接合区域を拡散接合させて内部空間に導入した不活性ガスを排出する。
【００１４】
しかる後シートの境界内に所定圧の不活性ガスを導入することで超塑性成形を行うものである。
【００１５】
このように、接合不要区域に接合防止剤を塗布した複数の超塑性金属のシートを積層し、かつ成形治具内での不活性ガスの導入によって超塑性成形と拡散接合技術を用いて成型品を一体に成形する成型方法の先行技術としては、例えば特開昭５１−１１１４６５号公報が知られている。
【００１６】
【発明が解決しようとする課題】
上記超塑性成形と拡散接合技術を用いる一体成形方法によると、超塑性金属のシートを複数積層し、拡散接合と超塑性成形によって成型品を得ることから、素材としてシート状の一般材の使用が可能になり、機械加工が省略或いは極め少ない機械加工で可能になることから素材コストおよび加工コストの大幅な削減が得られて製造コストの低減が可能になる。
【００１７】
また、機械加工のための必要最低板厚を確保する必要がなくなり、重量の軽減ひいては航空機の重量軽減がもたらされる。
【００１８】
しかし、この成形方法は一体成形を目的とするものであって、外部荷重に基づく成形品に作用する応力に対して効率よく対処する方策は考慮されているものではない。
【００１９】
従って、かかる点に鑑みなされた本発明の目的は、外部荷重に起因する応力に対して効率的に対処し得る超塑性及び拡散接合の特性を持つ金属を用いた構造物の一体成形方法を提供することにある。
【００２２】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する請求項１に記載による構造物の一体成形方法の発明は、少なくとも一対のフェースシート及び該フェースシートの間に介装されたコアシートを含む３枚以上の超塑性成形及び拡散接合可能な金属シートの接合不要区域に接合防止材を塗布して重ね合わせ、該重ね合わされた金属シートからなる積層体を成形治具内にセットし、接合区域に対応する金属シートの部分を互いに拡散接合すると共に、各シート間の境界内の接合不要区域に不活性ガスを導入して該接合不要区域に対応する金属シートを超塑性成形する構造物の一体成形方法において、上記フェースシートとコアシートとの接合区域が最大主応力方向及び最小主応力に沿って互いに交差する網目状に形成されたことを特徴とする。
【００２３】
請求項１の発明によると、素材としてシート状の一般材の使用が可能になり、機械加工が省略或いは極め少ない機械加工で可能になることから素材コスト及び加工コストの大幅な削減が得られて製造コストの低減が可能になると共に、フェースシートとコアシートとの接合区域を最大主応力方向及び最小主応力に沿って互いに交差する網目状に形成することから、最大主応力方向及び最小主応力方向に沿って接合区域が形成されて外部荷重に起因する応力に対してフェースシートの変形が確実に抑制されてより高剛性をもって効率的に受け止めることが可能になる。
【００２４】
請求項２に記載の発明は、請求項１の構造物の一体成形方法において、大なる応力発生領域における接合不要区域に対する接合区域の割合が、小なる応力発生領域における接合不要区域に対する接合区域の割合に対して大なることを特徴とする。
【００２５】
請求項３に記載の発明は、請求項１または２の構造物の一体成形方法において、接合不要区域に対する接合区域の割合が、大なる応力発生領域から小なる応力発生領域に移行するに従って順次減少することを特徴とする。
【００２６】
請求項２及び請求項３の発明によると、応力の発生領域に応じて接合不要区域に対する接合区域の割合を変えることにより、その発生領域に相応した接合区域と接合不要区域が形成され、応力発生状態に応じて応力を効率的に受け止めることが可能になる。
【００２７】
請求項４に記載の発明は、請求項１〜３のいずれか１項に構造物の一体成形方法において、一対のフェースシート間が、上記最大主応力に沿う一対の接合区域と最小主応力に沿う一対の接合区域によって略４辺形で一方のフェースシートと拡散接合され、頂点が他のフェースシートに拡散接合されたコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成されたことを特徴とする。
【００２８】
この請求項４の発明によると、一対のフェースシート間が、コアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成されると共に、両フェースシートがコアシートによって互いに結合されることから、より高剛性の構造物が得られる。
【００２９】
請求項５に記載の発明は、請求項１〜３のいずれか１項の構造物の一体成形方法において、２枚のコアシートを有し、上記一対のフェースシート間が、上記最大主応力に沿う一対の接合区域と最小主応力に沿う一対の接合区域によって略４辺形で一方のフェースシートと拡散接合されると共に、頂点が他のフェースシートに拡散接合された一方のコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成され、上記最大主応力に沿う一対の接合区域と最小主応力に沿う一対の接合区域によって略４辺形で他方のフェースシートと拡散接合され、頂点が一方のフェースシートに拡散接合された他方のコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成されたことを特徴とする。
【００３０】
この請求項５の発明によると、一対のフェースシート間が、一方のコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成され、更に他方のコアシートによって複数の略４角錐形状に区画形成されると共に、両フェースシートが両コアシートによって互いに結合されることから、より高剛性の構造物が得られる。
【００３１】
【発明の実施の形態】
第１実施の形態
以下、構造物が航空機の胴体隔壁構造である場合を例に、本発明の第１実施の形態を説明する。
【００３２】
航空機の胴体構造は、例えば図２１に要部破断斜視図を示すように複数の胴体隔壁構造ａを列設し、列設された胴体隔壁構造ａの上に縦通材ｂを並べ、これに外板ｃが張設されて構成される。
【００３３】
胴体隔壁構造ａの中でも主翼ｄの間に設けられ、主翼ｄからの反力を受け止めるため最も高強度が要求される翼胴結合隔壁を例に、本発明による構造物の一体成形方法を説明する。
【００３４】
図１は翼胴結合隔壁構造１の斜視図であって、翼胴結合隔壁構造１は、その中央部に装備品類取付部２が形成され、装備品類取付部２を介して一対のエンジンダクト取付孔３が開口すると共に、両端に胴体と翼とを結合するための翼胴結合金具１９が設けられている。
【００３５】
更に翼胴結合隔壁構造１の上部は中央部が緩やかに湾曲すると共に、中央下部には胴体の下部に装備品等を格納するための凹部４が形成されている。
【００３６】
図２は、ＦＥＭ（有限要素法）による翼胴結合隔壁１の解析結果であって、この解析結果によると最大主応力は、例えば図２に示す線の長さによって主応力の大きさを、また線の方向によって主応力の方向を示すような結果が得られる。
【００３７】
図３は、同様にＦＥＭ（有限要素法）による最小主応力の解析結果であって、線の長さによって主応力の大きさを、また線の方向によって主応力の方向を示すような結果が得られる。
【００３８】
図４は、図２及び図３に基づいて得られた主応力の方向及び大きさにより翼胴結合隔壁構造１のコアの方向を検討した結果である。コア方向は主応力の方向と一致し、コアピッチは、主応力の大きな部位は狭くすることにより、高剛性となる。主応力の流れは、荷重入力点である一方の翼胴結合金具１９から反力点である他方の翼胴結合金具１９の間を滑らかな曲線にて伝わっていくことから、コア方向もこの曲線に沿う様に配置することにより、より高剛性に形成される。
【００３９】
次に、超塑性成形と拡散接合技術を用いる翼胴結合隔壁構造１の一体成形方法について図５乃至図１９及び図２０の製造工程図によって説明する。
【００４０】
先ず、４枚の超塑性金属シート、例えばＴｉ−６Ａｌ−４Ｖからなるチタン合金シート素材等を用意し、部品成形工程Ｓ１においてチタン合金シート素材から機械加工等によって図５（ａ）、（ｂ）、（ｃ）、（ｄ）に各々示すようなアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４を得る。
【００４１】
ここではアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４は、予め上記製造すべき翼胴結合隔壁構造１より大きく略相似形状に形成され、各シートの下部には上記翼胴結合隔壁構造１の凹部４に対応して凹部１１ａ、１２ａ、１３ａ、１４ａが形成されている。なお、これら各シートは単に長方形のシート材であってもよい。
【００４２】
また、これら各シート１１、１２、１３、１４を重ね合わせた際、その中間に位置するアッパーコアシート１２には、後述する各々アッパーコアシート１２の上面１２Ａの接合不要区域Ｂと下面１２Ｂの接合不要区域Ｄが平面視重複する部分にガス孔１２ｇが、またロアコアシート１３にも同様にロアコアシート１３の上面１３Ａの接合不要区域Ｄと下面１３Ｂの接合不要区域Ｆが平面視重複する部分にガス孔１３ｇが各々穿設されている。
【００４３】
次の接合防止剤塗布工程Ｓ２において積層される上記アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２の間、アッパーコアシート１２とロアコアシート１３の間、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の間の接合すべき各接合区域を除いた各接合不要区域にイットリア等の接合防止剤を塗布する。
【００４４】
上記各シート間の接合区域及び接合防止剤を塗布する接合不要区域について図６乃至図９に示す接合防止剤塗布パターン説明図によって説明する。
【００４５】
図６はアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４の各シートを積層し、その各シート間の境界内における接合すべき各接合区域のパターン要部を透視的に説明する接合防止剤塗布パターン説明図であって、実線ａがアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２の間、一点鎖線ｂがアッパーコアシート１２とロアコアシート１３の間、同様に破線ｃがロアコアシート１３とロアフェースシート１４の間における各々の接合区域と接合不要区域との境界を示している。
【００４６】
そして、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２の間においては、図７にハッチングで示す接合区域Ａと白抜きで表される接合不要区域Ｂとに区画され、接合区域Ａは上記図２及び図３に示す最大主応力方向に沿って延設される第１接合区域Ａ１及び最小主応力方向に沿って延設される第２接合区域Ａ２が互いに交差する網目状に形成される。
【００４７】
更に、図４に示されるように翼結合金具１９が取り付けられる翼胴結合隔壁構造１の両端近傍及びエンジンダクト取付孔３の上方縁に沿う部分等の比較的大なる応力が発生する部分に対応して第１接合区域Ａ１と第２接合区域Ａ２によって形成される接合区域Ａの分布密度が比較的大に、また比較的応力発生の少ない両エンジンダクト取付孔３の間においては接合区域Ａの分布密度が比較的小になるように、応力分布に状態に相応して接合区域Ａ及び接合不要区域Ｂの分布割合が設定される。換言すると接合不要区域Ｂに対する接合区域Ａの割合が、大なる応力発生領域から小なる応力発生領域に移行するに従って順次減少するようになされている。
【００４８】
ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の間においても同様に、図８にハッチングで示す接合区域Ｃと白抜きで表される接合不要区域Ｄとに区画され、接合区域Ｃは上記図２及び図３に示す最大主応力方向に沿って延設される第１接合区域Ｃ１及び最小主応力方向に沿って延設される第２接合区域Ｃ２が互いに交差する網目状に形成されると共に、翼胴結合隔壁構造１の応力分布に対応して接合区域Ｃ及び接合不要区域Ｄの分布割合が設定される。
【００４９】
更に平面視状態において、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２の間における接合区域Ａの第１接合区域Ａ１と第２接合区域Ａ２との交差部Ａａに対して接合区域Ｃの第１接合区域Ｃ１と第２接合区域Ｃ２との交差部Ｃａが平面視重複しないように互いに偏倚するよう設定されている。
【００５０】
アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３の間においては、図９にハッチングで示す接合区域Ｅと白抜きで示される接合不要区域Ｆとに区画され、接合区域Ｅは、平面視状態において上記接合区域Ａの第１接合区域Ａ１と第２接合区域Ａ２及び上記接合部Ｃの第１接合区域Ｃ１と第２接合区域Ｃ２と交差すると共に、互いに交差する第１接合区域Ｅ１と第２接合区域Ｅ２によって網目状に形成され、その交差部Ｅａが上記交差部Ａａ及びＣａと重複するように構成されている。
【００５１】
そして、アッパーコアシート１２の上面１２Ａに上記接合不要区域Ｂに対応して接合防止剤を塗布し、ロアフェースシート１４の上面１４Ａに上記接合不要区域Ｄに対応して接続防止剤を塗布し、更にロアコアシート１３の上面１３Ａに上記接合不要区域Ｆに対応して接合防止剤を塗布する。
【００５２】
更に、図１０に各シート１１、１２、１３、１４を積層した平面図を示すように、破線１ａで示す製造すべき翼胴結合隔壁構造１の外端に相当するシートの部分と斜線で示すシートの外周縁部との間や、エンジンダクト取付孔３に相当する部分に接合防止剤を塗布する。換言すると斜線で示すシートの外周縁部及び翼胴結合金具１９に相応する部分には接合防止剤は塗布されない。
【００５３】
しかる後、積層工程Ｓ３においてロアフェースシート１４上に、順次ロアコアシート１３、アッパーコアシート１２、アッパーフェースシート１１を重ね合わせて積層体１５を形成する。
【００５４】
次に、図１１（ａ）に示すように積層体セット工程Ｓ４で第１成形治具３１及び第２成形治具３２からなる成形治具３０に積層体１５をセットし、成形治具３０及び成形治具３０にセットされた積層体１５の全体を加熱炉（図示せず）内に搬入する。
【００５５】
続く成形工程Ｓ５によって、第１成形治具３１と第２成形治具３２の各内部空間３１ａ、３２ａを不活性ガスで置換しながら、互いに積層されたアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２、アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の境界内を真空引きした後、加熱炉により積層体１５及び成形治具３０の全体を加熱する。
【００５６】
所定温度、例えば９００〜９２０℃に昇温後に成形治具３０の内部空間３１ａ及び３２ａ内に不活性ガス（例えばアルゴンガス、ヘリウムガス等）を所定圧、例えば２０〜３０気圧で導入して、接合防止剤が介在することなく直接圧接されるアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２、アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の各接合区域Ａ、Ｃ、Ｅを互いに拡散接合させ、しかる後、内部空間３１ａ及び３２ａ内に導入された不活性ガスを排出すると共に真空引きする。
【００５７】
次に、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２、アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の各境界に形成され、接合防止剤によって上記拡散接合が防止された接合不要区域Ｂ、Ｄ、Ｆの少なくとも一部に加圧された不活性ガスを導入してアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４を超塑性成形する。
【００５８】
この不活性ガス導入による各シート１１、１２、１３、１４の超塑性成形について、成形後における翼胴結合隔壁構造１の要部破断斜視図を示す図１２、図１２の一部破断要部平面図を示す図１３、図１２の矢視Ｇ方向からの側面図である図１４、図１２の矢視Ｈ方向からの側面図を示す図１５をも参照して説明する。
【００５９】
アッパーコアシート１２に穿設されたガス孔１２ｇによってアッパーフェースシート１１とアッーパコアシート１２の境界内に形成される接合不要区域Ｂとアッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３の境界内に形成される接合不要区域Ｆが互いに連通し、この接合不要区域Ｆがロアコアシート１３とロアフェースシート１４の境界内に形成される接合不要区域Ｄにロアコアシート１３に穿設されたガス孔１３ｇによって連続されることから、導入された不活性ガスは各接合不要区域Ｂ、Ｄ、Ｆに順次導かれ、不活性ガスの導入に伴って各接合不要区域Ｂ、Ｄ、Ｆに対応する部分のアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシ−ト１３、ロアフェースシート１４が超塑性変形する。
【００６０】
この各シート１１、１２、１３、１４の超塑性変形によって接合不要区域Ｂに対応してアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２によって複数の第１拡張室１６、接合不要区域Ｄに対応してロアコアシート１３とロアフェースシート１４によって複数の第３拡張室１８を形成する。
【００６１】
そして図１１（ｂ）に示すようにアッパーフェースシート１１が第１成形治具３１の成形面３１ｂに押接し、ロアフェースシート１４が第２成形治具３２の成形面３２ｂに押接されるまで不活性ガスが供給され、外周形状が第１成形治具３１の成形面３１ｂ及び第２成形治具３２の成形面３２ｂに倣った形状の成形体となる。
【００６２】
しかる後、成形体は成形治具３０から取り出され、図１１（ｃ）に示すトリム工程Ｓ６において切削加工等によって外観形状が整えられて翼胴結合隔壁構造本体２０が形成される。なお図１１（ｃ）において、符号２０ａはエンジンダクト取付孔３の外周に沿って形成されるエンジンダクト取付用フランジであり、２０ｂは翼胴結合隔壁構造本体２０の外周に沿って形成される外板取付用フランジである。
【００６３】
このように成形された翼胴結合隔壁構造本体２０に装備品等を取り付けて図１に斜視図を示すような翼胴結合隔壁構造１となる。
【００６４】
このように成形された翼胴結合隔壁構造１は、上記図１２乃至図１５から明らかなように、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２が翼胴結合隔壁構造１に作用する最大主応力の方向に沿って形成される接合区域Ａの第１接合区域Ａ１によって拡散接合されると共に、最小主応力の方向に沿って形成される第２接合区域Ａ２によって拡散接合され、更に応力分布状態に相応して接合区域Ａ及び接合不要区域Ｂの分布割合が設定されことと相俟って翼胴結合隔壁構造１に発生する応力を効率的に受け止められる。
【００６５】
同様にロアフェースシート１４とロアコアシート１３においても、翼胴結合隔壁構造１に作用する最大主応力の方向に沿って形成される接合区域Ｃの第１接合区域Ｃ１によって拡散接合されると共に、最小主応力の方向に沿って形成される第２接合区域Ｃ２によって拡散接合され、かつ応力分布状態に相応して接合区域Ｃ及び接合不要区域Ｄの分布割合が設定されることから翼胴結合隔壁構造１に発生する応力を効率的に受け止められる。
【００６６】
更にこれらアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２の接合部及びロアフェースシート１４とロアコアシート１３の接合部の両接合部が翼胴結合隔壁構造１内を多数の略角錐形状に区画するアッパーコアシート１２及びロアコアシート１３によって一体に結合することによって更に翼胴結合隔壁１の剛性強度が確保される。
【００６７】
また、チタン合金からなるアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４の各シートを積層し、拡散接合と超塑性成形によって翼胴結合隔壁構造１を得ることから、素材としてシート状の一般材の使用が可能になり、かつ機械加工が極めて少なくなることなら素材コストおよび加工コストの大幅な削減が得られて製造コストの低減が可能になる。
【００６８】
また、機械加工のための必要最低板厚を確保する必要がなくなり、重量の軽減ひいては航空機の重量軽減がもたらされる。
【００６９】
なお、装備品類取付部２は、図１６に図１のＩ−Ｉ線断面を示すように翼胴結合隔壁構造本体２０に開口する開口部２１にチタン合金等からなる装備品類取付用の補強材２２を架設し、この補強２２に装備品類２５を取り付けるよう構成されている。
【００７０】
この補強材２２の取付は、積層体セット工程Ｓ４において積層体１５と共に成形治具３０内の所定位置にセットし、成形工程Ｓ５においてアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４等の各シートを拡散接合する際に、ロアフェースシート１４に補強材２２を拡散接合することによって取り付けることによって、別工程での補強材２２を取り付ける作業が省略され作業の効率化が得られる。
【００７１】
また、装備品類取付部２は、図１７に図１のＩ−Ｉ線断面を示すように翼胴結合隔壁構造本体２０に開口する開口部２１の周縁を挟持するように環状の補強枠２２ａと開口部２１に掛け渡される補強材２２ｂを対向配置し、補強材２２ｂに装備品類２５を取り付けるように構成することも可能である。
【００７２】
この補強枠２２ａ及び２２ｂの取付は、積層体セット工程Ｓ４において積層体１５と共に成形治具３０内の所定位置に積層体１５を挟持するように対向せしめてセットし、成形工程Ｓ５で各シート１１、１２、１３、１４を拡散接合する際に、アッパーフェースシート１１及びロアフェースシート１４に補強枠２２ａ及び２２ｂを拡散接合することによって取り付けられる。
【００７３】
翼胴結合隔壁構造体２０にチタン合金等の管材を配管するには、積層工程Ｓ３において各シート１１、１２、１３、１４を重ね合わせて積層体１５を得る際、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２との間の所定位置に配置し、成形工程Ｓ５における各シート１１、１２、１３、１４間の拡散接合と同時にアッパーフェースシート１１及びアッパーコアシート１２に拡散結合され、上記超塑性成形によって図１８に要部断面を示すように翼胴結合隔壁構造体２０内に管材２４が配管され、別工程での配管作業が省略される。また、同様に管材２４は、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４との間に配置することも可能である。
【００７４】
更に、積層体セット工程Ｓ４において、積層体１５のアッパーフェースシート１１上の所定位置に管材２４をセットし、成形工程Ｓ５で各シート１１、１２、１３、１４を拡散接合する際に、アッパーフェースシート１１に拡散接合することによって図１９に要部断面を示すように管材２４の一部が埋設するように配管することも可能である。
【００７５】
第２実施の形態
以下本発明による第２実施の形態を図２２によって説明する。なお説明の便宜上図２２において上記第１実施の形態と対応する部分に同一符号を付することで、該部分の詳細な説明を省略する。
【００７６】
本実施の形態は、翼結合金具をシート材によって成形するのでなく、予め機械加工によって製作しておき、端部に金具を一体に取り付ける翼胴結合隔壁構造体２０に関し、図２２はその成形工程の概要を説明する説明図である。
【００７７】
先ず、図２２（ａ）に概要を示すように４枚の超塑性金属シート、例えばチタン合金シート素材等から機械加工等によって得られた所定形状のアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４及び鍛造材等の素材から機械加工によって得られた所定形状の一対の翼結合金具となる金具２６、２７を用意する。
【００７８】
金具２６は、例えば図２２（ａ）に斜視図を示すように平坦面２６ｂとこの平坦面２６ｂに連続形成される傾斜面２６ｃを有する接合面２６ａを具備する接合部２６Ａと、接合部２６Ａに一体結合される取付フランジ部２６Ｂを具備する断面略Ｔ字形に形成され、金具２７も同様に平坦面２７ｂとこの平坦面２７ｂに連続形成される傾斜面２７ｃを有する接合面２７ａを具備する接合部２７Ａと、接合部２７Ａに一体結合される取付フランジ部２７Ｂを具備する断面略Ｔ字形に形成されている。
【００７９】
一方、成形治具３０は、図２２（ｃ）に示すように第１成形治具３１と第２成形治具３２を有し、第１成形治具３１及び第２成形治具３２は、各々翼胴結合隔壁構造本体２０の外形形状に対応した内部空間３１ａ、３２ａを有し、かつ内部空間３１ａの端部には上記金具２６の接合面２６ａが内部空間３１ａの成形面３１ｂに連続する状態で接合部２６Ａ及び取付フランジ部２６Ｂが嵌合する金具嵌挿部３１ｃが凹設されている一方、内部空間３２ｂの端部にも上記金具２７の接合面２７ａが内部空間３２ａの成形面３２ｂに連続する状態で接合部２７Ａ及び取付フランジ部２７Ｂが嵌合する金具嵌挿部３２ｃが凹設されている。
【００８０】
次の接合防止剤塗布工程において第１実施形態と同様に応力分布状態に相応した接合防止剤塗布パターンに従ってアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２の間、アッパーコアシート１２とロアコアシート１３の間、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の間に防止剤を塗布し、積層工程において各シート１１、１２、１３、１４を重ね合わせて積層体１５を形成する。
【００８１】
そして、次の図２２（ｂ）及び（ｃ）に示す積層体セット工程Ｓ４で第１成形治具３１の金具嵌挿部３１ｃに金具２６の接合部２６Ａ及び取付フランジ部２６Ｂを嵌装し、第２成形治具３２の金具嵌挿部３２ｃに金具２７の接合部２７Ａ及び取付フランジ部２７Ｂを嵌装し、両金具２６、２７の平坦面２６ｂと２７ｂによって積層体１５を挟んだ状態で成形治具３０に積層体１５をセットする。
【００８２】
続く成形工程Ｓ５によって、第１実施の形態同様に、第１成形治具３１と第２成形治具３２の各内部空間３１ａ、３２ａ内を不活性ガスで置換しながら互いに積層されたアッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２、アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の境界内を真空引きした後、加熱炉により積層体１５及び成形治具３０の全体を加熱する。
【００８３】
そして所定温度に加熱した後に成形治具３０の内部空間３１ａ及び３２ａ内に不活性ガスを所定圧で導入して、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２、アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の接合防止剤が塗布されていない各接合区域Ａ、Ｃ、Ｅおよび、金具２６の平坦面２６ｂとアッパーフェースシート１１、金具２７の平坦面２７ｂとロアフェースシート１４とを互いに図２２（ｄ）に示すように拡散接合させ、しかる後、内部空間３１ａ及び３２ａ内に導入された不活性ガスを排出すると共に真空引きする。
【００８４】
次に、アッパーフェースシート１１とアッパーコアシート１２、アッパーコアシート１２とロアコアシ−ト１３、ロアコアシート１３とロアフェースシート１４の各境界に形成され、接合防止剤によって上記拡散接合が防止された接合不要区域Ｂ、Ｄ、Ｆに加圧された不活性ガスを導入してアッパーフェースシート１１、アッパーコアシート１２、ロアコアシート１３、ロアフェースシート１４を超塑性成形する。
【００８５】
この各シート１１、１２、１３、１４の超塑性変形によって第１実施の形態同様に接合不要区域Ｂ、Ｄ、Ｆに対応して複数の拡張室を形成すると共にアッパーフェースシート１１が第１成形治具３１の成形面３１ｂおよび金具２６の傾斜面２６ｃに押接し、かつロアフェースシート１４が第２成形治具３２の成形面３２ｂ及び金具２７の傾斜面２７ｃに押接するまで不活性ガスが供給され、アッパーフェースシート１１と金具２６の傾斜面２６ｃ及びロアフェースシート１４と金具２７の傾斜面２７ｃとが各々拡散結合されると共に、外周形状が第１成形治具３１の成形面３１ｂ及び第２成形治具３２の成形面３２ｂに倣った図２２（ｅ）に示すような形状の成形体となる。
【００８６】
しかる後、成形体は成形治具３０から取り出され、トリム工程Ｓ６において切削加工等によって外観形状が整えられる。
【００８７】
このように成形された翼胴結合隔壁構造は、上記第１実施に形態の効果に加え、端部が拡散接合された金具によって補剛されて剛性が向上すると共に、別工程での金具２６、２７を取り付ける作業が省略され作業に効率化が得られる。
【００８８】
上記第１実施の形態及び第２実施の形態においては翼胴結合隔壁構造について説明したが、他の胴体隔壁構造は勿論、応力が発生する他の超塑性金属による一体構造体に本発明を適用することも可能であり、また要求剛性に応じてアッパーコアシート或いはロアコアシートのいずれか一方を省略することも可能であるし、接合区域と接合不要区域の分布割合を変える代わりに、アッパーフェースシートまたはロアコアシートの当該部の板厚を変更したり、アッパーフェースシートとアッパーコアシートの間或いはロアフェースシートとロアコアシーとの間に補強用のシート材を介装してもよい。
【００８９】
更に接合区域の接合面にインサート材、例えばＣｕ−Ｎｉメッキを施した拡散接合、即ち液相拡散接合においても同様の方法で実施することが可能であり、本発明は、上記実施形態に限定されることなく本発明に要旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。
【００９０】
【発明の効果】
以上説明した、構造物の一体成形方法によると、素材としてシート状の一般材の使用が可能になり、機械加工が省略或いは極め少ない機械加工で可能になることから素材コスト及び加工コストの大幅な削減が得られて製造コストの低減が可能になると共に、フェースシートとコアシートとの接合区域を最大主応力方向及び最小主応力方向に沿って形成することから、該部荷重に起因する応力に対してフェースシートの変形が抑制されて高剛性をもって効率的に受け止めることが可能になり、高品質の胴体隔壁構造が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】第１実施の形態を説明する翼胴結合隔壁構造の斜視図である。
【図２】翼胴結合隔壁構造の有限要素法による解析結果を説明する説明図であり、線の長さによって最大主応力の大きさを、線の方向によって最大主応力の方向を示すものである。
【図３】同じく、翼胴結合隔壁構造の有限要素法による解析結果を説明する説明図であり、線の長さによって最小主応力の大きさを、線の方向によって最小主応力の方向を示すものである。
【図４】図２及び図３より得られた主応力の方向及び主応力の大きさより翼胴結合隔壁構造のフェースシートとコアシートとの接合区域を説明する図である。
【図５】各シートを説明する斜視図であり、（ａ）、（ｂ）、（ｃ）、（ｄ）は各々アッパーフェースシート、アッパーコアシート、ロアコアシート、ロアフェースシートの斜視図である。
【図６】各シート間における接合防止剤塗布パターンの説明図である。
【図７】アッパーフェースシートとアッパーコアシートの間における接合防止剤塗布パターンの説明図である。
【図８】ロアコアシートとロアフェースシートの間における接合防止剤塗布パターンの説明図である。
【図９】アッパーコアシートとロアコアシ−トの間における接合防止剤塗布パターンの説明図である。
【図１０】積層体を説明する平面図である。
【図１１】製造工程を示す説明図であり、（ａ）、（ｂ）、（ｃ）は各々積層体セット工程、成形工程、トリム工程の説明図である
【図１２】翼胴結合隔壁構造の要部破断斜視図である。
【図１３】図１２の一部破断要部平面図である。
【図１４】図１２の矢視Ｇ方向からの側面図である。
【図１５】図１２の矢視Ｈ方向からの側面図である。
【図１６】装備品取付部を説明する図１のＩ−Ｉ線断面図である。
【図１７】他の装備品取付部を説明する図１のＩ−Ｉ線断面図である。
【図１８】配管構造を説明する翼胴結合隔壁構造体の要部断面図である。
【図１９】他の配管構造を説明する翼胴結合隔壁構造体の要部断面図である。
【図２０】翼胴結合隔壁構造の製造工程図である。
【図２１】航空機の胴体構造の概要を説明する航空機の要部破断斜視図である。
【図２２】第２実施の形態の説明図であり、（ａ）はアッパーフェースシート、アッパーコアシート、ロアコアシート、ロアフェースシート及び金具概要説明図、（ｂ）及び（ｃ）は積層体セット工程の説明図、（ｄ）は成形工程の説明図、（ｅ）は成形完了後の説明図である。
【図２３】従来の航空機の胴体隔壁構造及びビルトアップ法による製造方法を説明する胴体隔壁構造の斜視図である。
【図２４】胴体隔壁構造の機械一体成型法による製造方法の説明図であり、（ａ）は素材の斜視図であり、（ｂ）は機械加工された胴体隔壁構造の斜視図である。
【符号の説明】
１    翼胴結合隔壁構造
２    装備品類取付部
３    エンジンダクト取付孔
１１    アッパーフェースシート
１２    アッパーコアシート
１３    ロアコアシート
１４    ロアフェースシート
１５    積層体
１６    第１拡張室
１７    第２拡張室
２０    翼胴結合隔壁構造本体
２６    金具
２７    金具
３０    成形治具
３１    第１成形治具
３１ａ  内部空間
３１ｂ  成形面
３２    第２成形治具
３０    成形治具
３２ａ  内部空間
３２ｂ  成形面
Ａ    接合区域
Ａ１    第１接合区域
Ａ２    第２接合区域
Ｂ    接合不要区域
Ｃ    接合区域
Ｃ１    第１接合区域
Ｃ２    第２接合区域
Ｄ    接合不要区域
Ｅ    接合区域
Ｅ１    第１接合区域
Ｅ２    第２接合区域
Ｆ    接合不要区域
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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