(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
非対称・１ピース・中空金属構造体であって、
−実質的に異なる曲率を有するとともに、エッジ（２０）において互いに連結され、該エッジから離れるにつれ次第に離間する、２つの外側スキン（１６、１８）と、
−該２つの外側スキン（１６、１８）の間に複数対が設けられるとともに、前記２つの外側スキンの間に配置された中央仕切壁（３０）によって各対が分離され、かつ該中央仕切壁（３０）を外側スキン（１６、１８）の各々に対して連結している連結仕切壁（３２、３４）により画成された閉塞キャビティ（２６、２８）、を形成する内部補強体と、
を具備し、
対をなす前記閉塞キャビティが、前記エッジのコード方向に対して実質的に垂直に配置されるとともに、前記コード方向において並置され、
前記閉塞キャビティの隣接する各対の間に、中央キャビティ（３６）が形成され、
この中央キャビティ（３６）が、エッジに対して平行な断面においては実質的に６角形であることを特徴とする構造体。
【請求項２】
前記キャビティ（２６、２８）の各対は、前記構造体の前記エッジ（２０）に対して実質的に垂直な対称面（Ｐ）を備え、
該対称面は、前記キャビティ（２６、２８）が前記エッジ（２０）のコード方向に並置されるように規則的に離間されていることを特徴とする請求項１記載の構造体。
【請求項３】
前記キャビティ（２６、２８）は、前記対称面（Ｐ）内に延在しているとともに、この方向に、より狭い幅を有していることを特徴とする請求項２記載の構造体。
【請求項４】
各キャビティ（２６、２８）の前記連結仕切壁（３２、３４）は、該連結仕切壁が連結される前記外側スキン（１６、１８）に対して約３０°〜約３５°の角度で傾斜しており、これにより、前記キャビティは、前記中央仕切壁（３０）に向けて減少するような、前記スキンに対して平行な断面を有していることを特徴とする請求項１ないし３のいずれかに記載の構造体。
【請求項５】
前記外側スキン（１６、１８）は、前記キャビティ（２６、２８）の外側に位置する部分が、前記キャビティを形成している部分、前記中央仕切壁（３０）、および、前記連結仕切壁（３２、３４）よりも、より厚いことを特徴とする請求項１ないし４のいずれかに記載の構造体。
【請求項６】
前記２つの外側スキンは、凸状スキン（１６）および凹状スキン（１８）を備え、前記中央仕切壁（３０）は、前記２つのスキンどうしの間に実質的に等距離の位置に配置されていることを特徴とする請求項１ないし５のいずれかに記載の構造体。
【請求項７】
航空機ウィング（１０）の先端スラット（１２）の後端部材（１４）の少なくとも一部を構成することを特徴とする請求項１ないし６のいずれかに記載の構造体。
【請求項８】
拡散溶接および超可塑成形により１ピース・中空金属構造体を製造するために、
−前記構造体の２つの外側スキン（１６、１８）および内部補強体を形成するためのシート（Ｔ１〜Ｔ６）を準備するとともに、これらのシートの対向表面上において溶接すべき領域を決め、
−スタックされた前記シート（Ｔ１〜Ｔ６）を溶接用および成形用ツール（３８）内に配置するとともに、前記シート（Ｔ１〜Ｔ６）の端部を挟み付けることにより前記ツールを閉塞し、
−スタックされた前記シートを拡散溶接するために、加熱するとともに、前記ツール（３８）内において、スタックされた前記シートの両面に第１圧力を印加し、
−超可塑成形を行うために、前記第１圧力を除去するとともに、前記外側スキンをなす前記シートと前記内部補強体をなす前記シートとの間に第２圧力を印加し、
−冷却し、前記ツールを開放し、さらに、得られた構造体を機械加工するという方法であって、
製造されるべき前記構造体が、非対称であり、かつ、実質的に異なる曲率を有するとともにエッジに沿って互いに連結され該エッジから離れるにつれ次第に離間する２つの外側スキンを備え、さらに、該２つの外側スキンの各々が、前記構造体のうちの内部補強体の外側の領域において少なくとも２枚のシート（Ｔ１〜Ｔ３、Ｔ４〜Ｔ６）により形成されていることにより、
前記ツール（３８）内へのスタックされた前記シートの前記配置は、
−曲率が大きい方の前記外側スキン（１８）を形成するための第１シート（Ｔ１〜Ｔ３）の厚さを、曲率が小さい方の前記外側スキン（１６）を形成するための第２シートを向く面から、成形後の機械加工によって除去されるべき領域において、製造されるべき前記構造体の前記エッジ（２０）に平行に、前記第１シートの少なくとも１つ（Ｔ２、Ｔ３）から部材（４４、４６）をカット（４０、４２）することにより、減少させ、
−前記第２シート（Ｔ４〜Ｔ６）の厚さを、前記第１シートを向く面に対して、前記シート（Ｔ１〜Ｔ６）が前記ツール内に配置される際に前記部材（４４、４６）が前記切欠（４０、４２）を正確に充填するようにして、前記部材（４４、４６）を付加することにより、増加させる、
ことにより行われることを特徴とする方法。
【請求項９】
前記外側スキン（１６、１８）の各々は、前記補強体の外側の領域において少なくとも３枚のシート（Ｔ１〜Ｔ３、Ｔ４〜Ｔ６）により形成され、
前記第１シートの２枚（Ｔ２、Ｔ３）からは、前記第２シート（Ｔ４〜Ｔ６）を向く側から、部材（４４、４６）がカットされ、
前記第２シートから遠い方の第１シート（Ｔ２）からカットされた部材（４４）の幅は、前記第２のシートに近い方の第１シート（Ｔ３）からカットされた部材（４６）の幅よりも細いことを特徴とする請求項８記載の方法。
【発明の詳細な説明】
発明の属する技術分野
本発明は、主に、実質的に異なる曲率を有するとともにエッジに沿って連結された外側スキンと、外側スキンとうしの間にキャビティを形成する内部補強体と、を有する中空金属構造体に関するものである。
本発明の構造体は、非対称性と１ピースであることとを独自の特徴とするものであって、有利には、航空機ウィング先端スラットの後端部材の少なくとも一部を形成するのに使用することができる。
本発明は、また、そのような非対称構造体を、拡散溶接および超可塑成形により製造するための方法に関するものである。
従来の技術
実在の航空機においては、ウィング先端スラットの後端部材は、いくつかの部材を連結およびリベット止めして組み立てることにより、製造される。これら部材は、一般に、後端部材の上表面および内表面を形成するための２つの外側スキンと、実際の後端部材を形成している突出ターミナル部材と、後端とは反対側での２つの外側スキンどうしの連結に供される断面Ｕ字形の翼桁と、これら部材の間に位置する空間を充填するためのハニカム充填構造と、を備えている。外側スキンおよびターミナル部材は、アルミニウム合金から形成される。断面Ｕ字形の翼桁は、カーボンをベースとする複合材料から形成される。最後に、ハニカム充填材は、通常、アルミニウムである。
上記の説明から、航空機ウィング先端スラットの後端部材を製造するために現在使用されている方法は、かなり複雑であること、および、実施が困難であることがわかる。
さらに、チタン基合金のような金属が超可塑性を有していることにより、このような材料においては、積み重ねたシートどうしの間の拡散溶接、および、これらシートの超可塑成形を順に行うことにより、中空かつ１ピース構造を形成することができる。
例えば、米国特許第５  ３４４  ０６３号に示されているように、この方法は、一般には、異なるツールを使用して複数のステージで達成される。そして、この方法は、特に、航空機に関して対称な部材を製造するのに適している。
米国特許第４  ８３３  ７６８号に示されているように、この方法によって、２つの外側スキンが内方に湾曲しつつも実質的に互いに平行なままであるような非対称構造体を製造することは、公知である。特に、この文献中において製造方法が開示されている内方に湾曲した構造体は、外側スキンに対して垂直なＩ字形断面を有する内部補強体を備えている。超可塑成形時において、異なるシートの引延しまたは延伸に際して過度の変位が起こらないように、シートのスタックは、成形ツールの閉塞時に次第に内側に曲げられる。これにより、製造しようとした湾曲に近い平均湾曲を有することが期待される。
米国特許第４  ８３３  ７６８号においては、超可塑成形を、好ましい条件で実行することを可能とするため、すなわち、制御できないシートの折り畳みといった危険を一切冒すことなく実行することを可能とするために、ツールの閉塞時には、シートに張力をかけておかなければならない。このためには、ツールを閉塞する直前に、ツールに対してシートを当接させる必要がある。この方法であると、ツール内にシートのスタックを配置する前に、シートを溶接しておかなければならない、とりわけ内部補強をしようとする領域において溶接しておかなければならないという欠点がある。
シートのスタックから、レーザーを利用して異なるシートどうしを溶接した後に、ツール内において上記超可塑成形操作を行って、非対称・１ピース・中空金属ウィングを製造することを提案している米国特許第５  ３３０  ０９２号においても、同様の欠点を指摘することができる。
米国特許第５  ３２３  ５３６号に開示されているように、また、ファンブレードのような非対称・１ピース・中空金属構造体を、シートのスタックから、拡散溶接によりシートどうしを溶接してから、超可塑成形により成形することによって製造することは、公知である。しかしながら、ここで製造される構造体の非対称性により、また、適切な機械を使用してシートのスタックを前成形してから、上記可塑成形操作を行わなければならない。この場合、スタックの成形に先立って、拡散溶接を行うことが極めて重要であり、この結果、超可塑成形時のシートどうしの相対配置を望ましいものとすることができる。したがって、他の非対称構造体の製造方法と同様に、この方法においては、ツールを開けることなく同一のツール内で、拡散溶接および超可塑成形を行うことができないという欠点がある。
発明の開示
本発明の第１の目的は、ツールを開けることなく同一のツール内で、拡散溶接およびその後に超可塑成形を行って製造することができる、非対称・１ピース・中空金属構造体である。
本発明の第２の目的は、そのような構造体を製造するための方法である。
本発明においては、第１目的は、非対称・１ピース・中空金属構造体であって、
−実質的に異なる曲率を有するとともに、エッジにおいて互いに連結され、このエッジから離れるにつれ次第に離間する、２つの外側スキンと、
−２つの外側スキンの間に複数対が設けられるとともに、２つの外側スキンの間に配置された中央仕切壁によって各対が分離され、かつ中央仕切壁を外側スキンの各々に対して連結している連結仕切壁により画成された閉塞キャビティ、を形成する内部補強体と、
を具備することを特徴とする構造体により得られる。
本発明の好ましい実施形態においては、キャビティの各対は、前記エッジに対して実質的に垂直な対称面を備え、キャビティの対の対称面は、キャビティが前記エッジのコード方向に並置されるよう規則的に離間されている。この特徴点により、特に大きな堅固さを有した構造体を得ることができる。
この場合、キャビティは、対称面内に延在しているとともに、構造体のエッジに対して平行な方向に、より狭い幅を有していることが好ましい。
本発明のこの好ましい実施形態においては、各キャビティの連結仕切壁は、連結仕切壁が連結される外側スキンに対して約３０°〜約３５°の角度で傾斜しており、これにより、キャビティは、中央仕切壁に向けて減少するような、スキンに対して平行な断面を有している。
キャビティの外側に位置する部分においては、外側スキンは、キャビティを形成している部分、中央仕切壁、および、連結仕切壁よりも、より厚い。
本発明の好ましい応用においては、構造体は、航空機ウィングの先端スラットの後端部材の少なくとも一部を構成する。
本発明の第２目的は、拡散溶接および超可塑成形により１ピース・中空金属構造体を製造するために、
−構造体の２つの外側スキンおよび内部補強体を形成するためのシートを準備するとともに、これらシートの対向表面上において溶接すべき領域を決め、
−スタックされたシートを溶接用および成形用ツール内に配置するとともに、シートの端部を挟み付けることによりツールを閉塞し、
−スタックされた前記シートを拡散溶接するために、加熱するとともに、前記ツール内において、スタックされたシートの両面に第１圧力を印加し、
−超可塑成形を行うために、第１圧力を除去するとともに、外側スキンをなすシートと内部補強体をなすシートとの間に第２圧力を印加し、
−冷却し、ツールを開放し、さらに、得られた構造体を機械加工するという方法であって、
製造されるべき構造体が、非対称であり、かつ、実質的に異なる曲率を有するとともにエッジに沿って互いに連結されエッジから離れるにつれ次第に離関する２つの外側スキンを備え、さらに、２つの外側スキンの各々が、構造体のうちの内部補強体の外側の領域において少なくとも２枚のシートにより形成されていることにより、ツール内へのスタックされたシートの配置は、
−曲率が大きい方の外側スキンを形成するための第１シートの厚さを、曲率が小さい方の外側スキンを形成するための第２シートを向く面から、成形後の機械加工によって除去されるべき領域において、製造されるべき構造体のエッジに平行に、第１シートの少なくとも１つから部材をカットするとこにより、減少させ、
−第２シートの厚さを、第１シートを向く面に対して、シートがツール内に配置される際に部材が切欠を正確に充填するようにして、部材を付加することにより、増加させる、ことにより行われることを特徴とする方法、により得られる。
好ましくは、外側スキンの各々は、補強体の外側の領域において少なくとも３枚のシートにより形成され、第１シートの２枚からは、第２シートを向く側から部材がカットされ、第２シートから遠い方の第１シートからカットされた部材の幅は、第２シートに近い方の第１シートからカットされた部材の幅よりも細い。
【図面の簡単な説明】
本発明は、以下において、非制限的な好ましい実施形態について、添付図面を参照して、説明される。
図１は、先端スラットを備えた航空機ウィングのフロント部を概略的に示す断面図である。
図２は、図１に示す先端スラットの後端部材を拡大して示す図であって、本発明による非対称・１ピース・中空金属構造体により構成されている。
図３は、図２におけるIII−III線矢視断面図である。
図４は、内部にシートのスタックが配置されたツールを断面とともに示す斜視図であって、ツールは、ツールを開けることなく拡散溶接および超可塑成形を順次行うことにより、図２および図３の後端部材を製造するためのものである。
図５は、本発明による製造方法においてツール内に配置されたシートのスタックを拡大して示す断面図である。
図６Ａは、シートが完全には本発明によって準備されていない場合の、拡散溶接時における、製造されるべき構造体の外側におけるシートのスタックの領域の形状をさらに拡大して示す断面図である。
図６Ｂは、シートが完全に本発明によって準備されている場合の、シートのスタックの同じ領域の形状を拡大して示す断面図である。
図７は、図５と同様の図であって、超可塑成形の完了時におけるツール内の形態を示している。
図８は、超可塑成形によって得られた非対称・１ピース・中空金属構造体を示す断面図であって、図２および図３に示す後端部材の構造体を得るための構造体の機械加工前の時点における形状が示されている。
実施形態の詳細な説明
図１は、航空機ウィング１０のフロント部を非常に概略的に示している。ウィング１０には、従来技術によって、フロント部に、先端スラット１２が設けられている。先端スラット１２は、ウィング１０に対して、飛行状態に応じて位置を変更し得る機構を介して取り付けられている。明瞭化のために、この機構は、図１には示されていない。
先端スラット１２は、従来方法によって、丸められた先端と、テーパ状の後端部材１４と、を有している。後端部材１４は，ラッチまたはコンマの形状と同様の形状を有している。
本発明においては、先端スラット１２の後端部材１４を、１ピース・中空金属構造体の形態で製造することを提案する。この構造体について、まず、図２および図３を参照して詳細に説明する。そして、その製造に関して、図４〜図８を参照して説明する。
後端部材１４をなす１ピース・中空金属構造体について説明する前に、後端部材１４は、個々の事情に応じて、単一構造体によっても、あるいは、例えばリベット止めにより端部どうしを結合した少なくとも２つの同様の構造体によっても、形成可能であることを指摘しておく。ここで、複数の部材を使用するのは、先端スラット１２が大きすぎて、後端部材１４のすべてを一度に製造できないような場合である。
図２および図３に示すように、本発明の１ピース・中空金属構造体は、非対称であるとともに、異なる曲率の２つの外側スキン１６、１８を備えている。この場合、２つの外側スキン１６、１８は、先端スラットの実際の後端をなす実質的に直線状のエッジ２０により、互いに連結されている。さらに詳細には、上側に位置する外側スキン１６は、凸状であってある限られた曲率を有している。これに対して、下側に位置する外側スキン１８は、凹状であって明らかにより大きな曲率を有している。また、上側に位置する外側スキン１６は、後端部材１４の上面を形成している。これに対して、下側に位置する外側スキン１８は、後端部材１４の下面を形成している。
エッジ２０から出発して、外側スキン１６、１８は、次第に互いに離間していく。その結果、フロント部に向けて開放している。このフロント部において、この構造体は、実際の先端フラット１２を形成している構造体に対して連結されている。
２つの外側スキン１６、１８の他に、後端部材１４を形成する１ピース・中空金属構造体は、２つの外側スキン１６、１８の間に、すべての方向において仕切壁により閉塞されている２種類の上キャビティ２６および下キャビティ２８を形成する内部補強体を備えている。さらに詳細には、上キャビティ２６の各々は、凸状外側スキン１６と、スキン１６、１８の間においてキャビティ２６、２８に関して実質的に等距離に配置された中央仕切壁３０と、の間に形成されている。下キャビティ２８の各々は、中央仕切壁３０と、凹状外側スキン１８と、の間に形成されている。
さらに、上キャビティ２６の各々は、対応する中央仕切壁３０を凸状外側スキン１６に対して連結する連結仕切壁３２によって周縁が形成されている。下キャビティ２８の各々は、対応する中央仕切壁３０を凹状外側スキン１８に対して連結する連結仕切壁３４によって周縁が形成されている。
キャビティ２６、２８の各対は、実質的に、エッジ２０に対して垂直であり、かつ、図２の面に対して平行な、対称面Ｐ（図３に図示）を有している。さらに詳細に図３に示すように、キャビティ２６、２８の異なる対の対称面どうしは、規則的に離間している。その結果、キャビティは、エッジ２０に対するコード方向（直交方向）に並置されている。さらに、図２は、キャビティ２６、２８が対称面内において延在しており、よって、キャビティ２６、２８の各対は、エッジ２０付近を起点として前方側（フロント側）に向けて延在している。キャビティ２６、２８は、後端部材１４のほとんどの長さにわたって延在している。しかしながら、図３は、キャビティ２６、２８は、エッジ２０のコード方向に幅が減少している。
さらに、連結仕切壁３２、３４は、外側スキン１６、１８に対して傾斜している。よって、各キャビティ２６、２８の断面積は、中央仕切壁３０に向かうにつれて次第に減少する。この連結仕切壁３２、３４の傾斜は、連結仕切壁３２、３４が外側スキン１６、１８に対してそれぞれ約３０°〜約３５°で連結されるような角度とされている。さらに詳細には、連結仕切壁３２、３４と外側スキン１６、１８との間に形成される角度は、各キャビティ２６、２８のフロント部およびリア部においては、すなわち、キャビティの中央面Ｐに沿った断面においては、実質的に３０°である。そして、角度は、キャビティ２６、２８の両側部においては、すなわち、エッジ２０に対して平行に沿った断面においては、約３５°である。
上記のような構成であると、キャビティ２６、２８の隣接する各対の間に、中央キャビティ３６を形成することができる。中央キャビティ３６は、フロント部およびリア部に向けて開放しており、エッジ２０に対して平行な断面においては図３に示すように実質的に６角形である。図３は、また、中央仕切壁３０と同じ高さ位置における中央キャビティ３６の幅が、キャビティ２６、２８のそれぞれが凸状外側スキン１６および凹状外側スキン１８のそれぞれの高さ位置における最大幅に実質的に等しいことを示している。したがって、外側スキン１６、１８間に形成された内部補強は、エッジ２０に対して平行な断面において実質的にＸ字形の形状を有している。
後述することで明瞭となるように、図２および図３に示す構造体の製造からくる理由のために、外側スキン１６、１８のうちの、キャビティ２６、２８を形成するのに使用されていない部分における外側スキン１６、１８の厚さは、キャビティ２６、２８が設けられている部分の厚さよりも厚い。さらに、キャビティ２６、２８の外側における外側スキン１６、１８の厚さは、また、中央仕切壁２０の厚さ、および、連結仕切壁３２、３４の厚さよりも厚い。
中空・１ピース構造体が形成される金属は、超可塑成形を行い得る任意のタイプのものとすることができる。実用的には、そのような金属は、一般には、合金ＴＡ６Ｖのようなチタン基合金である。
次に、図４〜図８を参照して、ツールを開けることなく同一のツール内で、拡散溶接および超可塑成形を順次行うような上記構造体の製造方法について、説明する。
本方法によれば、シートのスタックから、所望の構造体が得られる。説明する実施形態においては、このスタックは、６枚のシートＴ１〜Ｔ６（図５参照）を有している。このうちの３枚（Ｔ１〜Ｔ３）は、キャビティ２６、２８の外側における凹状外側スキン１８の領域において、凹状外側スキン１８を形成する。また、残りの３枚（Ｔ４〜Ｔ６）は、キャビティ２６、２８の外側における凸状外側スキン１６の領域において、凸状外側スキン１６を形成する。キャビティ２６、２８の位置においては、２つの中央シートＴ３、Ｔ４が、連結仕切壁３２、３４を形成するよう互いに隔離されるとともに、中央仕切壁３０を形成するよう一緒に溶接される。
図４において全体的に符号３８で示されているツールの中に配置されるに先立って、異なるシートＴ１〜Ｔ６は、予め、所定数の予備処理を受けなければならない。これら予備処理には、拡散溶接および超可塑成形を行うための従来的な処理と、製造すべき構造体が非対称であるにもかかわらず拡散溶接および超可塑成形をツール３８を開けることなく同一ツール３８内で実行するための本発明による独自的な処理と、が含まれている。
第１の一連の予備処理が従来的な処理であることにより、理解を容易にするため、ここでは簡単に説明するに留める。この従来的な処理の詳細な説明に関しては、このような処理に関する多数の文献、例えば、米国特許第５  ３２３  ５３６号を参照することができる。
このような公知の予備処理においては、まず、機械加工処理する。この機械加工処理においては、例えばレーザーにより、シート内に切欠を形成する。シートの外形は別として、公知の予備処理においては、将来的には構造体のうちの連結仕切壁３２、３４を形成することとなる２つの中央シートＴ３、Ｔ４の領域において、供給孔３９（図２に図示）の孔開けを行う。これら供給孔３９は、後の超可塑形成時において、キャビティ２６、２８内に加圧ガスを供給することを可能とする。
図４に示すツール３８内への配置に先立ってシートＴ１〜Ｔ６に対して施される公知の予備処理においては、また、シート表面のうちの拡散溶接を施すべき領域を決定するためのシート表面の処理も含めて、いくつかの処理を行う。例えばアルカリ洗浄とフッ硝酸漬けといったシート表面の処理の後に、シートのすべての表面が、まず、洗浄された表面を外部汚染から保護するためのポリウレタン槽への浸漬によりマスクで覆われる。その後、溶接領域の配置が、マスクのレーザーエッチングによって、決められる。そして、溶接すべきでない領域について、マスクが取り除かれ、ボロンナイトライドのような非拡散材のコーティングが噴霧器によりなされる。さらに、マスクの残部が、取り除かれる。
本発明においては、従来の予備処理に引き続いて、製造しようとする構造体が非対称形状であるにもかかわらず拡散溶接および超可塑成形をツール３８に開けることなく同一ツール３８内で実行することを可能とするための、独自的な処理が行われる。
この独自的な処理は、シートのうちの、所望の構造体を得るために成形後の機械加工工程において除去されることになる部分に対して行われる。さらに詳細には、独自的な処理は、シートのうちの、成形後の時点において、構造体１４のフロント開口端の延長位置に位置する部分に関するものである。まず、凸状外側スキン１６を形成するためのシートＴ４〜Ｔ６に対向しているシートＴ２およびＴ３において、エッジ２０と平行に矩形切欠を形成することにより、凹状外側スキン１８のフロント端を超えた位置において、凹状外側スキン１８を形成するためのシートの厚さを減少させる。
さらに詳細には、図５および図６Ｂに示すように、中間シートＴ２には、第１の比較的狭い切欠４０が形成され、内側シートＴ３には、より広い切欠４２が形成される。
加えて、図５および図６Ｂに示すように、シートＴ２、Ｔ３のそれぞれの切欠４０、４２の形成の際に得られた部材４４、４６が、シートＴ４のうちのシートＴ３に対する対向面上において、シートが積み重ねられたときにシートＴ２、Ｔ３に形成された切欠４０、４２に対応して正確に配置される位置に、配置される。したがって、部材４４、４６は、シートＴ１〜Ｔ６がツール３８内への導入に先立って積み重ねられたときに、切欠４０、４２を正確に充填する。
部材４６上およびシートＴ４上における部材４４および４６のそれぞれの位置の維持を保証するために、図６Ｂに示すように、いくつかのスポット溶接４８が施される。
上記すべての予備処理が完了すると、図４に概略的に示すように、シートＴ１〜Ｔ６のスタックが、ツール３８内に配置される。その後、ガス供給ニードル４９が、スタックのうちの超可塑成形時において加圧されるべき異なる領域に対してガスを供給できるように、シートＴ３、Ｔ４間において、シートのスタック内に配置される。これらニードルは、ツール３８のチャネル５２を介して、図示しない外部加圧源に対して接続されている。
図４に示すように、ツール３８は、不可欠的に、２つのダイ５４、５６を備えており、これらダイ５４、５６の縁部は、シートＴ１〜Ｔ６のスタックの縁部を、緊密に、挟んでまたは挟み付けている。縁部の内側領域において、各ダイ５４、５６は、横方向凹所５８、６０を備えている。横方向凹所５８の一部は、製造すべき構造体の下表面２４の形状を決定し、これに対して、横方向凹所６０の一部は、製造すべき構造体の上表面２２の形状を決定する。各ダイ５４、５６は、また、横方向凹所５８、６０内にガス供給するためのチャネル６２、６４をそれぞれ備えている。チャネル６２、６４は、同時に、外部加圧源に連結することができ、また、ガス抜きすることができる。
ツール３８がシートＴ１〜Ｔ６のスタックに対して閉塞されると、温度が、図示しない加熱手段を利用して、例えば９３０℃近くにまで上げられる。加熱手段は、ツール３８内に組み込むことも、また、ツールの外側に配置することもできる。
所望の温度に到達すると、非拡散材で覆われていない領域においてシートを溶接するよう適切な圧力をシートＴ１〜Ｔ６のスタックの両面に（厳密には厚さ方向両面に）印加することにより、拡散溶接が行われる。約８ｂａｒとすることができるこの圧力は、通路６２、６４を通して、横方向凹所５８、６０内に加圧ガスを供給することにより確保される。
シートの拡散溶接を確保するために、例えば約５時間といった適切な時間にわたって圧力を印加した後に、構造体の超可塑成形が、ツール３８を開放することなく、直接的に行われる。この目的のために、通路６２、６４を通してガス抜きすることによりスタックの両面に印加された圧力が除去され、その後、通路５２を通して、所定サイクルに応じて必要な成形圧力が印加される。通路５２を通して印加される圧力サイクルの特性は、製造されるべき構造体の形状および寸法に応じて、また、使用されている超可塑材料の性質に応じて、公知方法により決定される。好ましくは、サイクルは、マイクロプロセッサにより管理されて、パラメータ制御およびエラー表示がなされる。
図５は、拡散溶接のための圧力を印加する前の、ツール３８内におけるシートＴ１〜Ｔ６の配置を示している。図７は、超可塑成形の完了時点における構造体の状態を示している。
シートＴ２、Ｔ３に切欠４０、４２がない場合には、超可塑成形によって、連結仕切壁３４のすべての、製造されるべき構造体のフロント側を向いて位置した部分、すなわち図２および図７における左側に位置した部分に、裂けが発生することが、試験により示された。この脆性は、製造されるべき構造体が非対称であることに基づいて、外側スキン１６、１８を形成するシートどうしに、大きな膨張差があることによる。さらに詳細には、超可塑成形時には、この非対称性は、凹状外側スキン１８をなす３枚のシートＴ１〜Ｔ３の膨張を、凸状外側スキン１６をなす３枚のシートＴ４〜Ｔ６の膨張と比較して、かなり大きなものとしてしまう。この場合、膨張差は、連結仕切壁３４のフロント部を凹状外側スキン１８に対して固定するための領域Ａ（図７参照）の左方変位を、連結仕切壁３２のフロント部を凸状外側スキン１６に対して固定するための領域Ｂの左方変位よりも、ずっと大きなものとしてしまう。本出願人は、上記試験の際に見られる連結仕切壁３４のフロント部の体系的な裂けは、変位差の直接的な結果であることを確心した。
上記欠点を避けるために、まず、連結仕切壁３４、３２のフロント部をそれぞれスキン１８、１６に対して固定するための領域Ａ、Ｂの変位を、成形時に実質的に同じにすることを提案した。この目的のために、凹状外側スキン１８をなす３枚のシートＴ１〜Ｔ３の延びの過剰部分が、製造されるべき構造体の外側の領域内に、すなわち、シートのうちの凹状外側スキン１８の先端を超えた部分に、配置される。この結果は、シートＴ２、Ｔ３のこの部分に形成された切欠４０、４２によって得られる。
この原理に基づいているものの、切欠４０、４２の製造時に形成された部材４４、４６を使用していない成形試験では、比較的不満足な結果しか得られなかった。この場合、成形時に、切欠４０、４２の部分においてシートＴ１に破裂が生じた。
本出願人は、この破裂が拡散溶接時のシートＴ１のパンチング（punching）によるものであることを見い出した。パンチングは、溶接時にシートのスタックの両面に対して圧力が印加されることによって、切欠４０、４２内にシートＴ１が入り込んでしまうことによる。このパンチング効果は、図６Ａに示されている。
この欠点を克服するために、本出願人は、図６Ｂに関して説明したように、シートＴ４の内面上に、部材４４、４６を、スポット溶接４８を使用して動かないように取り付けることを行った。この手段の結果として、拡散溶接ステージにおいて、シートのスタックに対して溶接圧力が印加された場合においても、パンチング効果は起こらない。引き続く超可塑成形操作は、シートＴ１の破裂を一切発生させることなく行われる。したがって、凹状外側スキン１８のシート成形の成形および伸びは、完全に制御された方法で確保することができる。これらの条件のもとになされた試験によって、連結仕切壁３４の破裂が一切起こらないこと、および、図２および図３を参照して上述した構造体に一致した構造体が実際に得られること、を確信した。
図８は、約７００℃にまで冷却した後に型から出すことにより得られた１ピース部材の状態を示している。引き続いて、例えばレーザーカッテイングといった機械加工を行うことにより、図２および図３に示す構造体の正確な形状が得られるよう、得られた部材の形状調整を行うことができる。この機械加工は、図３における一点鎖線Ｕ１、Ｕ２に示されたように、それぞれ、スキン１６、１８の後端２０およびフロント端においてなされる。また、機械加工は、構造体の側方端に対してもなされる。この機械加工によって、脱型時に得られた部材のうちの切欠４０、４２および部材４４、４６といった部分を除去することができることに注意されたい。
本発明は、航空機ウィング先端スラットの後端部材の製造に制限されるものではないことは明らかであり、実際、シートのスタックから拡散溶接および超可塑成形によって製造され得る任意の非対称・中空金属構造体に関するものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図８】
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【図４】
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【図５】
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【図７】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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