專利名稱：金屬殼層結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及權(quán)利要求1前序部分所述的帶有整體的加強筋的金屬殼層機構(gòu)，尤其是用于飛機制造的帶有縱梁的外殼。
飛機機身通常由鉚接的鋁合金外殼制造。對于飛機機身設(shè)計要滿足給定的強度要求，為此除了要滿足靜力學(xué)強度和疲勞強度以外還要滿足裂紋生長特性和剩余強度特性。上述要求的滿足要反映在飛機機身設(shè)計上；因此在外殼殼層結(jié)構(gòu)上發(fā)明了帶有鉚接縱梁的外殼結(jié)構(gòu)方式。這種結(jié)構(gòu)方式主要用于對機身管剛性有很高要求的場合。
在具有外殼裂紋缺陷、假設(shè)在飛機機身圓周方向上存在裂紋擴展的情況下，裂紋在運轉(zhuǎn)負荷作用下加大并遇到一縱梁。當(dāng)該梁通過鉚接或粘接連接在外殼上時，裂紋通常從縱梁下通過，而不傷害縱梁。因此對整體結(jié)構(gòu)剩余強度的不利影響相對很小而不必擔(dān)心結(jié)構(gòu)的失效。
為了節(jié)省制造和運行費用試圖通過焊接代替縱梁的鉚接(DE19639667C1)。其中注意到，垂直于焊接縱梁的空氣滯留裂紋可能均勻地在外殼和縱梁上擴展結(jié)果造成縱梁劇烈的撕開甚至撕裂。因此這種有缺陷的外殼結(jié)構(gòu)的裂紋生長特性和剩余強度特性比鉚接外殼結(jié)構(gòu)的裂紋生長特性和剩余強度特性更差。此外在采用激光焊接法焊接一般的縱梁時又總是在焊縫上產(chǎn)生裂紋，它的產(chǎn)生阻礙焊縫冷卻時的收縮。為了改善凝固條件所加入的焊接添加材料只能部分地抵消這種缺陷。
本發(fā)明的任務(wù)是，創(chuàng)造一種費用合理的帶有整體加強筋的金屬殼層結(jié)構(gòu)，這種殼層結(jié)構(gòu)除了具有所需的剛性以外還具有足夠的裂紋生長特性和剩余強度特性。
按照本發(fā)明這個任務(wù)通過權(quán)利要求1的特征而解決。本發(fā)明的其它結(jié)構(gòu)在從屬權(quán)利要求中給出。
本發(fā)明有利地利用了在滲入到殼層結(jié)構(gòu)加強筋的裂紋尖端受幾何條件制約地、局部地減少機械應(yīng)力負荷，另外利用了這一知識，即為了實現(xiàn)必需的剛性特性，在鉚接縱梁時所承受的來自縱梁鉚接的力相對來說很小。往往采用一排鉚接用來固定縱梁就足夠了。因此對于焊接的加強筋可以減小焊縫深度。由此改善收縮并達到減少熱裂紋生成的目的。
較小的焊縫深度存在附加的優(yōu)點，可以實現(xiàn)更快的焊接速度，由此可以減少由于焊接溫度引起的殼層結(jié)構(gòu)的熱變形。
下面根據(jù)圖示詳細描述本發(fā)明的實施例。


圖1畫出了帶有焊接加強筋的殼層結(jié)構(gòu)的截面圖，加強筋在根部具有加厚的截面厚度，圖2畫出了帶有焊接加強筋的殼層結(jié)構(gòu)的截面圖，加強筋在根部具有加厚的截面厚度和減小的連接厚度，圖3畫出了帶有焊接加強筋的殼層結(jié)構(gòu)的截面圖，加強筋在根部具有加厚的截面厚度和減小的連接厚度以及附加的缺口，圖4畫出了殼層結(jié)構(gòu)的截面圖，殼層結(jié)構(gòu)由擠壓型材制造。
圖1所示的飛機機身殼層結(jié)構(gòu)由外殼1和焊接的、相互間間隔距離的加強筋2所組成。由于繪圖的原因在圖1中所示的殼層結(jié)構(gòu)截面可以理解為只是數(shù)個加強筋中的一個。
對于所示的實施例，外殼1和加強筋2由鋁鎂硅銅合金(AlMgSiCu-合金)制造；但是按照本發(fā)明的解決方案也可以應(yīng)用于其它的金屬材料。加強筋2在實施例中構(gòu)成縱梁；但是本發(fā)明可以應(yīng)用于任意其它的加強筋，這種加強筋可以中斷來自外殼的裂紋負荷。
在所示實施例中外殼厚度t和加強筋厚度s的尺寸盡可能地相等并且例如為1.6至2mm。加強筋2通過CO2激光束焊接法焊接到外殼1上，，在此用兩個激光源從連接位置3的兩側(cè)以很扁平的角度利用焊接添加金屬絲焊接。在這里所產(chǎn)生的連接位置3的完全透焊對于每個激光束得到至少1mm的焊縫深度，由此可以實現(xiàn)6-10米/分的焊接速度。當(dāng)提高激光功率時焊接速度甚至可大于10米/分。
為了阻止來自外殼1的裂紋在加強筋2上的擴展，按照本發(fā)明在加強筋根部具有加厚體3。通過加厚體3將連接位置厚度a過渡到加強筋根部厚度f，使得在加強筋2上的裂紋生長的應(yīng)力強度和與此相關(guān)的裂紋生長速度盡可能地降低。f/a的比例應(yīng)大于/等于2，由此使裂紋生長劇烈地放慢或者使裂紋偏轉(zhuǎn)到加強筋的縱向。
在實施例中外殼1由達到最終尺寸的軋制薄板去焊接。此外通過“化學(xué)銑削”在要焊接加強筋的位置上產(chǎn)生臺座5。對此的根據(jù)在于，在飛機制造中采用殼層結(jié)構(gòu)來自強度作用下的在焊接后通過金屬過程不可逆地回留在外殼上熱影響區(qū)不允許延伸到名義外殼厚度t。
本發(fā)明的解決方案不局限于圖1所示的加厚體3結(jié)構(gòu)。圖1所示的結(jié)構(gòu)對應(yīng)于優(yōu)選可制造的Z形。加厚體3例如也可以具有對稱的加強筋2根翼。
按照本發(fā)明另一個起到遏制裂紋擴展進加強筋2里面作用的支持措施由此來實現(xiàn)，即加強筋根部厚度(f)與外殼厚度(t)的比例大于/等于2，由此同樣對應(yīng)力強度比例施加影響。
在圖2中所示的實施例對應(yīng)于前面對圖1所描述的實施例，但是相比之下具有減小的連接厚度a。在前面描述的實施例中連接厚度a與加強筋厚度s相等。由于減小了焊縫應(yīng)力，連接厚度a的減小可以毫無困難地實現(xiàn)。一半或三分之一的連接厚度可以做到不產(chǎn)生過高的直線應(yīng)力。這種減小具有多方面的積極作用；除了強化前面所述的減小裂紋擴展或者產(chǎn)生裂紋偏轉(zhuǎn)作用以外，由于這里較小的焊縫深度而在焊縫凝結(jié)時產(chǎn)生更小的收縮應(yīng)力并由此導(dǎo)致更少的熱裂紋。全部透焊的連接位置3的焊縫深度隨著連接厚度a而減小。此外對于較小的焊縫深度可以實現(xiàn)更高的焊接速度。
圖3給出的實施例對應(yīng)于圖2所述的實施例，只是在加強筋根部還附加具有一個缺口6用于繼續(xù)減小連接位置3處加強筋2的剛性。由此給加強筋根部在焊接期間的收縮力帶來小的阻力并降低生成熱裂紋的危險。
如圖3所示，缺口6對于單側(cè)焊接可以只成形于一側(cè)或者對于雙側(cè)焊接成形于加強筋根部兩側(cè)。
前面所述的用于減小加強筋根部剛性的構(gòu)成缺口的措施也可以應(yīng)用于圖1所示的實施例，在那里連接厚度a相對于加強筋厚度s沒有減小。
除了構(gòu)成缺口以外，所期望的作用還可以通過引入局部壓應(yīng)力來實現(xiàn)。為此代替缺口通過軋制或滾壓產(chǎn)生壓實缺口。由此在加強筋根部產(chǎn)生的壓內(nèi)應(yīng)力相對于焊接期間出現(xiàn)的拉收縮應(yīng)力而提高并這樣來降低熱裂紋的危險。
圖4中所示的殼層結(jié)構(gòu)與前面所述的實施例的不同處在于不是通過焊接制造，而是通過整體結(jié)構(gòu)部件的擠壓組成外殼和加強筋。這種制造方法比采用焊接加強筋的制造方法的費用低。與受損狀態(tài)中特別是剩余強度結(jié)構(gòu)特性有關(guān)的問題與焊接殼層結(jié)構(gòu)相同。所以前面對圖1和圖2所建議的加強筋根部厚度f與連接厚度a比例的最佳化的解決方案特征也可以移植到這種形式的殼層結(jié)構(gòu)的設(shè)計上。在圖4所示的實施例截面圖畫出了與裂紋擴展特性有關(guān)的在加強筋上帶有加厚體4結(jié)構(gòu)的最佳化擠壓型材7。對于裂紋擴展特性起決定作用的仍然是連接位置厚度a與加強筋根部厚度f的比例。
通過大的擠壓型材制造整體的殼層結(jié)構(gòu)盡管在技術(shù)上是可能的，但是尤其是對于很小的外殼厚度t情況下引起有關(guān)保持尺寸公差和避免表面缺陷的制造問題。更簡便的是，擠壓帶有例如3個或4個縱梁的窄擠壓型材，然后通過對焊或鉚接形成完整的殼層結(jié)構(gòu)。對焊可以通過電弧焊、激光焊、電子束焊或摩擦-旋轉(zhuǎn)焊來實現(xiàn)。
為了應(yīng)用擠壓型材7還可以選擇使帶有一些加強筋2的小殼層結(jié)構(gòu)由整體銑削而成，然后拼焊或鉚接成更大的殼層結(jié)構(gòu)。
權(quán)利要求
1．由外殼和加強筋所組成的金屬殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，加強筋(2)在根部具有加強筋根部厚度(f)的加厚體(4)，加厚體(4)朝著連接位置(3)減薄為連接厚度(a)且加強筋根部厚度(f)與連接厚度(a)之比大于/等于2。
2．如權(quán)利要求1的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，連接厚度(a)小于等于沒有加厚的加強筋(2)的截面厚度(s)。
3．如權(quán)利要求1或2之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，加強筋在連接位置(3)處的剛性通過一個缺口或兩個對面設(shè)置的缺口(6)而減小。
4．如權(quán)利要求1或2之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，在加強筋(2)上的連接位置(3)處通過軋制或滾壓產(chǎn)生壓實缺口。
5．如權(quán)利要求1至4之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，加強筋根部厚度(f)與外殼厚度(t)之比大于/等于2。
6．如權(quán)利要求1至5之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，加強筋(2)焊接到外殼(1)上。
7．如權(quán)利要求1至5之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，殼層結(jié)構(gòu)由擠壓型材(7)構(gòu)成。
8．如權(quán)利要求1至5之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，由外殼(1)和加強筋(2)組成的殼層結(jié)構(gòu)通過銑削整體加工。
9．如權(quán)利要求6至8之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，由數(shù)個小的焊接殼層結(jié)構(gòu)、擠壓型材(7)或銑削殼層結(jié)構(gòu)組成的殼層結(jié)構(gòu)通過對焊或鉚接拼接成更大的殼層結(jié)構(gòu)。
10．如權(quán)利要求1至9之一的殼層結(jié)構(gòu)，其特征為，殼層結(jié)構(gòu)用于構(gòu)造飛機機身，由航空鋁合金制造，加強筋(2)作為縱梁連接在外殼(1)上。
全文摘要
本發(fā)明的任務(wù)是,實現(xiàn)一種費用合理的帶有整體加強筋的金屬殼層結(jié)構(gòu),這種殼層結(jié)構(gòu)除了具有所需的剛性以外還具有足夠的裂紋生長特性和剩余強度特性。按照本發(fā)明這個任務(wù)由此而解決,加強筋(2)在根部具有帶有加強筋根部厚度(f)的加厚體(4),加厚體(4)朝著連接位置(3)減薄成連接厚度(a)且加強筋根部厚度(f)與連接厚度(a)之比大于/等于2。本發(fā)明應(yīng)用于由外殼和加強筋組成的金屬殼層結(jié)構(gòu)。
文檔編號B21C23/02GK1310650SQ00800991
公開日2001年8月29日 申請日期2000年5月3日 優(yōu)先權(quán)日1999年5月31日
發(fā)明者F·帕爾姆 申請人:伊德斯德國股份有限公司