ES2292331B2 - Metodo para producir una estructura monolitica de aluminio integrada y un producto de aluminio mecanizado a partir de esa estructura. - Google Patents
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Abstract
Método para producir una estructura monolítica
de aluminio integrada.
La presente invención se refiere a un método
para producir una estructura monolítica de aluminio integrada, que
comprende las etapas de: (a) proporcionar una plancha de aleación
de aluminio a partir de una aleación de aluminio con un espesor (y)
predeterminado, (b) dar forma o conformar dicha plancha de aleación
para obtener una estructura con una forma predeterminada, (c) tratar
térmicamente dicha estructura con forma, (d) mecanizar, por ejemplo
mecanizar a alta velocidad dicha estructura con forma con el fin de
obtener una estructura monolítica de aluminio integrada.
Description
Método para producir una estructura monolítica
de aluminio integrada.
La presente invención se refiere a un método
para producir una estructura de aluminio integrada a partir de una
aleación de aluminio, describiéndose también un producto de aluminio
producido a partir de una estructura de aluminio integrada. Más
específicamente, la presente invención se refiere a un método para
producir miembros aeronáuticos estructurales a partir de aleaciones
de aluminio resistentes a la corrosión, de alta resistencia y alta
tenacidad, designadas por la serie AA7000 de la nomenclatura
internacional de la Aluminium Association ("AA") para
aplicaciones aeronáuticas estructurales Incluso más específicamente,
la presente invención se refiere a nuevos métodos para producir
estructuras de aluminio integradas para aplicaciones aeronáuticas
que combinan partes integrantes en forma de planchas y de láminas,
dentro de una estructura monolítica integrada evitando así la
distorsión debida a procedimientos beneficios de envejecimiento
artificial.
Es conocido en la técnica el uso de aleaciones
de aluminio térmicamente tratables en una serie de aplicaciones que
implican requisitos de resistencia a la corrosión, alta resistencia
y alta tenacidad, tales como fuselajes de aviones, partes
integrantes de vehículos y otras aplicaciones. Las aleaciones de
aluminio AA7050 y AA7150 exhiben alta resistencia en temples del
tipo T6, véase por ejemplo el documento
US-A-6.315.842, incorporado aquí
como referencia. También los productos de las aleaciones AA7x75 y
AA7x55, endurecidas por precipitación, exhiben valores de alta
resistencia en el temple T6. Se sabe que el temple T6 aumenta la
resistencia del producto de aleación y, por lo tanto, encuentra
aplicación, en particular, en la industria aeronáutica. También se
sabe envejecer artificialmente las estructuras
pre-ensambladas de un avión con el fin de aumentar
la resistencia a la corrosión, ya que las aplicaciones típicas dan
como resultado la exposición a una amplia variedad de condiciones
climáticas que necesitan el control cuidadoso de las condiciones de
trabajo y de envejecimiento para proporcionar una resistencia
mecánica y una resistencia a la corrosión adecuadas, que incluyen
tanto la corrosión bajo tensión como la exfoliación.
Se sabe, por lo tanto, sobreenvejecer
artificialmente estas aleaciones de aluminio de la serie AA7000.
Cuando se envejece artificialmente a un temple del tipo T79, T76,
T74 o T73, sus resistencias a la corrosión bajo tensión, corrosión
por exfoliación y tenacidad a la rotura mejoran en el orden
establecido (siendo de estos temples el T73 el mejor y estando el
T79 próximo al T6). Una condición de temple aceptable es el temple
tipo T74 o T73, obteniendo así un nivel equilibrado aceptable de
resistencia a la tracción, resistencia a la corrosión por
exfoliación y tenacidad a la rotura.
Al producir las partes estructurales de un
avión, tales como un fuselaje de avión que consiste en largueros,
por ejemplo los largueros de la cabina o los largueros del
fuselaje, o vigas, así como el revestimiento metálico, tanto el
revestimiento metálico del fuselaje como el revestimiento metálico
de la cabina; en la técnica se sabe cómo conectar los largueros o
vigas a una lámina de aleación de aluminio, que constituye, por
ejemplo, el revestimiento metálico del fuselaje, con remaches o por
medio de soldadura. Una lámina de aleación de aluminio se dobla y
se conforma de acuerdo, por ejemplo, con la forma del fuselaje de
un avión y se conecta a los largueros y vigas o costillas por medio
de soldadura y/o mediante el uso de remaches. El fin de los
largueros y de las costillas es soportar y reforzar la estructura
terminada.
La patente de EE.UU. 5.496.426 describe un
producto de aleación de aluminio de alta resistencia, mejorado, que
tiene buenas combinaciones de resistencia, tenacidad, resistencia a
la corrosión y la capacidad de ser sometido, en forma de lámina o
fleje, a operaciones de formación o conformación por laminación para
producir largueros alargados u otros miembros de refuerzo
estructurales aeroespaciales. La aleación consiste esencialmente en
aproximadamente 7,6 a 8,4% de zinc, aproximadamente 1,8 a 2,2% de
magnesio, aproximadamente 2 a 2,6% de cobre y al menos un elemento
seleccionado de zirconio, vanadio y hafnio presente en una cantidad
total que no excede de aproximadamente 0,5%, de preferencia
aproximadamente 0,05 a 0,25% de zirconio, siendo el resto aluminio y
elementos e impurezas incidentales. El fleje se produce
preferiblemente por homageneización, laminación en caliente y
tratamiento térmico o recocido a aproximadamente 399º a 454ºC,
seguido de laminación en frío hasta una reducción en el espesor de
entre aproximadamente 20 y 50 ó 60% que, a su vez, es seguida por
un tratamiento de recocido térmico en dos etapas, que incluye el
calentamiento, de preferencia en el intervalo de aproximadamente
343º a aproximadamente 371ºC, seguido de un enfriamiento o
disminución controlado a una o más temperaturas que se encuentran
preferiblemente en torno a 218 hasta 246ºC. La lámina o fleje así
producido puede ser laminado cómicamente para variar el espesor a lo
largo de la longitud del fleje que, después de dicha laminación
cónica, si se emplea, se trata de preferencia térmicamente en
solución y se enfría bruscamente, se endereza, se conforma por
laminación en una pluralidad de operaciones de conformado por
laminación para producir una sección transversal con forma
estructural que luego se envejece artificialmente para desarrollar
las propiedades deseadas para la aplicación aeroespacial.
El documento EP 0 829 552 describe productos en
plancha laminados de hasta un espesor de 15,24 cm o más y otros
productos en una aleación de aluminio que consiste esencialmente en
aproximadamente 5,2 a 6,8% de zinc, aproximadamente 1,7 a 2,4% de
cobre, 1,6 a 2% de magnesio, 0,003 a 0,35 de zirconio, y el resto
esencialmente aluminio y elementos e impurezas incidentales, son
útiles para fabricar miembros estructurales para aviones
comerciales, especialmente mediante mecanizado o conformación de
este tipo de miembros a partir de la plancha. Miembros de este
tipo incluyen revestimientos metálicos de un ala (18) y largueros
(20) del ala y otros miembros. La plancha se prepara mediante
operaciones que comprenden homogeneización, laminación en caliente,
tratamiento térmico en solución, estirado y envejecimiento
artificial. Alternativamente, la plancha se conforma tras el
estirado que puede incluir mecanización, y luego se envejece
artificialmente.
Para acelerar la producción de aviones y debido
a la necesidad de reducir los costes y acelerar el tiempo de
producción se sabe también producir una plancha de aluminio que
tenga un espesor en el intervalo de 15 a 70 mm y doblar la plancha
que tiene un espesor igual o superior al espesor de la lámina que
constituye el revestimiento metálico del fuselaje del avión, y la
altura de los largueros o vigas. Después de la operación de doblado
los largueros se mecanizan a partir de la plancha, fresando por ello
el material de aluminio que hay entre los largueros.
Semejantes técnicas de la técnica anterior
presentan al menos dos inconvenientes principales. En primer lugar,
la plancha, que ha sido producida a partir de una aleación de
aluminio que ha sido envejecida artificialmente como se mencionó
anteriormente con el fin de aumentar la resistencia a la corrosión,
presenta una considerable distorsión después de las operaciones de
doblado y mecanizado mostrando por ello una distorsión vertical y
horizontal que hace incómodo el ensamblaje del fuselaje del avión o
del ala del avión ya que todas las partes necesitan operaciones
adicionales de corrección de doblado y de medida. En segundo lugar,
la estructura doblada y mecanizada que comprende láminas y
largueros o vigas presentan tensiones residuales o internas que se
originar a partir de semejante operación de doblado y que dan como
resultado regiones o partes de la estructura que tienen una
microestructura diferente de las otras regiones con menos o más
tensiones residuales internas. Estas regiones con un elevado nivel
de tensiones residuales internas tienden a ser considerablemente más
susceptibles a la corrosión y a la propagación de las grietas por
fatiga.
Es, por lo tanto, un objeto de la presente
invención proporcionar un método para producir una estructura
monolítica de aluminio integrada a partir de la cual se mecaniza un
producto de aluminio que no tenga uno o más de los inconvenientes
anteriormente mencionados, proporcionado por ello miembros
estructurales para aviones u otras aplicaciones que son más fáciles
y menos caros de ensamblar, que no presentan, o al menos presentan
menos, distorsión después del mecanizado y que tienen además una
microestructura más uniforme, evitando así regiones de diferentes
niveles de tensión interna.
Más específicamente, es un objeto de la presente
invención proporcionar un método para producir una estructura
monolítica de aluminio integrada para aplicaciones aeronáuticas que
se puedan usar para ensamblar un avión más deprisa que con las
estructuras de aluminio de la técnica anterior y conseguir mejores
propiedades tales como resistencia, tenacidad y resistencia a la
corrosión.
La presente invención satisface uno o más de
estos objetos mediante el método de producir una estructura
monolítica de aluminio integrada, que comprende las etapas de: (a)
proporcionar una plancha de aleación de aluminio a partir de una
aleación de aluminio seleccionada del grupo de las series AA2xxx,
AA5xxx, AA6xxx o AA7xxx con un espesor predeterminado (y), (b)
llevar dicha plancha a un temple seleccionado del grupo que
comprende T4, T73, T74 y T76, (c) dar forma a, o conformar, dicha
plancha de aleación mediante doblado mecánico para obtener una
estructura con una forma predeterminada que tenga un radio propio
incorporado en su forma, (d) tratar térmicamente dicha estructura
conformada, comprendiendo dicho tratamiento térmico un
envejecimiento artificial, (e) mecanizar, por ejemplo mecanizar a
alta velocidad, dicha estructura conformada con el fin de obtener
una estructura de aluminio integrada. Dentro de las reivindicaciones
dependientes se describen y se especifican más realizaciones
preferidas.
preferidas.
Se describe, además un producto de aluminio
producido a partir de una estructura de aluminio integrada
producida según el método de esta invención, y en la que la
estructura conformada se mecaniza con el fin de obtener una
estructura de aluminio integrada, con una lamina base y
componentes. En las correspondientes reivindicaciones dependientes,
se describen y se reivindican las realizaciones preferidas.
Come se apreciará de aquí en adelante, excepto
que se indique otra cosa, las designaciones de las aleaciones y las
designaciones de los temples se refieren a designaciones de
asociación del aluminio en Aluminium Standards and Data and the
Registration Records, que se publica por la Aluminium
Association.
"Monolítico" es un término conocido en la
técnica que significa que comprende una unidad sustancialmente
única que puede ser una única pieza formada o creada sin
ensambladura o costuras y que comprende un todo sustancialmente
uniforme. El producto monolítico obtenido mediante el procedimiento
de la presente invención puede ser indiferenciado, es decir formado
de un único material, y puede comprender estructuras integrales o
características tales como un revestimiento metálico
sustancialmente continuo que tiene una superficie o cara externa y
una superficie o cara interna, y miembros de soporte integrales
tales como costillas o porciones engrosadas que comprenden miembros
del armazón en la superficie interior del revestimiento
metálico.
Uno o más de los objetos anteriormente
mencionados de la presente invención se consiguen preparando una
plancha de aleación de aluminio a partir de una aleación de aluminio
con un espesor predeterminado, dando forma a dicha plancha de
aleación para obtener una estructura con una forma predeterminada,
preferiblemente envejeciendo a partir de entonces de forma
artificial o natural o recociendo dicha estructura conformada y
luego fresando o mecanizando, por ejemplo mecanizando a alta
velocidad dicha estructura conformada con el fin de obtener una
estructura monolítica de aluminio integrada que se puede usar en
los fines anteriormente mencionados.
Ya que la etapa de envejecimiento o de recocido
se realiza después de la etapa de conformado, es posible obtener
miembros estructurales que tengan niveles considerablemente
reducidos de distorsión o que estén incluso esencialmente exentos
de distorsiones que hacen a los productos resultantes
particularmente adecuados para aplicaciones en fuselajes o en alas
de aviones o para un revestimiento metálico vertical con largueros
verticales para la cola de un avión. Se cree que dicha estructura
conformada, que presenta los inconvenientes anteriormente
mencionados debido a la etapa de conformado, libera su tensión
interna o residual a lo largo de toda la etapa de envejecimiento
artificial o natural que se lleva a cabo después de la etapa de
conformado de la plancha de aleación.
En una realización preferida de este método
según la invención, después de la operación de conformado de la
plancha de aleación de aluminio en una estructura con una forma
predeterminada y antes de cualquier operación de mecanizado, por
ejemplo mediante mecanizado a alta velocidad, la estructura con
forma predeterminada se envejece artificialmente dando como
resultado una estabilidad dimensional mejorada durante las
posteriores operaciones de mecanizado. Preferiblemente, la
estructura conformada se envejece artificialmente a un temple
seleccionado del grupo que comprende las condiciones de temple T6,
T79, T78, T77, T76, T74, T73 y T8. Por medio del ejemplo, un temple
adecuado T73 sería el temple T7351, y un temple adecuado T74 sería
el temple T7451.
En una realización del método, el procedimiento
de darle forma, o de conformado, para obtener una estructura con una
forma predeterminada comprende una operación de conformado en frío,
por ejemplo una operación de doblado que da como resultado un
producto que tiene un radio propio incorporado en su forma.
En una realización del método según la
invención, la plancha de aleación de aluminio antes de la operación
de darle forma, o de conformado, ha sido estirada después de
enfriar desde la temperatura del tratamiento térmico de la
solución. Preferiblemente, la operación de estiramiento implica no
más del 8% de la longitud justo antes de la operación de
estiramiento y está, preferiblemente, en el intervalo del 1 al 5%.
Típicamente, esto se consigue llevando la plancha de aleación de
aluminio en un temple T4 o un T73 o T74 o T76, tal como un temple
T451 o un temple T7351.
La estructura conformada tiene, preferiblemente,
un espesor del premecanizado igual, o superior, al espesor
combinado de la lámina base o revestimiento metálico y componentes
adicionales, por ejemplo, largueros, en la que dicha lámina base y
los componentes adicionales forman dicha estructura monolítica de
aluminio integrada.
La distorsión en la dirección longitudinal del
producto obtenido es, típicamente, inferior a 0,13 mm, y
preferiblemente inferior a 0,10 mm, cuando se mide según BSM
7-323D, sección 8.7.
En una realización, el espesor del premecanizado
(y) de la estructura conformada está en el intervalo de 10 a 220
mm, preferiblemente en el intervalo de 15 a 150 mm, y más
preferiblemente en el intervalo de 20 a 100 mm, y muy
preferiblemente en el intervalo de 30 a 60 mm.
La plancha de aleación de aluminio está
preferiblemente hecha de una aleación de aluminio seleccionada del
grupo consistente en las aleaciones de aluminio de las series
AA5xxx, AA7xxx, AA8xxx, y AA2xxx. Ejemplos concretos son las que
están dentro de las aleaciones de aluminio de las series AA7x50,
AA7x55, AA7x75, y AA6x13, y son representantes típicos de estas
series las aleaciones AA7075, AA7475, AA7050, AA7150, y AA6013.
Según una realización preferida de la presente
invención, la plancha de aleación de aluminio se prepara a partir
de una aleación de aluminio que se ha estirado después de enfriar.
Se da un ejemplo como sigue:
Un método preferido para producir una aleación
de aluminio de la serie AA7xxx en aplicaciones de planchas en el
campo aeroespacial con una equilibrada alta tenacidad y buenas
propiedades de corrosión comprende las etapas de trabajar un cuerpo
que tiene una composición, en % en peso, consistente en:
- Zn
- 5,0 - 8,5
- Cu
- 1,0 - 2,6
- Mg
- 1,0 - 2,9
- Fe
- <0,3, preferiblemente <0,15
- Si
- <0,3, preferiblemente <0,15,
\newpage
opcionalmente, uno o más elementos
seleccionados
de
- Cr
- 0,03 - 0,25
- Zr
- 0,03 - 0,25
- Mn
- 0,03 - 0,4
- V
- 0,03 - 0,2
- Hf
- 0,03 - 0,5
- Ti
- 0,01 - 0,15
no excediendo el total de dichos
elementos opcionales el 0,6% en peso, siendo el resto aluminio e
impurezas incidentales, cada una de ellas <0,05%, y el total
<0,20%, estirar el producto enfriado entre el 1% y el 5%,
preferiblemente 1,5% a 3%, para llegar a un temple T451, y después
de eso dar forma al producto, por ejemplo mediante doblado,
precurvado o fresado, con el fin de obtener una estructura con una
forma
predeterminada.
La estructura con una forma predeterminada se
envejece luego artificialmente, o bien calentando el producto hasta
tres veces en una tanda de una o más temperaturas de 79ºC a 165ºC o
calentando la estructura con forma predeterminada primero a una o
más temperaturas de 79ºC a 145ºC durante dos horas o más, o
calentando la estructura conformada a una o más temperaturas de
148ºC a 175ºC. Después de eso, la estructura conformada no presenta
ninguna distorsión sustancial y, al mismo tiempo, la estructura
conformada muestra una mejorada resistencia a la corrosión con
exfoliación de "EB" o mejor, medido según ASTM
G34-97, y con aproximadamente un 15% más de
resistencia a la deformación que las correspondientes aleaciones
AA7x50 de similares dimensiones en la condición de temple T76.
Según el típico procedimiento de envejecimiento
AMS 2772C, para llegar al temple T7651 para la aleación AA7050
implica 3 a 6 horas a 121ºC seguido de 12 a 15 horas a 163ºC,
mientras que para la misma aleación que llega al temple T7451
implica 3 a 6 horas a 121ºC, seguido de 20 a 30 horas a 163ºC. El
típico procedimiento de envejecimiento para llegar al temple T7351
para la aleación AA7475 implica 6 a 8 horas a 121ºC, seguido de 24
a 30 horas a 163ºC. Y el típico procedimiento de envejecimiento
para la aleación AA7160 para llegar al temple T651 implica 24 horas
a 121ºC, seguido de 12 horas a 160ºC.
En una realización preferida del producto según
la invención, dicha lámina base es un revestimiento metálico del
fuselaje de un avión y dichos componentes son al menos partes de los
largueros integrales u otros refuerzos integrales del fuselaje de
un avión, y en la que el fuselaje tiene un radio propio incorporado
en su forma.
En otra realización, dicha lámina base es el
revestimiento metálico base de una estructura integrada como una
puerta integrada, y dichos componentes son al menos parte de los
refuerzos integrales de la estructura integrada de un avión, y en la
que la estructura integrada tiene un radio propio incorporado en su
forma.
En otra realización, dicha lámina base es un
revestimiento metálico del ala de un avión, dichos componentes son
al menos partes de las costillas integradas y/o otros refuerzos
integrados tal como los largueros de un ala de un avión.
Las anteriores y otras características y
ventajas del método y el producto de aleación de aluminio según la
presente invención llegarán a ser fácilmente evidentes a partir de
la siguiente descripción detallada de una realización como se
describe mediante los dibujos adjuntos:
Fig. 1 muestra una estructura de aluminio
integrada
Fig. 2 muestra los efectos de la distorsión de
la estructura de aluminio integrada de la Fig. 1,
Fig. 3a muestra una realización de la técnica
anterior,
Fig. 3b muestra una realización de la presente
invención, y
Fig. 3c muestra una estructura conformada (5)
envejecida artificialmente, o naturalmente, según la presente
invención.
La Fig. 1 muestra una estructura de aluminio
integrada que comprende una lámina base 1 y componentes adicionales
2, tales como largueros o vigas para aplicaciones en aviones. La
estructura 6 de aluminio integrada consiste en una lámina base 1
precurvada que se ha conformado de acuerdo con la forma de, por
ejemplo, el fuselaje de un avión, mostrando así la sección
transversal de un revestimiento metálico 1 del fuselaje. Los
componentes adicionales 2 son, por ejemplo, largueros unidos a la
lámina base 1, según las técnicas anteriores, por ejemplo mediante
remaches y/o soldadura.
La Fig. 2 muestra los efectos de la distorsión
de una estructura de aluminio integrada que se ha producido según
un método de la técnica anterior. Cuando los componentes adicionales
2 están unidos a la lámina base 1 y cuando la estructura total está
acabada después de las etapas de mecanizado, de remachado o de
soldadura, se produce normalmente una distorsión horizontal d_{1}
y/o una distorsión vertical d_{2} debido a la liberación de
tensiones procedentes de la plancha o lámina precurvada que ha sido
doblada antes de que los componentes adicionales 2 se conecten a la
lámina base 1 o antes de que los componentes 2 sean mecanizados a
partir del producto en forma de plancha con un correspondiente
espesor.
La Fig. 3a muestra una estructura monolítica
integrada o componente fabricado también según la técnica anterior.
Se produce un bloque 3 de aleación de aluminio por colada,
homogeneización, trabajado en caliente mediante laminación, forja o
extrusión y/o trabajado en frío, tratamiento térmico de la solución,
enfriamiento y estiramiento, obteniendo por ello un grueso bloque 3
de aleación de aluminio que se le "da forma" para obtener una
predeterminada estructura conformada 5. La etapa de conformado es
una etapa de fresado mecánico o de mecanizado, conformando, por
ello, con una fresadora el bloque 3 de aleación de aluminio y
obteniendo una predeterminada estructura conformada 5 con un espesor
y predeterminado como se muestra en la Fig. 3c. El espesor y
predeterminado es igual o superior al espesor x de la lámina base 1
y la extensión de los componentes adicionales 2 que son, mediante
una o más etapas adicionales de fresado, mecanizados a partir de la
estructura conformada 5 después de la etapa de envejecimiento. Un
inconveniente con este enfoque es que puede haber una significativa
tensión residual en el producto, y esto puede llevar entre otras
cosas a incrementar la sección transversal de los miembros del
armazón o del propio revestimiento metálico para cumplir las
tolerancias requeridas y satisfacer los requisitos.
La Fig. 3b muestra una realización de la
presente invención en la que la etapa de conformado es una etapa de
doblado mecánico, que dobla por ello una plancha 4 de aleación en
una estructura 5 doblada o precurvada que tiene un radio propio
incorporado en su forma mostrada en la Fig. 3c. Usando el método
según esta invención, se pueden hacer también estructuras con doble
curvatura, por ejemplo teniendo una estructura parabólica. Una
ventaja de esta realización de la presente invención comparada con
la técnica anterior descrita con la Fig. 3a es, entre otras, que se
usa menos aluminio para mecanizar o fresar ya que el espesor
predeterminado y de la plancha 4 de aleación es considerablemente
menor que un espesor predeterminado del bloque 3 entero de
aluminio. Además, mediante una etapa de envejecimiento, después de
darle forma, es posible obtener miembros estructurales esencialmente
exentos de distorsiones adecuados para, por ejemplo, aplicaciones
en fuselajes y en alas de aviones. Otra ventaja del método y del
producto de la presente invención es que proporciona un producto o
estructura monolítica final más delgada que tiene las ventajas de
resistencia y de peso respecto a otros productos más gruesos
producidos con métodos convencionales. Esto significa que se pueden
proporcionar y aprobar para su uso diseños con paredes más delgadas
y menos peso. Otra ventaja más del método y del producto de la
presente invención es la reducción del peso de la parte monolítica.
El peso también se reduce más mediante la posible eliminación de
los elementos de sujeción. Esto está relacionado con las ventajas
de precisión en la operación de mecanizado que resulta de la
distorsión reducida, y de la precisión inherente del mecanizado
final después del conformado.
Ejemplo
A escala industrial, se han fabricado planchas
gruesas de una aleación de la serie AA74754 (material de calidad
aeroespacial) que tienen las dimensiones finales de 40 mm de
espesor, una anchura de 1900 mm, y una longitud de 2000 mm. Se han
llevado diferentes planchas a la condición de temple T451 y a la
condición de temple T7351 de una forma conocida.
En un método para elaborar estructuras
monolíticas integradas, se ha doblado una plancha en la condición de
temple T451, en su dirección L, hasta una estructura con un radio
de 1000 mm seguido de un envejecimiento artificial hasta la
condición de temple T7351. La distorsión en la dirección
longitudinal estaba en el intervalo de 0,07 a 0,09 mm, que se puede
calcular de una forma conocida hasta una tensión residual en la
dirección longitudinal en el intervalo de 16 a 22 MPa.
En otro método de elaboración de estructuras
integradas, se ha doblado una plancha en la condición de temple
T7351, en su dirección L, hasta una estructura con un radio de 1000
mm sin tratamiento adicional de envejecimiento. La distorsión en la
dirección longitudinal estaba en el intervalo de 0,15 a 0,22 mm,
que se puede calcular de una forma conocida hasta una tensión
residual en la dirección longitudinal en el intervalo de 49 a 54
MPa.
Para ambos métodos se ha medido la distorsión
después del mecanizado según el BMS 7-323D, sección
8.7, versión revisada el 21 de enero de 2003, e incorporada aquí
como referencia.
Este ejemplo muestra, entre otras cosas, la
influencia beneficiosa del tratamiento de envejecimiento, después
de conformar un panel curvado y antes de mecanizarlo hasta una
estructura integrada, sobre la distorsión después del mecanizado y,
por ello, sobre la tensión residual en el material.
Habiendo ahora descrito completamente la
invención, será evidente para un experto corriente en la técnica
que se pueden hacer muchos cambios y modificaciones partiendo del
espíritu o alcance de la invención según se ha descrito en la
presente memoria descriptiva.
Claims (10)
-
\global\parskip0.980000\baselineskip
1. Método para producir una estructura monolítica de aluminio integrada, que comprende las etapas de:- a)
- proporcionar una plancha (4) de aleación de aluminio a partir de una aleación de aluminio seleccionada del grupo de las series AA2xxx, AA5xxx, AA6xxx o AA7xxx con un espesor (y) predeterminado en el intervalo de 10 a 220 mm,
- b)
- llevar dicha plancha (4) de aleación de aluminio a un temple seleccionado del grupo que comprende T4, T73, T74 y T76,
- c)
- dar forma o conformar dicha plancha (4) de aleación mediante doblado mecánico para obtener una estructura (5) con una forma predeterminada,
- d)
- tratar térmicamente dicha estructura (5) con forma en donde dicho tratamiento térmico comprende envejecimiento artificial, y
- e)
- mecanizar dicha estructura (5) con forma con el fin de obtener una estructura (6) monolítica de aluminio integrada.
- 2. Método según la reivindicación 1, en el que dicha estructura (5) con forma se está envejeciendo artificialmente en las condiciones de temple T6, T79, T78, T77, T76, T74, T73 o T8.
- 3. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 ó 2, en el que el procedimiento de dar forma o de conformado, durante la etapa c) comprende el conformado en frío.
- 4. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el que se ha estirado dicha plancha (4) de aleación de aluminio después de enfriar, antes de la etapa de dar una forma o de conformado.
- 5. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que se ha estirado dicha plancha (4) de aleación de aluminio en el intervalo de hasta el 8% después de enfriar, antes de la etapa de dar una forma o de conformado.
- 6. Método según la reivindicación 5, en el que se ha estirado dicha plancha (4) de aleación de aluminio en un intervalo de 1 a 5% después de enfriar, antes de la etapa de dar una forma o de conformado.
- 7. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el que dicha plancha (4) de aleación de aluminio se produce a partir de una aleación de aluminio seleccionada del grupo de aleaciones de las series AA7x50 AA7x55, AA7x75 y AA6x13.
- 8. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en el que dicha plancha (4) de aleación de aluminio se produce a partir de una aleación de
\hbox{aluminio que tiene una composición consistente, en tanto por ciento en peso, en:}
- Zn
- 5,0 - 8,5
- Cu
- 1,0 - 2,6
- Mg
- 1,0 - 2,9
- Fe
- <0,3, preferiblemente <0,15
- Si
- <0,3, preferiblemente <0,15
opcionalmente uno o más elementos seleccionados de:- Cr
- 0,03 - 0,25
- Zr
- 0,03 - 0,25
- Mn
- 0,03 - 0,4
- V
- 0,03 - 0,2
- Hf
- 0, 03 - 0,5
- Ti
- 0, 01 – 0,15
la totalidad de dichos elementos opcionales no exceden de 0,6, el resto es aluminio e impurezas incidentales, cada una <0,05, total <0,20.\global\parskip1.000000\baselineskip
- 9. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 8, en el que dicha estructura (5) con forma tiene un espesor (y) antes del mecanizado en el intervalo de 15 a 150 mm, y más preferiblemente en el intervalo de 30 a 60 mm.
- 10. Método según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9, en el que la estructura monolítica de aluminio integrada es parte de un revestimiento metálico de un ala o una porción del armazón de un avión.
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