JP2017508620A - アルミニウム−銅−リチウム合金製の航空機のフロア用押出製品 - Google Patents
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Abstract
本発明は特に、組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製で、アスペクト比が少なくとも５である未加工コア（２１）、およびアスペクト比が４より小さく長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直である少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する、航空産業用の機械加工押出製品製造用の未加工押出製品であって、未加工フランクを未加工コアに連結する未加工フランク（２２）の部分の厚さが減少していることを特徴とし、コアに連結される前記未加工フランクの端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２１）、およびコアの反対側のその端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２２）の比、すなわちＥ２２１／Ｅ２２２が０．８より小さく、そのようにしてほぼ対称な二つの凹部ゾーンを区画することを特徴とする、未加工押出製品に関する。本発明はまた、機械加工押出製品の製造方法、および対応する機械加工押出製品に関する。本発明による製品は、特にフロアビームおよびフロア横材の製造に使用される。【選択図】図４
Description
本発明は、アルミニウム−銅−リチウム合金製の押出製品、より詳細には特に航空および航空宇宙構造物用のそのような製品、それらの製造方法、および使用方法に関するものである。
アルミニウム合金製押出製品は、特に航空産業および航空宇宙産業用の高抵抗部材を製造するために開発された。
アルミニウム合金製押出製品は、航空産業において、胴体のスティフナまたはストリンガ、胴体フレーム、翼のスティフナ、フロア横材やフロアビーム、およびシートレールのような、多数の用途に使用される。
航空産業で使用されるＡｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製押出製品の製造方法は、鋳造、均質化、押出成形、溶体化処理、焼き入れ、制御された引張りによる応力除去、および焼き戻し工程による、未加工の押出製品の製造工程を含む。しかしながら、未加工の押出製品はそのままの状態では使用されず、機械加工され、所望の表面品質および幾何学的特徴を示す機械加工された押出製品が得られる。従来から、未加工の押出製品は、所望の品質を獲得しながら金属の損失を抑えるために、数ミリメートルに制限された機械加工によって機械加工製品が得られるように寸法が決定されている。
航空産業で使用される押出製品には、小さいアスペクト比を有する部分、および大きいアスペクト比を有する部分を示すものがある。一般的には、大きいアスペクト比を有する中央部分を「コア」、小さいアスペクト比の部分を「フランク（ｆｌａｎｋ）」と呼び、そのフランクの長さ方向または厚さ方向は、コアの長さ方向にほぼ垂直である。
フランクは一般に、ねじなどの固定要素をそこに導入するために孔を形成した後、固定を実現するために使用される。
フランクにおける機械的性質が、コアにおけるものよりもたいていは好ましくないことが公知である。
米国特許第６１１３７１１号明細書には、リチウムを含むアルミニウム合金製の押出製品の製造方法が記載されており、その中のアスペクト比の小さい部分は、曲がりくねった経路内で押出成形によって、機械的性質が向上するように得られる。しかしながらこの曲がりくねった経路は、押出成形方法を複雑にする。
米国特許出願公開第２００５／０２４１７３５号明細書には、所望のテクスチャが軸対称ゾーンの押出成形および過剰な金属を除去することによって得られる、増大したファイバテクスチャ量を示すスティフナ用押出製品が記載されている。
国際公開第２００８／０１２５７０号には、航空機用スティフナの製造方法が記載されており、その中でスティフナの未加工のフォームは、機械加工されたスティフナに所望される全ての部分を含むシェルを有する、間隔のあいた縁部で作製されている。
米国特許出願公開第２０１３／０２５５３９号明細書には、特に静的機械的性質と耐損傷性との間の折合いに関して改善された性質を示すＡｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製の押出、圧延、または鍛造製品が記載されている。
特に静的機械的耐性と靭性との間の折合いに関して、および穿孔後の曲げ耐性に関して、改善された特性をアスペクト比の小さいゾーンで示すアルミニウム−銅−リチウム合金製の押出製品に対する要望が存在する。
本発明の第一の目的は、機械加工コア（１１）、および少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する航空産業用の機械加工押出製品の製造方法において、
（ａ）組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製の未加工フォームを鋳造し、
（ｂ）前記未加工フォームを均質化し、
（ｃ）前記未加工フォームを押出成形によって熱間変形し、未加工コア（２１）および少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する未加工押出製品（２）を得、
（ｄ）前記未加工押出製品を溶体化処理し、
（ｅ）そのように溶体化処理した未加工押出製品を焼き入れし、
（ｆ）前記未加工押出製品を制御された方法で引張り、
（ｇ）場合によっては、前記押出製品の平面仕上げ、または成形を実施し、
（ｈ）前記未加工押出製品の焼き戻しを行い、
（ｉ）前記未加工押出製品を機械加工して、機械加工コア（１１）、および未加工フランク（２２）に対応する少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する機械加工押出製品を得る、ことを特徴とし、
前記未加工フランクの寸法（Ｅ２２またはＬ２２）が、前記機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より少なくとも２０％大きく、その方向は前記未加工コアの長さ寸法（Ｌ２１）に対して垂直であることを特徴とする方法である。
（ａ）組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製の未加工フォームを鋳造し、
（ｂ）前記未加工フォームを均質化し、
（ｃ）前記未加工フォームを押出成形によって熱間変形し、未加工コア（２１）および少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する未加工押出製品（２）を得、
（ｄ）前記未加工押出製品を溶体化処理し、
（ｅ）そのように溶体化処理した未加工押出製品を焼き入れし、
（ｆ）前記未加工押出製品を制御された方法で引張り、
（ｇ）場合によっては、前記押出製品の平面仕上げ、または成形を実施し、
（ｈ）前記未加工押出製品の焼き戻しを行い、
（ｉ）前記未加工押出製品を機械加工して、機械加工コア（１１）、および未加工フランク（２２）に対応する少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する機械加工押出製品を得る、ことを特徴とし、
前記未加工フランクの寸法（Ｅ２２またはＬ２２）が、前記機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より少なくとも２０％大きく、その方向は前記未加工コアの長さ寸法（Ｌ２１）に対して垂直であることを特徴とする方法である。
本発明の別の目的は、
組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製で、
アスペクト比が少なくとも５である未加工コア（２１）、およびアスペクト比が４より小さく長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直である少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する航空産業用の機械加工押出製品製造用の未加工押出製品であって、前記未加工フランクを前記未加工コアに連結させる前記未加工フランク（２２）の部分の厚さが減少していることを特徴とし、コアに連結される前記未加工フランクの端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２１）、およびコアの反対側のその端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２２）の比、すなわちＥ２２１／Ｅ２２２が、０．８より小さく好ましくは０．６より小さいこと、そのようにしてほぼ対称な二つの凹部ゾーンを区画することを特徴とする、未加工押出製品である。
組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製で、
アスペクト比が少なくとも５である未加工コア（２１）、およびアスペクト比が４より小さく長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直である少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する航空産業用の機械加工押出製品製造用の未加工押出製品であって、前記未加工フランクを前記未加工コアに連結させる前記未加工フランク（２２）の部分の厚さが減少していることを特徴とし、コアに連結される前記未加工フランクの端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２１）、およびコアの反対側のその端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２２）の比、すなわちＥ２２１／Ｅ２２２が、０．８より小さく好ましくは０．６より小さいこと、そのようにしてほぼ対称な二つの凹部ゾーンを区画することを特徴とする、未加工押出製品である。
本発明のまた別の目的は、組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製で、アスペクト比が少なくとも２０である機械加工コア（１１）、およびアスペクト比が１５より小さく長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直である少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する本発明によって得ることができる航空産業用の機械加工押出製品であって、その粒状構造が実質的に再結晶化しないことを特徴とし、前記機械加工フランクの全長の半分と前記機械加工コアとの間で、粒子の長さ方向がフランクの長さ方向に対してほぼ平行であることを特徴とする、機械加工押出製品である。
異なる記載がなければ、合金の化学組成に関する全ての表示は、合金の総重量に基づく重量パーセンテージとして表記される。１．４Ｃｕという表記は、重量％で表示された銅の含有量に１．４乗じることを意味する。合金の名称は、当業者には公知の「アルミニウム協会」の規則に従ったものとなっている。質別の定義は、欧州規格ＥＮ ５１５で表示される。
引張りにおける静的機械的特徴、言い換えると破断強度Ｒm、０．２％伸びの慣例の弾性限界Ｒp0.2、および破断伸びＡ％は、ＮＦ ＥＮ ＩＳＯ６８９２−１規格による引張り試験によって測定され、試験のサンプリングおよび意味はＥＮ４８５−１規格によって定義される。
応力強さファクタ（ＫQ）は、ＡＳＴＭ Ｅ３９９規格にしたがって測定される。ＡＳＴＭ Ｅ３９９規格は、ＫQがＫ1Cの有効値であるかどうかを測定することができる基準を与える。所定のサンプルの幾何形状について、異なる材料で得られたＫQの値は、材料の弾性限界が同程度の規模である限り、互いに比較可能である。
異なる記載がなければ、ＥＮ １２２５８規格の定義が適用される。
本発明者達は、驚くべきことに、あるアルミニウム−銅−リチウム合金では、対応する未加工押出製品フォームを修正すると機械加工押出製品のフランクの性質が顕著に改善されることを確認した。
本発明による方法では、組成が重量％で、Ｃｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製の未加工フォームを鋳造する。好ましくは、銅含有量は少なくとも２．２重量％、および／または最大で３．３重量％である。好ましくは、リチウム含有量は少なくとも１．２重量％、および／または最大で１．８重量％である。好ましくは、マグネシウム含有量は少なくとも０．０５重量％、および／または最大で０．８重量％である。好ましくは、マンガン含有量は少なくとも０．０５重量％、および／または最大で０．５重量％である。好ましくは、ジルコニウム含有量は少なくとも０．０６重量％、および／または最大で０．１８重量％である。有利な一実施態様では、マンガンおよびジルコニウムを同時に添加する。好ましくは、銀含有量は少なくとも０．１重量％、および／または最大で０．４重量％である。好ましくは、亜鉛含有量は少なくとも０．０５重量％、および／または最大で０．８重量％である。本発明の一実施態様では、銀を少なくとも０．１重量％添加し、亜鉛含有量を０．２重量％以下に制限する。好ましくは、チタン含有量は少なくとも０．０２重量％、および／または最大で０．１０重量％である。本発明を実施するために有利な合金は、とりわけ合金ＡＡ２０６５、ＡＡ２１９５、ＡＡ２２９５、ＡＡ２１９６、ＡＡ２２９６、ＡＡ２０７６、ＡＡ２０９９、ＡＡ２１９９であり、合金ＡＡ２１９６、ＡＡ２２９６、ＡＡ２０７６が特に好ましい。
このようにして得られた未加工フォームを均質化する。均質化温度は、好ましくは４８０〜５４０℃で５〜６０時間に設定される。好ましくは、均質化温度は５１５〜５２５℃である。均質化後、未加工フォームは一般的に、熱間変形のために予備加熱される前に、周囲温度まで冷却される。予備加熱の目的は、未加工フォームの変形を可能にする、好ましくは４００〜５００℃、より好ましくは約４５０〜４８０℃の変形初期温度に到達することである。
熱間変形は押出成形によって実施され、未加工押出製品が得られる。未加工押出製品フォームは、航空構成物で使用される機械加工押出製品フォームに応じて決定される。本発明の枠内では、押出製品の横断面は、寸法がＬおよびＥの基本長方形に分けられる。Ｌは常に基本長方形の最大寸法であり長さと呼ばれ、Ｅは基本長方形の最小寸法であり厚さと呼ばれる。アスペクト比は、Ｌ／Ｅである。本発明の枠内で横断面が基本長方形に分割される方法は、図１および２に示されている。図１に示した実施例では、機械加工押出製品（１）は、アスペクト比が最も大きい基本長方形（１１）から始めて、それに続いて、五つの基本長方形（１１、１２、１３、１４および１５）に分けられる。同様に、未加工押出製品（２）は、アスペクト比が最も大きい基本長方形（２１）から始めて、それに続いて、五つの基本長方形（２１、２２、２３、２４および２５）に分けられる。本発明は、「未加工コア」と呼ばれアスペクト比が少なくとも５、好ましくは少なくとも８、または１０のことさえある基本長方形（２１）、および「未加工フランク」と呼ばれアスペクト比が４未満の、その長さ方向または厚さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直な少なくとも一つの基本長方形（１２、１３、１４、１５）を有する未加工押出製品、ならびに／または「機械加工コア」と呼ばれアスペクト比が少なくとも２０、または少なくとも３０のことさえある基本長方形（１１）、および「機械加工フランク」と呼ばれアスペクト比が１５未満の、その長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直な少なくとも一つの基本長方形（１２、１３、１４、１５）を有する機械加工押出製品に関する。図２は、機械加工押出製品（１）に対応する未加工押出製品（２）の断面の一例を示している。図２には、四つの未加工フランク（２２、２３、２４および２５）が図示されている。未加工コアの長さ方向に対して垂直な方向の未加工フランクの寸法は、長さ（未加工フランク２２、２３、２５の場合）、または厚さ（未加工フランク２４の場合）となり得る。本発明によると、未加工コアの長さ寸法（Ｌ２１）に対して垂直な方向の未加工フランクの寸法（Ｅ２２またはＬ２２）は、機械加工コアの長さ（Ｌ１１）の方向に対して垂直な方向の機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より、少なくとも２０％、好ましくは少なくとも５０％大きく、より好ましくは少なくとも８０％大きい。有利には、未加工フランクのアスペクト比は少なくとも１．１である。本発明の一実施態様では、未加工フランクのアスペクト比は少なくとも１．５、好ましくは少なくとも２である。好ましくは、未加工コアの長さ方向に対して垂直な方向の未加工フランクの寸法は、長さである。図３ａは、部分的に図示された機械加工コア（１１）と機械加工フランク（１２）とを有する機械加工押出製品の機械加工を可能にする、部分的に図示された未加工コア（２１）と、部分的に図示された機械加工コア（１１）と機械加工フランク（１２）とを有する機械加工押出製品の機械加工を可能にする、未加工フランク（２２）とを有する、先行技術による未加工押出製品の一実施例を図示している。本発明の枠内で、未加工フランク（２２）は、機械加工フランク（１２）に対応する。同じ機械加工押出製品について、図３ｂは部分的に図示した未加工コア（２１）、および未加工フランク（２２）を有する、本発明による未加工製品の一実施例を示している。本発明によると、未加工フランクの長さ（Ｌ２２）は、機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より少なくとも２０％大きい。有利には、未加工フランク（２２）に対応する面が機械加工された未加工コア（２１）の厚さ（Ｅ２１１）、および長さ寸法（Ｌ２１）に対して垂直な方向の未加工フランクの寸法（Ｅ２２またはＬ２２）を考慮すると、これらの大きさは、それらの合計が機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より５０％以上大きく、好ましくは８０％以上大きいようになっている。
本発明の有利な一実施態様を図４に示す。フランク（２２）は、コアに連結されるゾーンに、厚さが減少している部分を有する。本発明の枠内では、厚さが連続的に変動する場合、横断面を基本長方形に分けるために、可変の厚さを局所的に有する部分を包含する基本長方形を考察する。この有利な一実施態様において、コアに連結される未加工フランクの端部についての未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２１）、およびコアとは反対側のその端部についての未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２２）の比、すなわちＥ２２１／Ｅ２２２は、０．８より小さく、好ましくは０．６より小さく、そのようにしてほぼ対称の二つの凹面ゾーンを区画する。有利には、厚さが減少している未加工フランクの部分は、フランクの全長（Ｌ２２）の３０％より小さい長さ（Ｌ２２１）で延在している。好ましくはこの実施態様において、未加工コア（２１）の長さ方向とフランクの厚さの減少に対応する方向との間の角度（α）は、４５＋／−１０°である。図４に示したように、角度（α）は直角三角形の角であり、その第一の辺が未加工コアの長さ（Ｌ２１）の方向によって規定され、第二の辺が長さ（Ｌ２２１）に対応し、前記角度（α）が長さ（Ｌ２２１）に対応する第二の辺に向かい合っている。有利には図４に示したように、未加工フランクの減少は、未加工コアの長さ（Ｌ２１）の方向に対して平行な直線上に突出する長さが（Ｅ２２２−Ｅ２２１）／２）に等しい第一の部分において線状であり、第二の部分は凹面ゾーンである。
好ましくは、未加工フランク（２２）とコア（２１）の連結のための湾曲半径は２〜４ｍｍである。図４による実施態様では、未加工フランクのアスペクト比は、有利には１．２〜１．５である。
本発明は、コアの厚さ（Ｅ２１）が少なくとも１２ｍｍ、好ましくは少なくとも１５ｍｍである未加工押出製品に特に有利である。未加工押出製品のフランクの厚さ（Ｅ２２）は、有利には少なくとも１０ｍｍ、好ましくは少なくとも１５ｍｍである。図４に示した実施態様では、厚さＥ２２２は、有利には少なくとも２０ｍｍであり、厚さＥ２２１は、有利には少なくとも１０ｍｍである。
このようにして得られた未加工押出製品を続いて溶体化処理し、焼き入れする。有利には、溶体化処理は、４９０℃〜５４０℃の温度で１５分から８時間、好ましくは５１０℃〜５３０℃で２０分から２時間実施される。
このようにして溶体化処理され、焼き入れされた未加工押出製品は、次に、好ましくは１〜５％、さらに好ましくは少なくとも２％に制御された引張りを受ける。仕上げ工程または成形などの公知の工程は、制御された引張りの前または後に任意で実施され得る。
焼き戻しは、好ましくは、１２０〜１７０℃で５〜１００時間、より好ましくは１５０〜１６０℃で２０〜６０時間実施される。
続いて、未加工押出製品を機械加工して、航空構造で使用される加工押出製品を得る。特に、未加工押出製品を機械加工して、翼のスティフナ、胴体のスティフナ、胴体フレーム、フロアビームまたはフロア横材を得ることができる。好ましくは、機械加工押出製品はフロア横材である。
機械加工押出製品のコアの厚さ（Ｅ１１）は、有利には２〜１４ｍｍである。機械加工押出製品のコアの長さ（Ｌ１１）は、有利には少なくとも１５０ｍｍ、好ましくは少なくとも２２０ｍｍ、より好ましくは少なくとも２４０ｍｍである。機械加工押出製品のフランクの長さは、有利には少なくとも１０ｍｍ、好ましくは少なくとも１２ｍｍ、またより好ましくは少なくとも１５ｍｍであり、機械加工押出製品のフランクの厚さは、有利には少なくとも２ｍｍ、好ましくは少なくとも３ｍｍである。
本発明による方法によって、機械加工押出製品のフランクにおいて、特にフランクの全長の半分とコアとの間で有利な粒状構造および配向を得ることができる。本発明による方法によって得られる機械加工製品の粒状構造は、実質的に再結晶化しておらず、再結晶化する粒子率は１０％未満である。図５は、機械加工されたフランクの全長の半分と機械加工されたコアとの間の、機械加工されたフランクのゾーン内の粒子の配向を図示している。先行技術による機械加工押出製品（図５Ａ）では、機械加工されたフランクの全長の半分と機械加工されたコアとの間の粒子の長さ方向（１２５）は、コアの長さ方向に対してほぼ平行である。本発明による機械加工押出製品（図５Ｂおよび５Ｃ）では、機械加工されたフランクの全長の半分と機械加工されたコアとの間の粒子の長さ方向は、フランク（１２６、１２７）の長さ方向に対してほぼ平行である。図４および図５Ｃに図示された好ましい一実施態様では、粒子の長さ方向とフランクの長さ方向との間のずれは、１０°未満である。
本発明者たちは、特に機械加工押出製品に得られる粒状構造だけでなく、恐らく本発明による方法によって得られる局所テクスチャなどの他のファクタでも、特性の改善を観察することができることを示している。したがって本発明による機械加工押出製品の靭性は、先行技術による方法と比べて、本発明によるフランクにおいてＳ−Ｌ方向で少なくとも２０％増大し、場合によっては５０％以上のことさえある。
有利には、本発明による未加工押出製品、および／または機械加工押出製品では、未加工フランクおよび機械加工フランクの縦方向の弾性限界は少なくとも４５０ＭＰａであり、好ましくは少なくとも４６０ＭＰａであり、靭性Ｋ1C SーLは少なくとも１５ＭＰａ√ｍであり、好ましくは少なくとも１６ＭＰａ√ｍである。さらに、コアとフランクの全長の半分との間に孔を形成した後の機械加工フランクの曲げ耐性は、顕著に改善される。
本発明による機械加工押出製品は、特に航空構造用の構成要素として有利である。したがって、本発明による機械加工押出製品は有利には、翼のスティフナ、胴体のスティフナ、胴体フレーム、フロアビームまたはフロア横材として、航空構造物用に使用される。好ましい一実施態様では、本発明による製品はフロア横材として使用される。
（実施例）
この実施例では、ＡＡ２１９６合金製の機械加工押出製品を作製した。製品Ｃ、ＤおよびＥは未加工フランクを示し、その方向が未加工コアの長さの寸法に対して垂直である前記未加工フランクの寸法は、機械加工フランクの長さより少なくとも２０％大きいようになっている。
この実施例では、ＡＡ２１９６合金製の機械加工押出製品を作製した。製品Ｃ、ＤおよびＥは未加工フランクを示し、その方向が未加工コアの長さの寸法に対して垂直である前記未加工フランクの寸法は、機械加工フランクの長さより少なくとも２０％大きいようになっている。
ＡＡ２１９６合金製の未加工フォームを約５２０℃で鋳造し、均質化した。
未加工フォームを押出成形し、長さのあるコア、および少なくとも一つのフランクを有する未加工形鋼を得て、その特徴を下記表１に示した。
＊ コアの長さ方向に対して垂直なフランクの厚さの方向
α コアの長さ方向に対して垂直なフランクの長さ方向
＊＊ 図４の概略図によると、未加工フランク（２２）の厚さは、コアに連結される未加工フランクの端部（Ｅ２２１）では１５ｍｍであり、コアの反対側の端部（Ｅ２２２）では２８ｍｍであり、厚さが減少し２８ｍｍより小さくなっている未加工フランクの部分（Ｌ２２１）では１０ｍｍであり、未加工コア（２１）の長さ方向と、フランクの厚さの減少に対応する方向との間の角度（α）は４５°であり、前記未加工フランク（２２）およびコア（２１）の連結用の湾曲半径は２．５〜３ｍｍである。
α コアの長さ方向に対して垂直なフランクの長さ方向
＊＊ 図４の概略図によると、未加工フランク（２２）の厚さは、コアに連結される未加工フランクの端部（Ｅ２２１）では１５ｍｍであり、コアの反対側の端部（Ｅ２２２）では２８ｍｍであり、厚さが減少し２８ｍｍより小さくなっている未加工フランクの部分（Ｌ２２１）では１０ｍｍであり、未加工コア（２１）の長さ方向と、フランクの厚さの減少に対応する方向との間の角度（α）は４５°であり、前記未加工フランク（２２）およびコア（２１）の連結用の湾曲半径は２．５〜３ｍｍである。
そのようにして得られた未加工押出製品を約５２０℃で溶体化処理し、焼き入れし、次に制御された引張りによって応力除去し、焼き戻しをした。続いて機械加工して、下記の特徴を有する機械加工形鋼を得た。機械加工コアの長さは約２４０ｍｍ、機械加工コアの厚さは約５ｍｍであり、機械加工フランクの長さは２０ｍｍ、その厚さは２ｍｍであった。
フランクの機械的特性を特徴付けした。結果は下記表２に示す。三点曲げ試験は、コアと、フランクの全長の半分との間で機械加工フランクに孔を形成した後に実施した。フランクの湾曲に関する質的な結果を表２に示す。−はフランクの大きいずれを意味し（−−：極めて大きい）、＋はフランクの小さいずれを意味する（＋＋：極めて小さい）。
機械加工形鋼のフランクのゾーンに対応するゾーンにおいて、Ｒm、Ｒp0.2、およびＡ％で、未加工押出製品の未加工フランクで、未加工フランクの縦方向にサンプル採取後、静的機械的特徴および靭性を測定した。曲げ試験の特徴は機械加工形鋼について観察した。
１ 機械加工押出製品
２ 未加工押出製品
１１ 機械加工コア
１２、１３、１４、１５ 機械加工フランク
２１ 未加工コア
２２、２３、２４、２５ 未加工フランク
２ 未加工押出製品
１１ 機械加工コア
１２、１３、１４、１５ 機械加工フランク
２１ 未加工コア
２２、２３、２４、２５ 未加工フランク
Claims (13)
- 機械加工コア（１１）、および少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する航空産業用の機械加工押出製品の製造方法において、
（ａ）組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製の未加工フォームを鋳造し、
（ｂ）前記未加工フォームを均質化し、
（ｃ）前記未加工フォームを押出成形によって熱間変形し、未加工コア（２１）および少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する未加工押出製品（２）を得、
（ｄ）前記未加工押出製品を溶体化処理し、
（ｅ）そのように溶体化処理した前記未加工押出製品を焼き入れし、
（ｆ）前記未加工押出製品を制御された方法で引張り、
（ｇ）場合によっては、前記押出製品の平面仕上げ、または成型を実施し、
（ｈ）前記未加工押出製品の焼き戻しを行い、
（ｉ）前記未加工押出製品を機械加工して、機械加工コア（１１）、および未加工フランク（２２）に対応する少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する機械加工押出製品を得る、ことを特徴とし、
その方向が前記未加工コアの長さ（Ｌ２１）の寸法に垂直である、前記未加工フランクの寸法（Ｅ２２またはＬ２２）が、前記機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より少なくとも２０％大きいことを特徴とする方法。 - 未加工フランク（２２）に対応する面が機械加工された未加工コア（２１）の厚さ（Ｅ２１１）、および長さの寸法（Ｌ２１）に対して垂直な方向の前記未加工フランクの寸法（Ｅ２２またはＬ２２）は、それらの合計が機械加工フランクの長さ（Ｌ１２）より５０％以上大きく、好ましくは８０％以上大きくなっていることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 前記未加工フランクを前記未加工コアに連結する前記未加工フランク（２２）の部分の厚さが減少しており、コアに連結される前記未加工フランクの端部についての前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２１）、およびコアとは反対側のその端部についての前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２２）の比、すなわち、Ｅ２２１／Ｅ２２２が、０．８より小さく、好ましくは０．６より小さく、そのようにしてほぼ対称の二つの凹面ゾーンを区画することを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
- 厚さが減少している前記未加工フランクの前記部分が、フランクの全長（Ｌ２２）の３０％未満の長さ（Ｌ２２１）で延在していることを特徴とする、請求項３に記載の方法。
- 未加工コア（２１）の長さ方向とフランクの厚さの減少に対応する方向との間の角度（α）が、４５＋／−１０°であることを特徴とする、請求項３または４に記載の方法。
- 組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、ＨｆおよびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製で、
アスペクト比が少なくとも５である未加工コア（２１）、およびアスペクト比が４より小さく長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直である少なくとも一つの未加工フランク（２２）を有する航空産業用の機械加工押出製品製造用の未加工押出製品であって、前記未加工フランクを前記未加工コアに接続する前記未加工フランク（２２）の部分の厚さが減少していることを特徴とし、コアに連結される前記未加工フランクの端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２１）、およびコアの反対側のその端部に対する前記未加工フランク（２２）の厚さ（Ｅ２２２）の比、すなわちＥ２２１／Ｅ２２２が、０．８より小さく、好ましくは０．６より小さいこと、そのようにしてほぼ対称な二つの凹部ゾーンを区画することを特徴とし、
未加工コア（２１）または未加工フランク（２２）のアスペクト比はＬ／Ｅであり、ただしＬは未加工コア（２１）または未加工フランク（２２）の横断面で各々区画される基本長方形の最大寸法に対応し、Ｅは未加工コア（２１）または未加工フランク（２２）の横断面で各々区画される基本長方形の最小寸法に対応することを特徴とする、未加工押出製品。 - 厚さが減少している前記未加工フランクの前記部分が、フランクの全長（Ｌ２２）の３０％未満の長さ（Ｌ２２１）で延在していることを特徴とする、請求項６に記載の未加工押出製品。
- 未加工コア（２１）の長さ方向とフランクの厚さの減少に対応する方向との間の角度（α）は４５＋／−１０°であることを特徴とする、請求項６または７に記載の未加工押出製品。
- 前記未加工フランク（２２）とコア（２１）の連結のための湾曲半径は２〜４ｍｍであることを特徴とする、請求項６〜８のいずれか一つに記載の未加工押出製品。
- 組成が重量％でＣｕ：２．０〜６．０、Ｌｉ：０．５〜２．０、Ｍｇ：０〜１．０、Ａｇ：０〜０．７、Ｚｎ：０〜１．０、ならびにＺｒ、Ｍｎ、Ｃｒ、Ｓｃ、Ｈｆ、およびＴｉから少なくとも一つの元素が選択され、選択されたときの前記元素の量がＺｒでは０．０５〜０．２０重量％、Ｍｎでは０．０５〜０．８重量％、ＣｒおよびＳｃではそれぞれ０．０５〜０．３重量％、Ｈｆでは０．０５〜０．５重量％、およびＴｉでは０．０１〜０．１５重量％であり、Ｓｉは０．１以下、Ｆｅは０．１以下、その他の元素は各々０．０５以下および全体で０．１５以下であり、残りはアルミニウムである、Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ合金製で、
アスペクト比が少なくとも２０である機械加工コア（１１）、およびアスペクト比が１５より小さく長さ方向がコアの長さ方向に対してほぼ垂直である少なくとも一つの機械加工フランク（１２）を有する、請求項１〜５のいずれか一つに記載の方法によって得られる航空産業用の機械加工押出製品であって、その粒状構造が１０％未満の再結晶化粒子率を有することを特徴とし、前記機械加工フランクの全長の半分と前記機械加工コアとの間で、粒子の長さ方向がフランクの長さ方向に対してほぼ平行であることを特徴とし、
機械加工コア（１１）または機械加工フランク（１２）のアスペクト比はＬ／Ｅであり、ただしＬは機械加工コア（１１）または機械加工フランク（１２）の横断面で各々区画される基本長方形の最大寸法に対応し、Ｅは機械加工コア（１１）または機械加工フランク（１２）の横断面で各々区画される基本長方形の最小寸法に対応することを特徴とする、機械加工押出製品。 - 粒子の長さ方向とフランクの長さ方向との間のずれは１０°未満であることを特徴とする、請求項１０に記載の機械加工押出製品。
- 航空構造用の構成要素としての、請求項１０または１１に記載の機械加工押出製品の使用。
- 翼のスティフナ、胴体のスティフナ、胴体フレーム、フロアビームまたはフロア横材としての、好ましくはフロア横材としての、請求項１２に記載の使用。
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