JP7356116B2

JP7356116B2 - 航空機部材の製造方法

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Publication number: JP7356116B2
Application number: JP2021066471A
Authority: JP
Inventors: 孝幸高橋; 宏樹森; 能人河村; 倫昭山崎; 美波佐々木
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd; Kumamoto University NUC; Fuji Light Metal Co Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd; Kumamoto University NUC; Fuji Light Metal Co Ltd
Priority date: 2021-04-09
Filing date: 2021-04-09
Publication date: 2023-10-04
Anticipated expiration: 2041-04-09
Also published as: JP2022161560A; EP4071258B1; EP4071258A1

Description

本開示は、航空機部材の製造方法、特に航空機の二次構造部材の製造方法に関するものである。

民間航空機は、昨今の燃費向上の要請により、ますます機体重量の軽減が必要となってきている。従来の民間航空機の主構造部材（胴体部外板等）にはアルミニウム合金が使用されているが、アルミニウム合金部材の高強度化は限界に達しており、更なる比強度の高い素材の適用が必要な状況となっている。

このような状況の中、近年、複合材が機体主構造に適用されるようになってきたが、製造コストが高い、製造リードタイムが長い、組み立てコストが高いなどの課題があるのが現状である。

このような課題を解決するために、アルミニウム合金と同等程度の製造コストで、かつ、同等以上の比強度を有するマグネシウム合金の研究が進められている（特許文献１，２参照）。

マグネシウム合金は、活性な金属であるため防食処理が必要となる。特許文献１では、マグネシウム合金の表面に非クロメート化成被覆を形成して耐食性を向上させている。一方、特許文献２では、表層領域に存在するＭｇとＡｌとの双方を含む微細析出物の個数および大きさを定義することで、防食処理を施す必要のない耐食性の高いマグネシウム合金部材を開示している。

特表２００８－５３６０１３号公報特開２０１０－２０９４５２号公報

航空機部材に適用される材料には、耐食性の他に、強度（引張耐力）および延性（伸び）の両立が要求される。マグネシウム合金は、アルミニウム合金よりも強度が低い。そのため強度を改善する必要があるが、マグネシウム合金の強度は、延性とトレードオフの関係にあり、これらを両立させることは難しい。

また、マグネシウム合金を航空機部材に適用するには、難燃性を向上させて発火温度を高くする必要がある。

特許文献２に記載されているように、マグネシウム合金部材は、マグネシウム合金からなるインゴットを用いて鋳造されたビレットを用いて製造される。

大型の航空機部材の製造には、ある程度大きなビレットの使用が望まれる。しかしながら、ビレットの直径が大きくなると、ビレット全体としての品質も不均一になりやすくなる。品質のムラは、マグネシウム合金部材の強度および延性に影響を与える要因となり得る。

マグネシウム合金は、加工条件に依存して結晶粒径およびミクロ組織が変化し、強度および延性が変化する。

図５に、Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ－Ｓｉ系合金の金属組織写真を例示する。図５に示されるように、金属組織中には、α－Ｍｇ（Ａｌ，Ｃａを固溶）、Ｍｇ－Ｓｉ－Ｃａ化合物および（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物（Ｃ３６）などが含まれている。図６に、（Ｍｇ－Ｓｉ－Ｃａ化合物）の金属組織写真を示す。図７に、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物の金属組織写真を示す。

本発明者らの検討によれば、Ｍｇ－Ｓｉ－Ｃａ化合物および（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物のような金属間化合物が粗大化すると、延性が小さくなる傾向を示すとの知見が得られている。ビレットが大きくなると、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物は粗大化しやすい。

小さいビレットでは、マグネシウム合金へのＳｉの添加が延性を向上させる場合もある。しかしながら、本発明者らの検討によれば、ある程度大きなビレットでは、延性が小さくなるとの知見が得られている。

本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、ビレットの大きさによらず、強度および延性を兼ね備えたマグネシウム合金部材を安定的に得られる製造方法を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本開示の航空機部材の製造方法は以下の手段を採用する。

本開示は、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物を含有するＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金を用いて押出加工する航空機部材の製造方法であって、全量に対して、Ａｌ：６原子％以上８原子％以下、Ｃａ：３原子％以上４原子％以下およびＭｎ：０原子％超０．３原子％以下を含み、残部はＭｇおよび不可避的不純物からなるＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金のビレットを選択し、前記ビレットの温度が前記（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融温度未満に維持される条件で、前記ビレットを押出加工する航空機部材の製造方法を提供する。

本開示の製造方法によれば、ＡｌおよびＣａの含有量を上記範囲としたビレットを用い、かつ、押出加工条件を最適化することで、強度と延性を兼ね備えた航空機部材が、従来法よりも安定的に得られる。また、本開示の製造方法によれば、要求される難燃性を満たす航空機部材を得られる。

押出条件、引張耐力（ＦＴＹ）および延性（伸び／ＥＬ）の関係を示す図である。好ましい押出加工条件の範囲を示す図である。ＡｌおよびＣａの含有量、押出条件、引張耐力（ＦＴＹ）および延性（伸び／ＥＬ）の関係を示す図である。腐食試験の結果を示す図である。一例としてのＭｇ－Ａｌ－Ｃａ－Ｓｉ系合金の金属組織写真である。Ｍｇ－Ｓｉ－Ｃａ化合物の金属組織写真である。（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物の金属組織写真である。

本開示に係る製造方法は、航空機用の二次構造部材の製造に好適である。二次構造部材は、ストリンガなどの一次構造部材に取り付けられる部材である。二次構造部材は、クリップ、ブラケット、配管類を止める金具、および座席フレーム等である。二次構造部材は、一次構造部材に比べると大きな荷重はかからない部材である。

以下に、本開示に係る航空機部材の製造方法の一実施形態について、図面を参照して説明する。

本実施形態では、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物（以下、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ）を含有するＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金のビレットを用いて、航空機部材を押出加工する。押出加工は、ビレットの温度が（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物の溶融温度未満に維持される条件で実施する。押出加工された航空機部材（押出材）において、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａは金属組織中に分散されている。

上記Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（ビレット）は、溶解鋳造によって製造された鋳造物である。ビレット鋳造時の冷却速度は１０００Ｋ／秒以下、好ましくは１００Ｋ／秒以下である。

ビレットの直径は、２９ｍｍ以上１８０ｍｍ以下である。ビレットの直径は、６９ｍｍ以上であってもよい。

ビレットには、全量に対して、Ａｌを６原子％以上８原子％以下、および、Ｃａを３原子％以上４原子％以下含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金を選択される。

Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（ビレット）は、Ｍｎを０原子％超０．３原子％以下、好ましくは０．０１以上０．０５以下含んでもよい。

Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（ビレット）の残部はＭｇからなる。
「残部」が「Ｍｇからなる」とは、残部がすべてＭｇからなる場合だけでなく、合金特性に影響を与えない程度の不純物または他の元素を残部に含みうることを意味する。

Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（ビレット）は、Ｓｉを含まない。ここで、「含まない」とは、Ｓｉの含有量が０原子％である場合だけでなく、不可避的（例えば０．１原子％以下）でＳｉが含まれてもよいことを意味する。

上記Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（ビレット）は、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物を含有する。Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金において、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａは好ましくは１０体積％以上３５体積％以下、さらに好ましくは１０体積％以上３０体積％以下で含まれていてよい。

（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融温度は、４９０℃である。該溶融温度は、状態図から導き出されたものである。

押出加工時のビレットの温度は、押出温度および押出出口速度を設定することで、溶融温度未満に維持されうる。「押出出口速度」は、押出成形時、押出型（ダイス）から材料が押し出される速度である。

押出比は、１０以上８０以下とするとよい。

押し出された押出材の断面は、例えば、Ｌ型、Ｔ型、Ｚ型であってよい。

Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金のビレットは、押出加工する前に４００℃以上５００℃以下、１時間以上６時間以下で熱処理されてもよい。処理温度は、好ましくは４５０℃以上５００℃以下である。処理時間は、１時間程度の短時間とすることがより望ましい。

（押出温度および押出出口速度）
所定条件でビレットを押出加工し、得られた押出材について、引張耐力（ＦＴＹ）および延性（伸び／ＥＬ）を測定した。

ビレットには、Ａｌ：８原子％、Ｃａ：４原子％、Ｍｎ：０．０１５原子％を含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（φ６９ｍｍ）を用いた。押出比は、１５とした。

図１および表１に測定結果を示す。図１において、横軸（ｘ軸）は押出温度（℃）、縦軸（ｙ軸）は押出出口速度Ｖｅ（ｍ／ｍｉｎ）、実線は〇プロット（ｘ：３７５℃，ｙ：３．６ｍ／ｍｉｎ）と、〇プロット（ｘ：４５０℃，ｙ：０．９ｍ／ｍｉｎ）を結んだ直線（ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１）である。図１のｘ－ｙ座標系のグラフにおいて、上記直線よりも紙面向かって右側の色塗り部分は、押出時物温（ビレットの温度）が４９０℃を超える条件の領域である。

図１および表１によれば、ビレットの温度が４９０℃を超える（ビレットが溶融する）条件で押出加工された押出材（×プロット／押出材Ｎｏ．８）は、引張耐力が２６４ＭＰａ、延性が１．６％であった。一方、ビレットの温度が溶融しない温度（ビレットの溶融温度未満が維持される）条件で押出加工された押出材（〇プロット／押出材Ｎｏ．１～７，９）は、いずれも引張耐力が２７０ＭＰａ以上、延性が３％以上であった。

上記結果から、ビレットが溶融しない条件（押出温度および押出出口速度）で押出加工することで、引張耐力および延性を兼ね備えた押出材を得られることが示唆された。

図２に、図１の結果から示唆された、好ましい押出加工条件の範囲を示す。図２において、横軸（ｘ軸）は押出温度（℃）、縦軸（ｙ軸）は押出出口速度Ｖｅ（ｍ／ｍｉｎ）、実線は〇プロット（ｘ：３７５℃，ｙ：３．６ｍ／ｍｉｎ）と、〇プロット（ｘ：４５０℃，ｙ：０．９ｍ／ｍｉｎ）を結んだ直線（ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１）、二点鎖線は好ましい範囲を示す線、一点鎖線はより好ましい範囲を示す線である。図２のｘ－ｙ座標系のグラフにおいて、上記直線よりも紙面向かって右側の色塗り部分は、押出時物温（ビレットの温度）が４９０℃を超える条件の領域である。

押出温度および押出出口速度は、ｘ軸が押出温度（℃）およびｙ軸が押出出口速度（ｍ／ｍｉｎ）であるｘ－ｙ座標系のグラフにおいて、第１プロット（ｘ：３７５℃，ｙ：３．６ｍ／ｍｉｎ）と、第２プロット（ｘ：４５０℃，ｙ：０．９ｍ／ｍｉｎ）と、を結ぶ直線上または該直線よりもｘおよびｙが小さい範囲から選択するのが好ましい。

押出温度は３５０℃以上、押出出口速度は０．３ｍ／ｍｉｎ以上とするのが現実的である。押出温度が３５０℃よりも低いとビレットの流動性が悪くなり、押出しが難しくなる。押出出口速度が０．３ｍ／ｍｉｎよりも遅い場合、押出装置の速度コントロールが難しくなる。

押出装置能力の制約を考慮すると、押出温度および押出出口速度は、式（１）～式（３）の３つの直線に囲まれた範囲内（直線上も含む）から選択するとよい。
式（１）：ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１
式（２）：ｘ＝３５０
式（３）：ｙ＝０．３

図２によれば、押出出口速度が０．９ｍ／ｍｉｎ以上３．６ｍ／ｍｉｎ以下の範囲であれば、より確実に引張耐力および延性を兼ね備えた押出材となりうることが確認されている。このことから、押出温度および押出出口速度は、式（１）～式（４）の４つの直線に囲まれた範囲内（直線上も含む）から選択することがさらに望ましい。
式（１）：ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１
式（２）：ｘ＝３５０
式（３’）：ｙ＝０．９
式（４）：ｙ＝３．６

参考として、図３および表２に、本実施形態で規定した範囲よりもＡｌおよびＣａの含有量が高いビレットを用いて押出加工して得られた押出材について、引張耐力（ＦＴＹ）および延性（伸び／ＥＬ）を測定した結果を示す。

ビレットには、Ａｌ：１０原子％、Ｃａ：５原子％、Ｍｎ：０．０５原子％を含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金（φ６９ｍｍ）を用いた。押出比は、１５とした。

ＡｌおよびＣａが上記実施形態の範囲から外れたビレットを用いた押出材では、押出加工条件を上記開示の範囲としたとしても、延性が著しく低下するケースが存在することが確認された。

上記結果から、全量に対して、Ａｌ：６原子％以上８原子％以下、および、Ｃａ：３原子％以上４原子％以下を含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金のビレットを選択する必要があることが示唆された。

（発火温度）
押出材Ｎｏ．１２～２３について、ヒータで加温し、発火した時の温度を測定した。
押出加工時の押出比は、１５とした。測定結果を表３に示す。

押出材Ｎｏ.１２～２３の発火温度は、いずれも１０００℃以上であった。一方、市販のマグネシウム合金（Ｅｌｅｋｔｒｏｎ４３）の発火温度は、９００℃よりも低かった。この結果から、上記実施形態に係る方法によって、従来よりも難燃性に優れた押出材（航空機部材）を製造できることが示唆された。

（腐食性）
所定条件でビレットを押出加工し、得られた押出材（試験板，ｎ＝３）について、ＡＴＳＭＢ１１７に準拠した方法で腐食試験を実施した。より具体的には、チャンバー内に矩形の試験板を立てかけ、９６時間、塩水（５％ＮａＣｌ）を連続的に噴霧し、噴霧前後の試験板の重量変化を計測し、減肉量（腐食速度）を算出した。

ビレット（φ６９ｍｍ）には、Ｍｇ－１０Ａｌ－５Ｃａ，Ｍｇ－１０Ａｌ－５Ｃａ－０．０１５Ｍｎ，Ｍｇ－８Ａｌ－４Ｃａ－０．０１５Ｍｎ，Ｅｌｅｋｔｒｏｎ４３（市販のマグネシウム合金），７０７５－Ｔ６（市販のアルミニウム合金）を用いた。押出比は、１５とした。

図４に、腐食試験の結果を示す。同図において、縦軸は腐食速度（ｍｍ／ｙｅａｒ）、各試験片のバーは平均値である。

Ｍｇ－１０Ａｌ－５Ｃａの腐食速度（平均）は、０．７５ｍｍ／ｙｅａｒであった。一方、Ｍｇ－１０Ａｌ－５Ｃａ－０．０１５Ｍｎの腐食速度（平均）は、０．１２５ｍｍ／ｙｅａｒであった。これにより、Ｍｎの存在が腐食速度に影響することが確認された。同様にＭｎを含むＭｇ－８Ａｌ－４Ｃａ－０．０１５Ｍｎの腐食速度（平均）も０．１７５ｍｍ／ｙｅａｒと低かった。

Ｅｌｅｋｔｒｏｎ４３の腐食速度（平均）は、０．４２５ｍｍ／ｙｅａｒであった。Ｍｎを含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金は、Ｅｌｅｋｔｒｏｎ４３よりも腐食速度が小さいことが確認された。

７０７５－Ｔ６の腐食速度（平均）は、０．１５ｍｍ／ｙｅａｒであった。Ｍｎを含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金は、７０７５－Ｔ６と同等の腐食速度となることが確認された。

〈付記〉
以上説明した実施形態に記載の冷媒およびその設計方法ならびに冷媒を充填した冷凍機は例えば以下のように把握される。

本開示は、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａを含有するＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金を用いて押出加工する航空機部材の製造方法に関する。本開示では、全量に対して、Ａｌ：６原子％以上８原子％以下、および、Ｃａ：３原子％以上４原子％以下を含むＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金のビレットを選択し、前記ビレットの温度が前記（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融温度未満に維持される条件で、前記ビレットを押出加工する。
（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融温度は、４９０℃である。

上記Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金は、従来の航空機分野で使用されているアルミニウム合金よりも比重が軽い。よって、このようなＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金を加工して航空機部材とすることでアルミニウム合金部材に比べ１０％以上の重量軽減が可能となる。

本発明者らの鋭意検討によれば、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａを含有するＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金を用いて押出加工する際、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融が始まることにより伸び（延性）が低下するとの知見が得られている。

上記開示では、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａが溶融しない条件で押出加工することにより、（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融に起因した延性の低下を防止できる。

Ｃ３６型化合物である（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａは、硬質な化合物である。金属組織中に（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａが分散されていると、高い強度と比較的大きな延性が得られる。（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの分散の度合いは、１個／μｍ^２以上であるとよい。（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａは微細（例えば、２μｍ以下）であることが好ましい。

Ｃａの添加は、押出材（航空機部材）の難燃性および機械的特性を向上できる。Ｃａ含有量が多すぎると、マグネシウム合金を固めた状態にしにくくなり、押出加工が困難となる。Ｃａ含有量が少なすぎると、十分な難燃性を得ることができない。

Ａｌの添加は、押出材の機械的特性および耐食性を向上できる。Ａｌ含有量が多すぎると、十分な強度を得ることができない。Ａｌ含有量が少なすぎると、十分な延性を得ることができない。

Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金に含まれるＡｌおよびＣａの量が多くなると、金属組織中での（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの粗大化の要因となりうる。（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａが粗大化すると、押出材の延性が低下しやすくなる。ＡｌおよびＣａの含有量を上記範囲とすることで、所望の延性を有する押出材となりうる。

上記開示の一態様において、前記条件は、押出温度および押出出口速度により設定され、前記押出温度および前記押出出口速度は、ｘ軸が前記押出温度（℃）およびｙ軸が前記押出出口速度（ｍ／ｍｉｎ）であるｘ－ｙ座標系のグラフにおいて、第１プロット（ｘ：３７５℃，ｙ：３．６ｍ／ｍｉｎ）と、第２プロット（ｘ：４５０℃，ｙ：０．９ｍ／ｍｉｎ）と、を結ぶ直線上または該直線よりもｘおよびｙが小さい範囲から選択されうる。

上記開示の一態様において、前記直線は式（１）：ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１で表される。

本発明者らの鋭意検討によれば、押出温度および押出出口速度を上記範囲から選択することで、押出加工時に、ビレットの温度を（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融温度未満に維持できる。第１プロットおよび第２プロットの座標は、実測により得られたものであり、信頼性が高い。よって、従来よりも安定的に引張耐力および延性を兼ね備えた押出材を製造できる。

上記開示の一態様において、前記条件における前記押出温度は、３５０℃以上であることが望ましい。押出温度が低すぎると、ビレットの流動性が低下して、押出が難しくなる。

押出装置能力を考慮すると、上記開示の一態様において、前記条件における前記押出出口速度は、０．３ｍ／ｍｉｎ以上であることが望ましい。

上記開示の一態様において、前記押出温度および押出出口速度は、前記式（１）、式（２）：ｘ＝３５０、式（３）：ｙ＝０．３の３つの直線で囲まれた範囲内から選択されうる。

上記開示の一態様において、前記押出温度および押出出口速度は、前記式（１）、式（２）：ｘ＝３５０、式（３’）：ｙ＝０．９、式（４）：ｙ＝３．６の４つの直線で囲まれた範囲内から選択されうる。

本発明者らの鋭意検討によれば、（１）：ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１の直線よりもｘおよびｙが小さく、押出温度が３５０℃以上、押出出口速度が０．９ｍ／ｍｉｎ以上３．６ｍ／ｍｉｎ以下で押出加工することで、より確実に引張耐力および延性を兼ね備えた押出材を得られる。

上記開示の一態様において、前記Ｍｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金は、０原子％超０．３原子％以下のＭｎを含んでもよい。

Ｍｎは、微量添加でも耐食性を向上させる効果がある。一方、添加量の増大に伴い、押出材の延性は低下する。耐食性と延性を両立するためには、Ｍｎの添加量を少なく抑えることが望ましい。

Claims

（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａ化合物を含有するＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金を用いて押出加工する航空機部材の製造方法であって、
全量に対して、Ａｌ：６原子％以上８原子％以下、Ｃａ：３原子％以上４原子％以下およびＭｎ：０原子％超０．３原子％以下を含み、残部はＭｇおよび不可避的不純物からなるＭｇ－Ａｌ－Ｃａ系合金のビレットを選択し、
前記ビレットの温度が前記（Ｍｇ，Ａｌ）_２Ｃａの溶融温度未満に維持される条件で、前記ビレットを押出加工する航空機部材の製造方法。
前記条件は、押出温度および押出出口速度により設定され、
前記押出温度および前記押出出口速度は、
ｘ軸が前記押出温度（℃）およびｙ軸が前記押出出口速度（ｍ／ｍｉｎ）であるｘ－ｙ座標系のグラフにおいて、第１プロット（ｘ：３７５℃，ｙ：３．６ｍ／ｍｉｎ）と、第２プロット（ｘ：４５０℃，ｙ：０．９ｍ／ｍｉｎ）と、を結ぶ直線上または該直線よりもｘおよびｙが小さい範囲から選択される請求項１に記載の航空機部材の製造方法。
前記条件における前記押出温度は、３５０℃以上である請求項２に記載の航空機部材の製造方法。
前記条件における前記押出出口速度は、０．３ｍ／ｍｉｎ以上である請求項２または請求項３に記載の航空機部材の製造方法。
前記直線は式（１）：ｙ＝－０．０３６ｘ＋１７．１で表される、請求項２に記載の航空機部材の製造方法。
前記押出温度および押出出口速度は、
前記式（１）、式（２）：ｘ＝３５０、式（３）：ｙ＝０．３の３つの直線で囲まれた範囲内から選択される請求項５に記載の航空機部材の製造方法。
前記押出温度および押出出口速度は、
前記式（１）、式（２）：ｘ＝３５０、式（３’）：ｙ＝０．９、式（４）：ｙ＝３．６の４つの直線で囲まれた範囲内から選択される請求項６に記載の航空機部材の製造方法。