CN101048240B - 整体式双功能挤压结构元件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种双功能挤压结构元件(F)，尤其涉及用于航空结构的纵向加强条，该结构元件(F)包括可被固定到表面上的底部(13)和主体(14)，其特征在于，所述底部(13)是由基于铝的可焊合金(B)制成的，并且所述主体(14)是由可热处理的基于铝的合金(A)制成的。

Description

整体式双功能挤压结构元件 

技术领域

本发明涉及一种新的用于由铝合金制成的挤压双功能结构元件的制造方法，以及通过此方法制造的结构元件。本发明对于制造用于航空结构的可焊接纵向加强条(stringer)特别有用。 

背景技术

目前，基本上通过铆接来装配飞机的金属结构元件。焊接几乎不被使用，因为诸如2xxx系中的A1-Cu-Mg型合金和7xxx系中的A1-Zn-Cu-Mg型合金之类的具有高机械性能的铝合金不能通过熔融而良好地焊接。相反地，5xxx系和6xxx系中的大部分合金可以通过熔融焊接。在这些合金中，6056和6156合金用于飞机结构元件，但是它们最经常的是通过铆接装配在一起。仅仅最近才将6056合金制成的机身外壳(fuselage skin)焊接到由6056合金制成的挤压纵向加强条上，以装配空中客车A318和A380飞机的机身。目前，无法将可熔焊合金(例如6056)焊接到另一被认为是不能通过熔融来焊接的合金(例如7349)上；在正常工业实践中进行这种装配的唯一方法是通过铆接。根据现有技术，焊接装配两个由不同合金制成的构件通常会限制对合金的选择。就纵向加强条和机身外壳的固定而言，此限制涉及到所选的用于纵向加强条和用于外壳的合金。考虑到这些限制，如果需要通过焊接，优选地通过不可用于所有合金并且特别是不可用于所有可热处理的合金的熔焊(例如MIG焊接、TIG焊接、激光焊接)，来装配这些合金，则需要对性能平衡进行最优化。就搅拌摩擦焊接而言，焊接大部分的铝合金是可能的，但是对焊接的几何形状有限制。“性能平衡”是指一方面归于术语“静态机械性能”下的性能(尤其是极限抗拉强度UTS R_m和屈服应力YS R_p0.2)和另一方面归于术语“损伤容限”下的性能(尤其是韧度和抗疲劳裂纹扩展性)之间的平衡。然而，即使是最优化的性能平衡也通常会提供呈现出较低总体性能的结构元件。能够选择用于纵向加强条的具有优异机械性能的合金和用于机身外壳的具有高损伤容限的合金，并能够通过焊接将它们装配在一起，对成本和质量方面是有利的。通过焊接装配这种结构元件的解决方案能够显著地简化飞机的装配。 

因此，本发明要解决的问题是，使得能够制造包括两种不同的合金的整体式双功能结构元件，更具体地是使得可以将由可热处理且可熔焊的铝合金制成的结构元件(例如AA6056合金板制成的机身外壳)与由被认为不可熔焊的可热处理的铝合金(例如AA7349合金制成的挤压纵向加强条)制成的结构元件焊接到一起。

发明内容

本发明的目的在于一种挤压结构元件(F)，尤其是一种用于航空结构的纵向加强条，该挤压结构元件包括能够被固定到表面上(例如通过焊接或任何其它的方法)的底部以及主体，其特征在于所述底部是基于铝的可焊接合金(B)制成的，并且其中所述主体是与该基于铝的合金(B)不同的可热处理的基于铝的合金(A)制成的。 

本发明的另一个目的在于一种用于挤压结构元件的制造方法，该方法包括以下步骤： 

(a)制备一中空圆柱状挤压坯料，该坯料由可热处理的基于铝的合金(A)制成的外部管和由基于铝的合金(B)制成的内部管组成， 

(b)通过在心轴上挤压该中空圆柱状坯料，获得包括多个肋条的中空管，使得大部分所述直的或复杂形状的肋条由合金(A)制成，而中空管由合金(B)制成， 

(c)切割自步骤(b)得到的产品，从而得到包括合金(B)制成的底部和合金(A)制成的主体的挤压结构元件(F)；可在此切割之后进行机械加工。 

本发明的第三个目的在于一种用于制造焊接结构元件，尤其是用于航空结构的焊接结构元件，的方法，其中： 

(a)将根据本发明的挤压结构元件(F)熔焊到由可热处理的铝合金制成的结构元件(E)上， 

(b)可选地对所述焊接结构元件(G)进行热处理。 

附图说明

图1示出了用于通过中空管挤压的具有轴对称的组合中空坯料的横截面。它包括合金(A)和合金(B)。 

图2示出了用来通过纵向切割(由箭头示出)获得根据本发明的挤压结构元件(F)的挤压中空管的横截面。 

图3示意性地显示了用于制备根据本发明的挤压结构元件(F)的组合挤压坯料，但是它不是优选的实施方式。它包括合金(A)和合金(B)。 

图4示出了针对两对合金AA7349/AA5086(参考符号P5)和AA7349/AA6056(参考符号P6)以及三种监测化学元素即镁、铜和锌的在合金(A)和合金(B)之间的扩散区的宽度。在挤压制品中扩散区的宽度D被定义为组成从所分析产品中元素的标称组成变化到0.1重量百分比对应的点之间的宽度。 

图5示出了扩散区宽度D的一个例子。 

图6定义了挤压结构元件(F)的底部的合金(B)进入到合金(A)制成的主体中的渗透高度h(见双箭头)。 

图7示意性地显示了用于测量拔出型材的主体所需的力的装置。 

图8、9和10示出了根据本发明的型材的不同应用方式。 

具体实施方式

a)定义 

除非另有说明，所有有关合金的化学成分的信息以质量百分比表示。因此，在数学表达式中，“0.4Zn”指以0.4乘以用质量百分比表示的锌含量；这作必要的修正即适用于其它化学元素。合金的标号遵循本领域中普通技术人员已知的铝业协会(the Aluminium Association)的规定。在欧洲标准EN515中定义了冶金的韧度。例如欧洲标准EN573-3中定义了标准铝合金的化学成分。除非另有说明，通过根据标准EN10002-1的拉伸试验来测定静态机械性能，也就是极限抗拉强度Rm或UTS、拉伸屈服应力R_p0.2或TYS以及断裂时的拉伸A，在标准EN755-1中定义了试样的位置和方向。 

除非另有说明，适用欧洲标准EN12258-1中的定义。术语“板”在本说明书中用于所有厚度的轧制产品。 

术语“机械加工”包括诸如车削、铣削、钻孔、镗孔、攻螺纹、电腐蚀、磨削、抛光之类的任何材料去除方法。术语“挤压管”包括管材，特别是挤压成的管和拉制成的管。 

在本说明书中，机械结构中的“结构元件”指其失效可能危及所述结构或其使用者或乘客或其它人的安全的任何机械部分。 

对于飞机而言，这些结构元件具体包括组成机身的元件(例如机身外壳、机身加强杆或纵向加强条、隔板、环形框架(circumferentialframe))、机翼(例如机翼蒙皮)、纵向加强条或加强杆、翼肋和翼梁、以及具体由水平和竖直稳定器组成的直尾翅、以及地板横梁、座椅轨道和门等。 

在本说明书中，术语“整体式结构元件”指通常由单一的、没有与另外的部件进行诸如铆接、焊接、粘接等装配的轧制、挤压、手锻或浇铸半成品通过机械加工得到的结构元件。 

在本说明书中，术语“双功能结构元件”主要指由产品的冶金特性而不是几何形状赋予的功能。 

b)发明详述 

根据本发明，通过使用一挤压结构元件(F)来解决上述问题，该挤压结构元件(F)包括两种共挤压合金，其中底部，也就是将被固定到另一结构元件(E)的表面上以形成结构元件(G)的部分，是合金(B)制成的，并且例如与它将被固定在其上的合金相同，而形成所述挤压结构元件(F)的其余部分的主体可以是高强度机械合金(A)制成的。合金(B)可以是可热处理的合金。有利地，合金(A)可以是可热处理的合金，以便通过结构元件(F)和(E)间的装配形成的结构元件(G)可以用于航空结构中。因此，在根据本发明的这种挤压结构元件(F)的主体满足与其底部显著不同的冶金要求的意义上，这种挤压结构元件(F)是双功能的。 

一个有利的实施方案可以提供上述问题的解决方案，该解决方案允许通过焊接，特别是通过熔焊，在一包括可热处理的铝合金的结构元件和一包括被认为不可熔焊的可热处理的铝合金的结构元件间装配，在该有利的实施方案中，合金(B)是可焊合金，尤其是可熔焊合金，以便根据本发明的挤压结构元件(F)和结构元件(E)间的装配可通过焊接进行。合金(B)可以是6xxx、5xxx或4xxx系的合金。合金(A)不必是可焊的，但它可以是可焊的。 

本发明可以应用于基于可挤压铝的合金的任何组合。在一个优选实施方案中，合金(A)是7xxx系的合金，并且优选地选自以下合金：7049、7149、7249、7349、7449、7050、7055、7075、7036、7068和7136合金，而合金(B)选自以下可熔焊合金：6056、6056A、6156、6013、6060、6110、5005、5083和5086合金。其它A1-Zn-Cu-Mg型合金也可用于合金(A)，尤其是高锌含量(＞8.7％)的合金。 

在相比上述具体问题更为一般的本发明的另一个实施方案中，可以选择被认为不可熔焊但可能通过搅拌摩擦焊接可焊的合金(B)。从而也获得双功能挤压结构元件(F)。例如，在主体必须满足静态机械性能的需要而且底部必须具有抗疲劳性和/或良好的损伤容限(韧度、裂纹扩展等)的挤压结构元件(F)中，合金(A)可以选自下列合金：7049、7149、7249、7349、7449、7050、7055、7075、7068和7036合金，而合金(B)可以是2xxx系的合金，并且可以选自下列合金：2024、2024A、2056、2124、2224、2324、2424和2524合金。在此实施方案中，结构元件(F)和(E)不一定通过焊接装配，而是可以通过传统的铆接方法 装配。这种类型的双功能结构元件还可以用于直接应用，即不需要和其它结构元件装配的应用。 

根据本发明的挤压结构元件(F)可以通过包括以下步骤的方法制造： 

(a)制备一中空圆柱状挤压坯料，该坯料由可热处理的基于铝的合金(A)制成的外部管和由基于铝的合金(B)制成的内部管组成， 

(b)通过在心轴上挤压所述桩孔圆柱状挤压坯料，获得包括多个肋条的中空管，使得大部分所述直的或复杂形状的肋条由合金(A)制成，而中空管由合金(B)制成， 

(c)切割自步骤(b)得到的产品，并可能对该产品进行加工，从而得到包括合金(B)制成的底部和合金(A)制成的主体的结构元件(F)。 

根据此有利的方法，第一步骤是制作具有轴对称的组合中空坯料，该坯料同心地包括两个具有环形横截面的管，由合金(B)制成的外径为D的内部管插入到由合金(A)制成的内径为D的外部管中。此插入可以通过外部管的热膨胀进行。然而，优选地，通过内部管的冷收缩进行；申请人注意到，使用此冷收缩方法导致挤压结构元件(F)上更大的拔出力。申请人注意到，组合中空坯料中对轴对称的偏离尽可能地小是非常重要的，因为这一点直接影响挤压中空管的横截面的对称性，尤其是直接影响内壁厚度的稳定性以及合金(B)进入结构元件(F)的主体的渗透深度(在图6中定义)。 

步骤(c)中的切割可以根据已知的技术进行。该切割是纵向切割，以获得可被切割至所需长度的长段的挤压结构元件。因此，挤压中空管的肋条成为结构元件(F)的主体，而中空管自身变成该结构元件(F)的底部。通过机械加工精加工该底部可能是有利地。 

如此，得到一整体式双功能结构元件(F)，其中主体例如具有特别高的静态机械强度性能，而底部例如具有特别高的疲劳强度或可熔焊的工程性能。 

根据本发明的挤压结构元件(F)还可以通过任何其它确保所述底部和主体之间足够牢固的冶金连接的方法制造，其中冶金连接由主体拔出力表征。上述基于在心轴上挤压具有轴对称的组合中空坯料的方法，提供了比使用由外径相同的两个坯料制得的连续装配坯料(图3)好的效果。当使用根据图3的这种坯料时，不采用在心轴上的挤压。也可以使用由两个挤压成的并可能被机加工过的管组成的同心管，而不是铸造坯料。 

使用具有轴对称的组合中空坯料的优点在于，此方法确保了挤压制品良好的均匀性，尤其是确保了两种合金在挤压结构元件(F)的底部和主体上的相当稳定的分布，该分布随挤压中空管的长度变化。例如，发明人注意到，在由具有轴对称的组合中空坯料挤压而成的中空管的始端和末端之间，高度h(在图6中定义)从大约6mm减少到大约3mm。这种轻微的不均匀好像对结构元件(F)的使用性能没有任何明显的消极影响。发明人注意到将反挤压方法用于如上所述的具有轴对称的组合中空坯料使得这种不均匀性最小化。

根据本发明的方法使得能够通过将挤压结构元件(F)和另一结构元件(E)焊接来制造结构元件(G)，其中，对结构元件(F)的主体施加拔出力一般不会引起底部和主体间的断裂。这意味着在合金(A)和合金(B)之间的界面处没有被观察到的机械脆性。 

使用根据本发明的挤压结构元件(F)使得制造大尺寸的结构元件(G)非常容易。例如，挤压结构元件(F)可以是焊接到板上的纵向加强条。更一般地，本发明还包括用于焊接结构元件(G)，尤其是用于航空结构的焊接结构元件(G)，的制造方法，其中 

(a)通过熔融将挤压结构元件(F)焊接到由可热处理的铝合金制成的结构产品或结构元件(E)上， 

(b)可选地对所述焊接结构元件(G)进行热处理。 

这种焊接结构元件(G)可以是飞机的机身元件。 

图8示出了表示产品(E)的机身板(10)，在其上其中一个表面(11)被机加工过。根据本发明的具有由可焊合金制成的底部(13)和主体(14)的挤压结构元件(F)(标号12)被焊接到产品(E)上，包括形成焊接区域(15)。 

对焊接部分进行最后的热处理。如此，可以改进它的抗腐蚀性能。通常，可以附加退火热处理。因此，必须选择结构元件(F)和结构元件(E)的热处理后的韧度，以便在焊接后热处理导致结构元件(G)的令人满意的最终韧度，例如可以对一个构件或另一构件进行预退火处理。例如，由7xxx合金制成的纵向加强条退火需要的总时间短于由6xxx合金制成的半成品退火需要的总时间。如果板由6xxx合金制成而纵向加强条由7xxx合金制成，由于在焊接后它们可以承受的热处理持续时间是由应用于7xxx合金制成的纵向加强条的较短退火处理持续时间限制的，由6xxx合金制成的板在焊接之前必须预退火。 

为了制造更为复杂的结构元件，挤压结构元件(F)的主体可以通过例如铆接或螺栓连接被固定到其它产品上，该挤压结构元件(F)由合金(A)制成并且通过例如焊接或铆接被固定到结构元件或结构产品(E)上。这通常假定挤压结构元件(F)的主体的形状适合于所述装配 

图9示出了一种用于通过铆接由根据本发明的双功能挤压结构元件(F)制造结构元件(G)的实施方案。双功能结构元件(12)具有由7xxx系的合金制成的具有高机械强度的主体(14)和由2xxx系的合金制成的具有高损伤容限的底部(13)。底部(13)通过铆钉(16)固定到两个相邻结构元件(E)(标号18)上。这种类型的结构元件(G)可以用于飞机机身的结构。 

在从属权利要求中描述了本发明的其它实施方案。 

在出于说明目的的以下实施例中描述本发明的有利实施例。这些实施例旨不在进行任何限制。 

实施例 

在此实施例中，挤压结构元件用由合金AA7349制成的主体和由AA6056合金(参考符号P6)或AA5086合金(参考符号P5)制成的底部制成。 

以下述方式制备包括由AA7349合金制成的外部同心部分和由AA6056或AA5086合金制成的内部同心部分的中空挤压坯料：浇铸由AA7349合金制成的第一坯料，以及在该坯料中加工外径为189mm的圆筒。在该圆筒中形成一具有环形横截面的管(直径D)，使得圆筒的纵轴线和管的纵轴线重合。所述管通过所述圆筒的整个长度。 

从由AA6056或AA5086合金制成的第二坯料开始制备一具有外径D和环形横截面管(直径d)的圆筒，使得该圆筒的纵轴线和管的纵轴线重合。所述管通过所述圆筒的整个长度。 

由此，得到两个中空圆柱状管，一个由7349合金制成，另一个由AA6056或AA5086合金制成，其中D＝85mm，d＝53mm。在7349合金制成的管在120℃的温度下热膨胀之后，将6056合金制成的管插入到7349合金制成的管中。由此，得到一中空圆柱状坯料，其具有如图1中示意性示出的横截面。它在420℃的料块温度下通过直接挤压而在心轴上被 挤压成形。图2中示出了挤压部件的横截面。在此实施例中，挤压比为11。将获得的部件沿其长度方向切开：如此，一个部件长度提供了8个纵向加强条长度(见图2)。 

对于每种类型的纵向加强条(参考符号P5或P6)，在T76韧度中主体和底部的性能由它们的屈服应力R_p0.2、它们的极限抗拉强度R_m和它们的断裂时的拉伸A表征，见表1和2。为了对比，表3给出了通过用由AA7349合金制成的整体式坯料在心轴上直接挤压得到的纵向加强条(参考符号P7)的同类型结果。挤压条件与参考符号P5和P6对应的条件不相上下。因此，用于此纵向加强条P7的底部和主体都是由AA7349合金制成的。 

表1 

表2 

表3 

当所述底部固定在刚性支撑装置中时，通过测量结构元件的主体的拔出力来表征两种合金(A)和(B)之间的冶金连接的质量。在图7中示意性地显示了此装置。切割待测试的结构元件(F)的横截面并且将该结构元件(F)固定在卡爪1、2之间。该卡爪的形状适合于产品的曲率，以确保卡爪和试样之间的完全接触。在足够远离该卡爪的位置处，将产品的主体3在张力试验机的卡爪(图7中未示出)之间夹紧。施加拔出力4并增加该拔出力直到待测试的产品断裂。记录该拔出力。通过 用截面面积A去除该拔出力可以大概地计算出张应1。在表4、5和6中给出了此拔出试验的结果。 

表4 

表5 

表6 

[0072] 在进行固溶热处理之前使用光学显微镜对P5和P6进行观察可以看到，底部和主体之间的界面是非常清晰的：没有观察到两种合金(A)和合金(B)的混合，但是对于参考符号P5存在宽度不超过180μm的扩散区，对于参考符号P6存在宽度不超过160μm的扩散区。这一点在图4中是清楚的，图4示出了针对合金(A)和(B)的两种组合同三种监测元素，即镁、铜和锌，通过电子探针微量分析测定的典型中空管的扩散区的长度。 

Claims (22)

1.一种挤压双功能结构元件(F)，该挤压双功能结构元件(F)包括能够被固定到表面上的底部和主体，其特征在于，所述底部是基于铝的可焊合金B制成的，并且其中所述主体是不同于基于铝的合金B的可热处理的基于铝的合金A制成的，其中所述主体满足与所述底部显著不同的冶金要求，以实现双功能。

2.根据权利要求1的结构元件，其特征在于，所述合金B是可熔焊合金。

3.根据权利要求1或2的结构元件，其特征在于，所述合金A是选自7xxx的合金。

4.根据权利要求3的结构元件，其特征在于，所述合金A选自根据铝业协会的标准所定义的以下合金：7049、7149、7249、7349、7449、7050、7055、7075、7068、7036和7136合金。

5.根据权利要求3的结构元件，其特征在于，所述合金B是根据铝业协会的标准所定义的6xxx、5xxx或4xxx组中的合金。

6.根据权利要求4的结构元件，其特征在于，所述合金B选自根据铝业协会的标准所定义的以下合金：6056、6156、6060、6013、6110、5005、5083和5086合金。

7.根据权利要求1的挤压双功能结构元件，其特征在于，所述挤压双功能结构元件是用于航空结构(aeronautical construction)的纵向加强条。

8.用于根据权利要求1的挤压双功能结构元件(F)的制造方法，该方法包括以下步骤：

(a)制备一具有轴对称的中空圆柱状挤压坯料，该坯料由可热处理的基于铝的合金A制成的外部管和基于铝的合金B制成的内部管组成，

(b)通过在心轴上挤压该中空圆柱状挤压坯料，获得包括多个肋条的中空管，使得大部分的所述肋条由合金A制成，而所述中空管的壁由合金B制成，

(c)切割自步骤(b)得到的产品，从而获得包括合金B制成的底部和合金A制成的主体的结构元件(F)。

9.根据权利要求8的方法，其特征在于，自步骤(b)得到的产品 在切割之后被机加工。

10.根据权利要求8的方法，其特征在于，通过基于铝的合金B制成的所述内部管的冷收缩将所述内部管插入到可热处理的基于铝的合金A制成的所述外部管中。

11.根据权利要求8或10的方法，其特征在于，所述挤压是反挤压(inverse extrusion)。

12.根据权利要求8或10的方法，其特征在于，所述合金B是可熔焊合金。

13.根据权利要求8或10的方法，其特征在于，所述合金A选自根据铝业协会的标准所定义的以下合金：7049、7149、7249、7349、7449、7050、7055、7075、7068、7036和7136合金。

14.根据权利要求13的方法，其特征在于，所述合金B选自根据铝业协会的标准所定义的以下合金：6056、6156、6060、6013、6110、5005、5083和5086合金。

15.根据权利要求13的方法，其特征在于，所述合金B选自根据铝业协会的标准所定义的以下合金：2024、2024A、2056、2124、2224、2324、2424和2524合金。

16.根据权利要求8的方法，其特征在于，所述方法是用于航空结构的挤压双功能结构元件(F)的制造方法。

17.一种用于结构元件(G)的制造方法，其中：

(a)将根据权利要求1至6中任一项的挤压双功能结构元件(F)熔焊到由可热处理的铝合金制成的结构产品或结构元件(E)上，以得到一焊接结构元件(G)。

18.根据权利要求17的方法，其特征在于，(b)对所述焊接结构元件(G)进行热处理。

19.根据权利要求17的方法，其特征在于，所述方法是用于航空结构的结构元件(G)的制造方法。

20.一种焊接结构元件(G)，该焊接结构元件(G)可通过一方法获得，其中：

(a)将根据权利要求1至6中任一项的挤压双功能结构元件(F)熔焊到由可热处理的铝合金制成的结构产品或结构元件(E)上，以得到焊接结构元件(G)。

21.根据权利要求20的焊接结构元件，其特征在于，(b)对所述 焊接结构元件(G)进行热处理。

22.根据权利要求20的焊接结构元件，其特征在于，所述方法是用于航空结构的焊接结构元件(G)的制造方法。 

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