DE60019655T2 - Produkt aus AlCuMg-Legierung für ein Zellenbauteil eines Flugzeuges - Google Patents

Produkt aus AlCuMg-Legierung für ein Zellenbauteil eines Flugzeuges Download PDF

Info

Publication number
DE60019655T2
DE60019655T2 DE60019655T DE60019655T DE60019655T2 DE 60019655 T2 DE60019655 T2 DE 60019655T2 DE 60019655 T DE60019655 T DE 60019655T DE 60019655 T DE60019655 T DE 60019655T DE 60019655 T2 DE60019655 T2 DE 60019655T2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
mpa
thickness
longitudinal
alloy
product
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
DE60019655T
Other languages
English (en)
Other versions
DE60019655D1 (de
Inventor
Timothy Warner
Philippe Lassince
Philippe Lequeu
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Constellium Issoire SAS
Original Assignee
Pechiney Rhenalu SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=26234808&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=DE60019655(T2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Priority claimed from FR9901468A external-priority patent/FR2789405A1/fr
Application filed by Pechiney Rhenalu SAS filed Critical Pechiney Rhenalu SAS
Application granted granted Critical
Publication of DE60019655D1 publication Critical patent/DE60019655D1/de
Publication of DE60019655T2 publication Critical patent/DE60019655T2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/057—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with copper as the next major constituent
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
    • C22C21/12—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent
    • C22C21/16—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with magnesium

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Heat Treatment Of Steel (AREA)

Description

  • Technisches Gebiet
  • Die Erfindung betrifft abgeschreckte und gereckte Walz-, Press- oder Schmiedeerzeugnisse aus AlCuMg-Legierung zur Herstellung von Flugzeugstrukturelementen, insbesondere Beplankungen und Versteifungen für die Tragflügelunterseite, die im Vergleich zu Erzeugnissen bisheriger Technik für den gleichen Verwendungszweck einen verbesserten Kompromiss zwischen den Eigenschaften Festigkeit, Formbarkeit, Bruchzähigkeit, Schadentoleranz und Restspannung aufweisen. Die Bezeichnung der Legierungen und metallurgischen Zustände entspricht der Nomenklatur der Aluminium Association, die in den europäischen Normen EN 515 und EN 573 übernommen wurde.
  • Stand der Technik
  • Tragflügel von Großraumverkehrsflugzeugen haben einen oberen Teil (oder Oberseite) mit einer aus dicken Blechen aus der Legierung 7150 im Zustand T651 oder der Legierung 7055 im Zustand T7751 oder 7449 im Zustand T7951 hergestellten Außenhaut und aus Profilen gleicher Legierung hergestellten Versteifungen sowie einen unteren Teil (oder Unterseite) mit einer aus dicken Blechen aus der Legierung 2024 im Zustand T351 oder 2324 im Zustand T39 hergestellten Außenhaut und aus Profilen gleicher Legierung hergestellten Versteifungen. Diese beiden Teile sind mit Holmen und Rippen zusammengebaut.
  • Die Legierung 2024 nach der Bezeichnung der Aluminium Association oder der Norm EN 573-3 hat folgende chemische Zusammensetzung (Gew.-%):
    Si < 0,5 Fe < 0,5 Cu: 3,8–4,9 Mg: 1,2–1,8 Mn: 0,3–0,9 Cr < 0,10 Zn < 0,25 Ti < 0,15.
  • Es wurden verschiedene Varianten, insbesondere mit niedrigeren Silicium- und Eisengehalten entwickelt und bei der Aluminium Association unter den Bezeichnungen 2224, 2324 und 2424 eingetragen. Die Legierung 2324 im Zustand T39 ist Gegenstand des Boeing-Patents EP 0038605 (= US 4294625 ), bei dem die verbesserte Dehngrenze durch Kaltumformung mittels Kaltnachwalzen nach erfolgtem Abschrecken erzielt wird. Bei dieser Kaltumformung kommt es zu einer Verminderung der Bruchzähigkeit, wobei zum Ausgleich der verminderten Bruchzähigkeit die Fe-, Si-, Cu- und Mg-Gehalte verringert werden. Boeing entwickelte auch die Legierung 2034 mit der Zusammensetzung:
    Si < 0,10 Fe < 0,12 Cu: 4,2–4,8 Mg: 1,3–1,9 Mn: 0,8–1,3 Cr < 0,05 Zn < 0,20 Ti < 0,15 Zr: 0,08–0,15.
  • Diese Legierung ist Gegenstand des Patents EP 0031605 (= US 4336075 ). Sie hat im Vergleich zur Legierung 2024 im Zustand T351 eine bessere spezifische Dehngrenze, die auf die Erhöhung des Mangangehaltes und die Zugabe eines weiteren rekristallisationshemmenden Elementes (Zr) zurückzuführen ist, sowie eine verbesserte Bruchzähigkeit und Ermüdungsfestigkeit.
  • Das Alcoa-Patent EP 0473122 (= US 5213639 ) beschreibt eine bei der Aluminium Association als Legierung 2524 registrierte Legierung mit der Zusammensetzung: Si < 0,10 Fe < 0,12 Cu: 3,8–4,5 Mg: 1,2–1,8 Mn: 0,3–0,9, die eventuell ein weiteres rekristallisationshemmendes Element (Zr, V, Hf, Cr, Ag oder Sc) enthalten kann. Diese Legierung ist insbesondere für die dünnen Rumpfbleche bestimmt und weist im Vergleich zur Legierung 2024 eine verbesserte Bruchzähigkeit und einen verbesserten Widerstand gegen Rissausbreitung auf.
  • Die Patentanmeldung EP 0731185 der Anmelderin betrifft eine später unter der Nr. 2024A registrierte Legierung mit der Zusammensetzung: Si < 0,25 Fe < 0,25 Cu: 3,5–5 Mg: 1–2 Mn < 0,55 mit dem Verhältnis: 0 < Mn – 2Fe < 0,2.
  • Die dicken Bleche aus dieser Legierung weisen sowohl eine verbesserte Bruchzähigkeit als auch ein geringeres Niveau an Restspannung ohne Einbuße hinsichtlich der anderen Eigenschaften auf.
  • Die Alcoa-Patente US 5863359 und US 5865914 betreffen einen Flugzeugtragflügel mit einer Unterseite aus einer Legierung mit der Zusammensetzung:
    Cu: 3,6–4 Mg: 1–1,6 (bevorzugt 1,15–1,5) Mn: 0,3–0,7 (bevorzugt 0,5–0,6) Zr: 0,05–0,25 und vorzugsweise Fe < 0,07 und Si < 0,05,
    mit folgenden Eigenschaften: R0,2 (längs/quer) > 60 ksi (414 MPa) und Klc (längs/quer) < 38 ksi√inch (42 MPa√m)
    bzw. ein Verfahren zur Herstellung eines Flügelunterseitenelementes mit R0,2 (längs/quer) > 60 ksi, umfassend das Gießen einer Legierung der vorhergehenden Zusammensetzung, ein Homogenisieren zwischen 471 und 482°C, ein Warmumformen bei einer Temperatur > 399°C, ein Lösungsglühen oberhalb 488°C, ein Abschrecken, ein Kaltumformen von vorzugsweise mehr als 9% und ein Recken von mindestens 1%.
  • Aufgabenstellung
  • Für den Bau neuer Großraumverkehrsflugzeuge sind Gewichtseinsparungen natürlich dringendst geboten, so dass in den Leistungsbeschreibungen der Konstrukteure höhere typische Spannungen für die Tragflügelbeplankung vorgeschrieben sind, was höhere Mindestwerte für die statischen Festigkeitseigenschaften und die Schadentoleranz der verwendeten Erzeugnisse aus Aluminiumlegierung nach sich zieht. Der Einsatz kaltumgeformter Erzeugnisse im Zustand T39, wie zum Beispiel die, die in den US-Patenten 5863359 und 5865914 empfohlen werden, führt zwar zu hohen 0,2%-Dehngrenzen R0,2, weist jedoch eine Reihe von Nachteilen hinsichtlich anderer wichtiger Gebrauchseigenschaften für die angestrebte Anwendung auf. Es entsteht nämlich eine sehr geringe plastische Verformung, d. h. Differenz zwischen Bruchfestigkeit Rm und 0,2%-Dehngrenze R0,2, was zu einer geringeren Kaltumformbarkeit und einem weniger guten Widerstand gegen Ermüdungsrissausbreitung bei Belastung mit variabler Amplitude führt. Denn die Verlangsamung der Rissausbreitung nach partieller Überbelastung ist bei geringer plastischer Verformung weniger stark ausgeprägt.
  • Zudem müssen größere Teile verformungsfrei aus dickeren Blechen gefertigt werden, was eine bessere Kontrolle des Restspannungsniveaus voraussetzt. Der Zustand T39 hat sich jedoch diesbezüglich eher als ungünstig erwiesen.
  • Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, abgeschreckte und kaltumgeformte Erzeugnisse aus AlCuMg-Legierung zur Herstellung von Tragflügelunterseiten für Flugzeuge bereitzustellen, die im Vergleich zu ähnlichen Erzeugnissen bisheriger Technik einen günstigeren Kompromiss für alle Gebrauchseigenschaften wie Festigkeit, Rissausbreitungsgeschwindigkeit, Bruchzähigkeit, Ermüdungsfestigkeit und Restspannungsanteil darstellen.
  • Gegenstand der Erfindung
  • Die Erfindung betrifft ein Walz-, Press- oder Schmiedeerzeugnis, behandelt durch Homogenisieren, Warmumformen bei einer Austrittstemperatur oberhalb 420°C, um auf einem Viertel der Dicke einen Rekristallisationsgrad von weniger als 20% zu erhalten, Lösungsglühen, Abschrecken, Kaltrecken und Auslagern, für die Herstellung von Zellenbauteilen eines Flugzeugs, aus AlCuMg-Legierung mit der Zusammensetzung (Gew.-%):
    Fe < 0,15 Si < 0,15 Cu: 4,0–4,3 Mg: 1,0–1,5 Mn: 0,5–0,8 Zr: 0,08–0,15, weitere Elemente jeweils < 0,05 und insgesamt < 0,15, mit einem Verhältnis Rm(L)/R0,2(L), d.h. Bruchfestigkeit in Längsrichtung zu Dehngrenze in Längsrichtung, größer als 1,25 (und vorzugsweise größer als 1,30).
  • Sie betrifft weiterhin ein Walzerzeugnis (Blech) gleicher Zusammensetzung von 6 bis 60 mm Dicke, das im abgeschreckten und gestreckten Zustand mindestens eine der folgenden Eigenschaftsgruppen aufweist:
    • a) Bruchfestigkeit Rm(L) > 475 MPa und 0,2%-Dehngrenze R0,2(L) > 370 MPa
    • b) plastische Verformung Rm – R0,2 in Längs- und Längs-Querrichtung > 100 MPa
    • c) kritischer Spannungsintensitätsfaktor (Längs-Querrichtung) Kc > 170 MPa√m und Kco > 120 MPa√m (gemessen nach der Norm ASTM E 561 an angekerbten, auf einem Viertel der Dicke entnommenen Proben mit den Parametern B = 5 mm, W = 500 mm und 2a0 = 165 mm)
    • d) Rissausbreitungsgeschwindigkeit (längs/quer) da/dn, gemessen nach der Norm ASTM E 647 an angekerbten, auf einem Viertel der Dicke entnommenen Proben mit W = 200 mm und B = 5 mm: < 10–4 mm/Zyklus bei ΔK = 10 MPa√m < 2,5 10–4 mm/Zyklus bei ΔK = 15 MPa√m und < 5 10–4 mm/Zyklus bei ΔK = 20 MPa√m.
  • Dieses Blech weist auch ein solches Restspannungsniveau auf, dass die Durchbiegung f, gemessen in Längs- und Längs-Querrichtung nach Bearbeitung auf halber Dicke eines auf zwei, um eine Länge l voneinander beabstandeten Stützen aufliegenden Probestabs, kleiner als (0,14 l2)/e ist, wobei f in Mikrometern gemessen ist und die Dicke e des Blechs und die Länge l in mm ausgedrückt sind.
  • Die Erfindung betrifft auch ein Verfahren zur Herstellung eines erfindungsgemäßen Walz-, Press- oder Schmiedeerzeugnisses mit folgenden Schritten:
    • – Gießen eines Walz- bzw. Pressbarrens der genannten Zusammensetzung
    • – Homogenisieren dieses Walz- bzw. Pressbarrens zwischen 450 und 500°C
    • – Warm- und eventuell Kaltumformen zum gewünschten Erzeugnis
    • – Lösungsglühen bei einer Temperatur zwischen 480 und 505°C
    • – Abschrecken mit kaltem Wasser
    • – Kaltrecken mit einer bleibenden Verformung von mindestens 1,5%
    • – Kaltauslagern bei Raumtemperatur.
  • Beschreibung der Erfindung
  • Die chemische Zusammensetzung des Erzeugnisses unterscheidet sich von der Zusammensetzung der üblichen Legierung 2024 durch einen reduzierten Gehalt an Eisen und Silicium, einen höheren Gehalt an Mangan und einen Zusatz von Zirkonium. Im Vergleich zur Legierung 2034 liegt ein niedrigerer Gehalt an Mangan und ein geringfügig reduzierter Gehalt an Kupfer vor. Im Verhältnis zur Zusammensetzung der in den US-Patenten 5863359 und 5865914 beschriebenen Legierungen ist der Kupfergehalt höher, wodurch im Hinblick auf die Festigkeit die geringere Kaltumformbarkeit nach Abschrecken kompensiert werden kann. Überraschenderweise führt dieser enge Zusammensetzungsbereich (insbesondere, was Mangan betrifft) in Verbindung mit Abänderungen des Fertigungsprogramms im Vergleich zum Stand der Technik zu einem deutlich besseren Kompromiss zwischen Festigkeit, Dehnung und Schadentoleranz unter den Betriebsbedingungen von Großraumzivilflugzeugen. Völlig unerwartet wird zudem bei Erzeugnissen größerer Dicke ein geringer Restspannungsanteil festgestellt, wodurch eine verformungsfreie Bearbeitung großer Teile möglich ist.
  • Das Herstellungsverfahren umfasst das Gießen von Walzbarren, wenn es sich bei dem herzustellenden Erzeugnis um ein Walzblech handelt, bzw. von Pressbarren bei einem Strangpressprofil oder einem Schmiedestück. Der Walz- bzw. Pressbarren wird gefräst und bei 450 bis 500°C homogenisiert. Anschließend wird die Warmumformung durch Walzen, Strangpressen oder Schmieden durchgeführt. Diese Warmumformung erfolgt vorzugsweise bei einer Temperatur, die über den normalerweise verwendeten Temperaturen liegt, wobei die Austrittstemperatur oberhalb 420°C und vorzugsweise oberhalb 440°C liegt, damit das behandelte Erzeugnis eine gering rekristallisierte Struktur mit einem Rekristallisationsgrad auf einem Viertel der Dicke von weniger als 20% und vorzugsweise weniger als 10% aufweist. Das Walz-, Press- oder Schmiedeerzeugnis wird anschließend zwischen 480 und 505°C lösungsgeglüht, damit die Lösungsglühung möglichst vollständig ist, d. h. ein Maximum an potentiell löslichen Phasen, insbesondere die Al2Cu- und Al2CuMg-Präzipitate, tatsächlich in feste Lösung geht. Die Qualität der Lösungsglühung kann durch Bestimmung der Enthalpiedifferenz (DSC) beurteilt werden, indem die spezifische Energie mit Hilfe der Peakfläche im Thermogramm gemessen wird. Diese spezifische Energie sollte vorzugsweise kleiner als 2 J/g sein.
  • Anschließend erfolgt ein Abschrecken mit kaltem Wasser sowie ein kontrolliertes Recken, das zu einer bleibenden Dehnung von mindestens 1,5% führt. Abschließend wird das Erzeugnis bei Raumtemperatur ausgelagert.
  • Die erfindungsgemäßen Erzeugnisse weisen Festigkeitseigenschaften auf, die im Vergleich zur Legierung 2024-T351, welche gegenwärtig für Tragflügelunterseiten eingesetzt wird, eindeutig verbessert und verglichen mit der Legierung 2034-T351 kaum geringer sind. Durch die hohe plastische Verformung und Dehnung des Materials wird eine ausgezeichnete Kaltumformbarkeit erzielt. Die Bruchzähigkeit, die mit den kritischen Spannungsintensitätsfaktoren bei flächiger Belastung Kc und Kco bestimmt wird, ist um mehr als 10% höher als bei den Legierungen 2024 und 2034 und die Rissausbreitungsgeschwindigkeit da/dn ist im Vergleich zu diesen beiden Legierungen wesentlich verbessert, insbesondere für die hohen ΔK-Werte und Belastungen mit variabler Amplitude. Auch die Ermüdungslebensdauer, gemessen an angekerbten, auf halber Dicke in Längsrichtung entnommenen Proben, ist verglichen mit den Legierungen 2024 und 2034 um mehr als 20% verbessert. Schließlich ist das Restspannungsniveau, gemessen durch die Durchbiegung f nach Bearbeitung auf halber Dicke eines auf zwei, um eine Länge l voneinander beabstandeten Stützen aufliegenden Probestabs, eher gering, obwohl man bei einer Faserstruktur eher das Gegenteil erwartet hätte. Diese in Mikrometern gemessene Durchbiegung ist stets kleiner als der Quotient (0,14 l2)/e, wobei die Länge l und die Dicke e des Blechs in mm ausgedrückt sind.
  • Aufgrund all dieser Eigenschaften eignen sich die erfindungsgemäßen Erzeugnisse besonders gut für die Herstellung von Flugzeugstrukturelementen, insbesondere für die Tragflügelunterseiten, aber auch von Profilen für Tragflächenkästen, Platten für Konstruktionen aus Holmen und Rippen sowie Hautblechen und Verstärkungselementen für den Rumpf.
  • Beispiele
  • Es wurden 3 Platten von 1450 mm Breite und 446 mm Dicke aus der Legierung 2024, der Legierung 2034 bzw. der erfindungsgemäßen Legierung gegossen. Die chemischen Zusammensetzungen (Gew.-%) der Legierungen sind in Tabelle 1 angegeben:
  • Tabelle 1
    Figure 00080001
  • Die Platten wurden gefräst und unter folgenden Bedingungen homogenisiert:
    Legierung 2024: 2 h bei 495°C und 5 h bei 460°C
    Legierung 2034: 5 h bei 497°C
    Erfindungsgemäße Legierung: 12 h Erwärmen und 6 h Halten auf 483°C Ein Teil der Bleche wurde anschließend in aufeinanderfolgenden Stichen von etwa 20 mm bis auf 40 mm Dicke warmgewalzt. Ein weiterer Teil der Bleche wurde bis auf 15 mm warmgewalzt. Bei der erfindungsgemäßen Legierung betrug die Eintrittstemperatur beim Warmwalzvorgang 467°C und die Austrittstemperatur bei 40 mm 465°C und bei 15 mm 444°C.
  • Die Bleche wurden dann unter folgenden Bedingungen lösungsgeglüht:
    3 h bzw. 6 h bei 497°C für die Bleche aus 2024 von 15 bzw. 40 mm Dicke
    2 h bzw. 5 h bei 499°C für die Bleche aus 2034 von 15 bzw. 40 mm Dicke
    9 h bei 497°C für die erfindungsgemäßen Bleche.
  • Nach Abschrecken mit kaltem Wasser wurden alle Bleche einem kontrollierten Recken mit einer bleibenden Dehnung von 2% unterzogen.
  • An den Blechen wurden die Festigkeitseigenschaften in Längs- und Längs-Querrichtung gemessen, d. h. die Bruchfestigkeit Rm (in MPa), die konventionelle 0,2%-Dehngrenze R0,2 (in MPa) und die Bruchdehnung A (in %). Die Ergebnisse sind in Tabelle 2 zusammengestellt:
  • Figure 00090001
  • Es wurde auch die Bruchzähigkeit gemessen, und zwar mittels der kritischen Spannungsintensitätsfaktoren bei flächiger Belastung Kc und Kc0 (in MPa√m) in Längs-Querrichtung nach der Norm ASTM E 561 an auf einem Viertel der Dicke entnommenen CTT-Proben mit der Breite W = 500 mm, der Dicke B = 5 mm und einer funkenerosiv bearbeiteten, mittigen Kerbe 2a0 = 165, die im Ermüdungsversuch bis auf 170 mm vergrößert wurde. Die Ergebnisse sind in Tabelle 3 aufgeführt:
  • Tabelle 3
    Figure 00100001
  • Weiterhin wurde die Ermüdungsrissausbreitungsgeschwindigkeit da/dn in Längs-Querrichtung (in mm/Zyklus) für unterschiedliche ΔK-Werte (in MPa√m) gemäß der Norm ASTM E 647 gemessen. Dafür werden zwei auf einem Viertel der Dicke in Längs-Querrichtung entnommene CCT-Proben mit der Breite W = 200 und der Dicke B = 5 mm verwendet. Die funkenerosiv bearbeitete mittige Kerbe ist 30 mm lang und wird im Ermüdungsversuch auf 40 mm vergrößert. Der Versuch zur Messung der Rissbildungsgeschwindigkeit erfolgt auf einer MTS-Maschine mit einer Belastung in R = 0,05 und einer Spannung von 40 MPa, die so berechnet ist, dass sich ein ΔK-Wert von 10 MPa√m für die anfängliche Kerbenlänge von 40 mm ergibt (Ergebnisse in Tabelle 4).
  • Tabelle 4
    Figure 00100002
  • Ermüdungsversuche nach der Airbus-Spezifikation AITM 1-0011 wurden an auf halber Dicke des Blechs in Längsrichtung entnommenen, gelochten Proben von 50 mm Breite und 7,94 mm Dicke durchgeführt. Der Lochdurchmesser beträgt 7,94 mm. Dabei wurde das Vollblech mit einer mittleren Spannung von 80 MPa mit 4 Wechselspannungsstufen beaufschlagt: 85 MPa, 55 MPa, 45 MPa und 35 MPa für die 40 mm-Bleche, 110, 85, 55 und 45 MPa für die 15 mm-Bleche, mit 2 Proben pro Stufe. Die mittleren Lebensdauerwerte (in Zyklenzahl) sind in Tabelle 5 angegeben. Dabei wird festgestellt, dass die Ermüdungslebensdauer bei den Proben mit einem Kerbfaktor Lt = 2,5 um mehr als 20% im Vergleich zur Legierung 2024 verbessert ist.
  • Tabelle 5
    Figure 00110001
  • Schließlich wurden die Durchbiegungen f in Längs- und Längs-Querrichtung gemessen sowie der Rekristallisationsgrad (in %) an der Oberfläche auf einem Viertel der Dicke und auf halber Dicke durch Bildanalyse nach Ätzen der Probe bestimmt.
  • Die Durchbiegung f wird wie folgt bestimmt. Dem Blech mit der Dicke e werden zwei Probestäbe entnommen: ein sog. Probestab in Längsrichtung mit der Länge b in Längsrichtung des Blechs (längs), einer Breite von 25 mm in Querrichtung des Blechs (längs/quer) und der Dicke e in der vollen Dicke des Blechs (kurz/quer) und ein sog. Probestab in Längs-Querrichtung mit 25 mm in Längsrichtung, b in Längs-Querrichtung und e in Kurz-Querrichtung.
  • Jeder Probestab wird bis auf halbe Dicke bearbeitet und die Durchbiegung auf halber Länge des Probestabs gemessen. Diese Durchbiegung ist für das Niveau an Eigenspannung des Blechs und seine Unverformbarkeit beim Bearbeiten repräsentativ. Der Abstand l zwischen den Stützen betrug 180 mm und die Länge b der Probestäbe 200 mm. Bei der Bearbeitung handelt es sich um eine progressive mechanische Bearbeitung mit Bearbeitungsgängen von etwa 2 mm. Die Messung der Durchbiegung auf halber Länge wird mit einem Komparator mit Mikrometerauflösung durchgeführt. Die Ergebnisse bezüglich Durchbiegung und Rekristallisationsgrad sind in Tabelle 6 aufgeführt.
  • Tabelle 6
    Figure 00120001

Claims (10)

  1. Walz-, Press- oder Schmiedeerzeugnis aus AlCuMg-Legierung, behandelt durch Homogenisieren, Warmumformen bei einer Austrittstemperatur oberhalb 420°C, um auf einem Viertel der Dicke einen Rekristallisationsgrad von weniger als 20% zu erhalten, Lösungsglühen, Abschrecken, Kaltrecken und Auslagern, für die Herstellung von Zellenbauteilen eines Flugzeugs, mit der Zusammensetzung (Gew.-%): Fe < 0,15 Si < 0,15 Fe + Si < 0,15% Cu: 4,0–4,3 Mg: 1–1,5 Mn: 0,5–0,8 Zr: 0,08–0,15 weitere Elemente jeweils < 0,05 und insgesamt < 0,15, mit einem Rm(L)/R0,2(L)-Verhältnis > 1,25 (vorzugsweise > 1,30).
  2. Walzerzeugnis von 6 bis 60 mm Dicke nach Anspruch 1, das im abgeschreckten und gestreckten Zustand eine Bruchfestigkeit Rm(L) > 475 MPa und eine Dehngrenze R0,2(L) > 370 MPa aufweist.
  3. Walzerzeugnis von 6 bis 60 mm Dicke nach einem der Ansprüche 1 oder 2, das im abgeschreckten und gestreckten Zustand einen Verformungsunterschied zwischen Bruchfestigkeit Rm und Dehngrenze R0,2 in Längs- und Längs-Querrichtung > 100 MPa aufweist.
  4. Walzerzeugnis von 6 bis 60 mm Dicke nach einem der Ansprüche 1 bis 3, das im abgeschreckten und gestreckten Zustand einen kritischen Spannungsintensitätsfaktor (längs/quer) Kc > 170 MPa√m und Kco > 120 MPa√m aufweist, gemessen nach der Norm ASTM E 561 an angekerbten, auf einem Viertel der Dicke entnommenen Proben mit den Parametern W = 500 mm, B = 5 mm und 2a0 = 165 mm.
  5. Walzerzeugnis von 6 bis 60 mm Dicke nach einem der Ansprüche 1 bis 4, das im abgeschreckten und gestreckten Zustand eine Rissausbreitungsgeschwindigkeit (längs/quer) aufweist, gemessen nach der Norm ASTM E 647 an angekerbten, auf einem Viertel der Dicke entnommenen Proben mit W = 200 mm und B = 5 mm: < 10–4 mm/Zyklus bei ΔK = 10 MPa√m < 2,5 10–4 mm/Zyklus bei ΔK = 15 MPa√m und < 5 10–4 mm/Zyklus bei ΔK = 20 MPa√m.
  6. Walzerzeugnis nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass es eine Durchbiegung f, gemessen in Längs- und Längsquerrichtung nach Bearbeitung auf halber Dicke eines auf zwei, um eine Länge l voneinander beabstandeten Stützen aufliegenden Probestabs, von weniger als (0,14 l2)/e aufweist, wobei f in Mikrometern gemessen ist und die Dicke e des Blechs und die Länge l in mm ausgedrückt sind.
  7. Verfahren zur Herstellung eines Erzeugnisses nach einem der Ansprüche 1 bis 6, mit folgenden Schritten: – Gießen einer Platte mit der genannten Zusammensetzung – Homogenisieren dieser Platte zwischen 450 und 500°C – Warm- und eventuell Kaltumformen durch Walzen, Pressen oder Schmieden, bis sich das gewünschte Erzeugnis ergibt – Lösungsglühen bei einer Temperatur zwischen 480 und 505°C – Abschrecken mit kaltem Wasser – Kaltrecken bis auf mehr als 1,5% bleibende Verformung – Kaltauslagerung bei Raumtemperatur.
  8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Warmumformung bei einer Austrittstemperatur oberhalb 440°C erfolgt.
  9. Verwendung von Blechen nach einem der Ansprüche 2 bis 6 zur Herstellung der Außenhaut für die Tragflügelunterseite eines Flugzeugs.
  10. Verwendung von Profilen nach Anspruch 1 zur Herstellung von Versteifungen für die Tragflügelunterseite und den Rumpf eines Flugzeugs.
DE60019655T 1999-02-04 2000-02-01 Produkt aus AlCuMg-Legierung für ein Zellenbauteil eines Flugzeuges Expired - Lifetime DE60019655T2 (de)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9901468A FR2789405A1 (fr) 1999-02-04 1999-02-04 PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION
FR9901468 1999-02-04
FR9910682 1999-08-18
FR9910682A FR2789406B1 (fr) 1999-02-04 1999-08-18 PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE60019655D1 DE60019655D1 (de) 2005-06-02
DE60019655T2 true DE60019655T2 (de) 2006-02-02

Family

ID=26234808

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE60019655T Expired - Lifetime DE60019655T2 (de) 1999-02-04 2000-02-01 Produkt aus AlCuMg-Legierung für ein Zellenbauteil eines Flugzeuges

Country Status (5)

Country Link
US (2) US6602361B2 (de)
EP (1) EP1026270B1 (de)
DE (1) DE60019655T2 (de)
FR (1) FR2789406B1 (de)
GB (1) GB2346381A (de)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6325869B1 (en) * 1999-01-15 2001-12-04 Alcoa Inc. Aluminum alloy extrusions having a substantially unrecrystallized structure
US7323068B2 (en) * 2002-08-20 2008-01-29 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh High damage tolerant Al-Cu alloy
US7494552B2 (en) * 2002-08-20 2009-02-24 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-Cu alloy with high toughness
US7604704B2 (en) * 2002-08-20 2009-10-20 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Balanced Al-Cu-Mg-Si alloy product
US7666267B2 (en) * 2003-04-10 2010-02-23 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh Al-Zn-Mg-Cu alloy with improved damage tolerance-strength combination properties
US20050034794A1 (en) * 2003-04-10 2005-02-17 Rinze Benedictus High strength Al-Zn alloy and method for producing such an alloy product
WO2004090185A1 (en) 2003-04-10 2004-10-21 Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh An al-zn-mg-cu alloy
US20060032560A1 (en) * 2003-10-29 2006-02-16 Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh Method for producing a high damage tolerant aluminium alloy
US7883591B2 (en) * 2004-10-05 2011-02-08 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh High-strength, high toughness Al-Zn alloy product and method for producing such product
US20070204937A1 (en) * 2005-07-21 2007-09-06 Aleris Koblenz Aluminum Gmbh Wrought aluminium aa7000-series alloy product and method of producing said product
US20070151636A1 (en) * 2005-07-21 2007-07-05 Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh Wrought aluminium AA7000-series alloy product and method of producing said product
US8002913B2 (en) * 2006-07-07 2011-08-23 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh AA7000-series aluminum alloy products and a method of manufacturing thereof
US8608876B2 (en) * 2006-07-07 2013-12-17 Aleris Aluminum Koblenz Gmbh AA7000-series aluminum alloy products and a method of manufacturing thereof
CA2750394C (en) 2009-01-22 2015-12-08 Alcoa Inc. Improved aluminum-copper alloys containing vanadium
JP6057855B2 (ja) * 2013-07-31 2017-01-11 株式会社神戸製鋼所 切削用アルミニウム合金押出材
FR3011252B1 (fr) 2013-09-30 2015-10-09 Constellium France Tole d'intrados a proprietes de tolerance aux dommages ameliorees
CN110621797A (zh) * 2017-05-11 2019-12-27 阿莱利斯铝业迪弗尔私人有限公司 具有优异成型性的Al-Si-Mg合金轧制片材产品的制造方法
US20190233921A1 (en) * 2018-02-01 2019-08-01 Kaiser Aluminum Fabricated Products, Llc Low Cost, Low Density, Substantially Ag-Free and Zn-Free Aluminum-Lithium Plate Alloy for Aerospace Application
CN108704967A (zh) * 2018-04-25 2018-10-26 南京航空航天大学 一种铝合金电脉冲新淬火成形工艺及装置

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3826688A (en) * 1971-01-08 1974-07-30 Reynolds Metals Co Aluminum alloy system
US4294625A (en) * 1978-12-29 1981-10-13 The Boeing Company Aluminum alloy products and methods
US4336075A (en) * 1979-12-28 1982-06-22 The Boeing Company Aluminum alloy products and method of making same
US5213639A (en) * 1990-08-27 1993-05-25 Aluminum Company Of America Damage tolerant aluminum alloy products useful for aircraft applications such as skin
BR9103666A (pt) * 1990-08-27 1992-05-19 Aluminum Co Of America Metodo de producao de um produto de folha de liga a base de aluminio e produto feito pelo dito metodo
CA2056750A1 (en) * 1990-12-03 1992-06-04 Delbert M. Naser Aircraft sheet
FR2731440B1 (fr) * 1995-03-10 1997-04-18 Pechiney Rhenalu Toles en alliage al-cu-mg a faible niveau de contraintes residuelles
JP3053352B2 (ja) * 1995-04-14 2000-06-19 株式会社神戸製鋼所 破壊靭性、疲労特性および成形性の優れた熱処理型Ａｌ合金
US5863359A (en) * 1995-06-09 1999-01-26 Aluminum Company Of America Aluminum alloy products suited for commercial jet aircraft wing members
US6077363A (en) * 1996-06-17 2000-06-20 Pechiney Rhenalu Al-Cu-Mg sheet metals with low levels of residual stress
US6325869B1 (en) * 1999-01-15 2001-12-04 Alcoa Inc. Aluminum alloy extrusions having a substantially unrecrystallized structure

Also Published As

Publication number Publication date
FR2789406B1 (fr) 2001-03-23
GB9924277D0 (en) 1999-12-15
US20020014288A1 (en) 2002-02-07
GB2346381A (en) 2000-08-09
FR2789406A1 (fr) 2000-08-11
US20030217793A1 (en) 2003-11-27
US6602361B2 (en) 2003-08-05
DE60019655D1 (de) 2005-06-02
EP1026270B1 (de) 2005-04-27
EP1026270A1 (de) 2000-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60019655T2 (de) Produkt aus AlCuMg-Legierung für ein Zellenbauteil eines Flugzeuges
DE60017868T2 (de) Strukturelement eines Flugzeugs aus Al-Cu-Mg Legierung
DE2953182C3 (de) Verfahren zum Herstellen eines Legierungsproduktes aus einer Aluminiumlegierung
DE69915365T2 (de) Beschädigungstolerantes Aluminiumlegierungsprodukt und Verfahren zu seiner Herstellung
DE69912850T2 (de) Herstellungsverfahren eines produktes aus aluminium-magnesium-lithium-legierung
DE60100724T2 (de) Plattierte Bleche aus Aluminium-Legierung für Flugzeugstrukturelemente
DE60120785T2 (de) Verfahren zur herstellung von blechen aus 6xxx aluminium legierungen
DE69308180T2 (de) Nickel-Cobalt-Legierung
DE2223114C3 (de) Wärmebehandlungsverfahren für eine Legierung auf Nickel-Eisen-Basis
DE69326838T3 (de) Zähe aluminiumlegierung mit kupfer und magnesium
DE68928676T2 (de) Erzeugnis aus einer Aluminium-Legierung mit verbesserten Kombinationen der Festigkeit, der Zähigkeit und der Korrosionsbeständigkeit
DE112004000995B4 (de) Hoch schadenstolerantes Aluminiumlegierungsprodukt, insbesondere für Luft- und Raumfahrtanwendungen
DE69125436T2 (de) Blech aus einer Aluminiumlegierung mit guter Beständigkeit gegen Beschädigung für Flugzeugblech
DE69703420T3 (de) Produkt aus AlMgMn-Legierung für Schweissstrukturen mit verbesserter Korossionsbeständigkeit
DE112004000596T5 (de) Hochfeste Al-Zn-Legierung und Verfahren zum Herstellen eines solchen Legierungsprodukts
AT502310A1 (de) Eine al-zn-mg-cu-legierung
DE10393136T5 (de) Al-Cu-Mg-Si Legierung und Verfahren zur Herstellung derselben
DE3921626C2 (de) Bauteil mit hoher Festigkeit und geringer Ermüdungsriß-Ausbreitungsgeschwindigkeit
AT502313B1 (de) Verfahren zum herstellen einer hochschadenstoleranten aluminiumlegierung
DE10392805T5 (de) Verfahren zum Herstellen einer hochfesten Al-Zn-Mg-Cu-Legierung
DE3411760A1 (de) Verfahren zur herstellung von blech oder band aus einem walzbarren einer aluminiumlegierung
DE3926289A1 (de) Gegenstand aus einer gegenueber dem wachstum von ermuedungsrissen bestaendigen nickelbasis-legierung, legierung und verfahren zur herstellung
DE202006020514U1 (de) Legierungen der Serie 2000 mit Schadenstoleranzleistung für Luft- und Raumfahrtanwendungen
DE10393144T5 (de) Al-Cu Legierung mit hoher Toleranz gegenüber Beschädigungen
DE09764268T1 (de) Produkte aus einer aluminium-kupfer-lithium-legierung

Legal Events

Date Code Title Description
8363 Opposition against the patent
8365 Fully valid after opposition proceedings
R082 Change of representative

Ref document number: 1026270

Country of ref document: EP

Representative=s name: BEETZ & PARTNER PATENT- UND RECHTSANWAELTE, DE