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Die Erfindung betrifft eine Flugzeugtragfläche, die
eine untere Tragflächenhaut
aufweist aus einem Material einer Aluminiumlegierung, und betrifft
deren Herstellung.
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Es gibt zahlreiche kommerzielle Jets
verschiedener Größe einschließlich der "Jumbo-Jet" als Großraumflugzeug,
wie beispielsweise die Boeing 747 und die McDonnell Douglas MD11
und die Lockheed L1011. Indem man zu einem noch größeren Flugzeug übergeht,
wie beispielsweise einem für
die Zukunft in Frage kommenden Flugzeug für 600 Passagiere erhöhen sich
die Belastungen auf dem Tragflächenteil
um etwas, das benötigt
wird, um das Flugzeug in der Luft zu halten. Dieses Großraumflugzeug
wird in der Größenpordnung
von 600 Passagieren transportieren und kann 2 Passagierdecks umfassen.
Während
eine Boeing 747 (eines der größten kommerziellen
Jets, die in Gebrauch sind) ein Leergewicht in der Nähe von etwa
180.986 kg (399.000 Pound) hat, schätzt man, dass das Großraumflugzeug,
das in Aussicht genommen wird, ein Leergewicht in der Nähe von 241.315
kg (532.000 Pound) leer haben wird und ungefähr 544.320 kg (1.200.000 Pound)
beladen. Ein "Großraumflugzeug", wie es hierin bezeichnet
wird, bezieht sich auf ein Flugzeug mit einem Leergewicht von mehr
als 204.120 kg (450.000 Pound). Um den Wirkungsgrad in einem solchen
Luftfahrzeug zu erhöhen,
kommt es darauf an, über
Materialien in den Tragflächenkonstruktionen
zu vertilgen, die die Belastung des Luftfahrzeugs aufnehmen können, ohne
selbst zu schwer zu werden. Aluminiumlegierungen haben in Konstruktionsteilen
von Luftfahrzeugen breite Anwendung gefunden, einschließlich in
Konstruktionsteilen von Flugzeugflügeln und haben einen bemerkenswerten
Rekord in Bezug auf Zuverlässigkeit
und Leistung erzielt. Es könnten
exotischere Verbundstoffe oder andere Materialien für Konstruktionsteile
für die
Flugzeugflügel
verwendet werden, sind jedoch sehr viel kostspieliger und können etwas
weniger verlässlich
sein als Aluminiumlegierungen.
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Im Allgemeinen kann der konstruktive
Kern eines großen
Flugzeugflügels
eine kastenähnliche
Struktur enthalten, die aus einer oberen Tragflächenhaut, einer unteren Tragflächenhaut
und Endstücken
zum Abschließen
der kastenähnlichen
Trägerstruktur
gefertigt ist. Obgleich die oberen und unteren Teile als "Haut" bezeichnet werden,
ist es wichtig zu erkennen, dass es sich hierbei nicht um dünne Häute handelt,
wie beispielsweise auf dem Flugzeugrumpf, sondern vielmehr um etwas
dickere, z.B. mit einer Dicke von 12,7 mm (1/2 inch) oder mehr.
In den meisten derzeitigen Vekehrsjets wird die obere Tragflächenhaut
aus Legierungen der 7000er-Reihe gefertigt und gegenwärtig als
eine 7 × 50-Legierung
(7 × 50
soll 7050 und 7150 bedeuten) oder der noch aktuelleren Legierung
7055. In der US-P-3 881 966 werden 7 × 50-Legierungen beschrieben
und in dem Abänderungspatent
34 008 eine 7150-Legierung, die als obere Tragflächenhaut auf einem Verkehrsjet verwendet
wird, während
die US-P-5 221 377 die Legierung 7055 beschreibt und sich auf deren
Anwendung in Flugzeug-Konstruktionsteilen bezieht. Die oberen Tragflächenhäute waren
normalerweise bei erhöhter
Temperatur ausgehärtete
Härtegrade,
wie beispielsweise vom T6-Typ oder möglicherweise Härtegrade
vom T7-Typ. Die US-P-4 863 528, 4 832 758 und 4 477 292 zusammen
mit der US-P-5 108 520 beschreiben insgesamt Härtegrade für Aluminiumlegierungen vom
7000-Typ, einem Härtegrad,
der auf die Legierungen der 7000er-Reihe zur Verbesserung der Leistungsfähigkeit
angewendet werden kann, wie hier gerade erwähnt wurde.
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In Verkehrsjets sind die unteren
Tragflächenhäute in der
Regel aus Aluminiumlegierung 2024 oder ähnlichen Produkten, wie beispielsweise
die Legierung 2324, gefertigt worden, die in der US-P-4 294 625
einbezogen sind. Der Härtegrad
war normalerweise vom T3-Typ, wie beispielsweise T351 oder T39.
Die hierin verwendeten Bezeichnungen für Härtegrad und Legierung sind
in der Regel die, die in Übereinstimmung
mit der "Aluminum
Association" verwendet
werden und sind auf dem Fachgebiet allgemein anerkannt und wurden in
den "Aluminum Association
Standards" und den
Datenblättern
beschrieben.
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Sowohl die obere als auch die untere
Tragflächenhaut
wird oftmals mit Hilfe von Stringer-Teilen verstärkt, die ein Kanalprofil oder
ein Profil vom J-Typ haben können
oder ein anderes Profil, das zur Versteifung der Tragflächenhäute mit
den Innenflächen
vernietet wird und dadurch die Tragflügel-Kastenstruktur aussteift. In
der Regel befindet sich, wenn ein Verkehrsjet sich im Flug befindet,
die obere Tragflächenhaut
unter Kompression, während
die untere Tragflächenhaut
unter Zugspannung steht. Eine Ausnahme tritt auf, wenn sich das
Flugzeug auf dem Boden befindet, wo diese Belastungen umgekehrt
sind, jedoch auf einem sehr viel geringeren Niveau, da an dieser
Stelle der Tragflügel
außerhalb
des Fahrwerkes gerade mal sein eigenes Gewicht zu halten hat. Die
bedeutenderen Einsätze
sind daher dann, wenn sich das Flugzeug im Flug befindet, der die
obere Tragflächenhaut
unter Kompression setzt und die untere Tragflächenhaut unter Zugspannung. Eine
Ausnahme tritt in bestimmten Militärflugzeugen auf, die so ausgelegt
sind, um ihr enormes Leistungs/Masse-Verhältnis zu nutzen und vorgesehen
sind, um bei enormen Geschwindigkeiten mit der Unterseite nach oben
zu fliegen, mit der rechten Seite aufwärts oder in irgendeiner beliebigen
Bedingung dazwischen.
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Aufgrund der besonderen, bei Verkehrsjets
auftretenden Belastungsunterschiede ist die Auswahl der Legierungen
zum größten Teil
vorgenommen worden, wie sie gerade beschrieben wurden. Es hat einige
Ausnahmen in solchen Flugzeugen gegeben, wie beispielsweise bei
der Lockheed L1011 mit der Einbeziehung von unteren Tragflächenhäuten aus
7075-T76 und Stringern und bei dem militärischen Betankungsflugzeug KC135
unter Einbeziehung von 7178-T6-unteren Tragflächenhäuten und Stringern. Bei einem
anderen Militärflugzeug,
der C5A, wurden untere Tragflächenhäute aus
7075-T6 verwendet, die einstöckig
dadurch ausgesteift sind, dass das Metall ausgearbeitet wurde. Bei
militärischen
Kampfflugzeugen, wie. beispielsweise dem F4, F5E, F8, F16 und F18
wurden Materialien für
die unteren Tragflächen
aus 7075-Legierung oder der verwandten 7475-Legierung (F16 und F18)
einbezogen. Nichtsdestoweniger ist im Verlaufe der Jahre in die
Kastenstruktur der Flugzeugtragfläche in Verkehrsjets eine Legierung
der 7000er-Serie für
die obere Tragflächenhaut
einbezogen worden und eine Legierung der 2000er-Serie, nämlich 2024
oder ein Vertreter der 2 × 24-Legierungsfamilie
bei einer unteren Tragflächenhaut.
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Die entscheidenden Eigenschaften,
die bei einer unteren Tragflächenhaut
in einem Großraum-Jet
und neuem kommerziellem Passagierjet angestrebt werden, schließen eine
höhere
Festigkeit als 2 × 24-Legierungen
ein, eine bessere Bruchlast-Spielzahl und verbesserte Bruchzähigkeit
als 2 × 24-Materialien.
Da das Flugzeug in einer großen
Höhe fliegt,
wo es kalt ist, ist in den neuen Konstruktionen die Bruchzähigkeit
bei –53,9°C (–65°F) zu einem
Problem geworden. Wietere Merkmale, die erstrebenswert sind, schließen die
Umformbarkeit ein, mit der sich das Material während der Warmaushärtung formen
lässt;
zusammen mit einem guten Korrosionsverhalten in den Bereichen der
Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit
sowie der Schichtkorrosionsbeständigkeit.
Die Legierungen, die heute in kommerziellen Jets ((Verkehrsjets))
für Teile
der unteren Tragflächenhaut
zur Anwendung gelangen befriedigen alle nicht die bei einem Großraumflugzeug
in einer oder mehreren dieser Eigenschaften geforderten Werte.
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Wie in 3,
linke Seite, gezeigt wird, wurde die kastenähnliche Struktur der Tragfläche in der
Vergangenheit oftmals aus mehreren Stücken gefertigt, wobei das Endteil
oder der Holm ein Blech aufwies, das an den oberen und unteren Tragflächenhäuten durch
Vernieten mit Winkel- oder T-Stück-ähnlichen
Teilen befestigt wurde, die wiederum mit den Tragflächenhäuten vernietet
waren. Einige Konstrukteure fertigten vorzugsweise das gesamte Endstück oder
den Holm in der auf der rechten Seite von 3 gezeigten Art, wodurch mehrere Nieten
eliminiert wurden sowie erhebliches Gewicht, indem die Menge der
Metallkonstruktion verringert wurde. Dieses Endstück oder
der Holm werden gefertigt, indem sie aus einem dicken Blech ausgearbeitet
werden, wobei das Blech jedoch über
gute Eigenschaften in den Querrichtungen sowie in der Längsrichtung
verfügen
muss.
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Die EP-A-0 368 005 offenbart eine
nichtrekristallisierte, dünne,
flachgewalzte Aluminiumlegierung zur Verwendung in lasttragenden
Komponenten eines Flugzeugs, wie beispielsweise den oberen Tragflächen, wobei
die Legierung aufweist:
0,7–6,9 Zn,
0,9–2,7 Mg,
0,9–2,6 Cu,
0,50–0,15 Zr,
max.
0,12 Si,
max. 0,15 Fe,
max. 0,10 Mn,
max. 0,06 Ti.
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Ebenfalls offenbart werden die Legierungen
AA 7050 und AA 7150.
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Die Legierung wird gegossen, einer
Warmverarbeitung, einem Lösungsglühbehandeln,
einer Abschreckung und einer Alterung unterzogen, um eine im Wesentlichen
nichtrekristallisierte Struktur zu ergeben.
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Die US-A-4 828 631 offenbart Legierungen
zur Verwendung in der Flugzeugindustrie, die enthalten: 5,9% bis
8,2 Gew.% Zink, 1,5% bis 4,0 Gew.% Magnesium, 1,5% bis 3,0 Gew.%
Kupfer, weniger als 0,01 Gew.% Bor und nicht mehr als 0,04 Gew.%
Chrom und 0,5 Gew.% maximal andere Legierungselemente, wie beispielsweise
Zirconium, Mangan, Eisen, Silicium und Titan und Rest Aluminium.
Ebenfalls offenbart wird eine Legierung als ein Produkt mit vorbestimmter
Form, das Lösungsglühbehandeln
des geformten Produkts, das Abschrecken und das Altern des wärmebehandelten
und abgeschreckten Produkts auf eine Temperatur oberhalb von 270°F für eine Dauer
von 6 bis 30 h.
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Staley, J. Tund Rolf, R. L. offenbaren
in "Trends in alloys
for aircraft", Conference:
Light Metals Processing and Applications, 29/8/93–1/9/93,
die Verwendung von Legierungen des Typs 7XXX für Flugzeugkomponenten, einschließlich Häute, Skelette
und Stringer für
Flugzeugrümpfe;
Vorderkanten, Abdeckungen, Holme und Stringer für obere und untere Tragflächen und
Leitwerke, sowie Aluminiumlegierungen, die als Konstruktionsteile
für die
untere Tragflächenhaut
verwendet werden.
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Nach der vorliegenden Erfindung wird
eine Flugzeugtragfläche
gewährt,
die ein Konstruktionsteil für eine
untere Tragflächenhaut
aufweist aus einer Legierung, bestehend aus 5,9% bis 6,7% Zink,
1,6% bis 1,9% Magnesium, 1,8% bis 2,5% Kupfer, 0,08% bis etwa 0,15%
Zirconium, nicht mehr als 0,06% Silicium, nicht mehr als 0,06% Eisen,
nicht mehr als 0,11% Eisen plus Silicium, Rest Aluminium und unvermeidbare
Verunreinigungen.
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Vorzugsweise weist eine Tragflächenhaut
für einen
Verkehrsjet ein gewalztes Blech auf. Sofern nicht anders angegeben,
ist die Zusammensetzung auf Gewicht bezogen. Diese Legierung in
Form von gewalzten Blechen für
untere Tragflächenhäute oder
in Form von Extrusions- oder Walzprodukten für Stringer, die in die untere
Tragflächenkonstruktion
eingebaut werden und speziell die Kombination von beiden ermöglicht die
Herstellung einer verbesserten Tragfläche, die in einem Großraumflugzeug
verwendbar ist. Außerdem
kann die gleiche Legierung verwendet werden, um lange, konisch zulaufende
Holmteile für
die Endstücke
der kastenähnlichen
Tragflächenkonstruktion
aus relativ dickem Blech zu verarbeiten. Bevorzugte Aspekte der
unteren Tragflächenhaut
sind in den abhängigen
Ansprüchen
gegeben.
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1:
zeigt eine Vorderansicht im Schnitt einer Flugzeug-Tragfläche, die
schematisch die kastenähnlichen
Träger-Konstruktionsteile
zeigt;
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2:
zeigt eine Vorderansicht eines Flugzeuges, die schematisch die Tragfläche und
einen Teil der Krümmung
dafür in
einer etwas übertriebenen
Form veranschaulicht;
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3:
zeigt. eine andere Vorderansicht im Schnitt der kastenähnlichen
Tragflächen-Trägerstruktur, die
verschiedene Holmanordnungen zeigt.
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1, 2 und 3 sind für die Aufgaben einer schematischen
Veranschaulichung etwas übertrieben.
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4:
zeigt eine graphische Darstellung, die das Ansprechen auf Alterungshärten zeigt
(Teilradius in Abhängigkeit
vom Werkzeugradius), und zwar für
die Erfindung und für
2324-T39;
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5:
zeigt eine graphische Darstellung, die die Ermüdung im Vergleich zeigt (Dauerversuch
mit 2-fach offenem Loch);
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6:
zeigt eine graphische Darstellung, die einen Vergleich der Ermüdungsrissausbreitung
zeigt;
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7:
zeigt eine graphische Darstellung für den Vergleich der typischen
Zähigkeit
und der Charakteristik der Mindestfließgrenze der Erfindung und mehrerer
Blechprodukte.
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In 1 wird
eine grobe schematische Darstellung einer großen Tragflächenkonstruktion 10 gezeigt, in
die ein Kastenteil 14 einbezogen ist, das eine obere Tragflächenhaut 16 und
davon beabstandet eine untere Tragflächenhaut 18 sowie
Endteile oder Holmen 20 und 40 aufweist, die sich
zwischen den Teilen 16 und 18 der Tragflächenhaut
erstrecken, um das Kastenteil zu schließen. In die Innenseiten der
oberen und unteren Tragflächenhaut
einbezogen sind Stringer 24, 26 und 30,
die mit den Innenflächen
der Tragflächenhaut
vernietet sind, wobei zum Zwecke der Veranschaulichung unterschiedliche
Stringerformen dargestellt sind und daran zu erinnern ist, dass
in jeder Hinsicht 1 eine
grobe schematische Darstellung ist und nicht maßstabgerecht ist oder ein Teil
eines Tragflächenflügels eines
kommerziellen Jets ist. Eine andere Vorgehensweise ist die Verwendung
eines dickeren Aluminiumblechs als Ausgangsmaterial und die Entfernung
von Metall, indem einstückig
mit der Tragflächenhaut
des Stringer allmählich
ausgearbeitet werden und die Notwendigkeit für separate Stringer und Nieten
eliminiert ist. Damit kann die Tragflächenhaut und die aussteifenden
Stringerprofile ein einstückig
ausgestaltetes Blech aufbauen, das aus einem relativ dicken Blech
mit Hilfe von Operationen gefertigt wird, die ein spanabhebendes
Bearbeiten umfassen und möglicherweise
ein Alterungsformen oder andere Methoden der Formgebung. Die Verbindung
zwischen den Endteilen 20 und 40 einerseits und
der oberen und unteren Tragflächenhäute andererseits
ist nur schematisch dargestellt, wobei es zahlreiche Möglichkeiten
zur Überbrückung oder
Verbindung solcher Teile gibt. Vor dem vorderen Kastenteil 20 ist
der Vorderteil der Tragfläche 32 schematisch
dargestellt und ebenfalls schematisch dargestellt dahinter oder
rückseitig der
hintere Teil der Tragfläche 36.
Jeder Teil, der vordere Teil und der hintere Teil, können zahlreiche
Kontrollen oder andere Teile enthalten, die an den Kasten 14 angebracht
sind. Betrachtet man den Kastenquerschnitt entlang der verschiedenen
Punkte der Länge
der Tragfläche,
so fällt
auf, dass die Dicke der oberen Tragflächenhaut 16 und der
unteren Tragflächenhaut 18,
wenn man von dem Rumpf weiter nach außen geht, kleiner wird. Das
bedeutet, dass die Tragflächenhäute näher zum
Rumpf dicker sind und näher
der Tragflächenspitze
dünner
sind. Außerdem
konvergieren, was in 2 gezeigt
wird, die obere Tragflächenhaut
und die untere Tragflächenhaut
in Richtung auf die Tragflächenspitze
und können
vom Tragkörper
des Flugzeugs nach außen
zur Tragflächenspitze
gehend gekrümmt
sein. Diese Konstruktion verstärkt
auch die Festigkeit und veranschaulicht einiges von der Formgebung,
die im typischen Fall auf die oberen und unteren Tragflächenhäute angewendet
wird, so dass die Ausführung
einer solchen formgebenen Operation während der Warmaushärtung ein erstrebenswertes
Merkmal ist, wenn die Legierung dieses erlaubt, d.h. wenn die Legierung
vorhersagbar und reproduzierbar in wiederholbarer Weise bei dem
Bemühen
zur Alterungshärtung
reagiert.
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Bezugnehmend auf 3 sind die beabstandete obere Tragflächenhaut 116 und
die untere Tragflächenhaut 118 über die
Endteile 120 und 140 verbunden oder überbrückt, um
eine starre kastenähnliche
Konstruktion zu erzeugen. Eine Möglichkeit
zur Erzeugung einer Verbindung zwischen Endteil und Haut wird auf der
linken Seite von 3 dargestellt,
worin ein plattenähnliches
Teil 126 mit Hilfe von Nieten 127 mit "L"-Profilteil 124 oder "T"-Profilteil 122 verbunden ist,
die wiederum über
Nieten 130 mit den Hautteilen verbunden sind. Diese Anordnung
ist sehr wirksam, jedoch werden viele Nieten verwendet und es kommt
zu dem auf der rechten Seite von 3 gezeigten
Teil des einfacheren monolithischen oder integralen Holms 140 zusätzliches
Gewicht hinzu, die das zusätzliche
Gewicht der Überlappung
der Nietenstelle zwischen Stegplatte 126 und der Teile 124 und 122 vermeidet.
Das Holmteil 140 umfasst einen Stegabschnitt 142 und
einen integralen oberen Flanschabschnitt 144 und unteren
Flanschabschnitt 146. Da die oberen und unteren Tragflächenhäute 116 und 118 in
Richtung auf die Tragflächenspitze
zusammenlaufen ist die vertikale Länge des Stegabschnittes 142 in
der Nähe
des Rumpfes größer und
in der Nähe
der Tragflächenspitze
erheblich kleiner, so wie auch die Höhe des Stegabschnittes 142,
da die Konvergenz gekrümmt
erfolgt, wie in 2 gezeigt
ist, kleiner werden kann, wenn man in nichtlinearer Weise zur Tragflächenspitze
weiter geht. Der Steg 142 oder ein oder beide Flanschabschnitte 144 oder 146 können dickere
Abschnitte einschließen
oder Vorsprünge
zur Anbringung von Befestigungsmitteln, wie beispielsweise Hilfskonstruktionen,
Hydraulikteilen oder verschiedenen anderen Befestigungsmitteln.
Das einstückige
Holmteil 140 kann aus einem größeren Metallprofil 141 (in
Phantomzeichnung in 3 gezeigt)
spanabhebend verarbeitet oder auf eine andere Weise gefertigt oder
geformt werden (spanabhebend Verarbeitung wird gegenwärtig angewendet
und ist zur Zeit bevorzugt), wobei dieses Metall 141 ein
Walzblech sein kann, das dick genug ist, um die oberen und unteren
Flanschabschnitte 144 und 146 zu schaffen. Das
bedeutet, die Abmessung 143 entspricht der kurzen Querrichtung
(quer zur Dicke) des Walzblechs. Die Dicke kann im typischen Fall
im Bereich von etwa 76 bis 203 mm (3 inch bis 8 inch) oder möglicherweise
darüber
liegen und liegt im typischen Fall im Bereich von 89 oder 102 bis
152 mm (31/2 oder 4 inch bis 6 inch). Bei einem einstückigen Holm 140 schließen die
Eigenschaften, auf die es ankommt, Festigkeit ein, und zwar sowohl
auf Druck für
die Region der oberen Tragflächenhaut
(im Flug), wie beispielsweise der obere Flanschabschnitt 144,
als auch auf Zug für
die Region der unteren Tragflächenhaut
(im Flug), wie beispielsweise der untere Flanschabschnitt 146,
zusammen mit der Zähigkeit
und der Korrosionsbeständigkeit,
z. B. der Spannungrisskorrosionsbeständigkeit. Bei einige Aluminiumlegierungen
kann die Zähigkeit
in dickeren Abschnitten (oder des Metalls, das aus einem dicken
Ausgangsmaterial spanabhebend verarbeitet wird) kleiner sein als
in Metall, das aus dünnerem
Ausgangsmaterial gewalzt oder spanabhebend verarbeitet wurde, wobei bei
einem einstückigen
Tragflächenholm
angestrebt wird, dass eine gute Zähigkeit in relativ dünnen Sektionen erzielt
wird, wie beispielsweise Steg- und Flanschabschnitten 142 und 144 sowie 146,
die spanabhebend aus dickem Ausgangsmaterial 141 verarbeitet
werden. Die Flanschabschnitte des einstückigen Holmes werden mit den
beabstandeten oberen und unteren Tragflächenhäuten vernietet oder verbunden,
wobei die Überbrückungen oder
Verbindungen des Holms über
die Distanz der Häute
beabstandet sind. Damit wird die kastenähnliche Konstruktion abgeschlossen,
die die Tragflächenhäute und
Holmteile aufweist, um eine kastenähnliche Trägerkonstruktion für die Tragfläche zu schaffen.
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Nach der vorliegenden Erfindung kann
die obere Tragflächenhaut
aus den früher
für diese
Aufgabe beschriebenen Legierungen oder aus anderen Legierungen erzeugt
werden. Vorzugsweise wird die obere Tragflächenhaut des beanspruchten
Flugzeuges aus der Legierung 7055 gefertigt und besteht aus 7,6
bis 8,4% Zink, 1,8 bis 2,2% Magnesium, 2,1 bis 2,6% Kupfer und mindestens
einem Element, das in einer Menge von nicht mehr als 0,5% vorliegt
wobei das Element ausgewählt
ist aus Zr, V und HF, und als Rest im Wesentlichen Aluminium und
zufällige
Elemente und Verunreinigungen.
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Bevorzugte Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen gegeben.
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Weiterhin wird das vereinigte prozentuale
Gesamtvolumen von unlöslichen
und löslichen
Bestandteilen vorzugsweise relativ gering gehalten, z.B. mit nicht
mehr als 1,5 Vol.% und bevorzugt nicht mehr als 1 Vol.%. Die Anwendung
relativ hoher Temperaturen des Vorwärmens oder der Homogenisierung
und Lösungsglühbehandlung
kann angesichts des Legierungsgehalt in dieser Hinsicht hilfreich
sein, obgleich zur Vermeidung eines teilweisen Schmelzens hohe Temperaturen
zur Vorsicht raten lassen. Derartige Vorsichtsmaßnahmen können sorgfältiges Aufheizen einschließlich langsames
schrittweises Heizen oder beides einbeziehen.
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Die erfindungsgemäße Legierung wird vorzugsweise
zu einem Produkt geeigneterweise aus einem Block kommenden Produkt
und geeigneterweise einem zum Warmwalzen weiterverarbeitet. Beispielsweise lassen
sich große
Blöcke
aus der vorgenannten Zusammensetzung halbkontinuierlich gießen und
anschließend
schälen
oder spanabhebend verarbeiten, um die Oberflächenfehler zu entfernen, wie
es notwendig ist oder verlangt wird, um eine gute Walzoberfläche zu schaffen.
Ebenfalls ist es möglich,
einen Block mit einer solchen Qualitätsoberfläche zu gießen, dass ein Schälen oder
spanabhebendes Verarbeiten nicht erforderlich ist, wobei es jedoch
in vielen Fällen
zu bevorzugen und empfehlenswert ist, den Block zum Warmwalzen zu schälen. Der
Block kann sodann zum Homogenisieren und Lösungsglühen seiner Innenstruktur vorgewärmt werden,
wobei eine geeignete Vorwärmbehandlung
darin besteht, bei diesem Typ der Zusammensetzung bis zu einer relativ
hohen Temperatur von beispielsweise 482°C (900°F) zu erhitzen. Dabei wird bevorzugt
bis zu einem ersten niedrigeren Temperaturniveau vorerhitzt, wie
beispielsweise ein Erhitzen oberhalb von 427°C (800°F) z.B. 438°C (820°F) oder oberhalb, von 454°C (850°F) oder oberhalb
vorzugsweise von 460°C
(860°F) oder
mehr bevorzugt z.B. etwa 466°C
(870°F)
oder darüber,
und der Block bei dieser Temperatur oder Temperaturen für eine deutliche
Zeit gehalten, z.B. 3 oder 4 h. Danach wird der Block für den Rest
des Weges bis zu einer Temperatur von etwa 477°C oder 482°C (890°F oder 900°F) oder möglicherweise darüber für eine weitere
Haltezeit von wenigen Stunden erhitzt. Vorzugsweise wird das Homogenisieren
bei kumulativen Haltezeiten in der Nähe von 4 bis 20 h oder mehr
ausgeführt,
wobei sich die Homogenisierungstemperaturen hier auf Temperaturen
oberhalb von 438°C
(820°F)
beziehen. Das bedeutet, die kumulative Haltezeit bei Temperaturen oberhalb
von 438°C
(820°F)
sollte mindestens 4 h und vorzugsweise z. B. 8 bis 20 oder 24 h
betragen.
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Der Block wird sodann warmgewalzt,
wobei es wünschenswert
ist, eine nichtrekristallisierte Kornstruktur in dem gewalzten Blechprodukt
zu erreichen. Damit kann der Block beim Warmwalzen den Ofen bei
einer Temperatur wesentlich oberhalb von 454°C (850°F), z.B. etwa 466°C oder 468°C (870°F oder 875°F) oder möglicherweise
darüber
verlassen, wonach der Verfahrensschritt des Walzens bei Temperaturen
oberhalb von 413°C
(775°F)
oder besser noch oberhalb von 427°C
(800°F),
z. B. etwa 432°C
oder 441°C
(810°F oder
825°F) ausgeführt wird.
Dieses erhöht
die Wahrscheinlichkeit des Vermeidens einer Rekristallisation und
ist außerdem in
einigen Fällen
bevorzugt, um das Walzen ohne einen Verfahrensschritt des Vorheizens
unter Nutzung der Leistung des Walzwerks und der Wärmeumwandlung
während
des Walzens auszuführen,
um die Walztemperatur oberhalb des gewünschten Minimums von beispielsweise
399°C (750°F) oder so
zu halten. Das Warmwalzen wird normalerweise in einem Umkehrwarmwalzwerk
ausgeführt,
bis die gewünschte
Dicke des Blechs erzielt ist. Die gewünschten Dicken für das warmgewalzte
Blech für
das Metall der unteren Tragflächenhaut liegen
in der Regel innerhalb von etwa 8,9 oder 10,2 oder 11,4 oder 12,7
bis etwa 48,3 oder 50,8 oder 55,9 mm (0,35 oder 0,4 oder 0,45 oder
0,5 bis etwa 1,9 oder 2 oder 2,2 inch) und vorzugsweise innerhalb
von etwa 22,9 oder 25,4 bis etwa 50,8 oder 53,3 mm (0,9 oder 1 bis
etwa 2 oder 2,1 inch). Das Blech, das zur spanabhebenden Verarbeitung
zu einstückigen
Holmen vorgesehen ist, wie beispielsweise 140, kann im Bereich von etwa
25,4 oder 50,8 mm bis etwa 203 oder 229 mm liegen (1 oder 2 inch
bis etwa 8 oder 9 inch) oder möglicherweise
darüber.
Dieses Blech kann im typischen Fall eine Dicke von etwa 50,8 bis
101,6 mm (2 bis 4 inch) bei einem relativ kleineren Flugzeug haben ähnlich der
Größe einer
Boeing 737 und bis zu einem dickeren Blech von 101,6 oder 127 bis
203 mm (4 oder 5 inch bis 8 inch) oder so. Zusätzlich zu den bevorzugten Ausführungsformen
der Erfindung, die für
die untere Tragflächenhaut
und einstückige
Holme gelten, können
bei anderen Anwendungen Schmie destücke und Stranggussstücke einbezogen
werden. Bei der Erzeugung von Strangguss wird die Legierung innerhalb
von etwa 316° bis
399°C (600° bis 750°F) z.B. bei
etwa 371°C
(700°F) extrudiert
und vorzugsweise eine Querschnittsverringerung (Strangpressverhältnis) von
etwa 10 : 1 einbezogen. Das Schmieden kann für Teile zur Anwendung gelangen,
wie beipielsweise Räder.
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Das warmgewalzte Blech oder anderes
Knetprodukt wird einer Lösungsglühbehandlung
(SHT, "Solution
heat treatement")
unterzogen, indem es bis zu einer oder mehreren Temperaturen innerhalb
von etwa 449° oder
454°C bis
etwa 471° oder
482°C (840° oder 850°F bis etwa
880° oder
900°F) erhitzt
wird, um wesentliche Teile und vorzugsweise alles oder weitgehend
alles an löslichem
Zink, Magnesium und Kupfer in Lösung
zu bringen, wobei wiederum als selbstverständlich gilt, dass bei physikalischen
Prozessen, die nicht immer perfekt ablaufen, sich wahrscheinlich
der jeweilige letzte Rest dieser Hauptlegierungsbestandteile während der SHT-Behandlung
(Lösungsglühen) nicht
unbedingt vollständig
auflösen
wird. Nach dem Erhitzen auf die erhöhte Temperatur, wie gerade
beschrieben wurde, sollte das Produkt rasch gekühlt oder abgeschreckt werden, um
die Prozedur der Lösungsglühbehandlung
zu beenden. Ein solches Kühlen
wird im typischen Fall bevorzugt entweder dadurch erzielt, dass
es in einen geeignet bemessenen Behälter mit kaltem Wasser getaucht wird
oder mit Wasser abgestrahlt wird, obgleich das Luftkühlen als
ergänzende
oder ersetzende Kühlmaßnahme bei
einigen Kühlvorgängen angewendet
werden könnte.
Nach dem Abschrecken kann bei bestimmten Produkten ein Kaltverformen
erforderlich sein, wie beispielsweise durch Recken, um so die inneren
Spannungen freizusetzen oder das Produkt zu richten und möglicherweise
in einigen Fällen
das Blecherzeugnis so weiter zu verfestigen. Beispielsweise kann
das Blech um 1 oder 1,5 oder möglicherweise
2% oder 3% oder mehr gestreckt oder andernfalls in der Regel um
einen äquivalenten
Betrag kaltverformt werden. Man nimmt an, dass sich ein lösungsglühbehandeltes
(und abgeschrecktes) Produkt mit oder ohne Kaltverformung dann in
einem ausscheidungshärtbaren
Zustand befindet oder für
eine Warmaushärtung
nach bevorzugten Methoden des Warmaushärtens geeignet ist, wie sie
hierin beschrieben sind, oder für
andere Methoden des Warmaushärtens geeignet
sind. Sofern nicht anders angegeben, soll in den hierin verwendeten
Begriff "lösungsglühbehandelt" das Abschrecken
mit einbezogen sein.
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Nach dem raschen Abschrecken und
erforderlichenfalls dem Kaltverformen wird das Blechprodukt einer
Warmaushärtung
unterzogen, indem es bis zu einer geeigneten Temperatur erhitzt
wird, um Festigkeit und andere Eigenschaften zu verbessern. In einer
der bevorzugten Warmalterungsbehandlungen wird das ausscheidungshärtbare Produkt
der Blechlegierung zwei Alterungs- Hauptschritten, Phasen oder Behandlungen unterworfen,
obgleich es zwischen dem jeweiligen Schritt oder der jeweiligen
Phase eine klare Abgrenzung gibt. Es ist allgemein bekannt, dass
Rampenglühen
aufwärts
und/oder abwärts
von einer vorgegebenen oder Target-Behandlungstemperatur von sich
aus Ausscheidungs (Alterungs)-Effekte erzeugen kann, die berücksichtigt
werden können
und oftmals müssen,
indem diese Rampenglühbedingungen
und ihre Effekte des Ausscheidungshärtens in die Gesamtalterungsbehandlung
einbezogen werden. Eine solche Einbeziehung wurde detaillierter
in der US-P-3 645 804 an Ponchel beschrieben. Mit dem Rampenglühen und
seiner entsprechenden Einbeziehung können 2 oder 3 Phasen der Wärmebehandlung
des Blechproduktes entsprechend der Alterungspraxis in einem einzigen,
programmierbaren Ofen ausgeführt
werden. Nachfolgend werden jedoch zum Zwecke der Einfachheit jede
Stufe (Schritt oder Phase) eingehender als ein getrennter Verfahrensschritt
beschrieben. Es wird angenommen, dass die erste Stufe (untere Temperatur)
zum Ausscheidungshärten
des Legierungsproduktes dient und bei der zweiten Stufe (höhere Temperatur)
eine oder mehrere erhöhte
Temperaturen zum Erhöhen
der Korrosionsbeständigkeit
angewendet werden, wie beispielsweise Schichtkorrosionsbeständigkeit
oder der Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit, und die Legierung
noch weiter verfestigen kann. In einer zweiten bevorzugten Behandlung
des Warmaushärtens
kann eine 3-phasige oder 3-stufige Behandlung zum Einsatz gelangen,
worin nach der zweiten Behandlung bei höherer Temperatur eine dritte
Behandlung bei einer oder mehreren Temperaturen unterhalb der höheren Temperaturen,
die in der zweiten Behandlung angewendet werden, zum Einsatz gelangt
und wobei diese Stufe die Festigkeit oder anderen Eigenschaften
des Produkts noch weiter erhöhen
kann. Bei Anwendung einer 3-phasigen Warmaushärtung wird die Zeit für die zweite
(höhere)
Temperaturphase bevorzugt so geregelt, um eine weitere Verfestigung
oder einen weiteren Nutzen während
der dritten Behandlungsphase oder geringeren Temperaturbehandlungsphase
zu ermöglichen.
Die 3-stufigen oder 3-phasigen Temperaturbehandlungen wurden detaillierter
in den vorgenannten US-P-4 863 528, 4 832 758, 4 477 292 und 5 108
520 beschrieben. In einer noch anderen Warmaushärtungsbehandlung könnte eine
einzige Hauptstufe der Warmaushärtung
angewendet werden, wie beispielsweise ein Erhitzen innerhalb von
etwa 132° oder
138°C bis
etwa 149° oder
154°C (etwa
270° oder
280°F bis
etwa 300° oder
310°F).
-
In einigen Fällen können 2 oder 3 Warmaushärtungsphasen
bevorzugt sein. Einige der anwendbaren Warmaushärtungsbehandlungen für die Praxis
der Erfindung schließen
die folgenden ein:
121°C
(250°F)
für 4 h
+ 163°C
(325°F)
für 4 h;
121°C (250°F) für 24 h +
163°C (325°F) für 10 h;
135°C (275°F) für 3 h +
168°C (335°F) für 16 h.
-
Im Allgemeinen würde eine 2-stufige Warmaushärtungsbehandlung
eine erste Stufe bei Temperaturen von etwa 79° bis 149°C (175° bis 300°F) oder weniger einbeziehen,
bevorzugt etwa 107° bis
135°C oder
138°C (225° bis 275°F oder 280°F). Und zwar
für einen
Zeitbetrag, der in der Regel umgekehrt proportional zur Temperatur
ist und im Bereich von etwa 1 oder 2 h bei 149°C (300°F) und 30 oder mehr Stunden
bei Temperaturen von etwa 93°C
(200°F)
oder weniger liegt. Eine bevorzugte Behandlung erfolgt bei etwa
107° bis
110°C bis etwa
127° oder
132°C (225° oder 230°F bis etwa
260° oder
270°F) oder
möglicherweise
135°C (275°F) für etwa 30
bis 3 oder 4 h. Eine leichte Behandlung bei dieser Bedingung ist
eine solche bei 121°C
(250°F)
für 4 bis
30 h und vorzugsweise 8 bis 24 h. Bei der zweiten Behandlung bei
höherer
Temperatur kann die Temperatur im Bereich von etwa 149°C (300°F) oder wenig
darüber
bis etwa 177°C
(350°F)
liegen oder vielleicht etwas höher
bis etwa 182° oder
188°C (360° oder 370°F) oder sogar
bei noch höheren
Temperaturen von etwa 204°C (400°F), obgleich
Temperaturen im Bereich von etwa 160° bis etwa 177°C (320° bis etwa
350°F) vom
Standpunkt der Regelung des Prozesses bevorzugt sind mit Temperaturen
im Bereich von etwa 160° oder
163°C bis etwa
168° oder
177°C (320° oder 325°F bis etwa
335° oder
350°F),
die mehr bevorzugt sind.
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Das Alterungshärten . verspricht geringere
Fertigungskosten, während
es die Erzeugung komplexerer Tragflächenkonturen zulässt. Während der
Alterungshärtung
ist das Teil in einer Pressform bei einer erhöhten Temperatur in der Regel
zwischen etwa 121° und
etwa 204°C
(250°F und
etwa 400°F)
für mehrere
Stunden bis zu einigen 10 Stunden eingespannt und die angestrebten
Konturen werden durch Spannungsrelaxation erreicht. Insbesondere
bei einer Warmaushärtungsbehandlung
bei höherer
Temperatur, wie beispielsweise bei einer Behandlung oberhalb von
160°C (320°F) kann das
Metall zu einer gewünschten
Form geformt oder umgeformt werden. Im Allgemeinen sind die Umformungen,
die in Frage kommen, relativ einfach, wie beispielsweise eine sehr
sanfte Krümmung
quer zur Breite eines Blechteils einbezogen ist (z.B. Teile 18 oder
16 in 1 für eine Tragflächenhaut)
zusammen mit einer sanften Krümmung
entlang der Länge
eines Bleches, wie beispielsweise mit "18" allgemein
in einer etwas übertriebenen
Form in 2 veranschaulicht
ist, das eine Krümmung
entlang der Länge
der oberen und der unteren Tragflächenoberflächen darstellt. Es kann wünschenswert
sein, die Erzeugung dieser Bedingungen für die sanfte Krümmung während der
Warmaushärtungsbehandlung
zu erzielen und speziell während
der Warmaushärtungsbehandlung
bei der höheren
Temperatur. In der Regel wird das Blechmaterial auf innerhalb von
etwa 149° bis
204°C (300° bis 400°F) z.B. etwa 166°C (330°F) erhitzt
und kann typischerweise über
eine konvexe Form gelegt werden und durch Verklammern oder Lastauftrag
an den gegenüberliegenden
Blechkanten belastet werden. Das Blech nimmt mehr oder weniger die
Kontur der Form über
eine relativ kurze Zeitdauer an, springt beim Kühlen jedoch zurück, wenn
die Kraft oder Last entfernt wird. Die erwartete Rückfederung
wird durch Bemessung der Krümmung
oder Kontur der Form kompensiert, die im Bezug auf die gewünschte Formgebung
des Blechs etwas übertrieben
wird, um die Rückfederung
zu kompensieren. Ein Schritt oder eine Prozedur der Warmaushärtungsbehandlung,
wie beispielsweise eine Alterung bei geringer Temperatur von etwa
121°C (250°F) kann nach
Erfordernis nach einer Alterungshärtung folgen, oder die Alterungshärtung kann
bei einer Temperatur wie beispielsweise 121°C (250°F) nach der Alterung bei einer
höheren
Temperatur von beispielsweise 166°C
(330°F)
ausgeführt
werden. Das Blechteil kann entweder vor oder nach dieser Warmaushärtungsbehandlung
spanabhebend bearbeitet werden, beispielsweise derart, dass das
Blech unter Querschnittverringerung des Bleches verarbeitet wird,
so dass der Abschnitt, der dem Rumpf näher sein soll, dicker ist,
und der Abschnitt, der der Tragflächenspitze am nächsten ist,
dünner
ist. Nach Erfordernis können
entweder vor oder nach dieser Warmaushärtungsbehandlung zusätzliche
Verfahrensschritte der Verarbeitung oder andere Formgebungen ausgeführt werden.
Das Großraumflugzeug
kann ein relativ dickeres Blech erfordern und ein höheres Maß der Formgebung,
als früher großtechnisch
zur Anwendung gelangte.
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Das Material der unteren Tragflächenabdeckung
war in den letzten Generationen moderner kommerzieller Jetliner
im Allgemeinen die 2 × 24-Legierungsfamilie
in den Kaltaushärtungsgraden
wie beispielsweise T351 oder T39 gewesen. Eines der gegenwärtig zum
Einsatz gelangenden Produkte ist 2324-T39. Bei der Verwendung dieser
Legierungen ist notwendig, die thermische Exponierung während der
Warmaushärtung
auf ein Minimum herabzusetzen, um die angestrebten Materialeigenschaften
der Kaltaushärtungsgrade
zu erhalten. Die erfindungsgemäße Legierung
befindet sich bevorzugt in den Härtegraden
der Warmaushärtung,
wie beispielsweise den Härtungsgraden
vom T6-Typ oder bevorzugt den Härtungsgraden
vom T7-Typ, wie beispielsweise T7651 oder T7751. Als solches kann
die Behandlung des Warmaushärtens
gleichzeitig während
des Alterungshärtens
erreicht werden, ohne irgendeinen Abbau ihrer angestrebten Eigenschaften
zu bewirken.
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Die Fähigkeit der erfindungsgemäßen Legierung,
die angestrebten Konturen während
der Alterungshärtung
zu erreichen, ist darüber
hinaus entweder gleich oder besser als bei den gegenwärtig verwendeten
2 × 24-Legierungen.
Dieses wird anhand der Ergebnisse eines Vergleichstests des Ansprechens
auf Alterungshärten
veranschaulicht, die in 4 dargestellt
sind das eine Kurve des Teilradius in Abhängigkeit vom Werkzeugradius
zeigt.
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Wenn das Teil, das einer Alterungshärtung unterzogen
wurde, exakt mit der Kontur der Form nach dem Zyklus des Alterungshärtens übereinstimmt,
d.h. wenn es keine "Rückfederung" gibt, so würde der
Teilradius gleich dem Werkzeugradius sein. Diese Bedingung ist in 4 mit der durchgezogenen
Linie in der graphischen Darstellung veranschaulicht, die als "ideale Umformung" bezeichnet ist.
In der Praxis wird es normalerweise einen begrenzten Betrag der
Rückfederung
geben. Die gestrichelte Linie mit den ausgefüllten Dreiecken stellt das
Ansprechen auf die Alterungshärtung
der 2324-T39-Legierung dar und zeigt den Einfluss der Rückfederung.
Das Blech 2324-T39 wird kommerziell für untere Tragflächenhäute verwendet
und ist als eine gute Vergleichsbasis anerkannt. Die 2324-T39-Legierung
wurde unter einer vorgegebenen Reihe von Bedingungen getestet, um
die Einflüsse
der Wärmeexponierung
auf ihre abschließenden
Materialeigenschaften so zu minimieren, dass die angestrebte Charakteristik
des T39-Härtegrades
für diese
Legierung bewahrt bleibt, was jedoch von sich aus die Alterungshärtung nachteilig
beeinflusst. Die erfindungsgemäße Legierung,
die während der
Warmaushärtungsbehandlungen
zur Erzeugung der Härtungsgrade
vom T7-Typ einer Alterungshärtung unterzogen
wurde, ist in den offenen Kreisen dargestellt. Sie zeigt eine gleiche
oder geringere Rückfederung und
damit eine bessere Alterungshärtbarkeit
als 2324-T39 für
die begrenzten bewerteten Bedingungen und ist in der Lage, die angestrebten
Materialeigenschaften zu erreichen.
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Die Einhaltung der vorstehend identifizierten
Beschränkungen
und einschließlich
der Zusammensetzung und der korrekten Verarbeitung verbesserte die
Produktion von Blechmaterial, das über eine hohe Fließgrenze
zusammen mit sehr guten Werten der Raumtemperatur (RT)- und Kalttemperaturen
(CT)-Bruchzähigkeit
verfügt
sowie über
eine sehr gute Korrosionsbeständigkeit.
Die Festigkeit des nach der vorliegenden Erfindung erzeugten Blechs
ist besonders nützlich
bei unteren Tragflächenhäuten. Die
Bruch- oder Zugfestigkeit in Längsrichtung
für Folie
und dünnes
Blech (mit einer Dicke von nicht mehr als etwa 64 mm (2,5 inch))
liegt im typischen Fall bei etwa 552 bis 579 MPa (80 bis 84 ksi)
oder darüber,
wobei das Minimum für
die Bruch- oder Zugfestigkeit in Längsrichtung bei etwa 570, bevorzugt
538 öder
mehr bevorzugt 565 MPa (74, bevorzugt 78 oder mehr bevorzugt 82
ksi) in stärkeren
Härtegraden
angegeben werden kann. Die typische Biege-Bruchfestigkeit in Längsrichtung
liegt bei 545 bis etwa 572 MPa (79 bis 83 ksi) oder darüber, wobei
ein Minimum der Biege-Bruchfestigkeit
oder -Zugfestigkeit in Längsrichtung
bei etwa 503 oder 531 oder darüber
oder mehr bevorzugt bei 552 oder 559 MPa liegen kann (73 oder 77
oder darüber
oder mehr bevorzugt bei 80 oder 81 ksi). Die Fließgrenze
unter Zug in Längsrichtung
beträgt
im typischen Fall etwa 503 oder 510 bis 538 oder 552 MPa (73 oder
74 bis 78 oder 80 ksi), wobei ein Minimum der Werte der Fließgrenze
unter Zug in Längsrichtung
etwa 455 oder 462 oder 490 MPa (66 oder 67 oder 71 ksi) oder mehr
bevorzugt 517 MPa (75 ksi) betragen kann. Die Biege-Fließgrenze
unter Zug in Längsrichtung
beträgt
im typischen Fall etwa 503 oder 517 MPa (73 oder 75 ksi), wobei
die Mindestwerte der Biege-Fließgrenze
unter Zug in Längsrichtung
bei etwa 448 oder 455 oder 483 MPa liegen können (65 oder 66 oder 70 ksi)
mehr bevorzugt 503 oder 510 MPa (73 oder 74 ksi) bei stärkeren Härtungsgraden.
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Die unterschiedlichen Härtungsgrade
resultieren aus unterschiedlichen Warmaushärtungsbehandlungen und vermitteln
unterschiedliche Werte der Festigkeit oder andere Leistungsmerkmale
und speziell Eigenschaften im Zusammenhang mit der Korrosion, einschließlich Spannungsrisskorrosion.
Material mit T6-Härtegrad
das bei oder in der Nähe
der sogenannten Höchstfestigkeit
einer Legierung gealtert wurde, zeigt eine hohe Festigkeit, kann
jedoch auch Korrosionsbeständigkeit
zeigen, einschließlich
Werte der Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit, die kleiner sind
als einige andere Härtegrade.
Der T76-Härtegrad
wird oftmals durch Warmaushärten über einen
T6-Wert hinaus erzeugt (relativ leichtes Überhärten), um einen Festigkeitswert
zu liefern, der wenn auch kleiner als T6 ist, in etwa mit diesem
vergleichbar ist, wobei das T76-Material eine etwas bessere Korrosionsbeständigkeit
hat als Härtegrade
vom T6-Typ. Der T77-Härtegrad
kann durch 3-stufige oder 3-phasige Behandlungen erzeugt werden,
wie sie bereits beschrieben wurden und hat einen Festigkeitswert
gleich oder besser als der T76-Härtegrad.
Der T74-Härtegrad
ist warmausgehärtet
besser als T76 oder T77 und hat einen geringeren Festigkeitswert,
hat jedoch eine erhöhte
Beständigkeit
gegenüber
Spannungsrisskorrosion. Wenn man somit über ein Minimum der Festigkeitswerte
spricht, kommt es darauf an, nicht zu vergessen, dass der Härtegrad
die Festigkeit eines speziellen Produkts insofern beeinflusst, dass überalterte Härtegrade
im typischen Fall eine geringere Festigkeit haben als bei maximaler
Festigkeit gealterte Härtegrade,
jedoch über
die Neigung verfügen,
den Festigkeitsverlust dadurch zu kompensieren, dass sie eine bessere Korrosionsbeständigkeit
haben. In der Regel wird ein T76-Material gegenüber einem Material mit T6-Härtegrad
eine Abnahme von etwa 5% der Festigkeit zeigen, während ein
T74- oder T73-Material eine Abnahme von etwa 7% bzw. 10% gegenüber der
T6- oder maximalen Festigkeitsbedingung zeigt. Dieses ist lediglich eine
allgemeine Richtlinie und soll nicht notwendigerweise präzise oder
definitiv sein. Ein anderer Aspekt, der die Festigkeit beeinflusst,
ist die Dicke des Materials insofern, dass ein im Allgemeinen dickeres
Material eine Abnahme der Festigkeit und Zähigkeit im Vergleich zu einem
dünneren
Material erfährt.
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Beispielsweise kann ein Vergleich
eines Blechs von etwa 30,5 mm (1,2 inch) mit einem Blech von etwa 127
mm (5 inch) eine Verringerung der Fließgrenze von 28 MPa (4 ksi)
für das
Blech mit 127 mm (5 inch) zeigen und eine gewisse Verringerung der
Zähigkeit
von beispielsweise etwa 5,5 MPa √m (5 ksi √inch).
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Wenn man sich auf ein Minimum bezieht
(wie beispielsweise auf das der Festigkeit oder Zähigkeit) kann
dieses auf einen Wert erfolgen, bei dem Vorgaben zum Erwerben oder
Festlegen von Materialien geschrieben werden können, oder auf einen Wert,
dem ein Material garantiert werden kann, oder auf einen Wert, auf
den sich ein Flugwerkbauer (vorbehaltlich eines Sicherheitsfaktors)
bei der Konstruktion beziehen kann. In einigen Fällen kann er eine statistische
Grundlage haben, mit der 99% des Produkts übereinstimmt oder zu erwarten
ist, dass mit 95% statistischem Vertrauen unter Anwendung statistischer
Standardmethoden Übereinstimmung
besteht.
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Die Bruchzähigkeit ist für Flugwerkkunstrukte
eine wichtige Eigenschaft und insbesondere dann, wenn eine gute
Zähigkeit
mit einer guten Festigkeit kombiniert werden kann. In einem Wege
des Vergleichs kann die Zugfestigkeit oder Fähigkeit eines Konstruktionsteils,
unter einer Zugbelastung Last aufzunehmen, ohne zu brechen, festgelegt
werden als die Last, dividiert durch die Fläche des kleinsten Querschnittes
der Komponente senkrecht zu der Zuglast (Nettospannung im Querschnitt).
Bei einer einfachen Konstruktion mit geraden Seiten lässt sich
die Querschnittfestigkeit mühelos
im Bezug zur Bruch- oder Zugfestigkeit einer glatten Zugprobe bringen.
Dieses ist die Art, wie, eine Zugspannungsprüfung erfolgt. Bei einer Konstruktion
jedoch, die einen Riss oder einen Rissähnlichen Fehler enthält, hängt die
Festigkeit eines Konstruktionsteils von der Risslänge ab,
von der Geometrie des Konstruktionsteils und einer Eigenschaft des
Materials, die als die Bruchzähigkeit bekannt
ist. Die Bruchzähigkeit
lässt sich
als der Widerstand eines Materials gegenüber einer schädlichen
oder sogar katastrophalen Ausbreitung eines Risses unter Last vorstellen.
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Bruchzähigkeit lässt sich auf verschiedene Weise
messen. Eine Möglichkeit
besteht darin, eine Zugprobe, die einen Riss enthält, unter
Zug zu belasten. Die zum Bruch der Testprobe erforderliche Last,
dividiert durch ihren Nettoquerschnitt (die Querschnittfläche minus
die Fläche,
die den Riss enthält)
ist als die Restspannung in MPa-Einheiten (ksi-Einheiten) (eintausend "pound force per square
inch"). Wenn die
Festigkeit des Materials sowie die Geometrie der Probe konstant
sind ist die Eigenfestigkeit ein Maß für die Bruchzähigkeit
des Materials. Da sie in diesem Maße von der Festigkeit und der
Probengeometrie abhängig
ist, wird die Eigenfestigkeit normalerweise als ein Maß für die Bruchzähigkeit
verwendet, wenn andere Methoden aufgrund einiger Randbedingungen
wie Größe oder
Form des verfügbaren
Materials nicht so nützlich
sind, wie es gewünscht
wird.
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Wenn die Geometrie eines Konstruktionsteils
so beschaffen ist, dass sie sich bei Aufbringung einer Zugbelastung
(ebene Verformung) durch die Dicke hindurch plastisch nicht verformt,
so wird die Bruchzähigkeit
oftmals als Bruchzähigkeit
bei ebener Verformung, KIc, gemessen. Dieses
gilt normalerweise für
relativ dicke Produkte oder Querschnitte z.B. von 15 oder vorzugsweise
20 oder 25 mm (0,6 oder vorzugsweise 0,8 oder 1 inch) oder darüber. Der
Standard ASTM hat eine Standardprüfung unter Verwendung einer
Vorbruch-Dauerkompaktzugprobe aufgestellt. Um KIc zu
messen, der die Einheiten MPa √m
(ksi √in)
hat. Dieser Test wird normalerweise angewendet, um Bruchzähigkeit
zu messen, wenn das Material dick ist, da angenommen wird, dass
es von der Probengeometrie so lange unabhängig ist, wie entsprechende
Standards in Bezug auf Breite, Risslänge und Dicke eingehalten werden.
Das Symbol K, das für
KIc verwendet wird, wird bezeichnet als
der "Spannungsintensitätsfaktor".
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Konstruktionsteile, die sich durch
ebene Verformung verformen, sind, wie vorstehend ausgeführt wurde,
relativ dick. Dünnere
Konstruktionsteile (mit einer Dicke von weniger als 20 bis 25 mm
(0,8 bis 1 inch) verformen sich normalerweise unter ebener Spannung üblicher
unter einer gemischten Form dieses Zustands. Die Messung der Bruchzähigkeit
unter dieser Bedingung kann Variablen einführen da die Zahl, die sich
aus der Prüfung
ergibt, im gewissen Maß von
der Geometrie der Testprobe abhängt.
Eine der Prüfmethoden
besteht darin, eine kontinuierlich wachsende Last auf eine Prüfprobe aufzubringen,
die einen Riss enthält.
Auf diese Weise kann eine graphische Darstellung der Spannungsintensität in Abhängigkeit
von der Rissausbreitung erhalten werden, die bekannt ist als eine
R-Kurve (Rissbeständigkeitskurve).
Die Last, die bei einem bestimmten Betrag der Rissausdehnung auf
einer Sekantenverschiebung in der Last/Rissausbreitungskurve von 25%
beruht und die wirksame Risslänge
bei dieser Last wurden verwendet, um ein Maß für die Bruchzähigkeit zu
berechnen, das als KR25 bekannt ist. Bei
einer Sekante von 20% ist diese als KR20 bekannt.
Er hat ebenfalls die Einheit ksi √in. Der Standard ASTM E561
(auf dem hierin in seiner ganzen Ausführung Bezug genommen wird)
betrifft die Ermittlung der R-Kurve und ist als solcher auf dem
Gebiet allgemein anerkannt.
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Wenn die Geometrie des Legierungsproduktes
oder des Konstruktionsteils so beschaffen ist, dass eine plastische
Verformung durch dessen Dicke hindurch möglich ist, wenn eine Zuglast
aufgebracht wird, wird die Bruchzähigkeit oftmals als eine Bruchzähigkeit
im ebenen Spannungszustand gemessen, die aus einem Zugversuch mit
Mittelriss ermittelt werden kann. Bei der Bruchzähigkeitsmessung wird die Maximallast
verwendet, die an einer relativ dünnen, breit vorgerissenen Probe
erzeugt wird. Wenn die Risslänge
bei der Maximallast verwendet wird, um den Spannungsintensitätsfaktor
bei dieser Last zu berechnen, so wird der Spannungsintensitätsfaktor
als Bruchzähigkeit
im ebenen Spannungszustand Kc bezeichnet.
Wenn der Spannungsintensitätsfaktor
unter Verwendung der Risslänge
berechnet wird, bevor die Last aufgebracht wird, ist das Ergebnis
der Berechnung jedoch als die scheinbare Bruchzähigkeit, Kapp,
des Materials bekannt. Da die Risslänge in der Berechnung von Kc in der Regel länger ist, sind die Werte bei
einem vorgegebenen Material für
Kc in der Regel größer als Kapp.
Die Maße
für die
Bruchzähigkeit
werden beide in Einheiten von ksi √in angegeben. Bei schlagzähen Materialien
nehmen die numerischen Werte, die mit diesen Versuchen erzeugt werden,
in der Regel mit der Breite der Probe oder mit abnehmender Dicke
zu, was auf dem Gebiet bekannt ist. Sofern hierin nicht anders angegeben,
werden die Werte im ebenen Spannungszustand (Kc),
auf die hierin Bezug genommen wird, auf 406 mm (16 inch) breite
Testflächen
bezogen. Für
den Fachmann auf dem Gebiet ist bekannt, dass Testergebnisse von
der Breite des Testbleches abhängen
können,
so dass alle derartigen Versuche unter Bezugnahme auf die Zähigkeit
einbezogen sein sollen. Obgleich im Großen und Ganzen auf einen Versuch mit
einem 406 mm (16 inch) breiten Blech Bezug genommen wird, sollen,
da die Zähigkeit
im Wesentlichen äquivalent
mit einem Mindestwert für
Kc oder Kapp bei
der Charakterisierung der erfindungsgemäßen Produkte ist oder weitgehend
mit diesen übereinstimmt,
die Schwankungen in Kc oder Kapp,
die bei der Anwendung unterschiedlich breiter Platten auftreten,
wie sie der Fachmann auf dem Gebiet erkennen wird, mit einbezogen sein.
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Die Temperatur, bei der die Zähigkeit
gemessen wird, kann signifikant sein. Bei Flügen in großer Höhe ist die auftretende Temperatur
verhältnismäßig gering,
z.B. –53,9°C (–65°F), wobei
bei neueren Projekten für Verkehrsjets
die Zähigkeit
bei –53,9°C (–65°F) ein signifikanter
Faktor ist und angestrebt wird, dass das Material für die untere
Tragfläche
einen Zähigkeitswert
KIc von etwa 50 MPa √m (45 ksi √in) bei –65°F beträgt oder ausgedrückt als
ein Wert für
KR20 von 105 MPa √m (95 ksi √in) und vorzugsweise 110 MPa √m (100
ksi √in) oder
darüber.
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Die Zähigkeit der verbesserten erfindungsgemäßen Produkte
ist sehr hoch und kann in einigen Fällen dem Flugzeugkonstrukteur
erlauben, bei seiner Konzentration auf Haltbarkeit und Schadentoleranz
des Materials auf die Messung der Dauerfestigkeit und Kerbschlagzähigkeit
Nachdruck zu legen. Die Beständigkeit
gegenüber
Rissbildung durch Ermüdung
ist eine sehr wünschenswerte
Eigenschaft. Die Ermüdungsrissbildung, auf
die hier Bezug genommen wird, tritt als Folge wiederholter Belastungs-
und Entlastungszyklen auf oder von Zyklen zwischen einer hohen und
geringen Last, wie beispielsweise dann, wenn sich eine Tragfläche auf
und ab bewegt. Diese Wechselbelastung kann während des Flugs als Folge von
Windstößen oder
plötzlichen
Luftdruckänderungen
auftreten oder auf den Boden, während
sich das Flugzeug im Rollen und Rangieren befindet. Ermüdungsbrüche machen
einen großen
Prozentsatz der Versagensfälle
in Flugzeugteilen aus. Diese Versagensfälle sind deshalb heimtückisch,
weil sie unter normalen Betriebsbedingungen ohne übermäßige Überlastungen
auftreten können
und ohne Vorankündigung.
Die Rissentwicklung wird beschleunigt, da Inhomogenitäten des
Materials als Stellen zur Erzeugung oder Erleichterung von Verbindungen
kleinerer Risse wirken. Änderungen
des Prozesses oder der Zusammensetzung, die die Metallqualität verbessern,
indem die Stärke
oder Zahl schädlicher
Inhomogenitäten
verringert wird, verbessern daher die Ermüdungsbeständigkeit.
-
Spannungsermüdungsversuche (S-N oder S/N)
charakterisieren die Beständigkeit
eines Materials gegenüber
Ermüdungsrisserzeugung
und Ausdehnung eines kleinen Risses, was einen großen Teil
der Brutto-Gtenzlastspielzahl ausmacht. Damit können Verbesserungen in den
S-N-Ermüdungseigenschaften
den Einsatz einer Komponente bei höheren Spannungen während ihrer
Lebensdauer oder ihren Einsatz bei einer gleichen Spannung mit erhöhter Lebensdauer
ermöglichen.
Im ersteren Fall kann dieses durch Vereinfachung von Komponente
oder Konstruktion zu bedeutenden Gewichtseinsparungen durch schlankere
Ausführung oder
Einsparung an Fertigungskosten umgesetzt werden, während dieses
im letzteren Fall zu weniger Inspektionen und niedrigeren Haltungskosten
umgesetzt werden kann. Die Belastungen im Verlaufe der Ermüdung sind
unterhalb der statischen Bruchfestigkeit oder Zugfestigkeit des
Materials, die in einem Zugversuch gemessen werden, und sie liegen
im typischen Fall unterhalb der Fließgrenze des Materials. Der
Anfangsermüdungsversuch
ist ein wichtiger Indikator für
ein verdecktes oder verborgenes Konstruktionsteil, wie ein Tragflächenholm,
der für
eine visuelle oder andere Untersuchung nicht ohne weiteres zugänglich ist,
um auf Risse oder einen Rissbeginn zu kontrollieren. Bei diesem
Typ des S-N-Ermüdungsversuches
bei einem Netto-Spannungskonzentrationsfaktor KF von
2,5 unter Verwendung von Hohlproben mit 2-fach offenem Loch (etwa
229 mm (9 inch) Länge
und 25,4 mm (1 inch) Breite und 3,2 mm (1/8 inch) Dicke mit zwei Öffnungen
mit einem Durchmesser von 4,75 mm (0,187 inch) entlang der axial
verlaufenden Länge)
und mit einem Minimum/Maximum-Spannungsverhältnis R
von 0,1 demonstriert die Erfindung eine ausgeprägte Verbesserung gegenüber 2024-T351,
2324-T39 und 7050-T7451, was in 5 gezeigt
ist, bei dem es sich um einen S-N-Ermüdungsvergleich handelt. 5 zeigt, dass bei einem
vorgegebenen Spannungswert die Erfindung sehr viel mehr Lastspiele
zulässt
und dass bei einer gewünschten
Zahl von Lastspielen die Erfindung eine höhere Beanspruchung zulässt als
andere gezeigte Produkte.
-
Sofern ein Riss oder Riss-ähnlicher
Fehler in einer Konstruktion vorhanden ist, kann eine wiederholte zyklische
oder Ermüdungsdauerbelastung
ein Wachsen des Risses bewirken. Dieses wird als Ermüdungsbruchausbreitung
bezeichnet. Die Ausbreitung eines Risses durch Ermüdung kann
zu einem ausreichend großen
Riss führen,
um sich sprunghaft auszubreiten, wenn die Kombination von Rissgröße und Belastungen ausreichend
ist, um die Bruchzähigkeit
des Materials zu überschreiten.
Das Verhalten hinsichtlich der Beständigkeit eines Materials gegenüber Rissausbreitung
durch Ermüdung
bietet damit wesentliche Vorteile für die Langlebigkeit der Flugzeugkonstruktion.
Je langsamer sich ein Riss ausbreitet, um so besser. Die rasche
Rissausbreitung in einem Flugzeug-Konstruktionsteil kann zu einem
sprunghaften Versagen ohne angemessene Zeit für den Nachweis führen, während eine
langsame Rissausbreitung die Zeit für den Nachweis und die behebende
Maßnahme
oder Reparatur bietet. Damit ist eine geringe Ermüdungsriss-Wachstumsgeschwindigkeit eine
wünschenswerte
Eigenschaft.
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Die Geschwindigkeit, mit der sich
ein Riss in einem Material während
der Wechselbelastung ausbreitet, wird durch die Länge des
Risses beeinflusst. Ein anderer wichtiger Faktor ist die Differenz
zwischen den Maximal- und Mindestbelastungen, zwischen denen die
Konstruktion einer Wechselbelastung unterworfen ist. Eine der Messgrößen, in
die die Einflüsse
von Risslänge
und Differenz zwischen Maximal- und Mindestbelastungen einbezogen
sind, wird als zyklischer Spannungsintensitätsfaktor-Bereich oder ΔK mit den
Einheiten MPa √m
(ksi √in)
bezeichnet ähnlich
dem Spannungsintenstitätsfaktor,
der zur Messung der Bruchzähigkeit verwendet
wird. Der Spannungsintensitätsfakor-Bereich ΔK ist die
Differenz zwischen den Spannungsintensitätsfaktoren bei Maximal- und
Mindestbelastungen. Ein anderes Maß, das die Ausbreitung des
Ermüdungsrisses
beeinflusst, ist das Verhältnis
zwischen den Mindest- und Maximalbelastungen während der Wechselbelastung
und wird als das Spannungsverhältnis
bezeichnet und mit R angegeben, wobei ein Verhältnis von 0,1 bedeutet, dass
die Maximalbelastung 10 Mal so groß ist wie die Mindestlast.
Das Spannungs- oder Belastungsverhältnis kann positiv oder negativ
oder Null sein. Die Prüfung
der Ermüdungsrisswachstumsgeschwindigkeit
erfolgt im typischen Fall nach dem Standard ASTM E647-88 (und andere),
die auf dem Gebiet bekannt sind.
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Die Ermüdungsrissausbreitungsgeschwindigkeit
kann für
ein Material unter Anwendung eines Probekörpers gemessen werden, der
einen Riss enthält.
Eine solche Prüfprobe
oder Probekörper
hat eine Länge von
etwa 305 mm (12 inch) und eine Breite von 102 mm (4 inch) mit einer
Kerbe in seiner Mitte, die in Querrichtung verläuft (quer zur Breite; senkrecht
zur Länge).
Die Kerbe hat eine Breite von etwa 0,813 mm (0,032 inch) und eine
Länge von
etwa 5 mm (0,2 inch) und eine Abfasung von 60° an jedem Ende des Schlitzes.
Der Prüfprobekörper wird
einer Wechselbelastung unterworfen, und der Riss breitet sich am
Ende/an den Enden der Kerbe aus. Sobald der Riss eine vorbestimmte
Länge erreicht,
wird die Risslänge
in regelmäßigen Abständen gemessen.
Die Risswachstumsgeschwindigkeit kann für einen vorgegebenen Zuwachs
der Rissausbreitung berechnet werden, indem die Änderung der Risslänge (bezeichnet
als Δa)
dividiert wird durch die Zahl der Lastspiele (ΔN), womit der Betrag der Rissausbreitung
erhalten wird. Die Rissausbreitungsgeschwindigkeit wird dargestellt
durch Δa/ΔN oder "da/dN" und hat die Einheiten
(0,03937X mm) inch/Lastspiel. Die Ermüdungsrissausbreitungsgeschwindigkeiten
eines Materials lassen sich aus einer Zugplatte mit Rissbildung im
Zentrum ermitteln. In einem Vergleich unter Verwendung von R = 0,1,
getestet bei einer relativen Luftfeuchte von mehr als 90% mit ΔK im Bereich
von etwa 4 bis 20 oder 30, zeigt das erfindungsgemäße Material
eine relativ gute Beständigkeit
gegenüber
Ermüdungsrissausbreitung ähnlich wie
2024-T351, 2324-T39 und 7050-T7451, was in 6 dargestellt ist. Allerdings macht das überlegene
Verhalten hinsichtlich der S-N-Ermüdung, wie
in 5 gezeigt wird, das
Erfindungsmaterial für
ein verdecktes oder verborgenes Teil, wie beispielsweise einen Tragflächenholm,
besser geeignet.
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Die erfindungsgemäßen Produkte zeigen eine sehr
gute Korrosionsbeständigkeit
zusätzlich
zu der sehr guten Festigkeit und Zähigkeit und dem Verhalten der
Schadentoleranz.
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Die Schichtkorrosionsbeständigkeit
für Produkte
nach der vorliegenden Erfindung kann EC entsprechen oder besser
sein ("oder besser" bedeutet EB oder
EA oder N, d.h. ein besseres Verhalten im Test) in dem EXCO-Versuch
und im typischen Fall EB oder besser, wobei die Prüfproben
entweder in der Mitte der Dicke (T/2) oder bei ein Zehntel der Dicke
von der Oberfläche
(T/10) (T bedeutet die Dicke) oder Beiden genommen wurde. Die EXCO-Prüfung ist
auf dem Gebiet bekannt und wird in dem Standard ASTM G34 beschrieben.
Eine EXCO-Bewertung
von "EC" wird als eine gute
Korrosionsbeständigkeit
insofern angesehen, dass sie bei einigen Verkehrsflugzeugen als
akzeptabel angesehen bezeichnet wird; "EB" ist
noch besser.
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Die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit
quer zur kurzen Querrichtung wird oftmals als eine bedeutende Eigenschaft
insbesondere in relativ dicken Teilen angesehen. Die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit
bei Produkten gemäß der vorliegenden
Erfindung in der kurzen Querrichtung kann gleichwertig derjenigen sein,
die benötigt
wird, um einen C-Ring- oder 3,2 mm (1/8 inch)-Rundstab Wechseltauchversuch für 20 Tage bei
172 oder 207 MPa (25 oder 30 ksi) oder mehr zu bestehen, indem die
Testprozeduren nach dem Standard ASTM G47 angewendet werden (einschließlich ASTM
G44 und G38 bei C-Ringproben
und G49 bei 3,2 mm (1/8 inch) Stäben),
wobei die Standards ASTM G47, G44, G49 und G38 alle auf dem Gebiet
bekannt sind.
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Als eine allgemeine Kennziffer für die Beständigkeit
gegenüber
Schichtkorrosion und Spannungskorrosion kann das Blech im typischen
Fall eine elektrische Leitfähigkeit
von 35 oder 40 oder vorzugsweise 40% oder darüber des Standards "International Annealed
Copper Standard (IACS)".
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Damit wird die gute Schichtkorrosionsbeständigkeit
nach der Erfindung bestätigt
durch eine EXCO-Bewertung von "EC" oder besser, wobei
in einigen Fällen
andere Maße
der Korrosionsbeständigkeit
vorgegeben oder von den Flugwerkbauern verlangt werden können, wie
beispielsweise die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit oder elektrische Leitfähigkeit.
Die Erfüllung
jeder einzelnen oder mehrerer dieser Festlegungen wird als eine
gute Korrosionsbeständigkeit
angesehen.
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Die nachfolgende Tabelle 1 stellt
das Minimum der Eigenschaftswerte für unterschiedliche Produktformen
der Erfindung zusammen. UTS bezeichnet Bruch- oder Zugfestigkeit;
YS bezeichnet Fließgrenze
und K bezeichnet Zähigkeit.
S/N bezeichnet das Ermüdungsverhalten.
SCC bezeichnet die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit. Im Allgemeinen und
jedoch nicht notwendigerweise einschränkend und speziell bei dickem Blech
können
die unteren Werte für
die Festigkeit eher den unteren Festigkeits-Härtegraden entsprechen, wie beispielsweise
T74 (speziell bei Blech), während
die höhere
Mindestfestigkeit mehr den stärkeren
Härtegraden entsprechen
kann, wie beispielsweise Härtegrade
vom T77- oder T6-Typ, obgleich auch im Allgemeinen höhere Werte
mehr bevorzugt sind als niedrigere Werte bei irgendeinem Härtegrad.
Im Fall der Zähigkeit
und der Ermüdung
bezeichnen höhere
Zahlen im Allgemeinen einfach bevorzugte Werte, obgleich in jedem
speziellen Produkt ein höherer
Festigkeitswert von einem geringeren Zähigkeitswert begleitet sein
kann, als bei einem Produkt mit geringer Festigkeit. In Tabelle
1 entspricht die Richtung der Konvention (z.B. L = longitudinal;
LT = lang-quer usw.). Bruchzähigkeit
wird sowohl bei 24°C
(75°F) als
auch bei –53,9°C (–65°F) geprüft. Was
die Raumtemperatur (RT) betrifft, so umfasst sie Temperaturen wie
sie im Zusammenhang mit der üblichen
Raumtemperatur auftreten (z.B. Temperaturen etwa von 21° bis 27°C (70° bis 80°F) und im
typischen Fall etwa 24°C (75°F).
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Die Erfindung ist für Blech
beschrieben worden, was bevorzugt ist, wobei jedoch davon ausgegangen wird,
dass andere Produktformen aus der Erfindung Nutzen ziehen können. Tabelle
1 bezieht sich auf das Minimum der Eigenschaftswerte für Strangpressstücke und
Gesenkschmiedestücke.
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Bis zu dieser Stelle hat der Nachdruck
auf Walzblechprodukte für
die Tragflächenhaut
eines großen Flugzeugs
gelegen, wobei eine Tragflächenhaut
im typischen Fall eine Dicke von 6,35 bis 38,1 mm (1/4 bis 11/2
inch) von dem einen Ende bis zum anderen hat, deren Erzeugung mit
einem Aluminiumlegierungsblech mit einer Länge von 30 bis 45 m (100 bis
150 Fuß),
einer Breite von 203 bis 305 cm (80 bis 120 inch) und eine Dicke
von etwa 19 bis 45 mm (3/4 bis 13/4 inch) beginnen würde. Wie
zu sehen ist (wiederum bezugnehmend auf 1), kann die untere Tragflächenhaut
durch Stringer vom steiferen Typ versteift werden, die eine J-Form haben
können,
wie beispielsweise die Stringer 25, oder eine Z- oder S-Form, ähnlich wie
die Stringer 30, oder sie können einen Hutförmigen Kanal
bilden, wie beispielsweise 26 in 1 für die obere
Tragflächenhaut
zeigt, oder können
jede beliebige andere Form haben, die an die Flügelhaut 18 angebracht
werden kann und ihre Steifigkeit verstärkt, ohne ein wesentliches
Gewicht hinzuzufügen.
Während
in einigen Fällen
hinsichtlich der Wirtschaftlichkeit der Fertigung vorzugsweise die
Stringer separat befestigt werden, wie sie beispielsweise in 1 gezeigt sind, können diese
aus einem sehr viel dickeren Blech spanabhebend ausgearbeitet werden, indem
die Entfernung des Metalls zwischen der steiferen Geometrie erfolgt
und lediglich die steifenden Profile einstöckig mit der Hauptdicke der
Flügelhaut 18 zurückgelassen
werden, so dass all die Nieten eliminiert sind. Damit ist die Erfindung
auch für
dickes Blech zur Bearbeitung von Tragflächenholm-Teilen beschrieben
worden, wie sie vorstehend erläutert
wurden, wobei die Holmteile im Allgemeinen mit der Länge des
Materials der Tragflächenhaut übereinstimmen.
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Beispiel 1
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Es wurden Blöcke von etwa 40 bis 127 cm
(16 inch × 50
inch) im Querschnitt mit den folgenden Zusammensetzungen gegossen:
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Tabelle
2: Zusammensetzungen
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Die Blöcke wurden für das Warmwalzen
geschält
und anschließend
zum Homogenisieren des Metalls und zum Vorbereiten zum Warmwalzen
vorerhitzt. In die Homogenisierung einbezogen war ein Erhitzen bis etwea
471°C (880°F) für wenig
mehr als 4 h, gefolgt von einem langsamen Erhitzen bis zu einer
Temperatur von etwa 482°C
(900°F),
bei 482°C
(900°F)
für wenig
mehr als 24 h gehalten. Das Blech wurde bei relativ hohen Temperaturen
warmgewalzt, um ein Blech von einer Dicke von etwa 30,5 mm (1,2
inch) zu erzeugen. Die hohen Walztemperaturen begünstigen
einen nicht rekristallisierten Zustand in dem Blech nach der nachfolgenden
Wärmebehandlung.
Während
der plastischen Verformung, wie beispielsweise dem Walzen, wird
etwas von der Energie in dem verformten Metall gespeichert. Während des
Prozesses des Warmwalzens oder während
der nachfolgenden Glühbehandlung
(oder während
der Lösungsglühbehandlung)
kann auf Kosten der verformten Matrix eine Kristallisationskeimbildung
und ein Wachstum neuer Körner
stattfinden. Diese Kristallisationskeime sind spannungsfrei und
vollständig
oder teilweise von Großwinkel-Korngrenzen
umgeben. Sie können
durch die Wanderung ihrer Korngrenzen in die verformte Matrix hinein
wachsen. Sofern sie die verformte Matrix vollständig aufgebraucht haben, sagt
man, dass das Metall zu 100% rekristallisiert ist und die Korngrenzen
in dem Produkt in der Regel eine Großwinkelcharakteristik besitzen.
Wenn das Wachstum der neuen Kerne andererseits vollständig während der
Glühbehandlung
gehemmt wird, sagt man, dass das Material zu 100%, nichtrekristallisiert
ist.
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Der hierin verwendete Begriff "nichtrekristallisiert" bedeutet, dass das
Blech vorzugsweise zu 85 bis 100% nichtrekristallisiert ist oder
mindestens 60% der Gesamtdicke des Blechproduktes nichtrekristallisiert sind.
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Die wünschenswerte "nichtrekristallisierte" Kornstruktur wird
dadurch gefördert,
dass man die gespeicherte Energie der Verformung durch Verwendung
hoher Warmwalztemperaturen auf ein Minimum hält und vorzugsweise Temperaturen
oberhalb von 413°C
(775°F)
oder 427°C
(800°F).
Darüber
hinaus ist die Homogenisierungsbehandlung, wie sie zuvor beschrieben
wurde, auch darauf gerichtet, die Ausfällung einer feinen Verteilung
von Dispersoiden von ZrAl3 zu bewirken.
Diese Dispersoide halten die Wanderung der Korngrenzen während der
Glühbehandlung
oder Lösungsglühbehandlung
auf und unterstützen
die Ausbreitung einer nichtrekristallisierten Kornstruktur. Das
Blech wird sodann einer Lösungsglühbehandlung
bei etwa 482°C
(900°F) für etwa eine
Stunde unterworfen, wonach das heiße Blech in kaltes Wasser zum
Abschrecken getaucht wird. Das Blech wurde näherungsweise um 2% verstreckt,
um in die innere Spannung und Abschreckverzerrung zu entspannen,
und anschließend
einer Warmaushärtung
unterzogen. Die zum Einsatz gelangenden Warmaus härtungsbehandlungen und die
gemessenen Eigenschaften sind in der nachfolgenden Tabelle 3 angegeben, woraus
die Überlegenheit
der Erfindung hinsichtlich der Zähigkeit
und der Kombination der Eigenschaft von Festigkeit und Zähigkeit
zusammen mit dem Kerb-Ermüdungsverhalten
(2-fach offenes Loch) leicht zu entnehmen sind.
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Die beanspruchte Aluminiumlegierung
wird bei Verwendung als eine untere Tragflächenhaut gegenüber mehreren
Kombinationen von Legierungshärtegraden
einschließlich
mehreren gegenwärtig
als verwendbar angesehenen Konstruktionsteilen für kommerzielle Jets als überlegen
angesehen. 7 ist eine
graphische Darstellung, die das Verhalten des erfindungsgemäßen Bleches
(mit einer Dicke von 1 inch) hinsichtlich des Minimums der Fließgrenze
unter Zug in Abhängigkeit
von einer typischen Bruchzähigkeit
(L-T-Richtung) KIc im Vergleich zu mehreren
anderen kommerziellen Aluminiumblechprodukten einer Dicke von 1
inch. Die folgende Tabelle 4 setzt die Punktangaben in 7 mit den kommerziellen
Produkten, die sie bezeichnen, in Korrelation.
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Tabelle
4
| Blechprodukt | Symbole
in Fig. 1 |
| 2024-T351 | weißer Kreis |
| 2324-T39 | schwarzer
Kreis |
| 7150-T6151 | weißes Quadrat |
| 7150-T7751 | weiße Raute |
| 7050-T7451 | "X" |
| 705Q-T7651 | Plus-Zeichen |
| 7475-T651 | weißes Dreieck |
| 7475-T7651 | weißes Quadrat
mit Punkt |
| 7475-T7351 | schwarzes
Quadrat |
| 7055-T7751 | schwarze
Raute |
| 7010-T7365 | schwarzes
Dreieck |
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Der große Block für die Erfindung in 7 soll mehrere Zustände des
Härtegrades
umfassen, die sich aus unterschiedlichen Warmaushärtungsbehandlungen
ergeben, um verschiedene Kombinationen von Festigkeit und Zähigkeit
zu erzeugen. Wie aus 7 entnommen
werden kann, ist die Erfindung hinsichtlich der Kombinationen von
Festigkeit und Zähigkeit überlegen.
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Bei der Herstellung der Tragfläche für Großraum- oder
andere kommerzielle Jets wurden die Blechteile, die für die oberen
und unteren Tragflächenhäute verwendet
wurden, warmgewalzt, lösungsglühbehandelt und
abgeschreckt. Das Blech wurde sodann in die gewünschte Form geschnitten oder
spanabhebend bearbeitet. Normalerweise ist die Tragflächenhaut
konisch und dicker an dem Ende in der Nähe des Rumpfes als an dem vom
Rumpf ablegenden Ende, wobei dieses konische Zulaufen im typischen
Fall durch spanabhebende Bearbeitung erzielt wird. Häufig gibt
es auch eine leichte Wölbung
der Tragfläche,
wie in 2 gezeigt wird, die
durch spanabhebende Bearbeitung oder durch Alterungshärten erzielt
werden kann. Das Alterungshärten kann
nach der Querschnittverjüngenden
Bearbeitung erfolgen, obgleich es möglich ist, die Querschnittverjüngende Verarbeitung
nach dem Verfahrensschritt der Alterungshärtung auszuführen, mit
der das Blech in Übereinstimmung
mit dem gewünschten
Profil geformt wird. Das Blech wird sodann einer Warmaushärtung bis
zu einem gewünschten
Härtungsgrad
unterzogen. Wie bereits ausgeführt,
ist eine gewisse Kombination von Formgebung und Alterungsbehandlung
in dieser Reihenfolge der Verfahrensschritte möglich. Die stranggepressten
oder gewalzten Stringer werden sodann an den Oberflächen der
Tragflächenhaut
befestigt und speziell an den Innenseiten, die außerhalb
des Flugzeugs nicht zu sehen sind. Die Stringer können stranggepresst oder
gewalzt oder auf andere Weise in die länglichen Formen verarbeitet
werden, wie verallgemeinert in 1 dargestellt
ist. Sofern das Blech für
die Tragflächenhaut
gewölbt
wird, sollten die Stringer vor der Verbindung mit dem Blech ebenfalls
gewölbt
sein. Die Stringer werden an dem Blech normalerweise mit mechanischen Befestigungsmitteln
und im typischen Fall mit Nieten befestigt. Gemäß der Erfindung wird für die untere
Tragflächenhaut
das Blech vorzugsweise aus einer Legierung gemäß der Erfindung erzeugt, wobei
die Stringer der unteren Tragflächenhaut
ebenfalls aus einer endungsgemäßen Legierung
gefertigt werden. Die Häute
für die oberen
und unteren Tragflächen-Kastenteile
werden sodann mit den Endstücken 20 und 40 in 1 zusammengebaut, um ein
kastenähnliches
Teil entsprechend der Darstellung in 1 zu
erzeugen. Nach einer bevorzugten Praxis der Erfindung werden ein
oder beide Endteile oder Holme erzeugt oder geformt mit Hilfe typischer,
das spanabhebende Verarbeiten umfassende Verfahrensschritte aus
einem dicken Blech, das gemäß der vorliegenden
Erfindung hergestellt wird, und mit den oberen und unteren Teilen
der Tragflächenhaut
befestigt, wie in 3 auf
der rechten Seite gezeigt wird, um den "Kasten" der Tragflächenkonstruktion zu erzeugen.
In einer bevorzugten Ausführungsform
ist das Herstellen eines Teils der oberen Tragflächenhaut aus einer Legierung
einbezogen, die etwa 7,6 bis 8,4% Zink, etwa 1,8 bis 2,2% Magnesium,
etwa 2,1 bis 2,6% Kupfer und ein oder mehrere von Zr, V oder Hf
enthält,
die mit bis zu 0,5% vorliegen und bevorzugt Zr, sowie das Erzeugen
von einem oder mehreren Holmteilen gemäß der Erfindung. In dieser
Ausführungsform
entspricht auch die untere Tragflächenhaut vorzugsweise der Erfindung,
könnte
aber auch nach Erfordernis ein Legierungsprodukt der Qualität vom 2XXX-Typ
sein. Der Brennstofftank und andere Vorrichtungen können im
Inneren des Tragflächenteils
untergebracht werden, sofern dieses ein kastenähnliches entsprechend der Darstellung
in 1 ist.
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In einigen Fällen kann es von Vorteil sein,
mit Blech oder Folie gemäß der Erfindung
zu plattieren, um einige Aspekte der Korrosionsbeständigkeit
nach den auf dem Fachgebiet anerkannten Prinzipien zu verbessern.
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Während
die Betonung auf Großraumflugzeuge
und untere Tragflächenhäute als
solche gelegt wurde, wird davon ausgegangen, dass die Erfindung
auch für
andere kommerzielle Flugzeuge genauso gilt.
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Sofern nicht anders angegeben, sollen
die folgenden Festlegungen, die in der Gesamtheit der vorliegenden
Beschreibung der Erfindung verwendet wurden, gelten:
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- a. Der Begriff "ksi" bedeutet "Kilopound per Square
inch".
- b. Der Begriff "Mindestfestigkeit" oder ein Minimum
für eine
andere Eigenschaft oder ein Maximum für eine Eigenschaft soll den
Wert bedeuten, bei dem 99% des Produktes unter Anwendung statistischer
Standardmethoden erwartungsgemäß in Übereinstimmung
mit 95% statistischem Vertrauen stehen.
- c. Der Begriff "vom
Block" bedeutet
verfestigt aus einem flüssigen
Metall mit Hilfe bekannter oder entwickelter Gießprozesse verfestigt und schließt Stranggießen mit
direktem Abschrecken ein (DC), elektromagnetisches Stranggießen (EMC)
und Variationen davon sowie echtes Brammenstranggießen und
andere Gießmethoden,
ohne auf diese beschränkt
zu sein.
- d. Der Begriff "7XXX" oder "7000er-Reihe" soll im Zusammenhang
mit Legierungen Aluminiumbaulegierungen bedeuten, die Zink als ihr
Legierungselement enthalten, das mit dem größten Gewichtsprozentanteil vorliegt,
das von der "Aluminum
Association" festgelegt
ist.
- e. Der Begriff "2XXX" oder "2000er-Reihe" soll im Zusammenhang
mit Legierungen Aluminiumbaulegierungen bedeuten, die Kupfer als
ihr Legierungselement enthalten, das mit dem größten Gewichtsprozentanteil vorliegt,
das von der "Aluminum
Association" festgelegt
ist.
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Bei den Angaben eines Zahlenbereichs
oder eines Minimums oder eines Maximums für ein Element einer Zusammensetzung
oder einer Temperatur, einer Zeitdauer oder einer anderen Prozesseigenschaft
oder einer Eigenschaft oder eines Umfanges einer Verbesserung oder
irgendeiner anderen Angabe hierin sowie abgesehen von und zusätzlich zu
den üblichen
Regeln des Abrundens von Zahlen sollen diese speziell zur Angabe
und Offenbarung jeder Zahl sein, einschließlich einer gebrochenen und/oder
Dezimalzahl, (i) innerhalb und zwischen dem angegebenen Minimum
und Maximum eines Bereichs oder (ii) bei und oberhalb eines angegebenen
Minimums oder (iii) bei und unterhalb eines angegebenen Maximums.
Beispielsweise offenbart ein Bereich von 6 bis 6,7% Zink ausdrücklich und
speziell Zinkgehalte von 6,1, 6,2, 6,3% ... und so weiter bis zu etwa
6,7% Zink. In ähnlicher
Weise wird hierin mit der Offenbarung einer Warmaushärtung bis
zu einer oder mehreren Temperaturen zwischen etwa 148,9° und 204,4°C (3(X)° und 4(X)°F) speziell
offenbart: 149,4°, 150°... 157,2°, 157,8°C (301 °, 302°... 315°, 316°F)... und
so weiter bis zu dem angegebenen Maximum offenbart. Die Angabe "bis zu 0,06% oder
0,06% Maximum" offenbart
0,01, 0,02 ... bis zu 0,06%.
