JP2003213387A - 航空機用ロール成形部品の製造方法 - Google Patents
航空機用ロール成形部品の製造方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ストレッチ処理後の時効処理を三段階とし、
各段階での熱処理条件を最適化（熱処理温度、時間、及
び昇温・降温速度）することで、高強度と優れた耐食性
を両立できる７０００系アルミニウム合金製航空機用ロ
ール成形部品を提供すること。 【解決手段】 ７０００系アルミニウム合金製のシート
状コイル材をテーパ圧延等の圧延加工を行った後、溶体
化処理し、該溶体化処理した圧延加工材を三段階で時効
処理を行うとともに、前記１００〜１４５℃で５〜５０
時間の第１の時効処理後、第二の時効処理に移行する際
に降温せずに５０℃〜１５０℃／時間の範囲で昇温して
１４０〜１９５℃で０．５〜３０時間の共存時効処理に
移行して、該共存時効処理を所定温度と時間を維持して
行い、その後第１の時効処理付近の温度まで５０℃〜１
５０℃／時間の範囲で降温して１００〜１４５℃で５〜
５０時間の再時効処理を行うことを特徴とする。
各段階での熱処理条件を最適化（熱処理温度、時間、及
び昇温・降温速度）することで、高強度と優れた耐食性
を両立できる７０００系アルミニウム合金製航空機用ロ
ール成形部品を提供すること。 【解決手段】 ７０００系アルミニウム合金製のシート
状コイル材をテーパ圧延等の圧延加工を行った後、溶体
化処理し、該溶体化処理した圧延加工材を三段階で時効
処理を行うとともに、前記１００〜１４５℃で５〜５０
時間の第１の時効処理後、第二の時効処理に移行する際
に降温せずに５０℃〜１５０℃／時間の範囲で昇温して
１４０〜１９５℃で０．５〜３０時間の共存時効処理に
移行して、該共存時効処理を所定温度と時間を維持して
行い、その後第１の時効処理付近の温度まで５０℃〜１
５０℃／時間の範囲で降温して１００〜１４５℃で５〜
５０時間の再時効処理を行うことを特徴とする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は熱処理型７０００系
アルミニウム合金を用いて航空機のフレームやストリン
ガ等のロール成形により製造される航空機用ロール成形
部品の製造方法に関する
アルミニウム合金を用いて航空機のフレームやストリン
ガ等のロール成形により製造される航空機用ロール成形
部品の製造方法に関する
【０００２】
【従来の技術】図２は小型ジェット機の中央胴体下面側
のスキン／ストリンガ構造を示し、かかる構造は胴体外
板１をリベット支持するフレーム２に直交させて断面略
矩形Ｚ従側の補強材（ストリンガ３）を架設し、補強効
果を図っている。
のスキン／ストリンガ構造を示し、かかる構造は胴体外
板１をリベット支持するフレーム２に直交させて断面略
矩形Ｚ従側の補強材（ストリンガ３）を架設し、補強効
果を図っている。
【０００３】かかるストリンガは図３に示すように、購
入したシート状コイル材（Ｓ１）をテーパ圧延（Ｓ２）
した後、溶体化処理（Ｓ３）し、該溶体化処理したテー
パ圧延材をセクションロール成形（Ｓ４）した後に、時
効処理（Ｓ５）し、その後仕上げ・修正（Ｓ６）し、更
に表面処理して塗装（Ｓ７）にて仕上げる。そしてこの
ようなストリンガは７０００系アルミ合金を塑性変形と
熱処理を組み合わせて形成される。
入したシート状コイル材（Ｓ１）をテーパ圧延（Ｓ２）
した後、溶体化処理（Ｓ３）し、該溶体化処理したテー
パ圧延材をセクションロール成形（Ｓ４）した後に、時
効処理（Ｓ５）し、その後仕上げ・修正（Ｓ６）し、更
に表面処理して塗装（Ｓ７）にて仕上げる。そしてこの
ようなストリンガは７０００系アルミ合金を塑性変形と
熱処理を組み合わせて形成される。
【０００４】ところが、従来行われているＴ６処理（ピ
ーク時効）は図４（Ｂ）に示すように、溶体化処理後に
１２０℃で２４時間の時効処理を行うものであるが、か
かる処理では耐食性は極端に低下する。
ーク時効）は図４（Ｂ）に示すように、溶体化処理後に
１２０℃で２４時間の時効処理を行うものであるが、か
かる処理では耐食性は極端に低下する。
【０００５】よって、耐食性を高くするため、Ｔ７調質
で総称される−Ｔ７３／−Ｔ７６（過時効）処理処理が
一般に用いられている。例えばＴ７３時効処理は、図３
（Ｃ）に示すように、溶体化処理を行った後に１０７℃
で６〜８時間の１段時効処理を行った後に、続けて１７
７℃で６〜８時間の時効処理を行うものである。ところ
が、かかる処理は耐食特性が改善されるも、強度低下が
著しく、Ｔ６調質での強度に対して１０％以上低くな
る。つまり、耐食性を高くするために強度をわざわざ低
くして使用されるのが実状であった。
で総称される−Ｔ７３／−Ｔ７６（過時効）処理処理が
一般に用いられている。例えばＴ７３時効処理は、図３
（Ｃ）に示すように、溶体化処理を行った後に１０７℃
で６〜８時間の１段時効処理を行った後に、続けて１７
７℃で６〜８時間の時効処理を行うものである。ところ
が、かかる処理は耐食特性が改善されるも、強度低下が
著しく、Ｔ６調質での強度に対して１０％以上低くな
る。つまり、耐食性を高くするために強度をわざわざ低
くして使用されるのが実状であった。
【０００６】高強度で且つ高耐食性を狙った熱処理方法
としては、ＵＳＰ３８５６５８４が提案されている。こ
れは、溶体化処理焼入れ後に、３段階の熱処理を行うも
のであり、第１段階で時効処理を、第２段階で復元処理
を、第３段階で再時効処理を行う。具体的な熱処理条件
は、時効処理：１２０℃で２４時間（Ｔ６調質）、復元
処理：２００℃〜２６０℃で５〜１０分、再時効処理：
１２０℃×２４時間である。
としては、ＵＳＰ３８５６５８４が提案されている。こ
れは、溶体化処理焼入れ後に、３段階の熱処理を行うも
のであり、第１段階で時効処理を、第２段階で復元処理
を、第３段階で再時効処理を行う。具体的な熱処理条件
は、時効処理：１２０℃で２４時間（Ｔ６調質）、復元
処理：２００℃〜２６０℃で５〜１０分、再時効処理：
１２０℃×２４時間である。
【０００７】また、同様な手法は、ＵＳＰ５２２１３７
７でも提案されている。これは、遷移元素としてＺｒを
含有するＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ系合金において、図４
（Ｄ）に示すように時効処理及び再時効処理を１２０℃
で２４時間、復元処理を１８２〜２４６℃の温度範囲内
で５分以上保持するものである。これより、強度は７Ｘ
５０−Ｔ６より１０％高くなっているが、また、耐食特
性の向上は十分でない。
７でも提案されている。これは、遷移元素としてＺｒを
含有するＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ系合金において、図４
（Ｄ）に示すように時効処理及び再時効処理を１２０℃
で２４時間、復元処理を１８２〜２４６℃の温度範囲内
で５分以上保持するものである。これより、強度は７Ｘ
５０−Ｔ６より１０％高くなっているが、また、耐食特
性の向上は十分でない。
【０００８】かかる課題を解決するために、特開平９−
２８７０４６号において、熱処理型７０００系アルミニ
ウム合金の強度及び耐食性（耐ＳＣＣ応力、耐層状腐食
特性）をさらに高くし、且つこれらの特性が工業的にも
容易に製造可能とする熱処理技術として、熱処理型７０
００系アルミニウム合金を均熱処理及び熱間加工後必要
により冷間加工を行い所定の製品サイズに調整後、溶体
化熱処理及び焼入れ後必要に応じて冷間加工を行った
後、時効処理を図３（Ａ）に示すように１００〜１４５
℃で５〜５０時間、復元処理を１４０〜１９５℃で０．
５〜３０時間、再時効処理を１００〜１４５℃で５〜５
０時間行うことで、導電率を３８〜４０ＩＡＣＳ％と
し、結晶粒界上のη相の最小間隔が２０ｎｍ以上で且つ
結晶粒内のη’相の最大サイズが２０ｎｍ以下であるミ
クロ組織を有するアルミニウム合金を得る技術が提案さ
れている。
２８７０４６号において、熱処理型７０００系アルミニ
ウム合金の強度及び耐食性（耐ＳＣＣ応力、耐層状腐食
特性）をさらに高くし、且つこれらの特性が工業的にも
容易に製造可能とする熱処理技術として、熱処理型７０
００系アルミニウム合金を均熱処理及び熱間加工後必要
により冷間加工を行い所定の製品サイズに調整後、溶体
化熱処理及び焼入れ後必要に応じて冷間加工を行った
後、時効処理を図３（Ａ）に示すように１００〜１４５
℃で５〜５０時間、復元処理を１４０〜１９５℃で０．
５〜３０時間、再時効処理を１００〜１４５℃で５〜５
０時間行うことで、導電率を３８〜４０ＩＡＣＳ％と
し、結晶粒界上のη相の最小間隔が２０ｎｍ以上で且つ
結晶粒内のη’相の最大サイズが２０ｎｍ以下であるミ
クロ組織を有するアルミニウム合金を得る技術が提案さ
れている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら特開平９
−２８７０４６号は、押し出し成型用７０００系アルミ
ニウム合金材としては有効であるが、航空機のフレーム
やストリンガ等のロール成形により製造される航空機用
ロール成形部品への適用は未知の分野があった。
−２８７０４６号は、押し出し成型用７０００系アルミ
ニウム合金材としては有効であるが、航空機のフレーム
やストリンガ等のロール成形により製造される航空機用
ロール成形部品への適用は未知の分野があった。
【００１０】本発明は上記課題に鑑みてなされたもの
で、航空機のフレームやストリンガ等のロール成形によ
り製造される航空機用ロール成形部品の用途において、
高強度でかつ高い耐食性（耐ＳＣＣ応力、耐層状腐食特
性）を持ち、且つこれらの特性を有効に利用して７００
０系アルミニウム合金製航空機用ロール成形部品の製造
方法を提供することを目的とする。特に本発明の目的は
ストレッチ処理後の時効処理を三段階とし、各段階での
熱処理条件を最適化（熱処理温度、時間、及び昇温・降
温速度）することで、高強度と優れた耐食性を両立でき
る７０００系アルミニウム合金製航空機用ロール成形部
品の製造方法を提供することにある。
で、航空機のフレームやストリンガ等のロール成形によ
り製造される航空機用ロール成形部品の用途において、
高強度でかつ高い耐食性（耐ＳＣＣ応力、耐層状腐食特
性）を持ち、且つこれらの特性を有効に利用して７００
０系アルミニウム合金製航空機用ロール成形部品の製造
方法を提供することを目的とする。特に本発明の目的は
ストレッチ処理後の時効処理を三段階とし、各段階での
熱処理条件を最適化（熱処理温度、時間、及び昇温・降
温速度）することで、高強度と優れた耐食性を両立でき
る７０００系アルミニウム合金製航空機用ロール成形部
品の製造方法を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明はかかる課題を解
決するために、７０００系アルミニウム合金製のシート
状コイル材をテーパ圧延等の圧延加工を行った後、溶体
化処理し、該溶体化処理した圧延加工材を三段階で時効
処理を行うとともに、前記第１の時効処理後、第二の時
効処理に移行する際に降温せずに昇温して第二の時効処
理（以下共存時効処理という）に移行して、該共存時効
処理を所定温度と時間を維持して行い、その後第１の時
効処理付近の温度まで降温して第三の時効処理（以下再
時効処理という）を行うことを特徴とする。
決するために、７０００系アルミニウム合金製のシート
状コイル材をテーパ圧延等の圧延加工を行った後、溶体
化処理し、該溶体化処理した圧延加工材を三段階で時効
処理を行うとともに、前記第１の時効処理後、第二の時
効処理に移行する際に降温せずに昇温して第二の時効処
理（以下共存時効処理という）に移行して、該共存時効
処理を所定温度と時間を維持して行い、その後第１の時
効処理付近の温度まで降温して第三の時効処理（以下再
時効処理という）を行うことを特徴とする。
【００１２】この場合、前記時効処理の各段階での熱処
理条件を最適化する熱処理温度と時間は、前記第１の時
効処理が１００〜１４５℃で５〜５０時間の範囲で行わ
れ、前記第２の共存時効処理が１４０〜１９５℃で０．
５〜３０時間の範囲で行われ、前記第３の再時効処理が
１００〜１４５℃で５〜５０時間の範囲で行われるのが
よい。
理条件を最適化する熱処理温度と時間は、前記第１の時
効処理が１００〜１４５℃で５〜５０時間の範囲で行わ
れ、前記第２の共存時効処理が１４０〜１９５℃で０．
５〜３０時間の範囲で行われ、前記第３の再時効処理が
１００〜１４５℃で５〜５０時間の範囲で行われるのが
よい。
【００１３】又前記第１の時効処理後第二の時効処理に
移行する際の昇温温度及び前記第２の共存時効処理後第
三の再時効処理に移行する際の降温温度の最適化条件
は、いずれも５０℃〜１５０℃／時間の範囲で緩速昇温
降温が行われるのがよい。そして本発明に好適に適用さ
れる前記航空機用ロール成形部品は、航空機のフレーム
やストリンガであるのがよい。
移行する際の昇温温度及び前記第２の共存時効処理後第
三の再時効処理に移行する際の降温温度の最適化条件
は、いずれも５０℃〜１５０℃／時間の範囲で緩速昇温
降温が行われるのがよい。そして本発明に好適に適用さ
れる前記航空機用ロール成形部品は、航空機のフレーム
やストリンガであるのがよい。
【００１４】かかる発明によれば、ストレッチ処理後の
時効処理を三段階とし、各段階での熱処理条件を最適化
（熱処理温度、時間、及び昇温・降温速度）すること
で、高強度と優れた耐食性を両立できる７０００系アル
ミニウム合金製航空機用ロール成形部品を得ることが出
来、特に７０５０合金を用いて前記処理を行うことによ
り、製造された航空機のフレームやストリンガであるロ
ール成形部品は耐力が７０５５−Ｔ７７と同等となり、
ＳＣＣ閾値が７０５０−Ｔ７６と同等となり、高強度と
優れた耐食性を両立できることが理解される。
時効処理を三段階とし、各段階での熱処理条件を最適化
（熱処理温度、時間、及び昇温・降温速度）すること
で、高強度と優れた耐食性を両立できる７０００系アル
ミニウム合金製航空機用ロール成形部品を得ることが出
来、特に７０５０合金を用いて前記処理を行うことによ
り、製造された航空機のフレームやストリンガであるロ
ール成形部品は耐力が７０５５−Ｔ７７と同等となり、
ＳＣＣ閾値が７０５０−Ｔ７６と同等となり、高強度と
優れた耐食性を両立できることが理解される。
【００１５】尚、前記第１の時効処理と再時効処理にお
いて、その加熱温度Ｔは結晶粒の微細状態維持のため１
００℃≦Ｔ≦１４５℃であることが望ましい。この場
合、加熱温度ＴがＴ＜１００℃では効果が無く、一方、
Ｔ＞１４５℃では次の共存時効処理の効果がない。又加
熱時間は、５ｈ≦ｔ≦５０ｈであることが望ましい。こ
の場合、加熱時間ｔがｔ＜５ｈでは効果が無く、一方、
ｔ＞５０ｈでは析出相の粗大化を招くおそれがある。
いて、その加熱温度Ｔは結晶粒の微細状態維持のため１
００℃≦Ｔ≦１４５℃であることが望ましい。この場
合、加熱温度ＴがＴ＜１００℃では効果が無く、一方、
Ｔ＞１４５℃では次の共存時効処理の効果がない。又加
熱時間は、５ｈ≦ｔ≦５０ｈであることが望ましい。こ
の場合、加熱時間ｔがｔ＜５ｈでは効果が無く、一方、
ｔ＞５０ｈでは析出相の粗大化を招くおそれがある。
【００１６】更に共存時効処理では、１４０〜１９５℃
で０．５〜３０時間の範囲で行われるのがよい。１４０
℃以下では共存時効処理の効果がなく、１９５℃以上で
は析出相の粗大化を招くおそれがある。加熱時間は第１
の時効処理と再時効処理の時間にもよるが、０．５ｈ≦
ｔ≦３０ｈであることが望ましい。この場合、加熱時間
ｔがｔ＜０．５ｈでは効果が無く、一方、ｔ＞３０ｈで
は析出相の粗大化を招くおそれがある。
で０．５〜３０時間の範囲で行われるのがよい。１４０
℃以下では共存時効処理の効果がなく、１９５℃以上で
は析出相の粗大化を招くおそれがある。加熱時間は第１
の時効処理と再時効処理の時間にもよるが、０．５ｈ≦
ｔ≦３０ｈであることが望ましい。この場合、加熱時間
ｔがｔ＜０．５ｈでは効果が無く、一方、ｔ＞３０ｈで
は析出相の粗大化を招くおそれがある。
【００１７】又前記第１の時効処理後第二の時効処理に
移行する際の昇温温度及び前記第２の共存時効処理後第
三の再時効処理に移行する際の降温温度の最適化条件
は、いずれも５０℃〜１５０℃／時間の範囲で緩速昇温
降温が行われるのがよい。５０℃以下ではその間で組織
が変質してしまい共存時効処理の役目を果たすことが出
来ず、１５０℃／時間以上では熱歪みが生じる恐れがあ
る。
移行する際の昇温温度及び前記第２の共存時効処理後第
三の再時効処理に移行する際の降温温度の最適化条件
は、いずれも５０℃〜１５０℃／時間の範囲で緩速昇温
降温が行われるのがよい。５０℃以下ではその間で組織
が変質してしまい共存時効処理の役目を果たすことが出
来ず、１５０℃／時間以上では熱歪みが生じる恐れがあ
る。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、本発明を図に示した実施例
を用いて詳細に説明する。但し、この実施例に記載され
る構成部品の材料種類、配合、その温度や処理時間など
は特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれ
のみに限定する趣旨ではなく単なる説明例に過ぎない。
先ず本実施形態では、７０００系アルミニウム合金製の
シート状コイル材として７０５０−Ｏシート状コイル材
を購入素材として用いた。７０５０アルミニウム合金の
組成は、概略として、Ｚｎ：５．７〜６．７ｗｔ％、Ｍ
ｇ：１．９〜２．６ｗｔ％を含むとともに、Ｍｎ：０．
１ｗｔ％、Ｃｒ：０．０４ｗｔ％、Ｚｒ：０．０８〜
０．１５ｗｔ％、Ｓｉ：０．１２５ｗｔ％、Ｃｕ２．０
〜２．６ｗｔ％、Ｆｅ０．１５ｗｔ％、Ｃｒ０．０４ｗ
ｔ％、Ｔｉ０．０６ｗｔ％よりなる金属元素を含み、残
部がＡｌ及び他の不純物からなるものである。また、Ｚ
ｎ及びＭｇにおいては、添加量がそれぞれ１０ｗｔ％及
び５ｗｔ％を越えると、きわめて加工性が劣化するため
ロール成形材としては好ましくない。同様にＣｕにおい
ては、添加量が３ｗｔ％を越えると耐食性は低下する。
Ｍｎ、Ｃｒ、Ｚｒ及びＳｉは、主に均熱処理時に分散粒
子として析出する。これら分散粒子のサイズ分布は、添
加量と時効処理条件とを組み合わせることで種々変化さ
せることができ、これでミクロ組織を亜結晶組織、ファ
イバー組織、等軸組織等と製品目的に応じて変化させる
ことができる。但し、添加量がそれぞれ０．８ｗｔ％、
０．３ｗｔ％、０．１５ｗｔ％、０．５ｗｔ％を越える
と成形性は大幅に低下する。また、航空機のフレームや
ストリンガであるロール成形部品の成形容易性を図るに
は、それぞれ０．１ｗｔ％、０．０４ｗｔ％、０．０４
ｗｔ％、０．０１ｗｔ％に設定することにより破壊靱
性、疲労特性および成形性に優れるアルミニウム合金を
得る事が出来る。
を用いて詳細に説明する。但し、この実施例に記載され
る構成部品の材料種類、配合、その温度や処理時間など
は特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれ
のみに限定する趣旨ではなく単なる説明例に過ぎない。
先ず本実施形態では、７０００系アルミニウム合金製の
シート状コイル材として７０５０−Ｏシート状コイル材
を購入素材として用いた。７０５０アルミニウム合金の
組成は、概略として、Ｚｎ：５．７〜６．７ｗｔ％、Ｍ
ｇ：１．９〜２．６ｗｔ％を含むとともに、Ｍｎ：０．
１ｗｔ％、Ｃｒ：０．０４ｗｔ％、Ｚｒ：０．０８〜
０．１５ｗｔ％、Ｓｉ：０．１２５ｗｔ％、Ｃｕ２．０
〜２．６ｗｔ％、Ｆｅ０．１５ｗｔ％、Ｃｒ０．０４ｗ
ｔ％、Ｔｉ０．０６ｗｔ％よりなる金属元素を含み、残
部がＡｌ及び他の不純物からなるものである。また、Ｚ
ｎ及びＭｇにおいては、添加量がそれぞれ１０ｗｔ％及
び５ｗｔ％を越えると、きわめて加工性が劣化するため
ロール成形材としては好ましくない。同様にＣｕにおい
ては、添加量が３ｗｔ％を越えると耐食性は低下する。
Ｍｎ、Ｃｒ、Ｚｒ及びＳｉは、主に均熱処理時に分散粒
子として析出する。これら分散粒子のサイズ分布は、添
加量と時効処理条件とを組み合わせることで種々変化さ
せることができ、これでミクロ組織を亜結晶組織、ファ
イバー組織、等軸組織等と製品目的に応じて変化させる
ことができる。但し、添加量がそれぞれ０．８ｗｔ％、
０．３ｗｔ％、０．１５ｗｔ％、０．５ｗｔ％を越える
と成形性は大幅に低下する。また、航空機のフレームや
ストリンガであるロール成形部品の成形容易性を図るに
は、それぞれ０．１ｗｔ％、０．０４ｗｔ％、０．０４
ｗｔ％、０．０１ｗｔ％に設定することにより破壊靱
性、疲労特性および成形性に優れるアルミニウム合金を
得る事が出来る。
【００１９】次に図３に示すように、かかる購入コイル
シート材を用いてテーパ圧延加工を行い、該テーパ圧延
加工を行ったものを溶体化処理を行う。溶体化処理の温
度はＺｎやＭｇの固溶のための通常の処理温度の４６０
〜４９９℃でよく、又処理時間は。素材板厚により最適
時間が異なるが，本実施例では，塩浴炉を用いて３５分
〜４５分がよい。
シート材を用いてテーパ圧延加工を行い、該テーパ圧延
加工を行ったものを溶体化処理を行う。溶体化処理の温
度はＺｎやＭｇの固溶のための通常の処理温度の４６０
〜４９９℃でよく、又処理時間は。素材板厚により最適
時間が異なるが，本実施例では，塩浴炉を用いて３５分
〜４５分がよい。
【００２０】そして前記溶体化処理を施した圧延加工部
材は冷水に浸付けして焼き入れ処理を行った後、図１に
示すストリンガ断面形状に示す如くセクションロール成
形を行う。
材は冷水に浸付けして焼き入れ処理を行った後、図１に
示すストリンガ断面形状に示す如くセクションロール成
形を行う。
【００２１】次に前記セクションロール成形したストリ
ンガ部材を下記の条件で時効処理を行う。時効処理は、
前記溶体化処理したストリンガ部材を図１に示すように
三段階で時効処理を行うとともに、前記第１の時効処理
後、第二の時効処理に移行する際に降温せずに昇温して
第二の時効処理（以下共存時効処理という）に移行し
て、該共存時効処理を所定温度と時間を維持して行い、
その後第１の時効処理付近の温度まで降温して第三の時
効処理（以下再時効処理という）を行う。
ンガ部材を下記の条件で時効処理を行う。時効処理は、
前記溶体化処理したストリンガ部材を図１に示すように
三段階で時効処理を行うとともに、前記第１の時効処理
後、第二の時効処理に移行する際に降温せずに昇温して
第二の時効処理（以下共存時効処理という）に移行し
て、該共存時効処理を所定温度と時間を維持して行い、
その後第１の時効処理付近の温度まで降温して第三の時
効処理（以下再時効処理という）を行う。
【００２２】
【実施例１】前記時効処理の各段階での熱処理条件は、
前記第１の時効処理が１３０℃で１２時間で行われ、そ
の後、前記１３０℃よりそのまま５０℃／３０分の緩速
で昇温して第２の共存時効処理に移行する。第２の共存
時効処理では１８０℃で１．５時間で行われ、その後、
前記１８０℃よりそのまま５０℃／３０分の緩速で降温
して第３の再時効処理に移行する。前記第３の再時効処
理は１３０℃で１２時間で行われた。
前記第１の時効処理が１３０℃で１２時間で行われ、そ
の後、前記１３０℃よりそのまま５０℃／３０分の緩速
で昇温して第２の共存時効処理に移行する。第２の共存
時効処理では１８０℃で１．５時間で行われ、その後、
前記１８０℃よりそのまま５０℃／３０分の緩速で降温
して第３の再時効処理に移行する。前記第３の再時効処
理は１３０℃で１２時間で行われた。
【００２３】
【実施例２】実施例２の熱処理条件は、前記第１の時効
処理が１１０℃で１８時間で行われ、その後、前記１１
０℃よりそのまま７０℃／３０分の緩速で昇温して第２
の共存時効処理に移行する。第２の共存時効処理では１
８０℃で２時間で行われ、その後、前記１８０℃よりそ
のまま７０℃／３０分の緩速で降温して第３の再時効処
理に移行する。前記第３の再時効処理は１１０℃で１８
時間で行われた。
処理が１１０℃で１８時間で行われ、その後、前記１１
０℃よりそのまま７０℃／３０分の緩速で昇温して第２
の共存時効処理に移行する。第２の共存時効処理では１
８０℃で２時間で行われ、その後、前記１８０℃よりそ
のまま７０℃／３０分の緩速で降温して第３の再時効処
理に移行する。前記第３の再時効処理は１１０℃で１８
時間で行われた。
【００２４】
【実施例３】実施例２の熱処理条件は、前記第１の時効
処理が１４０℃で８時間で行われ、その後、前記１４０
℃よりそのまま４０℃／３０分の緩速で昇温して第２の
共存時効処理に移行する。第２の共存時効処理では１９
０℃で１．２時間で行われ、その後、前記１９０℃より
そのまま４０℃／３０分の緩速で降温して第３の再時効
処理に移行する。前記第３の再時効処理は１４０℃で８
時間で行われた。いずれも５０℃〜１５０℃／時間の範
囲で緩速昇温降温が行われるのがよい。
処理が１４０℃で８時間で行われ、その後、前記１４０
℃よりそのまま４０℃／３０分の緩速で昇温して第２の
共存時効処理に移行する。第２の共存時効処理では１９
０℃で１．２時間で行われ、その後、前記１９０℃より
そのまま４０℃／３０分の緩速で降温して第３の再時効
処理に移行する。前記第３の再時効処理は１４０℃で８
時間で行われた。いずれも５０℃〜１５０℃／時間の範
囲で緩速昇温降温が行われるのがよい。
【００２５】かかる実施例によれば、いずれの実施例も
耐力が７０５５−Ｔ７７と同等となり、ＳＣＣ閾値が７
０５０−Ｔ７６と同等となり、高強度と優れた耐食性を
両立できる。この結果従来の７０７５−Ｔ６に比較して
ストリンガ部材を薄肉化でき、３．５〜７．８％の重量
軽減が達成できた。
耐力が７０５５−Ｔ７７と同等となり、ＳＣＣ閾値が７
０５０−Ｔ７６と同等となり、高強度と優れた耐食性を
両立できる。この結果従来の７０７５−Ｔ６に比較して
ストリンガ部材を薄肉化でき、３．５〜７．８％の重量
軽減が達成できた。
【００２６】
【発明の効果】以上記載のごとく本発明によれば、スト
レッチ処理後の時効処理を三段階とし、各段階での熱処
理条件を最適化（熱処理温度、時間、及び昇温・降温速
度）することで、高強度と優れた耐食性を両立できる７
０００系アルミニウム合金製航空機用ロール成形部品を
得ることが出来、特に７０５０合金を用いて前記処理を
行うことにより、製造された航空機のフレームやストリ
ンガであるロール成形部品は耐力が７０５５−Ｔ７７と
同等となり、ＳＣＣ閾値が７０５０−Ｔ７６と同等とな
り、高強度と優れた耐食性を両立できる。
レッチ処理後の時効処理を三段階とし、各段階での熱処
理条件を最適化（熱処理温度、時間、及び昇温・降温速
度）することで、高強度と優れた耐食性を両立できる７
０００系アルミニウム合金製航空機用ロール成形部品を
得ることが出来、特に７０５０合金を用いて前記処理を
行うことにより、製造された航空機のフレームやストリ
ンガであるロール成形部品は耐力が７０５５−Ｔ７７と
同等となり、ＳＣＣ閾値が７０５０−Ｔ７６と同等とな
り、高強度と優れた耐食性を両立できる。
【図１】 本発明の時効処理方法を示すタイムチャート
図である。
図である。
【図２】 小型ジェット機の中央胴体下面側のスキン／
ストリンガ構造を示す。
ストリンガ構造を示す。
【図３】 本発明が適用されるテーパストリンガの基本
製造工程を示す。
製造工程を示す。
【図４】 従来技術の夫々の時効処理方法を示すタイム
チャート図である。
チャート図である。
１ 胴体外板
２ フレーム
３ ストリンガ
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考）
Ｃ２２Ｆ 1/00 ６８６ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６８６Ｂ
６９１ ６９１Ａ
６９１Ｂ
６９１Ｃ
６９２ ６９２Ａ
(72)発明者 木村 隆嗣
名古屋市港区大江町10番地 三菱重工業株
式会社名古屋航空宇宙システム製作所内
(72)発明者 中井 学
兵庫県神戸市西区高塚台１丁目５番５号
株式会社神戸製鋼所内
(72)発明者 江藤 武比古
兵庫県神戸市西区高塚台１丁目５番５号
株式会社神戸製鋼所内
Claims (4)
- 【請求項１】 ７０００系アルミニウム合金製のシート
状コイル材をテーパ圧延等の圧延加工を行った後、溶体
化処理し、該溶体化処理した圧延加工材を三段階で時効
処理を行うとともに、前記第１の時効処理後、第二の時
効処理に移行する際に降温せずに昇温して第二の時効処
理（以下共存時効処理という）に移行して、該共存時効
処理を所定温度と時間を維持して行い、その後第１の時
効処理付近の温度まで降温して第三の時効処理（以下再
時効処理という）を行うことを特徴とする航空機用ロー
ル成形部品の製造方法。 - 【請求項２】 前記第１の時効処理が１００〜１４５℃
で５〜５０時間の範囲で行われ、前記共存時効処理が１
４０〜１９５℃で０．５〜３０時間の範囲で行われ、前
記再時効処理が１００〜１４５℃で５〜５０時間の範囲
で行われることを特徴とする請求項１記載の航空機用ロ
ール成形部品の製造方法。 - 【請求項３】 前記第１の時効処理後共存時効処理に移
行する際の昇温温度及び前記共存時効処理後再時効処理
に移行する際の降温温度がいずれも５０℃〜１５０℃／
時間の範囲で緩速昇温降温速度で行われることを特徴と
する請求項１記載の航空機用ロール成形部品の製造方
法。 - 【請求項４】 前記航空機用ロール成形部品が、航空機
のフレームやストリンガであることを特徴とする請求項
１記載の航空機用ロール成形部品の製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002012481A JP2003213387A (ja) | 2002-01-22 | 2002-01-22 | 航空機用ロール成形部品の製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002012481A JP2003213387A (ja) | 2002-01-22 | 2002-01-22 | 航空機用ロール成形部品の製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003213387A true JP2003213387A (ja) | 2003-07-30 |
Family
ID=27649679
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002012481A Withdrawn JP2003213387A (ja) | 2002-01-22 | 2002-01-22 | 航空機用ロール成形部品の製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2003213387A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009043426A1 (en) * | 2007-10-04 | 2009-04-09 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | A method for manufacturing a wrought metal plate product having a gradient in engineering properties |
| CN103710651A (zh) * | 2013-12-10 | 2014-04-09 | 中南大学 | 一种Al-Zn-Mg-Cu系高强铝合金的时效热处理方法 |
| WO2014097631A1 (ja) | 2012-12-21 | 2014-06-26 | 川崎重工業株式会社 | アルミニウム合金製航空機用成形部品の製造方法および航空機用成形部品 |
| US9234255B2 (en) | 2010-01-29 | 2016-01-12 | Tata Steel Nederland Technology Bv | Process for the heat treatment of metal strip material |
| CN106435418A (zh) * | 2016-11-23 | 2017-02-22 | 重庆大学 | 改善7系铝合金抗晶间与抗应力腐蚀性能的热处理工艺 |
| WO2018025275A1 (en) * | 2016-08-04 | 2018-02-08 | Indian Institute Of Technology, Bombay | Four-step thermal aging method for improving environmentally assisted cracking resistance of 7xxx series aluminium alloys |
| KR101869006B1 (ko) * | 2017-01-13 | 2018-06-20 | 전북대학교산학협력단 | 알루미늄 합금소재의 제조방법 및 이 제조방법에 의해 제조된 알루미늄 합금소재 |
| CN111206194A (zh) * | 2020-02-24 | 2020-05-29 | 湖南人文科技学院 | 一种制备高综合性能铝合金的热机械处理工艺 |
| CN113528866A (zh) * | 2021-06-16 | 2021-10-22 | 天津忠旺铝业有限公司 | 一种航空用高强耐腐蚀7xxx铝合金板材的制备方法 |
-
2002
- 2002-01-22 JP JP2002012481A patent/JP2003213387A/ja not_active Withdrawn
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8152943B2 (en) | 2007-10-04 | 2012-04-10 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Method for manufacturing a wrought metal plate product having a gradient in engineering properties |
| WO2009043426A1 (en) * | 2007-10-04 | 2009-04-09 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | A method for manufacturing a wrought metal plate product having a gradient in engineering properties |
| US9234255B2 (en) | 2010-01-29 | 2016-01-12 | Tata Steel Nederland Technology Bv | Process for the heat treatment of metal strip material |
| WO2014097631A1 (ja) | 2012-12-21 | 2014-06-26 | 川崎重工業株式会社 | アルミニウム合金製航空機用成形部品の製造方法および航空機用成形部品 |
| CN103710651A (zh) * | 2013-12-10 | 2014-04-09 | 中南大学 | 一种Al-Zn-Mg-Cu系高强铝合金的时效热处理方法 |
| CN103710651B (zh) * | 2013-12-10 | 2015-07-01 | 中南大学 | 一种Al-Zn-Mg-Cu系高强铝合金的时效热处理方法 |
| WO2018025275A1 (en) * | 2016-08-04 | 2018-02-08 | Indian Institute Of Technology, Bombay | Four-step thermal aging method for improving environmentally assisted cracking resistance of 7xxx series aluminium alloys |
| CN106435418A (zh) * | 2016-11-23 | 2017-02-22 | 重庆大学 | 改善7系铝合金抗晶间与抗应力腐蚀性能的热处理工艺 |
| KR101869006B1 (ko) * | 2017-01-13 | 2018-06-20 | 전북대학교산학협력단 | 알루미늄 합금소재의 제조방법 및 이 제조방법에 의해 제조된 알루미늄 합금소재 |
| CN111206194A (zh) * | 2020-02-24 | 2020-05-29 | 湖南人文科技学院 | 一种制备高综合性能铝合金的热机械处理工艺 |
| CN111206194B (zh) * | 2020-02-24 | 2022-01-28 | 湖南人文科技学院 | 一种制备高综合性能铝合金的热机械处理工艺 |
| CN113528866A (zh) * | 2021-06-16 | 2021-10-22 | 天津忠旺铝业有限公司 | 一种航空用高强耐腐蚀7xxx铝合金板材的制备方法 |
| CN113528866B (zh) * | 2021-06-16 | 2022-05-20 | 天津忠旺铝业有限公司 | 一种航空用高强耐腐蚀7xxx铝合金板材的制备方法 |
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|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20050405 |