JP2016502601A - 航空機製造用の変厚構造要素の製造方法 - Google Patents
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Abstract
Description
a.熱処理型アルミニウム合金製プレートを鋳造し、
b.前記プレートを任意に均質化し、
c.厚み差が少なくとも10%である最も厚い部分と最も薄い部分を有する、変厚圧延製品を得るため、長さ方向の厚み変動を実現しながら、任意に均質化された前記プレートを熱間圧延し、
d.前記変厚圧延製品を溶体化処理し、焼入れし、
e.このように溶体化処理と焼入れを施された前記変厚圧延製品を、最も厚い部分において少なくとも1%の永久変形を伴って、制御された引張りにより応力除去し、
f.このようにして得た圧延製品を自然にまたは人工的に時効処理する、
製造方法にある。
a.熱処理型アルミニウム合金製プレートを鋳造し、
b.前記プレートを任意に均質化し、
c.厚み差が少なくとも10%である最も厚い部分と最も薄い部分を有する、変厚圧延製品を得るため、長さ方向の厚み変動を実現しながら任意に均質化された前記プレートを熱間圧延し、
d.前記変厚圧延製品を溶体化処理し、焼入れし、
e.このように溶体化処理と焼入れを施された前記変厚圧延製品を、最も厚い部分において少なくとも1%の永久変形を伴って、制御された引張りにより応力除去し、
f.このようにして得た圧延製品を自然にまたは人工的に時効処理する、
方法によって得られる。
Claims (15)
- 熱処理型アルミニウム合金製変厚圧延製品の製造方法において、
a.熱処理型アルミニウム合金製プレートを鋳造し、
b.前記プレートを任意に均質化し、
c.厚み差が少なくとも10%である最も厚い部分と最も薄い部分を有する、変厚圧延製品を得るため、長さ方向の厚み変動を実現しながら、任意に均質化された前記プレートを熱間圧延し、
d.前記変厚圧延製品を溶体化処理し、焼入れし、
e.このように溶体化処理と焼入れを施された前記変厚圧延製品を、最も厚い部分において少なくとも1%の永久変形を伴って、制御された引張りにより応力除去し、
f.このようにして得た圧延製品を自然にまたは人工的に時効処理する、
製造方法。 - 前記圧延製品の厚みが10〜50mm、好ましくは12〜30mmである、請求項1に記載の方法。
- 制御された引張りの際の永久変形が、最も厚い部分内で1〜3%、最も薄い部分内で4〜6%である、請求項1または2に記載の方法。
- 前記圧延製品がその二つの端部で同一の厚みを有し、前記最も厚い部分または前記最も薄い部分が長さの中間の場所に局在している、請求項1〜3のいずれか一つに記載の方法。
- 前記合金が2000系合金である、請求項1〜4のいずれか一つに記載の製造方法。
- 前記合金が、少なくとも0.5重量%のリチウムを含み、人工時効処理後に得られる冶金学的状態が質別T8またはT8Xである、請求項5に記載の方法。
- 厚み差が少なくとも10%である最も厚い部分と最も薄い部分とを有し、厚みの中間の場所において、最も薄い部分内の引張弾性限界Rp0.2(L)が最も厚い部分内のものよりも少なくとも5%大きく、かつ最も厚い部分内の靱性K1CL−Tが最も薄い部分内のものよりも少なくとも15%大きいという特性を有する、請求項1〜6のいずれか一つに記載の方法によって得られる変厚圧延製品。
- 厚み差が少なくとも10%である最も厚い部分と最も薄い部分を有し、そのうち最も厚い部分は20〜30mmの平均厚みを有し、かつ厚みの中間の場所において、引張弾性限界Rp0.2(L)>340MPa、好ましくは引張弾性限界Rp0.2(L)>360MPa、およびK1CL−T>41MPam1/2、好ましくは44MPam1/2という特性を有し、その最も薄い部分が10〜20mmの平均厚みを有し、厚みの中間の場所において、引張弾性限界Rp0.2(L)>440MPa、好ましくは引張弾性限界Rp0.2(L)>480MPa、およびK1CL−T>28MPam1/2、好ましくは32MPam1/2という特性を有する、請求項6に記載の方法により得ることのできる請求項7に記載の変厚圧延製品。
- 前記熱処理型アルミニウム合金が、AA2050、AA2060、AA2076、AA2196およびAA2296の中から選択される、請求項8に記載の圧延製品。
- 請求項8または9に記載の圧延製品から得られる翼下面外板。
- 厚み差が少なくとも10%である最も厚い部分と最も薄い部分を有し、そのうち最も厚い部分は20〜30mmの平均厚みを有し、かつ厚みの中間の場所において、引張弾性限界Rp0.2(L)>580MPa、好ましくは引張弾性限界Rp0.2(L)>590MPa、およびK1CL−T>30MPam1/2、好ましくは32MPam1/2という特性を有し、その最も薄い部分が10〜20mmの平均厚みを有し、厚みの中間の場所において引張弾性限界Rp0.2(L)>600MPa、好ましくは引張弾性限界Rp0.2(L)>625MPa、およびK1CL−T>18MPam1/2、好ましくは20MPam1/2という特性を有する、請求項6に記載の方法により得ることのできる請求項7に記載の変厚圧延製品。
- 前記熱処理型アルミニウム合金が、AA2195、AA2295およびAA2055の中から選択される、請求項11に記載の圧延製品。
- 請求項11または12に記載の圧延製品から得られる翼上面外板。
- 飛行機用のモノリシック構造要素の製造を目的とした、好ましくは翼下面外板または翼上面外板としての請求項1〜6のいずれか一つに記載の方法によって得られる変厚圧延製品の使用。
- 前記圧延製品と前記構造要素との間で機械加工によって除去すべき材料体積が、薄板と前記同じ構造要素との間で除去すべき材料体積よりも少なくとも10%、好ましくは少なくとも15%だけ小さく、かつ/または、前記構造要素の凸包絡が前記圧延製品から8mm以上、有利には5mm以上それない、請求項14に記載の使用。
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