JP4776866B2 - アルミニウム合金からなる構造の成形方法 - Google Patents
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Description
【０００１】
本発明は、アルミニウム合金、特に自硬性ＡｌＭｇ、自硬性ＡｌＭｇＳｃ、および／または硬化性（時効硬化性）ＡｌＭｇＬｉ合金からなる構造の成形方法に関する。
【０００２】
航空および航空宇宙技術において、空気力学と同様に重量を考慮した最適の設計を有する高強度及び高剛性の複雑な構造が要求される。このような構造もしくは構造部品は、たとえば宇宙機用の翼シェル面、被覆およびタンク要素、ストリンガ、リブなどの構造強化要素を有する航空機胴体面を含む。このようなアルミニウム合金製の構造部品の精密な輪郭および図面に適合させるための製造は一般に困難であり、大抵、対応する中間焼鈍処理による個別部品の複数の成形ステップを必要とする。
【０００３】
航空機製造における溶接一体構造への転換は、良好に溶接可能な、耐食性の、ＡｌＭｇＳｃおよびＡｌＭｇＬｉ合金のような材料の使用を前提とする。これらの合金はその特性スペクトルに基づいた非常に限られた延性のみを有する。それによって、従来法による所望の最終輪郭への成形は、形状変形能力が不充分であるため、部分的に不可能である。
【０００４】
今日の現況技術としては、合金ＡＡ２０２４の金属板製の外シェル領域が溶解熱処理状態で引張成形法を利用して成形されるものがある。冷間状態でも熱間状態でも実施できる引張成形法においては、周知のように被成形構造が１つまたは複数のステップもしくは段階（ドイツ国特許公報ＤＥ１９５０４６４９Ｃ１参照）で成形される。この場合、被成形構造部品をまず長手方向に、続いて所望の最終輪郭を有する構造部品を介して引張ることができる。
【０００５】
この場合の欠点は、材料内に成形過程による内部応力が発生し、この応力が運転荷重の重畳により構造の機能不全を引き起こしうることである。さらに球面の湾曲、すなわち異なる空間方向に沿った湾曲を有する構造への成形は困難であり、それに対応するように設計された機械類および形状安定性の工具を必要とする。特に被成形構造部品は掴み顎の取り付けによって多くが外縁部で損傷を受け、その結果この領域は、たとえば輪郭フライス盤によって除去されなければならない。これは材料損失をもたらすのみならず、不要な費用とそれに関係する時間損失をもたらす別の加工ステップも必要とする。
【０００６】
ＡｌＭｇ合金の場合は、特に常温成形時に、リューダース線とも呼ばれる材料特性に妨害的影響を及ぼしうる特性表面現象の非連続的変形および形成が観察される。
【０００７】
さらに、ＡｌＭｇ合金群がＬ方向（圧延方向）にｒ値の最小値を有する平面非等方性を有することが判明した。これは、引張成形時の材料フローが大部分金属板厚から行われ、そのため被成形構造がより早い局所的な間引きおよび早期の機能不全を生じ易いことを意味する。さらに、引張成形による金属板厚の低減は、図面に対応する最終厚にすることが均一な伸び率によってのみ達成でき、そのため大きい展開差を有する部材において実現が困難である結果をもたらす。
【０００８】
引張成形のほかに、周知のように成形のために、たとえばオートクレーブまたは炉内の圧力−および温度作用下で実施される硬化方法も使用されるが、この方法では、同時に時効硬化の影響が生じる。この、いわゆる「エージング（時効）成形」（「ａｇｅ ｆｏｒｍｉｎｇ」）プロセスは、２ｘｘｘ、６ｘｘｘ、７ｘｘｘおよび８ｘｘｘシリーズの時効硬化性Ａｌ合金用に使用される。この場合、初めに圧力もしくは力の作用下で被成形構造の弾性成形が行われる。被成形構造は、いわゆる「スプリングバック」（「Ｓｐｒｉｎｇｂａｃｋ」）効果を考慮して、仕上げ部材よりも小さい曲率半径を有する成形部品に一致する。つまり被成形構造はまず所望の最終形状を超えて成形される。それに続く合金特有の硬化温度への加熱によって、たとえばＤ．Ｍ．Ｈａｍｂｒｉｃｋの論文「Ａｇｅ ｆｏｒｍｉｎｇ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｅｘｐａｎｄｅｄ ｉｎ ａｎ ａｕｔｏｃｌａｖｅ」、ＳＡＥ Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｐａｐｅｒ Ｓｅｒｉｅｓ、Ｇｅｎｅｒａｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｍｅｅｔｉｎｇ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔｉｏｎ、Ｗｉｃｈｉｔａ、Ｋａｎｓａｓ Ａｐｒｉｌ １６−１９、１９８５、Ｎｏ．８５０８８５に記載されているように、部分的な応力緩和下で形状変更が行われる。これは部材が冷却時に一定の度合でスプリングバックし、その後で最終形状となる結果となる。従って成形された構造は冷却および負荷除去後に加熱前よりも大きい曲率半径を有する。これは最終的に仕上げ部材が所望の最終形状となるように成形部品を設計するために、「スプリングバック」効果が高精度で予測されなければならないため、特に成形部品の製造の場合に問題となる。これは、さらに、たとえば欧州特許ＥＰ０５１７９８２Ａ１およびＥＰ０５２７５７０Ｂ１に記載されているように、高コストの「スプリングバック」効果の模擬実験を必要とする。
【０００９】
今日使用される硬化性又は時効硬化性合金（たとえばＡＡ２０２４、ＡＡ６０１３、ＡＡ６０５６）のほかに、将来の航空機世代向けに新規の自硬性、すなわち非硬化性又は非時効硬化性合金が開発されており、これは確立されている合金と異なり冶金学上の理由から、これが不可逆的な強度損失を引き起こしうるので、溶融焼鈍することができない。従って新規の材料は問題なく従来法によって成形することができない。そのため、二方向の湾曲もしくは球面のシェル領域の製造のための別の手段が必要である。
【００１０】
従って本発明の課題は、簡単な方法で、すなわち可能な限り少ないプロセスステップで本発明による合金の複雑な構造を特に重要なスプリングバック作用なしに成形することができる方法を創作することである。この場合、同時に付加的な加工による材料損失を可能な限り少なくするべきである。
【００１１】
この課題は、本発明によれば、本発明による合金からなる被成形部材が外力の作用下で弾性成形され、その際に該被成形部材の所望の最終形状となり、続いて弾性成形部材が合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より高い温度に加熱され、その結果部材が可能な限りその最終形状を維持しながら成形されることによって解決される。
【００１２】
この方法に基づき部材が特に重要なスプリングバックなしに熱の作用下で成形され、その際に弾性成形によって押圧された最終形状をほぼ維持することが達成される。つまり部材は成形とそれに続く冷却後に原理的に熱処理前と同じ湾曲を有する。これは弾性成形に使用した成形部品もしくは保持装置が充分な精度で部材の理論的形状と同じ形状を有し、そのため「スプリングバック」効果の予測のための複雑な模擬実験が不要であるという長所を有する。
【００１３】
部材がすでにその所望の最終形状となる熱処理前の部材の弾性成形は、第１実施形態によれば、保持装置に被成形部材を挿入後に外力が部材に作用し、それを受けて部材が弾性成形下で保持装置の輪郭に適合するように実施することができる。この場合、部材を保持装置の方向へ圧縮する機械的圧縮もしくはスタンピング装置を介して外力を伝達することができる。別の方法としてこの弾性成形を、たとえば真空空間内で発生される外部圧力の作用によって行うことができる。
【００１４】
別の実施形態によれば、部材が保持装置の方向へ弾性的にたわみ、その結果部材および保持装置の間に中空間が発生するように保持装置中に挿入された部材に外力を作用させることが好適である。次にこの中空間がシール材料により密閉され、続いて排気される。発生する負圧によって部材が弾性成形下で保持装置の輪郭に完全に適合し、所望の最終形状となる。その後、合金のクリープ成形と応力緩和に必要な温度より高い温度での熱の作用下で部材の成形が行われる。
【００１５】
したがって、保持装置の輪郭が被成形部材の所望の最終形状に相当することのみならず、外力の作用による成形が純弾性性状であることも有利である。これは部材に外力が作用しなくなれば、前記部材が再びその当初の形状へ移行することを意味する。従って修正または新規の挿入が問題なく可能である。従って外力の作用による部材の弾性成形は常時繰り返すことができる。
【００１６】
さらに、部材を２０℃／ｓ〜１０℃／ｈの加熱速度で合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より高い最高温度に加熱し、続いて部材を２００℃／ｓ〜１０℃／ｈの速度で冷却することも好適である。好ましくは最大温度が２００℃および４５０℃の間にあり、一般に０〜７２ｈの持続時間で一定に保持される。
【００１７】
その際に好ましくは、前記範囲内で加熱もしくは冷却速度ならびに最高温度を使用した合金または所望の物理的性質に適合させることができる。特に本方法の実施により部材の新規の成形を行うことができ、これは公知の方法によっては不可能もしくは条件つきでのみ可能である。
【００１８】
本発明による方法のもう１つの長所は、簡単に湾曲構造も球面構造も１つの作業ステップで成形できることである。この目的のために保持装置は、異なる空間方向へ伸張し、被成形部材の仕上げ最終輪郭に相当する湾曲を有する。さらに、すでにストリンガおよびリブが固定された２次元構造のほかに複雑な３次元構造も簡単な方法で成形することができる。同時に先行する溶接過程による熱応力によって引き起こされた成形が本発明による成形方法によって補償される。
【００１９】
以下、本発明を添付の図面を利用して詳細に説明する。
【００２０】
図１は、保持装置２の中への被成形部材１の挿入を説明するための概略図示である。被成形部材１は、圧延硬化された自硬性材料からなる２次元金属板としてよい。同様に金属板に予め摩擦撹拌溶接、レーザ溶接またはその他の好適な方法を利用して補強要素を取り付けてよく（図示せず）、その結果被成形構造が３次元形状を有する。この場合、その補強構造が保持装置２から遠い側にあるように、板が保持装置２中に挿入される。一般に各々任意の複雑な、特に自硬性の、すなわち非硬化性又は非時効硬化性アルミニウム合金からなる３次元構造を、成形のために保持装置中に挿入することができる。この非硬化性アルミニウム合金はＡｌＭｇ合金または特にＡｌＭｇＳｃ合金としてもよいが、しかしながら硬化性又は時効硬化性ＡｌＭｇＬｉ合金を使用してもよい。
【００２１】
被成形部材１が挿入される保持装置２は、成形された部材１の所望の最終形状に相当する形状もしくは輪郭２ａを有する。以下、部材１の最終形状は符号１ａで表す。保持装置２の湾曲は図１に示した平面内でも、それに対して垂直の平面内でも伸張することができ、その結果部材は球面もしくは二方向の湾曲を有する最終形状へも１つの作業ステップで成形させることができる。
【００２２】
部材１はまずその非成形状態で保持装置２中に挿入される。この場合、部材１と保持装置２の間に中空間３が形成される。
【００２３】
続いて非成形部材１上に上から、すなわち保持装置２と反対側から部材１に力Ｆを作用させる。この力Ｆは、たとえば図１に概略的にのみ図示したスタンピングもしくは圧力配置４を介して部材１上に伝達することができる。この外力の作用は、別の好適な手段も同様に可能である。これは、たとえば保持装置および部材がその中に置かれる真空空間内部の外力Ｐの作用としてよい。同様に力Ｆと力Ｐの組合せも可能である。
【００２４】
外力Ｆおよび／またはＰの作用に基づき、部材１が保持装置２の方向へたわむように前記部材が弾性的に成形される。図２から分かるように、この場合弾性成形部材１の曲率半径は、保持装置２のそれより大きく、その結果さらに部材１および保持装置２の間に中空間３が生ずる。しかしこの中空間３の容積は図１に示した初期状態よりも小さい。外力の作用による部材１の弾性成形は、部材１および保持装置２の間の支持面がより大きくなり、そのため中空間３がシール材料５の使用下で気密に密閉可能となる。その場合このシール材料５は一般的に、部材１の縁部領域に用いられる耐熱変性シリコーン材料である。
【００２５】
密閉後、部材１および保持装置２の間の中空間３内が排気される。この目的のために、保持装置２中に貫通孔６が配設され、この貫通孔６を介して中空間３が真空ポンプ（図示せず）に接続される。排気によって中空間内に負圧ｐが発生し、それによって図３に示したように、部材１が完全に保持装置２の輪郭２ａに密接するまで、前記部材１がさらに保持装置２の方向へ引張られる。図３において圧力配置もしくはスタンピング配置の図示を省いたことを注記しておく。さらに前記配置は、炉、オートクレーブ等の密閉されたハウジング７中にある。
【００２６】
さらにこれに関して、外力もしくは複数の外力Ｆおよび／またはＰが、部材をすでに完全に保持装置２の輪郭２ａへ圧縮するために充分である場合に中空間の真空引きを省いてもよいことに注意すべきである。たとえば、薄い金属シートもしくはわずかな湾曲構造が成形される場合がそうである。
【００２７】
また図３に示した状態では、部材１が初めに弾性成形状態にあり、その結果成形が可逆的であり、外力が部材上に作用しなくなるような場合に新規のプロセスを実施してよい。すなわち外力が被成形部材に作用しなくなれば、前記部材が再びその当初の非成形の初期状態に戻る。従って修正は常時問題なく可能である。
【００２８】
部材が上記ステップによって弾性成形下にその最終形状１ａに至った後、部材１が密閉したハウジング７の内部で真空の維持下に熱処理される。加熱によって部材１が弾性成形中に材料内に取り込まれた応力の応力緩和下に成形される。熱作用による応力緩和の終了後、真空を遮断してよく、冷却段階に進む。この場合、部材は顕著なスプリングバックが発生することなく、ほぼ保持装置の輪郭によって付与された最終形状１ａを維持する。
【００２９】
この場合、熱処理は図４に示した概略的なＴ（ｔ）推移に従って行われる。排気状態で、すなわち部材１が完全に保持装置２の輪郭２ａに密接する状態で、部材１が、通常２００℃以上またはそれと同じである合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より高い最大温度Ｔ１に加熱される。この場合、部材は２０℃／ｓおよび１０℃／ｈの間の加熱速度で第１時間間隔Δｔ１の範囲内で所望の目標温度Ｔ１まで加熱される。この場合、加熱速度は、図４に示した連続的な推移と逆に、間隔Δｔ１の範囲内でも段階的にまたはその他の好適な方法で変化させることができる。一般に時点ｔ１までに２２０℃および４５０℃の間にある最大温度Ｔ１に達する。次にこの温度は持続時間Δｔ２だけ一定に保持され、このΔｔ２は典型的に０および７２ｈの間にある。この時間間隔Δｔ２の範囲内で部材の本質的な応力緩和が行われる。この時間間隔の終了後、すなわち時点ｔ２で真空を遮断してよく、通常２００℃／ｓ〜１０℃／ｈの速度で冷却段階が進む。この冷却は、図４に概略的に示したように、連続的または段階的に行ってもよい。この場合、冷却は標準の空気冷却またはその他の好適な方法で行ってよい。
【００３０】
部材が冷却プロセス中にその保持装置２の輪郭２ａによって与えられた最終形状１ａをほぼ維持することが本質的である。保持装置よりも大きい曲率半径を有する形状への顕著なスプリングバックは発生しない。従って保持装置は充分な精度で所望の最終形状の寸法で製造することができる。たとえば「エージング成形」法によって成形される従来の時効性合金の場合のようにスプリングバック効果の面倒な模擬実験は不要である。
【００３１】
冒頭に述べたように、被成形部材として上記アルミニウム合金製の２次元金属板のみならず、所望の二方向に湾曲した即ち球面の形状に成形される３次元形状も対象となる。従って溶接過程前の湾曲部品の高コスト製造は不要になる。これは、板およびストリンガが最終輪郭に近い状態でたとえばレーザ溶接によって接合されていたため、従来は必要であった。
【００３２】
さらにレーザ溶接によって生じる部材の歪み、もしくは、たとえば金属板にレーザ溶接法を利用してストリンガを固定する際に発生する金属板の凹凸または波状起伏（ツェッペリン効果とも呼ぶ）は、図３に示した概略的な成形プロセス中にほぼ補償される。従って本発明による方法は特に、複雑な後処理法もしくは調整（配置）手段が必要とならずに、前記のような凹凸がほぼ完全に補償されるという長所を有する。
【００３３】
特に本発明による方法において、従来の成形方法の場合に引張成形力が導入される縦縁の縁部領域を分離する必要がないため、少ない材料損失のみで済むという結果となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 保持装置中への被成形部材の挿入を説明するための概略図である。
【図２】 被成形部材に及ぼす外力の作用を説明するための概略図である。
【図３】 本発明による成形ステップの概略図である。
【図４】 部材の成形に必要な熱処理のＴ（ｔ）図である。
本発明は、アルミニウム合金、特に自硬性ＡｌＭｇ、自硬性ＡｌＭｇＳｃ、および／または硬化性（時効硬化性）ＡｌＭｇＬｉ合金からなる構造の成形方法に関する。
【０００２】
航空および航空宇宙技術において、空気力学と同様に重量を考慮した最適の設計を有する高強度及び高剛性の複雑な構造が要求される。このような構造もしくは構造部品は、たとえば宇宙機用の翼シェル面、被覆およびタンク要素、ストリンガ、リブなどの構造強化要素を有する航空機胴体面を含む。このようなアルミニウム合金製の構造部品の精密な輪郭および図面に適合させるための製造は一般に困難であり、大抵、対応する中間焼鈍処理による個別部品の複数の成形ステップを必要とする。
【０００３】
航空機製造における溶接一体構造への転換は、良好に溶接可能な、耐食性の、ＡｌＭｇＳｃおよびＡｌＭｇＬｉ合金のような材料の使用を前提とする。これらの合金はその特性スペクトルに基づいた非常に限られた延性のみを有する。それによって、従来法による所望の最終輪郭への成形は、形状変形能力が不充分であるため、部分的に不可能である。
【０００４】
今日の現況技術としては、合金ＡＡ２０２４の金属板製の外シェル領域が溶解熱処理状態で引張成形法を利用して成形されるものがある。冷間状態でも熱間状態でも実施できる引張成形法においては、周知のように被成形構造が１つまたは複数のステップもしくは段階（ドイツ国特許公報ＤＥ１９５０４６４９Ｃ１参照）で成形される。この場合、被成形構造部品をまず長手方向に、続いて所望の最終輪郭を有する構造部品を介して引張ることができる。
【０００５】
この場合の欠点は、材料内に成形過程による内部応力が発生し、この応力が運転荷重の重畳により構造の機能不全を引き起こしうることである。さらに球面の湾曲、すなわち異なる空間方向に沿った湾曲を有する構造への成形は困難であり、それに対応するように設計された機械類および形状安定性の工具を必要とする。特に被成形構造部品は掴み顎の取り付けによって多くが外縁部で損傷を受け、その結果この領域は、たとえば輪郭フライス盤によって除去されなければならない。これは材料損失をもたらすのみならず、不要な費用とそれに関係する時間損失をもたらす別の加工ステップも必要とする。
【０００６】
ＡｌＭｇ合金の場合は、特に常温成形時に、リューダース線とも呼ばれる材料特性に妨害的影響を及ぼしうる特性表面現象の非連続的変形および形成が観察される。
【０００７】
さらに、ＡｌＭｇ合金群がＬ方向（圧延方向）にｒ値の最小値を有する平面非等方性を有することが判明した。これは、引張成形時の材料フローが大部分金属板厚から行われ、そのため被成形構造がより早い局所的な間引きおよび早期の機能不全を生じ易いことを意味する。さらに、引張成形による金属板厚の低減は、図面に対応する最終厚にすることが均一な伸び率によってのみ達成でき、そのため大きい展開差を有する部材において実現が困難である結果をもたらす。
【０００８】
引張成形のほかに、周知のように成形のために、たとえばオートクレーブまたは炉内の圧力−および温度作用下で実施される硬化方法も使用されるが、この方法では、同時に時効硬化の影響が生じる。この、いわゆる「エージング（時効）成形」（「ａｇｅ ｆｏｒｍｉｎｇ」）プロセスは、２ｘｘｘ、６ｘｘｘ、７ｘｘｘおよび８ｘｘｘシリーズの時効硬化性Ａｌ合金用に使用される。この場合、初めに圧力もしくは力の作用下で被成形構造の弾性成形が行われる。被成形構造は、いわゆる「スプリングバック」（「Ｓｐｒｉｎｇｂａｃｋ」）効果を考慮して、仕上げ部材よりも小さい曲率半径を有する成形部品に一致する。つまり被成形構造はまず所望の最終形状を超えて成形される。それに続く合金特有の硬化温度への加熱によって、たとえばＤ．Ｍ．Ｈａｍｂｒｉｃｋの論文「Ａｇｅ ｆｏｒｍｉｎｇ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｅｘｐａｎｄｅｄ ｉｎ ａｎ ａｕｔｏｃｌａｖｅ」、ＳＡＥ Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｐａｐｅｒ Ｓｅｒｉｅｓ、Ｇｅｎｅｒａｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｍｅｅｔｉｎｇ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔｉｏｎ、Ｗｉｃｈｉｔａ、Ｋａｎｓａｓ Ａｐｒｉｌ １６−１９、１９８５、Ｎｏ．８５０８８５に記載されているように、部分的な応力緩和下で形状変更が行われる。これは部材が冷却時に一定の度合でスプリングバックし、その後で最終形状となる結果となる。従って成形された構造は冷却および負荷除去後に加熱前よりも大きい曲率半径を有する。これは最終的に仕上げ部材が所望の最終形状となるように成形部品を設計するために、「スプリングバック」効果が高精度で予測されなければならないため、特に成形部品の製造の場合に問題となる。これは、さらに、たとえば欧州特許ＥＰ０５１７９８２Ａ１およびＥＰ０５２７５７０Ｂ１に記載されているように、高コストの「スプリングバック」効果の模擬実験を必要とする。
【０００９】
今日使用される硬化性又は時効硬化性合金（たとえばＡＡ２０２４、ＡＡ６０１３、ＡＡ６０５６）のほかに、将来の航空機世代向けに新規の自硬性、すなわち非硬化性又は非時効硬化性合金が開発されており、これは確立されている合金と異なり冶金学上の理由から、これが不可逆的な強度損失を引き起こしうるので、溶融焼鈍することができない。従って新規の材料は問題なく従来法によって成形することができない。そのため、二方向の湾曲もしくは球面のシェル領域の製造のための別の手段が必要である。
【００１０】
従って本発明の課題は、簡単な方法で、すなわち可能な限り少ないプロセスステップで本発明による合金の複雑な構造を特に重要なスプリングバック作用なしに成形することができる方法を創作することである。この場合、同時に付加的な加工による材料損失を可能な限り少なくするべきである。
【００１１】
この課題は、本発明によれば、本発明による合金からなる被成形部材が外力の作用下で弾性成形され、その際に該被成形部材の所望の最終形状となり、続いて弾性成形部材が合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より高い温度に加熱され、その結果部材が可能な限りその最終形状を維持しながら成形されることによって解決される。
【００１２】
この方法に基づき部材が特に重要なスプリングバックなしに熱の作用下で成形され、その際に弾性成形によって押圧された最終形状をほぼ維持することが達成される。つまり部材は成形とそれに続く冷却後に原理的に熱処理前と同じ湾曲を有する。これは弾性成形に使用した成形部品もしくは保持装置が充分な精度で部材の理論的形状と同じ形状を有し、そのため「スプリングバック」効果の予測のための複雑な模擬実験が不要であるという長所を有する。
【００１３】
部材がすでにその所望の最終形状となる熱処理前の部材の弾性成形は、第１実施形態によれば、保持装置に被成形部材を挿入後に外力が部材に作用し、それを受けて部材が弾性成形下で保持装置の輪郭に適合するように実施することができる。この場合、部材を保持装置の方向へ圧縮する機械的圧縮もしくはスタンピング装置を介して外力を伝達することができる。別の方法としてこの弾性成形を、たとえば真空空間内で発生される外部圧力の作用によって行うことができる。
【００１４】
別の実施形態によれば、部材が保持装置の方向へ弾性的にたわみ、その結果部材および保持装置の間に中空間が発生するように保持装置中に挿入された部材に外力を作用させることが好適である。次にこの中空間がシール材料により密閉され、続いて排気される。発生する負圧によって部材が弾性成形下で保持装置の輪郭に完全に適合し、所望の最終形状となる。その後、合金のクリープ成形と応力緩和に必要な温度より高い温度での熱の作用下で部材の成形が行われる。
【００１５】
したがって、保持装置の輪郭が被成形部材の所望の最終形状に相当することのみならず、外力の作用による成形が純弾性性状であることも有利である。これは部材に外力が作用しなくなれば、前記部材が再びその当初の形状へ移行することを意味する。従って修正または新規の挿入が問題なく可能である。従って外力の作用による部材の弾性成形は常時繰り返すことができる。
【００１６】
さらに、部材を２０℃／ｓ〜１０℃／ｈの加熱速度で合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より高い最高温度に加熱し、続いて部材を２００℃／ｓ〜１０℃／ｈの速度で冷却することも好適である。好ましくは最大温度が２００℃および４５０℃の間にあり、一般に０〜７２ｈの持続時間で一定に保持される。
【００１７】
その際に好ましくは、前記範囲内で加熱もしくは冷却速度ならびに最高温度を使用した合金または所望の物理的性質に適合させることができる。特に本方法の実施により部材の新規の成形を行うことができ、これは公知の方法によっては不可能もしくは条件つきでのみ可能である。
【００１８】
本発明による方法のもう１つの長所は、簡単に湾曲構造も球面構造も１つの作業ステップで成形できることである。この目的のために保持装置は、異なる空間方向へ伸張し、被成形部材の仕上げ最終輪郭に相当する湾曲を有する。さらに、すでにストリンガおよびリブが固定された２次元構造のほかに複雑な３次元構造も簡単な方法で成形することができる。同時に先行する溶接過程による熱応力によって引き起こされた成形が本発明による成形方法によって補償される。
【００１９】
以下、本発明を添付の図面を利用して詳細に説明する。
【００２０】
図１は、保持装置２の中への被成形部材１の挿入を説明するための概略図示である。被成形部材１は、圧延硬化された自硬性材料からなる２次元金属板としてよい。同様に金属板に予め摩擦撹拌溶接、レーザ溶接またはその他の好適な方法を利用して補強要素を取り付けてよく（図示せず）、その結果被成形構造が３次元形状を有する。この場合、その補強構造が保持装置２から遠い側にあるように、板が保持装置２中に挿入される。一般に各々任意の複雑な、特に自硬性の、すなわち非硬化性又は非時効硬化性アルミニウム合金からなる３次元構造を、成形のために保持装置中に挿入することができる。この非硬化性アルミニウム合金はＡｌＭｇ合金または特にＡｌＭｇＳｃ合金としてもよいが、しかしながら硬化性又は時効硬化性ＡｌＭｇＬｉ合金を使用してもよい。
【００２１】
被成形部材１が挿入される保持装置２は、成形された部材１の所望の最終形状に相当する形状もしくは輪郭２ａを有する。以下、部材１の最終形状は符号１ａで表す。保持装置２の湾曲は図１に示した平面内でも、それに対して垂直の平面内でも伸張することができ、その結果部材は球面もしくは二方向の湾曲を有する最終形状へも１つの作業ステップで成形させることができる。
【００２２】
部材１はまずその非成形状態で保持装置２中に挿入される。この場合、部材１と保持装置２の間に中空間３が形成される。
【００２３】
続いて非成形部材１上に上から、すなわち保持装置２と反対側から部材１に力Ｆを作用させる。この力Ｆは、たとえば図１に概略的にのみ図示したスタンピングもしくは圧力配置４を介して部材１上に伝達することができる。この外力の作用は、別の好適な手段も同様に可能である。これは、たとえば保持装置および部材がその中に置かれる真空空間内部の外力Ｐの作用としてよい。同様に力Ｆと力Ｐの組合せも可能である。
【００２４】
外力Ｆおよび／またはＰの作用に基づき、部材１が保持装置２の方向へたわむように前記部材が弾性的に成形される。図２から分かるように、この場合弾性成形部材１の曲率半径は、保持装置２のそれより大きく、その結果さらに部材１および保持装置２の間に中空間３が生ずる。しかしこの中空間３の容積は図１に示した初期状態よりも小さい。外力の作用による部材１の弾性成形は、部材１および保持装置２の間の支持面がより大きくなり、そのため中空間３がシール材料５の使用下で気密に密閉可能となる。その場合このシール材料５は一般的に、部材１の縁部領域に用いられる耐熱変性シリコーン材料である。
【００２５】
密閉後、部材１および保持装置２の間の中空間３内が排気される。この目的のために、保持装置２中に貫通孔６が配設され、この貫通孔６を介して中空間３が真空ポンプ（図示せず）に接続される。排気によって中空間内に負圧ｐが発生し、それによって図３に示したように、部材１が完全に保持装置２の輪郭２ａに密接するまで、前記部材１がさらに保持装置２の方向へ引張られる。図３において圧力配置もしくはスタンピング配置の図示を省いたことを注記しておく。さらに前記配置は、炉、オートクレーブ等の密閉されたハウジング７中にある。
【００２６】
さらにこれに関して、外力もしくは複数の外力Ｆおよび／またはＰが、部材をすでに完全に保持装置２の輪郭２ａへ圧縮するために充分である場合に中空間の真空引きを省いてもよいことに注意すべきである。たとえば、薄い金属シートもしくはわずかな湾曲構造が成形される場合がそうである。
【００２７】
また図３に示した状態では、部材１が初めに弾性成形状態にあり、その結果成形が可逆的であり、外力が部材上に作用しなくなるような場合に新規のプロセスを実施してよい。すなわち外力が被成形部材に作用しなくなれば、前記部材が再びその当初の非成形の初期状態に戻る。従って修正は常時問題なく可能である。
【００２８】
部材が上記ステップによって弾性成形下にその最終形状１ａに至った後、部材１が密閉したハウジング７の内部で真空の維持下に熱処理される。加熱によって部材１が弾性成形中に材料内に取り込まれた応力の応力緩和下に成形される。熱作用による応力緩和の終了後、真空を遮断してよく、冷却段階に進む。この場合、部材は顕著なスプリングバックが発生することなく、ほぼ保持装置の輪郭によって付与された最終形状１ａを維持する。
【００２９】
この場合、熱処理は図４に示した概略的なＴ（ｔ）推移に従って行われる。排気状態で、すなわち部材１が完全に保持装置２の輪郭２ａに密接する状態で、部材１が、通常２００℃以上またはそれと同じである合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より高い最大温度Ｔ１に加熱される。この場合、部材は２０℃／ｓおよび１０℃／ｈの間の加熱速度で第１時間間隔Δｔ１の範囲内で所望の目標温度Ｔ１まで加熱される。この場合、加熱速度は、図４に示した連続的な推移と逆に、間隔Δｔ１の範囲内でも段階的にまたはその他の好適な方法で変化させることができる。一般に時点ｔ１までに２２０℃および４５０℃の間にある最大温度Ｔ１に達する。次にこの温度は持続時間Δｔ２だけ一定に保持され、このΔｔ２は典型的に０および７２ｈの間にある。この時間間隔Δｔ２の範囲内で部材の本質的な応力緩和が行われる。この時間間隔の終了後、すなわち時点ｔ２で真空を遮断してよく、通常２００℃／ｓ〜１０℃／ｈの速度で冷却段階が進む。この冷却は、図４に概略的に示したように、連続的または段階的に行ってもよい。この場合、冷却は標準の空気冷却またはその他の好適な方法で行ってよい。
【００３０】
部材が冷却プロセス中にその保持装置２の輪郭２ａによって与えられた最終形状１ａをほぼ維持することが本質的である。保持装置よりも大きい曲率半径を有する形状への顕著なスプリングバックは発生しない。従って保持装置は充分な精度で所望の最終形状の寸法で製造することができる。たとえば「エージング成形」法によって成形される従来の時効性合金の場合のようにスプリングバック効果の面倒な模擬実験は不要である。
【００３１】
冒頭に述べたように、被成形部材として上記アルミニウム合金製の２次元金属板のみならず、所望の二方向に湾曲した即ち球面の形状に成形される３次元形状も対象となる。従って溶接過程前の湾曲部品の高コスト製造は不要になる。これは、板およびストリンガが最終輪郭に近い状態でたとえばレーザ溶接によって接合されていたため、従来は必要であった。
【００３２】
さらにレーザ溶接によって生じる部材の歪み、もしくは、たとえば金属板にレーザ溶接法を利用してストリンガを固定する際に発生する金属板の凹凸または波状起伏（ツェッペリン効果とも呼ぶ）は、図３に示した概略的な成形プロセス中にほぼ補償される。従って本発明による方法は特に、複雑な後処理法もしくは調整（配置）手段が必要とならずに、前記のような凹凸がほぼ完全に補償されるという長所を有する。
【００３３】
特に本発明による方法において、従来の成形方法の場合に引張成形力が導入される縦縁の縁部領域を分離する必要がないため、少ない材料損失のみで済むという結果となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 保持装置中への被成形部材の挿入を説明するための概略図である。
【図２】 被成形部材に及ぼす外力の作用を説明するための概略図である。
【図３】 本発明による成形ステップの概略図である。
【図４】 部材の成形に必要な熱処理のＴ（ｔ）図である。
Claims (11)
- アルミニウム合金、特に自硬性ＡｌＭｇ、自硬性ＡｌＭｇＳｃおよび／または硬化性（時効硬化性）ＡｌＭｇＬｉ合金からなる構造の成形方法であって、
ａ）外力（Ｆ、Ｐ、ｐ）作用下で被成形部材（１）の弾性成形において、部材（１）が部材（１）の所望の最終形状（１ａ）に相当する保持装置（２）の輪郭（２ａ）となる前記弾性成形ステップと、
ｂ）合金のクリープ成形および応力緩和に必要な温度より大きい温度（Ｔ１）へ弾性成形部材（１）を加熱し、その結果部材（１）がステップａ）で弾性成形により押圧された最終形状（１ａ）の維持下に成形される前記加熱ステップとを特徴とする方法。 - 弾性成形が、
被成形部材（１）の所望の最終形状（１ａ）に相当する輪郭（２ａ）を有する保持装置（２）中に被成形部材（１）を挿入するステップと、
部材（１）に外力（Ｆ、Ｐ、ｐ）を作用させて、部材（１）を弾性成形によって保持装置（２）の輪郭（２ａ）に密接させるステップとを含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 弾性成形が、
被成形部材（１）の所望の最終形状（１ａ）に相当する輪郭（２ａ）を有する保持装置（２）中に被成形部材（１）を挿入するステップと、
部材（１）へ外力（Ｆ、Ｐ）を作用させて、部材（１）を保持装置（２）の方向に弾性的にたわませるステップと、
部材（１）と保持装置（２）の間に発生する中空間（３）をシール材料（５）で密封するステップと、
中空間（３）を排気して、部材（２）を保持装置（２）の輪郭（２ａ）に密接させ、所望の最終形状（１ａ）を得るステップとを含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 部材（１）が加熱速度２０℃／ｓ〜１０℃／ｈで温度（Ｔ１）に加熱され、温度（Ｔ１）が持続時間０および７２ｈの間に保持され、それに続いて部材（１）が２００℃／ｓ〜１０℃／ｈの速度で冷却されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 温度（Ｔ１）が２００℃および４５０℃の間にあることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 保持装置（２）中に挿入された部材（１）が部材中で一方向および二方向に湾曲もしくは球面の輪郭で成形されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 複雑な２次元（２Ｄ）または３次元（３Ｄ）構造が成形のために保持装置（２）中に挿入されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 被成形部材（１）が自硬性ＡｌＭｇ合金からなることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 被成形部材（１）が自硬性ＡｌＭｇＳｃ合金からなることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 被成形部材（１）が硬化性又は時効硬化性のＡｌＭｇＬｉ合金からなることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
- 被成形部材（１）が請求項８ないし１０に記載の材料の組合せからなることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
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