JP4932473B2 - 一体化されたモノリシックアルミニウム構造の製造方法およびその構造から機械加工されたアルミニウム製品 - Google Patents

Description

発明の分野

本発明は、アルミニウム合金から一体化されたアルミニウム構造を製造する方法、およ
びそのような一体化されたアルミニウム構造から製造されたアルミニウム製品に関する。
より詳しくは、本発明は、構造的航空用途に関するアルミニウム協会(Aluminum Associat
ion)(「ＡＡ」)の国際命名法のＡＡ７０００シリーズにより指定される、高強度、高靱性
、耐食性アルミニウム合金から構造的航空部材を製造する方法に関する。さらに詳しくは
、本発明は、シートおよびプレート部材を一つの一体化されたモノリシック構造に組み合
わせ、有利な人工的時効(aging)方法によりひずみを回避する、航空用途向けの一体化さ
れたアルミニウム構造を製造する新規な方法に関する。

関連技術の説明

この分野では、熱処理可能なアルミニウム合金を、比較的高い強度、高い靱性および耐食性を必要とする多くの用途、例えば航空機の機体、車両部材、その他の用途に使用することが公知である。アルミニウム合金ＡＡ７０５０およびＡＡ７１５０は、Ｔ６型質別で高強度を示す（ここに参考として含めるＵＳ−Ａ−６，３１５，８４２参照）。析出硬化させたＡＡ７ｘ７５およびＡＡ７ｘ５５合金製品も、Ｔ６質別で高い強度値を示す。Ｔ６質別は、合金製品の強度を高めることが知られており、従って、特に航空機工業で使用されている。航空機の予備組立構造を人工的に時効にかけ、耐食性を強化することも知られている。これは、典型的な用途では、広範囲な、作業の慎重な管理を必要とする気象条件、および応力腐食および剥離の両方を含む腐食に対する十分な強度および耐性を与えるための時効条件にさらしているためである。

従って、これらのＡＡ７０００シリーズアルミニウム合金を人工的に過時効にかけることが公知である。Ｔ７９、Ｔ７６、Ｔ７４またはＴ７３型質別に人工的に時効にかけると、それらの応力腐食、剥離腐食に対する耐性および破壊靱性が上記の順で改良される（これらの質別の中で、Ｔ７３が最良であり、Ｔ７９はＴ６に近い）。妥当な質別条件は、Ｔ７４またはＴ７３型質別であり、それによって妥当なバランスのとれたレベルの引張強度、応力腐食耐性、剥離腐食耐性および破壊靱性が得られる。

航空機の構造的部品、例えばストリンガー、例えばキャビンストリンガーまたは機体ス
トリンガー、またはビーム、ならびに外板、機体の外板またはキャビン外板の両方、から
なる航空機の機体を製造する場合、この分野では、ストリンガーまたはビームを、例えば
機体外板を構成するアルミニウム合金シートにリベットで、または溶接により接続するこ
とが公知である。アルミニウム合金シートは、例えば航空機の機体形状に従って、曲げ、
形成し、ストリンガーおよびビームまたはリブに溶接により、および／またはリベットを
全体に使用して接続する。ストリンガーおよびリブの目的は、完成した構造を支持し、強
化することである。

航空機の製造を促進するため、およびコストを下げ、製造時間を促進する必要性から、
１５〜７０ｍｍの厚さを有するアルミニウム合金プレートを製造し、航空機の機体外板を
構成するシートの厚さおよびストリンガーまたはビームの高さに等しいか、またはそれ以
上の厚さを有するプレートを曲げることも公知である。曲げ操作の後、ストリンガーをプ
レートから機械加工し、アルミニウム材料をストリンガー間で切削加工する。

そのような先行技術の技術には少なくとも二つの大きな欠点がある。第一に、上記のよ
うに耐食性を高めるために人工的時効にかけたアルミニウム合金から製造されたプレート
は、曲げおよび機械加工の後に著しいひずみが生じ、垂直および水平のひずみを示し、そ
のために、すべての部品が補正の曲げおよび測定操作をさらに必要とするので、航空機の
機体または航空機の翼の組立が面倒なものになる。第二に、曲げおよび機械加工した、シ
ートおよびストリンガーまたはビームを含んでなる構造は、そのような曲げ操作から生じ
た残留または内部応力を示し、多少なりとも内部残留応力を有する他の区域とは異なった
微小構造を有する区域または部分が生じる。これらの、高レベルの内部残留応力を有する
区域は、腐食および疲労亀裂伝播に著しく敏感になる傾向がある。

従って、本発明の目的は、一つ以上の上記の欠点が無く、航空機または他の用途向けの
、組立が容易で、安価であり、機械加工後のひずみが無いか、または少なくとも僅かであ
り、より一様な微小構造を有し、内部応力レベルが異なった区域が回避される、一体化さ
れたモノリシックアルミニウム構造の製造方法およびその構造から機械加工されたアルミ
ニウム製品を提供することである。

より詳しくは、本発明の目的は、先行技術のアルミニウム構造で行うよりも速く航空機
を組み立てるのに使用でき、より優れた特性、例えば強度、靱性および耐食性、を達成で
きる、航空用途向けの一体化されたモノリシックアルミニウム構造の製造方法を提供する
ことである。

本発明は、これらの目的の一つ以上を、一体化されたモノリシックアルミニウム構造の
製造方法であって、（ａ）アルミニウム合金から、予め決められた厚さ（ｙ）を有するア
ルミニウム合金プレートを用意する工程、（ｂ）該合金プレートを形状付与または成形し
、固定半径(built-in radius)を有する予め決められた成形構造を得る工程、（ｃ）該成
形構造を熱処理する工程、（ｄ）所望により該成形構造を機械加工（例えば高速機械加工
）し、一体化されたモノリシックアルミニウム構造を得る工程を含んでなる方法により達
成する。他の好ましい実施態様は、従属請求項に記載および規定されている。

本発明の別の態様で、本発明の方法により製造された一体化されたアルミニウム構造か
ら製造されたアルミニウム製品を提供するが、そこでは、ベースシートおよび構成部品を
含む一体化されたアルミニウム構造を得るために、成形された構造を機械加工する。好ま
しい実施態様は、対応する従属請求項に記載および特許権請求されている。

好ましい実施態様の詳細な説明

下記の内容から明らかなように、他に指示がない限り、合金の名称および質別の名称
は、アルミニウム協会から出版されているAluminum Standards and Data and the Regisl
ation Recordsにおけるアルミニウム協会名称による。

「モノリシック」は、この分野で公知の、実質的に単一の固体を意味する用語であり、
接合部または継ぎ目無しに形成または製造された、全体が実質的に一様である単一物体を
含んでなる。本発明の方法により得られるモノリシック製品は、差異を認めることができ
ない、すなわち単一の材料から形成され、一体的な構造または特徴、例えば外側表面また
は側面および内側表面または側面を有する実質的に連続的な外板、および一体的な支持部
材、例えば外板の内側表面上にあるフレーム部材を構成するリブまたは厚くなった部分、
を含んでなることができる。

本発明の上記目的の一つ以上は、アルミニウム合金から、予め決められた厚さを有する
アルミニウム合金プレートを製造すること、該合金プレートを成形し、予め決められた形
状の構造を得ること、好ましくはその後に該成形構造を人工的または自然の時効または焼
きなましにかけ、次いで該成形構造に切削または機械加工、例えば高速機械加工、を行い
、上記の目的に使用できる一体化されたモノリシックアルミニウム構造を得ることにより
達成される。

時効工程または焼きなましは、成形工程の後で行われるので、ひずみレベルを大幅に下
げた、あるいは実質的にひずみが無い構造部材を得ることができ、得られる製品は、航空
機の機体または翼用途、または航空機尾部用の垂直桁を有する垂直外板に特に好適である
。成形工程による上記の欠点を示す該成形構造は、その内部または残留応力が、合金プレ
ートの成形工程の後に行われる人工的または自然の時効工程全体を通して除去されると考
えられる。

本発明の方法の好ましい実施態様では、アルミニウム合金プレートを予め決められた成形構造に成形する工程の後、例えば高速機械加工による機械加工を行う前に、予め決められた成形構造を人工的時効にかけ、その後に続く機械加工の際の寸法安定性を改良する。好ましくは、成形構造は、Ｔ６、Ｔ７９、Ｔ７８、Ｔ７７、Ｔ７６、Ｔ７４、Ｔ７３およびＴ８質別条件からなる群から選択された質別で人工的に時効にかける。例として、好適なＴ７３質別は、Ｔ３５１質別であり、好適なＴ７４質別は、Ｔ７４５１質別であろう。

本方法の一実施態様では、予め決められた成形構造を得るための形状付与または成形工
程は、冷間形成操作、例えば曲げ操作、を含んでなり、固定半径を有する製品を製造する
。

本発明の方法の一実施態様では、アルミニウム合金プレートを、形状付与または成形工程の前に、溶体化熱処理温度から急冷した後、伸長する。好ましくは、伸長操作は、伸長操作直前の長さの８％以下、好ましくは１〜５％とする。典型的には、これは、アルミニウム合金プレートをＴ４またはＴ７３またはＴ７４またはＴ７６質別、例えばＴ４５１質別またはＴ７３５１質別にかけることにより達成される。

成形構造は、機械加工前の厚さが、好ましくはベースシートまたは外板および追加構成
部品、例えばストリンガー、の組み合わせた厚さ以上であり、その際、該ベースシートお
よび追加構成部品が該一体化されたモノリシックアルミニウム構造を形成する。

得られる製品の、縦方向におけるひずみは、ＢＭＳ７−３２３Ｄ、８．７項により測定
して典型的には０．１３ｍｍ未満、好ましくは０．１０ｍｍ未満である。

一実施態様では、成形構造の機械加工前の厚さ（ｙ）は、１０〜２２０ｍｍ、好ましく
は１５〜１５０ｍｍ、より好ましくは２０〜１００ｍｍ、最も好ましくは３０〜６０ｍｍ
である。

アルミニウム合金プレートは、好ましくはＡＡ５ｘｘｘ、ＡＡ７ｘｘｘ、ＡＡ６ｘｘｘ
およびＡＡ２ｘｘｘシリーズアルミニウム合金からなる群から選択されたアルミニウム合
金から製造する。具体的な例は、ＡＡ７ｘ５０、ＡＡ７ｘ５５、ＡＡ７ｘ７５、およびＡ
Ａ６ｘ１３シリーズアルミニウム合金であり、これらのシリーズの典型的な代表例は、Ａ
Ａ７０７５、ＡＡ７４７５、ＡＡ７０１０、ＡＡ７０５０、ＡＡ７１５０およびＡＡ６０
１３合金である。

本発明の好ましい実施態様では、アルミニウム合金プレートは、急冷後に伸長したアル
ミニウム合金から製造する。一例を以下に記載する。

航空宇宙の分野における、高い靱性と良好な腐食特性のバランスがとれたプレート用途
向けのＡＡ７ｘｘｘシリーズアルミニウム合金を製造する好ましい方法は、重量％で、
Ｚｎ ５．０〜８．５
Ｃｕ １．０〜２．６
Ｍｇ １．０〜２．９
Ｆｅ ０．３未満、好ましくは０．１５未満
Ｓｉ ０．３未満、好ましくは０．１５未満
所望により下記から選択される一種以上の元素：
Ｃｒ ０．０３〜０．２５
Ｚｒ ０．０３〜０．２５
Ｍｎ ０．０３〜０．４
Ｖ ０．０３〜０．２
Ｈｆ ０．０３〜０．５
Ｔｉ ０．０１〜０．１５
（該所望により使用する元素の合計は０．６重量％を超えない）、残部アルミニウムおよび不可避不純物（それぞれ＜０．０５％、合計＜０．２０％）である組成を有する素地を加工する工程、製品を溶体化熱処理および急冷する工程、急冷した製品を１％〜５％、好ましくは１．５％〜３％伸長し、Ｔ４５１質別に到達させる工程、およびその後、製品を、例えば曲げ、予備湾曲または切削により成形し、予め決められた成形構造を得る工程を含んでなる。

次いで、予め決められた成形構造を、好ましくは、順に７９℃〜１６５℃の一つ以上の温度に製品を３回まで、または予め決められた成形構造を先ず７９℃〜１４５℃の一つ以上の温度に２時間以上加熱するか、または成形構造を１４８℃〜１７５℃の一つ以上の温度に加熱することにより、人工的時効にかける。その後、成形構造は実質的なひずみを示さず、同時に、成形構造は、ＡＳＴＭ Ｇ３４−９７により測定して「ＥＢ」またはそれより優れた、改良された剥離腐食耐性を示し、Ｔ７６質別条件における類似サイズのＡＡ７ｘ５０合金試料よりも約１５％大きな降伏強度を示す。

ＡＭＳ ２７７２Ｃにより、ＡＡ７０５０合金がＴ７６５１質別に到達する典型的な時効では１２１℃で３〜６時間、続いて１６３℃で１２〜１５時間かかるのに対し、同じ合金がＴ７４５１質別に到達するには１２１℃で３〜６時間、続いて１６３℃で２０〜３０時間かかる。ＡＡ７４７５合金がＴ７３５１質別に到達する典型的な時効では１２１℃で６〜８時間、続いて１６３℃で２４〜３０時間かかる。ＡＡ７１５０合金がＴ６５１質別に到達する典型的な時効では１２１℃で２４時間、または１２１℃で２４時間、続いて１６０℃で１２時間かかる。

本発明の製品の好ましい実施態様では、該ベースシートは航空機の機体外板であり、該
構成部品は、航空機の機体の一体的なストリンガーまたは他の一体的な補強部の少なくと
も一部であり、機体は固定半径を有する。

別の実施態様では、該ベースシートは、一体化された構造、例えば一体化されたドアの
ベース外板であり、該構成部品は、航空機の一体化された構造の一体的な補強部の少なく
とも一部であり、一体化された構造は固定半径を有する。

別の実施態様では、該ベースシートは航空機の翼外板であり、該構成部品は、一体化さ
れたリブおよび／または他の一体的な補強部、例えば航空機の翼のストリンガー、の少な
くとも一部である。

本発明の方法およびアルミニウム合金製品の上記の、および他の特徴および利点は、添
付の図面を参照しながら以下に記載する実施態様の詳細な説明から明らかである。

図１は、ベースシート１および追加構成部品２、例えば航空機用途のストリンガーまた
はビーム、を含んでなる一体化されたアルミニウム構造を示す。一体化されたアルミニウ
ム構造６は、例えば航空機の機体の形状に従って成形し、予備湾曲させたベースシート１
からなり、機体外板１の断面を示す。追加構成部品２は、例えばストリンガーであり、先
行技術により、例えばリベットおよび／または溶接により、ベースシート１に取り付けて
ある。

図２は、先行技術により製造された、一体化されたアルミニウム構造のひずみ効果を示
す。追加構成部品２をベースシート１に取り付け、構造全体を機械加工およびリベット留
めまたは溶接工程の後に仕上げると、通常、追加構成部品２をベースシート１に接続する
前に、または構成部品２が対応する厚さのプレートから機械加工される前に予備湾曲させ
たプレートまたはシートからの応力除去により、水平ひずみｄ_１および／または垂直ひず
みｄ_２が生じる。

図３ａは、やはり先行技術により製造された、一体化されたモノリシック構造または構
成部品を示す。アルミニウム合金ブロック３を鋳造、均質化、圧延による熱間加工、鍛造
または押出および／または冷間加工、溶体化熱処理、急冷および伸長により製造し、厚い
アルミニウム合金ブロック３を得るが、これを「成形」して予め決められた成形構造５を
得る。成形工程は、機械的切削または機械加工工程であり、それによってアルミニウム合
金ブロック３を切削し、図３ｃに示すような、予め決められた厚さｙを有する予め決めら
れた成形構造を得る。予め決められた厚さｙは、ベースシート１のシート厚ｘおよび追加
構成部品２の延長部（これは、時効工程の後に、一つ以上の別の切削工程により、成形構
造５から機械加工される）と等しいか、またはそれより大きい。この方法の欠点は、製品
中に大きな残留応力が残ることがあり、このためにとりわけ、必要な公差および安全上の
必要条件に適合するために、フレーム部材または外板自体の断面積増加につながることで
ある。

図３ｂは、本発明の一実施態様を示すが、そこでは成形工程が機械的な曲げ工程であり
、それによって合金プレート４を、図３ｃに示すように、固定半径を有する曲がった、ま
たは予備湾曲させた構造５に曲げる。本発明の方法を使用し、二重に湾曲した構造、例え
ば放物面状の構造、を製造することもできる。本発明のこの実施態様の、図３ａで説明し
た先行技術と比較した利点は、合金プレート４の予め決められた厚さｙが、総アルミニウ
ムブロック３の予め決められた厚さよりはるかに小さいので、機械加工または切削に使用
されるアルミニウムが少ないことである。さらに成形後の時効工程により、例えば航空機
の機体および翼用途に好適な、実質的にひずみの無い構造部材を得ることができる。本発
明の方法および製品のもう一つの利点は、従来の方法により製造される、より厚い製品に
対して、強度および重量の優位性を有する、より薄い最終的なモノリシック製品または構
造が得られることである。つまり、より薄い壁と軽い重量による設計が可能になり、実証
される。本発明の方法および製品のさらに別の利点は、モノリス部分の重量低下である。
重量は、固定具を無くすことによっても、さらに低減される。これによって、機械加工で
ひずみの低下により得られる精度、および成形後の最終的な機械加工に固有の精度におけ
る優位性が得られる。

工業的規模で、最終寸法が厚さ４０ｍｍ、幅１９００ｍｍ、および長さ２０００ｍｍである、ＡＡ７４７５シリーズ合金（航空宇宙等級材料）の厚いプレートを製造した。異なったプレートを、公知の様式で、Ｔ４５１質別条件およびＴ７３５１質別条件にかけた。

一体化されたモノリシック構造を製造する一方法では、Ｔ４５１質別のプレートを、そのＬ方向で、半径１０００ｍｍの構造に曲げ、続いて人工的時効によりＴ７３５１質別にかけた。縦方向におけるひずみは０．０７〜０．０９ｍｍであり、これは公知の様式で縦方向残留応力１６〜２２ＭＰａに計算することができる。

一体化された構造を製造する別の方法では、Ｔ７３５１質別のプレートを、そのＬ方向で、半径１０００ｍｍの構造に曲げ、それ以上の時効処理は行わなかった。縦方向におけるひずみは０．１５〜０．２２ｍｍであり、これは公知の様式で縦方向残留応力４９〜５４ＭＰａに計算することができる。両方法に関して、機械加工後のひずみは、ここに参考として含めるＢＭＳ７−３２３Ｄ、８．７項、２００３年１月２１日付け改訂版、により測定した。

この例は、とりわけ、湾曲したパネルを形成した後で、一体化された構造に機械加工す
る前に行う時効処理の、機械加工後のひずみ、従って材料中の残留応力に対する有利な影
響を示している。

以上、本発明を十分に説明したが、当業者には明らかな様に、ここで説明した本発明の
精神または範囲から離れることなく、多くの変形および修正を行うことが可能である。

一体化されたアルミニウム構造を示す。 図１の一体化されたアルミニウム構造のひずみ効果を示す。 先行技術の実施態様を示す。 本発明の実施態様を示す。 本発明により人工的または自然に時効にかけた成形構造（５）を示す。

Claims (12)

1. ベースシート（１）および一体的な構成部品（２）を含む一体化されたモノリシックアルミニウム構造体の製造方法であって、前記一体化されたモノリシックアルミニウム構造体が、航空機用の翼外板部分またはフレーム部分であり、
   ａ）ＡＡ２ｘｘｘ、ＡＡ５ｘｘｘ、ＡＡ６ｘｘｘまたはＡＡ７ｘｘｘシリーズの群から選択されるアルミニウム合金から、１０〜２２０ｍｍの厚さ（ｙ）を有するアルミニウム合金プレート（４）を用意する工程、
   ｂ）前記アルミニウム合金プレート（４）を、Ｔ４、Ｔ７３、Ｔ７４およびＴ７６を含んでなる群から選択される質別へと導き、前記アルミニウム合金プレート（４）が、急冷の後、形状付与または成形工程の前に、伸長されている工程、
   ｃ）前記合金プレート（４）を機械的な曲げによって形状付与または成形し、予め決められた成形構造（５）を得、該形状付与または成形処理が冷間成形を含んでなる工程、
   ｄ）前記成形構造（５）を熱処理し、前記熱処理が、前記成形構造（５）をＴ６、Ｔ７９、Ｔ７８、Ｔ７７、Ｔ７６、Ｔ７４、Ｔ７３およびＴ８から選択される質別へと人工的に時効することを含む工程、
   ｅ）前記ベースシート（１）および一体的な構成部品（２）が形成されるように前記成形構造（５）を機械加工し、一体化されたモノリシックアルミニウム構造体（６）を得る工程
   を含んでなる、方法。
2. 前記アルミニウム合金プレート（４）が、急冷の後、前記形状付与または成形工程の前に、最大８％までの範囲内で伸長されている、請求項１に記載の方法。
3. 前記アルミニウム合金プレート（４）が、急冷の後、前記形状付与または成形工程の前に、１〜５％伸長されている、請求項２に記載の方法。
4. 前記アルミニウム合金プレート（４）が、ＡＡ７ｘ５０、ＡＡ７ｘ５５、ＡＡ７ｘ７５およびＡＡ６ｘ１３シリーズ合金の群から選択されたアルミニウム合金から製造される、請求項１〜３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記アルミニウム合金プレート（４）が、重量％で、
   Ｚｎ ５．０〜８．５
   Ｃｕ １．０〜２．６
   Ｍｇ １．０〜２．９
   Ｆｅ ０．３未満
   Ｓｉ ０．３未満
   所望により下記から選択されるその合計が０．６を超えない一種以上の元素：
   Ｃｒ ０．０３〜０．２５
   Ｚｒ ０．０３〜０．２５
   Ｍｎ ０．０３〜０．４
   Ｖ ０．０３〜０．２
   Ｈｆ ０．０３〜０．５
   Ｔｉ ０．０１〜０．１５
   残部アルミニウムおよびそれぞれ０．０５未満で、かつ合計０．２０未満の不可避不純物からなる組成を有するアルミニウム合金から製造される、請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
6. 前記成形構造（５）の機械加工前の厚さ（ｙ）が、１５〜１５０ｍｍである、請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記成形構造（５）の機械加工前の厚さ（ｙ）が、３０〜６０ｍｍである、請求項６に記載の方法。
8. 請求項１〜７のいずれか一項に記載の方法により製造された一体化されたモノリシックアルミニウム構造体（６）から製造されたアルミニウム製品であって、ベースシート（１）および一体的な構成部品（２）を含む一体化されたアルミニウム構造体（６）を得るために、前記成形構造（５）が機械加工される、アルミニウム製品。
9. 前記ベースシート（１）が航空機の機体外板であり、前記構成部品（２）が、航空機の機体の一体的なストリンガーまたは一体的な補強部の少なくとも一部であり、固定半径を有する、請求項８に記載のアルミニウム製品。
10. 前記ベースシート（１）が、一体化されたモノリシック構造体のベース外板であり、前記一体化された構成部品（２）が、航空機の一体化された構造の一体化された補強部の少なくとも一部であり、固定半径を有する、請求項８に記載のアルミニウム製品。
11. 前記一体化されたモノリシック構造体が一体化されたドアである、請求項１０に記載のアルミニウム製品。
12. 前記ベースシート（１）が航空機の翼外板であり、前記構成部品（２）が、航空機の翼の一体化されたリブまたは一体化された補強部の少なくとも一部である、請求項９に記載のアルミニウム製品。

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