JP6345682B2

JP6345682B2 - 航空機製造用の変厚構造要素の製造方法

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Publication number: JP6345682B2
Application number: JP2015541204A
Authority: JP
Inventors: エーストロム，ジャン−クリストフ; ダニエル，アルメル; ワルネール，ティモティ
Original assignee: Constellium Issoire SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 2012-11-08
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2018-06-20
Anticipated expiration: 2033-11-07
Also published as: US10196722B2; CA2890367A1; WO2014072593A2; WO2014072593A3; JP2016502601A; FR2997706B1; EP2917380A2; EP2917380B1; US20150299837A1; CN104769142A; WO2014072593A8; FR2997706A1; CN104769142B

Description

本発明は、アルミニウム合金製の、特に航空機製造用の圧延製品および構造要素に関する。

航空機製造用材料間での競合が激しさを増す一方、解決法の選択において商業的基準が時として決め手となることは明らかである。メーカーは、主として、キログラムあたりの価格に「購入対飛行（ｂｕｙｔｏｆｌｙ）」比を乗じた積に対応する飛行中の材料のキログラム価格に関心を寄せる。「購入対飛行」比とは、飛行機メーカーが購入した原料と飛行構造内に組付けられた原料の間の比である。薄板からのアルミニウム製部品の完全な機械加工は、特に、必要な厚みが翼の端部のものに比べて翼のつけ根の領域でより大きいものである翼パネルなどの部品について、時として意味深い「購入対飛行」比を導く。薄板は、均一な厚みを有する矩形横断面の圧延製品である。航空機構造要素の製造のためには、製造される部品の最終的幾何形状の如何に関わらず、一般に薄板が使用される。薄板の幾何形状の修正は、たとえそれが材料の節約を実現するために正当化されるとしても、製造、検査および取り扱いの観点から見た不都合を呈すること、ならびに既存の方法に直接迅速に転用できないことを理由として、今のところ航空機メーカーによって採用されたことがない。

さらに、各ゾーン内で特性の最適な折衷案を得るような形で、空間的な変厚特性を有する金属製のモノリシック構造要素を製造することが有利である。

仏国特許発明第２７０７０９２号明細書は、少なくとも１つの方向において連続的な変厚特性を有する構造的硬化を示す製品を製造する方法において、ヒートポンプによって連結された高温チャンバと低温チャンバを含む特定の炉内で、製品の一方の端部を温度Ｔにし、他方の端部を温度ｔにすることによって焼戻しを実施する方法について記載している。

国際公開第２００５／０９８０７２号は、初期温度Ｔ₁およびＴ₂を伴う少なくとも２つのゾーンまたはゾーン群Ｚ₁およびＺ₂を含み、２つのゾーンの長さが少なくとも１メートルである、制御された熱プロファイルを有する炉内で、焼戻し処理の少なくとも１つのステップを実施する製造方法について記載している。

国際公開第２００７／１２２３１４号は、熱間加工ステップを含むアルミニウム合金製モノリシック多機能構造要素または熱間処理製品の製造方法において、熱間加工の後に少なくとも１つの冷間塑性変形による加工ステップも含んでおり、このステップでは、構造要素の少なくとも２つのゾーンで少なくとも２％、好ましくは少なくとも３％の異なる平均総塑性変形が課せられることを特徴とする製造方法に関するものである。ただし、この出願中に記載されている方法は、工業的規模では実施されていない。

さらに米国特許出願公開第２００５／０２７９４３３号明細書は、アルミニウムまたはマグネシウム製薄板に極めて適した、長さ方向に変化する厚みを得るような形で薄板を圧延する方法について記載している。

本発明が解決する課題は、改善された「購入対飛行」比を有しかつ各部分において最適化された特性の折衷案を示す、特に航空機製造用のアルミニウム合金製圧延製品およびモノリシック構造要素の製造方法を開発することにある。

本発明の第一の目的は、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、
製造方法にある。

本発明のもう一つの目的は、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Ｒ_p0.2（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Ｋ_1CＬ−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、本発明に係る方法によって得られる変厚圧延製品にある。

本発明のさらにもう一つの目的は、飛行機用のモノリシック構造要素として、好ましくは翼下面外板または翼上面外板としての本発明に係る方法によって得られる変厚圧延製品の使用にある。

本発明に係る方法によって得られる変厚圧延製品の異なる幾何形状実施例を示す。実施例の変厚圧延製品についての、制御された引張りによる応力除去の際の長さ方向における位置に応じた永久変形を示す。

相反する記載のないかぎり、合金の化学組成に関する全ての表示は、質量％で示されている。合金の呼称は、当業者にとっては公知のアルミニウム協会の規定にしたがったものである。冶金学的状態および熱処理は、欧州規格ＥＮ５１５中で定義されている。規格化されたアルミニウム合金の化学組成は、例えば規格ＥＮ５７３−３中で定義されている。引張りにおける静的機械的特性、換言すると破壊強度Ｒ_m、０．２％伸びにおける従来の弾性限界Ｒ_p0.2および破壊時伸びＡ％は、規格ＮＦＥＮＩＳＯ６８９２−１にしたがった引張試験によって判定され、試料採取および試験の方向は規格ＥＮ４８５−１によって定義される。圧縮弾性限界は、規格ＡＳＴＭＥ９にしたがって０．２％の圧縮塑性変形で測定される。平面ひずみ下での靱性Ｋ_1Cの測定は、規格ＡＳＴＭＥ３９９にしたがって実施される。この規格の意味合いにおいて有効でないＫ_1Cが得られた場合、表示されるＫ_1Cの値は、圧延製品内で採取可能な最も厚い供試体ＣＴを用いて、かつ２という供試体の厚みに対する幅の比で測定されたＫ_Qである。

相反する記載の無いかぎり、欧州規格ＥＮ１２２５８−１の定義が適用される。詳細には、熱処理により実質的に硬化させることのできない合金は、非熱処理型合金と呼ばれ、適切な熱処理によって硬化させることのできる合金は、熱処理型合金と呼ばれる。

「構造要素」という用語は、静的および／または動的な機械的特性が構造の性能および無欠性にとって極めて重要であり、かつ構造計算が概して規定されているかまたは実施されている機械的構造物において使用される要素を意味する。これは典型的には、その不具合が、前記構造物、その使用者およびその利用者あるいは他の者の安全性を脅かす可能性のある機械的部品のことである。本発明の枠内において、構造要素は典型的には、飛行構造内に組付けられる部品である。飛行機の場合、これらの構造要素は、特に胴体を構成する要素、例えば胴体外板（英語ではｆｕｓｅｌａｇｅｓｋｉｎ）、胴体スチフナまたは胴体ストリンガー（ｓｔｒｉｎｇｅｒｓ）、気密隔壁（ｂｕｌｋｈｅａｄｓ）、胴体フレーム（ｃｉｒｃｕｍｆｅｒｅｎｔｉａｌｆｒａｍｅｓ）、翼（例えば翼下面外板（ｌｏｗｅｒｗｉｎｇｓｋｉｎ）、翼上面外板（ｕｐｐｅｒｗｉｎｇｓｋｉｎ）、スチフナ（ｓｔｒｉｎｇｅｒｓまたはｓｔｉｆｆｅｎｅｒｓ）、リブ（ｒｉｂｓ）および翼桁（ｓｐａｒｓ）ならびに特に水平および垂直スタビライザ（ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌｏｒｖｅｒｔｉｃａｌｓｔａｂｉｌｉｓｅｒｓ）で構成された尾翼、ならびに床の形材（ｆｌｏｏｒｂｅａｍｓ）、座席レール（ｓｅａｔｔｒａｃｋｓ）および扉を含む。

「モノリシック構造要素」という用語は、本発明の枠内において、別の部品とのリベット締め、溶接、接着などの組立てのない、圧延された半製品のただ一つの部品から得られる構造要素を意味する。

本発明によると、熱処理型アルミニウム合金製の変厚圧延製品は、
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。

本発明に係る方法は、時効処理後の引張特性および圧縮特性が焼入れと時効処理の間の変形によって増強される２０００系の合金用に特に有利である。この方法はより詳細には、このタイプの合金の時効処理後の引張特性が、焼入れと焼戻しの間の変形によって大きく増強されることを理由に、冶金学的状態Ｔ８またはＴ８Ｘにあるリチウムを少なくとも０．５重量％含む２０００系の合金用として有利である。

圧延プレートの均質化は、特に、圧延の際の破損を回避するため、溶体化処理を容易にするため、そして粒状構造をより制御するために有利である。

変化する厚みに至るまでの熱間圧延は、長さ方向において、最も厚い部分と最も薄い部分の間に少なくとも１０％の厚み差を得るような形で実施される。厚み変動は、圧延製品自体の全長に到達し得る大きい長さにわたり漸進的に、あるいは、応力度の集中を原因とする引張り時の破損を回避することができるようにしながらも比較的局所的な少なくとも一回の変動によって、例えば０．５ｍの長さにわたり得られる。最も厚い部分または最も薄い部分というのは、平均厚みがそれぞれ最も大きいかまたは最も小さい、少なくとも１メートルの長さの圧延製品の連続した部分を意味する。百分率で示される厚み差は、最も厚い部分の厚みと最も薄い部分の厚みの差を最も薄い部分の厚みで除したものに等しく、最も厚い部分の厚みは最も厚い部分の平均厚みであり、最も薄い部分の厚みは最も薄い部分の平均厚みである。有利には、前記厚み差は、少なくとも２０％である。本発明の一実施形態において、前記厚み差は少なくとも３０％である。典型的には、最も厚い部分と最も薄い部分の間の厚み差は、厚みに応じて約２ｍｍまたは４ｍｍまたはそれ以上である。好ましくは、厚みは幅方向に均質である。厚み変動は、図１ａにより図示されている通り、圧延製品全体にわたり連続的であってよく、あるいは、図１ｂに図示されている通り、約１メートル以上の長さを有する変厚部分によって互いに連結されている一定の厚みの部分を有することができる。図１ｃにより図示されている本発明の一実施形態において、変厚圧延製品は、その二つの端部で同一の厚みを有し、最も厚い部分または最も薄い部分は典型的に長さの中間の場所に局在している。この実施形態において、圧延製品は、構造要素を得るため、機械加工の前に長さの中間の場所で二つに切断されている。この態様は、引張りの際に顎部内に位置する部分が同一の厚みを有することから、有利である。

前記圧延製品の厚みは、有利には１０〜５０ｍｍ、好ましくは１２〜３０ｍｍである。本発明の一実施形態において、最も厚い部分は２０〜３０ｍｍの厚みを有し、最も薄い部分は１０〜２０ｍｍの厚みを有する。

有利には、前記圧延製品の長さは５〜４０ｍ、好ましくは１０〜３０ｍである。

変厚圧延製品の溶体化処理は、この溶体化処理が製品の最も厚い部分において十分なものとなるのに十分な持続時間と温度を有する。こうして、溶体化処理は最も薄い部分においても同様に保証される。

同様に、焼入れの規模は製品の最も厚い部分に対して決定される。

焼入れの後、制御された引張りにより内部応力の応力除去を実施する。実際には、得られた変厚圧延製品は、特に飛行機用の構造要素を製造するため、切断されかつ／または機械加工されなければならず、これらのステップに際しては、内部応力が最小限であることが求められる。したがって、最も厚い部分内で少なくとも１％の永久変形が必要である。その上、２０００系の合金においては、この変形が概して、目標とされる機械的特性の獲得を左右する。

変厚製品の制御された引張りの際に、永久変形は長さ方向の位置に応じて変動する。この変動は、得られる製品の検査上の問題のため、１つの難点とみなされる可能性があった。しかしながら、意外にも、この変動は、あらゆる点において最適な特性を有する製品を得るための１つの利点でもある。こうして、永久変形は、薄い部分より厚い部分においてより小さい。典型的には、最も厚い部分内の永久変形が少なくとも１％である場合、最も薄い部分内の永久変形は少なくとも３％である。ところが、より高い永久変形は、大部分の２０００系合金についてより高い機械的強度を導き、その一方で、特に質別Ｔ８について、変形がより小さい場合靱性はより大きいものである。しかしながら、一定の閾値を超えると、制御された引張りの際の永久変形によって得られる機械的強度の増大は小さくなり、このとき特性間の妥協のもつ利点は無視できる程度のものとなり、その一方で高い変形率を実現することは実際にはきわめて困難である。したがって、有利には、最も薄い部分内の永久変形は、多くとも８％、好ましくは多くとも６％である。翼の下面または上面などの航空機構造要素の場合、所望される特性は、翼の端部における高い機械的強度と十分な靱性、そして翼付け根に向かっての高い靱性と十分な機械的強度である。その上、翼パネルについて、必要な厚みは、翼の端部よりも付け根においてより大きいものである。こうして、構造要素は、それが薄板から機械加工される先行技術の場合よりも本発明に係る方法に由来する圧延製品により近い形状を有する。有利には、本発明に係る方法に由来する圧延製品と構造要素との間で機械加工により除去すべき材料すなわちアルミニウム合金の体積は、薄板と前記同じ構造要素との間で除去すべき材料の体積よりも少なくとも１０％、好ましくは少なくとも１５％小さい。好ましくは構造要素の凸包絡は、本発明に係る方法に由来する圧延製品から８ｍｍ以上、有利には５ｍｍ以上それない。物体の凸包絡は、集合を含んでいるもののうち最も小さい凸集合であり、凸集合は、２つの点ＡおよびＢを取る毎にそれらを結合する線分［Ａ、Ｂ］がそこに完全に含まれる１つの幾何学的物体である。したがって、本発明に係る方法は、航空機メーカーのニーズに極めて適合した構造要素、特に翼パネルを導く。すなわち、厚みは、付け根用に適応される最も高い靱性を有するゾーン内でより大きく、端部用に適応され最も小さい機械的強度を有するゾーン内でより小さい。こうして製品の特性および「購入対飛行」比は同時に改善されるが、好ましくは、異なる部分の厚みは、構造要素の形状に応じてではなく、引張りの際の永久変形率に伴う最終的特性の推移を考慮に入れて、求められる最終的特性に応じて、選択される。

有利には、制御された引張りの際の永久変形は、最も厚い部分において１〜３％、最も薄い部分において４〜６％である。

制御された引張りによる応力除去の後、変厚圧延製品は、質別Ｔ３またはＴ３Ｘを得るよう自然に、あるいは焼戻しにより人工的に時効処理される。好ましくは、焼戻しは質別Ｔ８またはＴ８Ｘを導く。

２０００系の合金、ＡＡ２０２２、ＡＡ２０２３、ＡＡ２０２４、ＡＡ２０２４Ａ、ＡＡ２１２４、ＡＡ２２２４、ＡＡ２３２４、ＡＡ２４２４、ＡＡ２５２４、ＡＡ２０２６、ＡＡ２０２７は、質別Ｔ３またはＴ３Ｘで本発明に係る方法を実施するために特に適している。

２０００系の合金、ＡＡ２６１８、ＡＡ２２１９、ＡＡ２５１９、ＡＡ２１２４、ＡＡ２１３９、ＡＡ２０５０、ＡＡ２０５５、ＡＡ２０６０、ＡＡ２０７６、ＡＡ２０９０、ＡＡ２０９１、ＡＡ２０９４、ＡＡ２０９５、ＡＡ２１９５、ＡＡ２２９５、ＡＡ２１９６、ＡＡ２２９６、ＡＡ２０９７、ＡＡ２１９７、ＡＡ２２９７、ＡＡ２３９７、ＡＡ２０９８、ＡＡ２１９８、ＡＡ２０９９およびＡＡ２１９９は、質別Ｔ８またはＴ８Ｘで本発明に係る方法を実施するために特に適している。

このようにして得られた変厚圧延製品は有利には、飛行機用のモノリシック構造要素の製造に利用される。このようにして得られた構造要素は、最も厚い部分および最も薄い部分において有利な特性を有する。翼下面外板または翼上面外板の製造を目的とした本発明に係る方法によって得ることのできる変厚圧延製品の使用は、極めて有利である。

本発明に係る方法によって得られる変厚圧延製品は、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Ｒ_p0.2（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Ｋ_1CＬ−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。有利には、最も薄い部分内の引張弾性限界Ｒ_p0.2（Ｌ）が最も厚い部分内のものよりも少なくとも５％大きい場合、最も厚い部分内の靱性Ｋ_1CＬ−Ｔは最も薄い部分内のものよりも少なくとも４０％大きく、最も厚い部分内の靱性Ｋ_1CＬ−Ｔが最も薄い部分内のものよりも少なくとも１５％大きい場合、最も薄い部分内の引張弾性限界Ｒ_p0.2（Ｌ）は最も厚い部分内のものよりも少なくとも２５％大きい。この実施形態に係る圧延製品から得られる翼外板が極めて有利である。

一実施形態において、変厚圧延製品は、少なくとも０．５重量％のリチウムを含む２０００系合金、有利にはＡＡ２０５０、ＡＡ２０６０、ＡＡ２０７６、ＡＡ２１９６およびＡＡ２２９６の中から選択される合金を用いて得られ、Ｔ８またはＴ８Ｘの質別で、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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞３４０ＭＰａ、好ましくは引張弾性限界Ｒ_p0.2＞３６０ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞４１ＭＰａｍ^1/2、好ましくは４４ＭＰａｍ^1/2という特性を有し、その最も薄い部分は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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞４４０ＭＰａ、好ましくは引張弾性限界Ｒ_p0.2（Ｌ）＞４８０ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞２８ＭＰａｍ^1/2、好ましくは３２ＭＰａｍ^1/2という特性を有する。この実施形態に係る圧延製品から得られる翼下面外板が極めて有利である。

別の実施形態において、変厚圧延製品は、少なくとも０．５重量％のリチウムを含む２０００系合金、有利にはＡＡ２１９５、ＡＡ２２９５およびＡＡ２０５５の中から選択される合金を用いて得られ、Ｔ８またはＴ８Ｘの後に得られる状態において、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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞５８０ＭＰａ、好ましくは引張弾性限界Ｒ_p0.2（Ｌ）＞５９０ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞３０ＭＰａｍ^1/2、好ましくは３２ＭＰａｍ^1/2という特性を有し、その最も薄い部分は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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞６００ＭＰａ、好ましくは引張弾性限界Ｒ_p0.2（Ｌ）＞６２５ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞１８ＭＰａｍ^1/2、好ましくは２０ＭＰａｍ^1/2という特性を有する。この実施形態に係る圧延製品から得られる翼上面外板が極めて有利である。

この実施例においては、さまざまな合金について、厚み１５．７ｍｍの一方の端部と厚み２２ｍｍの他方の端部との間で連続的に厚みが変動する長さ２０ｍの圧延製品を製造する。

三種の合金、すなわち合金ＡＡ２１９５、ＡＡ２０５０およびＡＡ２１９６が考慮される。合金２１９６は、他の二つの合金の場合約２．７０であるのに対して典型的に２．６４という密度を有するという利点を示す。合金２１９６は同様に、合金２０５０のものに比べて疲労亀裂の伝播に対する大きい強度をも有することができる。

合金ＡＡ２１９５、ＡＡ２０５０およびＡＡ２１９６製のプレートを鋳造し均質化する。厚み１５．７ｍｍの一方の端部と厚み２２ｍｍの他方の端部との間で連続的に厚みが変動する長さ２０ｍの圧延製品を得るような形で、プレートを熱間圧延する。このようにして得られた変厚圧延製品を溶体化処理し、焼入れする。このように溶体化処理と焼入れを施された変厚圧延製品を次に、制御された引張りによって応力除去する。得られた永久変形は、図２で、長さ方向の位置に応じて示されており、厚みは位置「０ｍ」で１５．７ｍｍ、位置「２０ｍ」で２２ｍｍである。最後に圧延製品を、質別Ｔ８に至るまで焼戻しした。

各端部で得た厚みの中間の場所において測定した機械的特性は、表１に示されている。

合金ＡＡ２１９５については、弾性限界Ｒ_p0.2Ｌは最も厚い部分内のものよりも最も薄い部分内で８％高く、靱性Ｋ_1CＬ−Ｔは最も薄い部分内のものよりも最も厚い部分において５０％高い。合金ＡＡ２０５０については、弾性限界Ｒ_p0.2Ｌは最も厚い部分内のものよりも最も薄い部分内で３３％高く、靱性Ｋ_1CＬ−Ｔは、最も薄い部分内のものよりも最も厚い部分内で１８％高い。合金ＡＡ２１９６については、弾性限界Ｒ_p0.2Ｌは、最も厚い部分内のものよりも最も薄い部分内で２９％高く、靱性Ｋ_1CＬ−Ｔは、最も薄い部分内のものよりも最も厚い部分内で４７％高い。合金ＡＡ２１９６は、合金ＡＡ２０５０のものに比べて密度がより小さいという利点も有している。

仏国特許発明第２７０７０９２号明細書国際公開第２００５／０９８０７２号国際公開第２００７／１２２３１４号米国特許出願公開第２００５／０２７９４３３号明細書

Claims

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である、請求項１に記載の方法。
前記圧延製品の厚みが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１〜３のいずれか一つに記載の方法。
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１〜４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１〜５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６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Ｒ_p0.2（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Ｋ_1CＬ−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１〜７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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞３４０ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞４１ＭＰａｍ^1/2 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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞４４０ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞２８ＭＰａｍ^1/2 という特性を有する、請求項７に記載の方法により得ることのできる請求項８に記載の変厚圧延製品。
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Ｒ _p0.2 （Ｌ）＞３６０ＭＰａ、およびＫ _1C Ｌ−Ｔ＞４４ＭＰａｍ ^1/2 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Ｒ _p0.2 （Ｌ）＞４８０ＭＰａ、およびＫ _1C Ｌ−Ｔ＞３２ＭＰａｍ ^1/2 という特性を有する、請求項７に記載の方法により得ることのできる請求項８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９または１０に記載の圧延製品。
請求項９〜１１のいずれか一つ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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞５８０ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞３０ＭＰａｍ^1/2 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Ｒ_p0.2（Ｌ）＞６００ＭＰａ、およびＫ_1CＬ−Ｔ＞１８ＭＰａｍ^1/2 という特性を有する、請求項７に記載の方法により得ることのできる請求項８に記載の変厚圧延製品。
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Ｒ _p0.2 （Ｌ）＞５９０ＭＰａ、およびＫ _1C Ｌ−Ｔ＞３２ＭＰａｍ ^1/2 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Ｒ _p0.2 （Ｌ）＞６２５ＭＰａ、およびＫ _1C Ｌ−Ｔ＞２０ＭＰａｍ ^1/2 という特性を有する、請求項７に記載の方法により得ることのできる請求項８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１３または１４に記載の圧延製品。
請求項１３〜１５のいずれか一つ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１〜７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％だけ小さい、請求項１７に記載の使用。
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１５％だけ小さい、請求項１７に記載の使用。