JP6480733B2 - アルミニウム合金製航空機用成形部品の製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、アルミニウム合金製の航空機用成形部品の製造方法と、この製造方法により製造される航空機用成形部品とに関する。

航空機用成形部品に用いられる代表的な材料としてはアルミニウム合金が挙げられる。中でも、リチウムを含有するアルミニウム合金（以下「アルミリチウム合金」と略す。）は、他のアルミニウム合金と比較して低密度であることに加え、優れた強度を有している。そのため、例えば、航空機のさらなる軽量化のために、アルミニウム製の成形部品をアルミリチウム合金製で代替することが検討されている。

アルミリチウム合金を航空機用部品に用いるためには、アルミニウム合金に関する国際規格等で規格化される質別を、Ｔ８状態とすべきことが知られている。ただし、Ｔ８状態にあるアルミリチウム合金は、延性が乏しく、また加工効果指数が小さいため、成形により航空機用成形部品を製作することは困難となっている。そのため、例えば、スキン以外の航空機用フレーム等の航空機用成形部品の材料としてアルミリチウム合金を用いるのであれば、航空機用成形部品はシート材、プレート材または押出し型材によって製作された材料を機械加工して形状を得るか、極めて部分的な成形加工に限定されているのが現状である。

ところで、７０００系アルミニウム合金から航空機用ロール成形部品を製造する技術分野では、時効処理（人工時効硬化処理）の条件を工夫することによって材料強度および耐食性の向上を図る方法が知られている。例えば、特許文献１には、アルミニウム合金製のシート状コイル材に対して、圧延加工を行ってから溶体化処理し、その後に三段階で時効処理を行う航空機用ロール成形部品の製造方法が開示されており、この時効処理に伴う温度を制御することによって、高強度と優れた耐食性との両立を図っている。

特開２００３−２１３３８７号公報

アルミリチウム合金から航空機用成形部品を作製するために、前述した機械加工を用いると材料歩留りが悪くなり、押出し成型を用いると材料費が高くなる。そのため、製造コストが大幅に上昇し、実用性に欠ける。

また、特許文献１において対象となるアルミニウム合金は、国際アルミニウム合金名７０００系（７×××系）である。このアルミニウム合金は、主たる合金成分が亜鉛およびマグネシウムであるが、リチウムが含有されているか否かについては全く言及がない。さらに、特許文献１に開示の製造方法で得られる航空機用ロール成形部品の質別はＴ７状態となっている。それゆえ、特許文献１に開示される製造方法を、アルミリチウム合金製の航空機用成形部品の製造に適用して、質別をＴ８状態にすることは実質的に困難である。この点は、他のアルミニウム合金でも同様である。

本発明はこのような課題を解決するためになされたものであって、アルニウム合金製の航空機用成形部品を、従来よりも低コストで製造可能とする技術を提供することを目的とする。

本発明に係る航空機用成形部品の製造方法は、前記の課題を解決するために、アルミニウム合金製の航空機用成形部品を製造する方法であって、アルミニウム合金製の材料に対して、溶体化処理を行った後に、冷間加工の条件で所定形状に成形し、その後に人工時効硬化処理を行う工程を含み、前記冷間加工では、ロール成形装置により前記材料に対して質別Ｔ８に対応するひずみを与えながら、当該材料を所定形状に成形する構成である。

前記構成によれば、溶体化処理後のアルミニウム合金製の材料に対して、Ｔ８状態を実現するひずみの付与と所定形状への成形とをロール成形により同時に施すことになる。その結果、アルミニウム合金製の航空機用成形部品を、従来よりも低コストで製造することができる。

前記構成の航空機用成形部品の製造方法においては、前記ロール成形装置は、多段ロール成形装置である構成であってもよい。

また、前記構成の航空機用成形部品の製造方法においては、前記多段ロール成形装置のうち、少なくともいずれかのロールのクリアランスを、前記材料の厚さ未満に調整することにより、当該材料に圧縮ひずみを与える構成であってもよい。

また、前記構成の航空機用成形部品の製造方法においては、前記成形時に前記材料に与えられるひずみは、圧縮ひずみまたは引張りひずみである構成であってもよい。

また、前記構成の航空機用成型部品の製造方法においては、前記アルミニウム合金は、リチウムを含有するアルミリチウム合金である構成であってもよい。

また、前記構成の航空機用成形部品の製造方法においては、前記航空機用成形部品がフレームまたはストリンガである構成であってもよい。

また、本発明には、前記構成の航空機用成形部品の製造方法により得られる、アルミニウム合金製の航空機用成形部品も含まれる。

本発明の上記目的、他の目的、特徴、及び利点は、添付図面参照の下、以下の好適な実施態様の詳細な説明から明らかにされる。

本発明では、以上の構成により、アルミニウム合金製の航空機用成形部品を、従来よりも低コストで製造可能とすることができる、という効果を奏する。

本発明の一実施の形態に係る、アルミリチウム合金製航空機用成形部品の製造方法の一例を示すフローチャートである。 図１に示す製造方法における温度変化を示すタイムチャートである。 本発明の代表的な参考例の結果であって、圧縮ひずみを付与した試験片と、引張りひずみを付与した試験片とのそれぞれについて、引張り強度とひずみ量との関係を示すグラフである。 本発明の代表的な実施例の結果であって、圧縮ひずみを付与した試験片と、引張りひずみを付与した試験片とのそれぞれについて、引張り強度とひずみ量との関係を示すグラフである。

以下、本発明の好ましい実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、以下では全ての図を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。

［航空機用成形部品］
本発明に係る航空機用成形部品は、アルミニウム合金製であって航空機に用いられる成形部品であれば、その具体的な種類は特に限定されない。代表的な航空機用成形部品としては、航空機の骨格部材として用いられるフレームまたはストリンガ等が挙げられる。これら骨格部材は、一般的には、ロール成形装置（ローラ成形装置）を用いた圧延加工により製造されるので、本発明において好ましい航空機用成形部品は、ロール成形部品ということができる。

本発明に係る航空機用成形部品の材質であるアルミニウム合金は特に限定されないが、特に好ましくはリチウムを含有するアルミニウム合金、すなわちアルミリチウム合金を挙げることができる。アルミリチウム合金の具体的な種類は特に限定されないが、代表的なアルミリチウム合金としては、例えば、国際アルミニウム合金名８×××系（８０００系）のうち主たる合金成分をリチウムとしたもの、２×××系（２０００系）のうち、副たる合金成分をリチウムとしたもの等が挙げられる。

８×××系アルミニウム合金は、１×××系〜７×××系以外のその他の合金であり、リチウムを主たる合金成分とするもの（Ａｌ−Ｌｉ系合金）としては、例えば８０９０等を挙げることができる。また、２×××系アルミニウム合金は、主たる合金成分が銅であるが、副たる合金成分としてリチウムを含むもの（Ａｌ−Ｃｕ−Ｌｉ系合金）としては、例えば２０５０、２０９０等を挙げることができる。他にも、合金成分として銅およびマグネシウムを含むもの（Ａｌ−Ｌｉ−Ｃｕ−Ｍｇ系合金）として、２０９１、８０９１等も知られており、このような公知のアルミリチウム合金はいずれも本発明に係る航空機用成形部品の材料として使用可能である。

本発明に係る航空機用成形部品は、アルミリチウム合金の質別がＴ８（ＪＩＳ Ｈ０００１相当）である必要がある。例えば、ＪＩＳ Ｈ０００１では、質別Ｔ８は、「溶体化処理後冷間加工を行い、更に人工時効硬化処理したもの」または「溶体化処理後強さを増加させるために冷間加工を行い、更に人工時効硬化処理したもの」として定義される。言い換えれば、Ｔ８状態とは、アルミニウム合金を溶体化処理した後に中間調質状態で数パーセントのひずみを付与し、さらに人工時効硬化処理を施した状態である。アルミリチウム合金がＴ８状態であれば、その破壊靱性、強度、耐食性等の物性が優れたものとなり、航空機分野に好適に用いることができる。

［航空機用成形部品の製造方法］
本発明に係る航空機用成形部品の製造方法は、アルミリチウム合金等のアルミニウム合金製の材料に対して、溶体化処理を行った後に、冷間加工により所定形状に成形し、その後に人工時効硬化処理を行う工程を含んでいる。そして、冷間加工による成形時には、前記材料に対して質別Ｔ８に対応するひずみを与える。

航空機用成形部品の一例としてフレームを挙げて、本発明に係る製造方法を具体的に説明すると、図１に示すように、まず、アルミリチウム合金製の板材を準備し、この板材に対して溶体化処理を行う（ステップＳ０１）。板材の当初の質別は「Ｏ」（ＪＩＳ Ｈ０００１）であり、焼なましにより軟らかい状態となっているが、溶体化処理を行うことで、板材の質別は「Ｗ」（ＪＩＳ Ｈ０００１）となり、溶体化処理前に比べて硬化する。

次に、Ｗ状態にある板材に対して冷間加工処理を行う（ステップＳ０２）が、この冷間加工処理では、ロール成形装置によって板材に一般的なストレッチ加工を施すのではなく、多段ロール成形装置（多段ローラ成形装置）によって板材をフレーム形状に成形することになる。したがって、本発明における冷間加工処理はフレーム成形処理（あるいは部品形状成形処理）ということができる。

冷間加工処理では、まず、多段ロール成形装置の第一段目のロールにより板材に圧縮ひずみを付与する（ステップＳ２１、第一ロール圧縮工程）。この工程では、第一段目のロールのクリアランスを板材の板厚未満に調整することにより、当該板材に圧縮ひずみを与えることになる。このとき与えられる圧縮ひずみは、Ｔ８状態を実現する際に必要となる転位密度と略等価な量である。なお、本実施の形態では、圧縮ひずみの付与は第一段目のロールにより行っているが、本発明はこれに限定されず、第二段目以降のロールで行われてもよい。

次に、圧縮ひずみが与えられた後の板材に対して、第二段目以降のセクションロールにより、所望の断面形状を与えるように成形を行う（ステップＳ２２、セクションロール工程）。板材に対して所望の断面形状が与えられれば、次に、カービングロールによって所望のコンター（輪郭）を与えるように成形を行う（ステップＳ２３、カービングロール工程）。このような工程を経ることで、板材はフレームに成形される。

その後、フレームに対して成形後処理が行われる（ステップＳ０３）。具体的な成形後処理としては、大まかなトリミング（ラフトリム）、ひずみの矯正（ひずみ取り）等が挙げられるが、特に限定されない。成形後処理に続いて、フレーム板材に対して人工時効硬化処理（エージング処理）を行う（ステップＳ０４）。これによって、フレームを構成するアルミリチウム合金の質別はＴ８状態となるので、航空機用途に適したアルミリチウム合金製のフレームを得ることができる。

図２は、前述した製造方法を、温度変化を表すタイムチャートとして示したものである。この図２に示すように、本発明では、冷間加工処理において、単なるストレッチを行うのではなく、ストレッチと同時にフレーム成形（部品成形）を行っている。つまり、本発明の製造過程は、一般的な製造過程と比較して、アルミリチウム合金に対して施される処理は基本的に同様であるが、成形前のひずみの入れ方が異なっている。具体的には、本発明では、溶体化処理後のアルミリチウム合金製の板材に対して、Ｔ８状態にせしめる引張りひずみと同様の圧縮ひずみを付与している。これにより、Ｔ８状態のアルミリチウム合金製の航空機用成形部品を実質的に圧延加工に製造することが可能となる。その結果、アルミリチウム合金製の航空機用成形部品を、従来よりも低コストで製造することができる。

さらに、本発明においては、製造される航空機用成形部品の強度等の要求に応じて、溶体化処理（ステップＳ０１）と冷間加工処理（ステップＳ０２）との間に自然時効硬化処理を行ってもよい。自然時効硬化処理を行うことにより、製造される航空機用成形部品の強度をより向上させることができる。

なお、溶体化処理および冷間加工処理（中間調質状態でのひずみの付与）は、航空機用成形部品の製造工程の一つとして実施してもよいし、予め溶体化処理および冷間加工処理が行われた材料を用いて、航空機用成形部品を製造してもよい。言い換えれば、溶体化処理および冷間加工処理は、材料の製造者にて行ってもよいし、航空機用成形部品の製造者にて行ってもよい。

［変形例］
なお、本実施の形態では、前述したように、溶体化処理後の板材を多段ロール成形装置に通すことで、当該板材に対して圧縮ひずみを付与しているが、本発明はこれに限定されず、引張りひずみを付与してもよい。すなわち、本発明においては、冷間加工処理において、Ｔ８状態を実現できるひずみを板材に与えることができれば、ひずみの付与方法は特に限定されない。

また、本実施の形態では、冷間加工処理を行うための装置として、セクションロールおよびカービングロールを含む多段ロール成形装置を用いているが、本発明はこれに限定されず、板状のアルミニウム材に対して、圧縮ひずみ等のひずみを付与することができる成形装置であれば、公知のどのような成形装置であっても好適に用いることができる。多段ロールを用いた成形装置の具体的な例としては、ストレッチャーレベラー、ローラレベラー等が挙げられる。

また、本実施の形態では、第一段目のロールのクリアランスを板厚未満（材料の元の厚さ未満）に調整することにより、板材に圧縮ひずみを付与しているが、このクリアランス調整の程度についても特に限定されず、アルミリチウム合金の種類、板材の板厚、Ｔ８状態を実現するために必要なひずみの程度等の条件に基づいて、適切なクリアランスを設定すればよい。

また、図１および図２に示す例では、航空機用成形部品がフレームであるが、もちろん本発明はこれに限定されず、ストリンガ等の他の航空機用成形部品であっても本発明により製造することができる。この場合、図１のステップＳ０２に示す冷間加工処理すなわち部品成形の過程では、製造される部品の種類に応じて、適切なロール工程が実施される。

また、本実施の形態で、溶体化処理後にひずみが与えられる材料は板材であるが、もちろん本発明はこれに限定されず、Ｔ８状態を実現できるひずみが付与できるのであれば、板材以外の形状の材料であっても、好適に用いることができる。

なお、本発明は本実施の形態の記載に限定されるものではなく、特許請求の範囲に示した範囲内で種々の変更が可能であり、複数の変形例にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施の形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。

本発明について、参考例および実施例に基づいてより具体的に説明するが、本発明はこれに限定されるものではない。当業者は本発明の範囲を逸脱することなく、種々の変更、修正、および改変を行うことができる。

（参考例１）
本発明においては、まず、質別Ｏのアルミリチウム合金製の板材に対して溶体化処理を施すことにより、当該板材を質別Ｗとする。次に、質別Ｗの板材に対して、冷間加工の条件でひずみを付与しながら所定形状に成形するが、得られた板材（成形済板材）は、質別Ｔ３または質別Ｔ３相当となっている。その後、質別Ｔ３または質別Ｔ３相当の成形済板材に対して人工時効硬化処理を施すことにより、質別Ｔ８の成形された板材が得られる。

そこで、参考例として、質別Ｔ３相当の板材に対して、圧縮ひずみを付与した後に、人工時効硬化処理を施すことにより、引張りひずみを付与した後に人工時効硬化処理を施した材料と同じ強度が実現できるか否かを検討した。

コンステリウム（Constellium）社製のアルミリチウム合金２１９８を用いて、質別Ｔ３相当に調質した短冊形状の試験片を得た。この試験片を、便宜上「成形前試験片」と称する。この成形前試験片に対して、目標のひずみ量を付与するために、圧延装置（株式会社大東製作所製、商品名ＤＢＲ１５０型二段圧延機）で１回以上圧延することにより圧縮ひずみを付与した。この試験片を、便宜上「ひずみ付与試験片」と称する。なお、目標のひずみ量は、２％、５％、８％および１５％の合計４種類とした。また、実際に付与されたひずみ量は、圧延前後の板厚をマイクロメーターで測定することにより評価した。

ひずみ付与試験片に対して人工時効硬化処理を施し、参考例１の試験片を得た。この試験片を、便宜上「成形後試験片」と称する。この成形後試験片から、引張り試験用の試験片を採取し、引張り試験機（インストロン（Instron）社製、１００ｋＮ万能材料試験機）を用いて、ＡＳＴＭ Ｂ５５７に従って引張り試験を行った。この引張り試験により、成形後試験片の引張り強さ、降伏強度、ヤング率、および破断伸びの各データを取得した。これらデータを、後述する参考例２の結果および質別Ｔ８で材料メーカーから提供される「基準Ｔ８材料」のデータと比較した。

なお、取得したデータのうち、引張り強さを代表データとして選択し、ひずみ量との関係をグラフにプロットした。その結果を図３の黒丸シンボルで示す。

さらに、成形後試験片について、Ｘ線回折装置（スぺトリクス株式会社製、全自動多目的Ｘ線回折装置、商品名ＰＷ３０５０）を用いて転移密度を測定した。また、成形後試験片を透過型電子顕微鏡（ＴＥＭ）で観察することにより、人工時効硬化処理により析出するＴ１相について評価した。

（参考例２）
成形前試験片に対して、前記引張り試験機を用いて、２％、５％、８％および１５％の合計４種類の引張りひずみを付与してひずみ付与試験片を得た以外は、前記参考例１と同様にして、参考例２の成形後試験片を得た。この成形後試験片から引張り試験用の試験片を採取し、前記参考例１と同様に成形後試験片の引張り強さ、降伏強度、ヤング率、および破断伸びの各データを取得した。これらデータを基準Ｔ８材料のデータと比較した。

また、参考例１と同様に、代表データとして引張り強さを選択して、ひずみ量との関係グラフにプロットした。その結果を図３の白抜き菱型のシンボルで示す。さらに、参考例１と同様に、成形後試験片の転位密度を測定するとともにＴ１相について評価した。

（参考例１および２の対比）
図３のグラフから明らかなように、参考例１および参考例２の成形後試験片のいずれも同様の引張り強さを示すことが分かる。また、図３のグラフにおける点線は、基準Ｔ８材料の引張り強度であるが、圧縮ひずみ（参考例１）であっても引張りひずみ（参考例２）であっても、約２％程度のひずみを付与することで、基準Ｔ８材料と同程度の引張り強度が得られていた。

また、降伏強度、ヤング率、および破断伸びについては具体的なデータは示さないが、参考例１および参考例２の成形後試験片のいずれにおいても、基準Ｔ８材料と同程度またはそれ以上の結果が得られた。さらに、参考例１および参考例２の成形後試験片のいずれにおいても、同程度の転位が導入されていることが明らかとなった。したがって、圧縮ひずみであっても引張りひずみであっても、冷間加工の条件でひずみを付与することで、同等の強度が得られ、しかも、Ｔ８状態を実現できることが分かる。

（実施例１）
コンステリウム社製のアルミリチウム合金２１９８を用いて、質別Ｗに調質した成形前試験片を得た。これ以外は、参考例１と同様にして、圧縮ひずみを付与したひずみ付与試験片と、このひずみ付与試験片を人工時効硬化処理した成形後試験片とを得た。この成形後試験片から、引張り試験用の試験片を採取し、参考例１と同様にして引張り試験を行い、成形後試験片の引張り強さ、降伏強度、および破断伸びの各データを取得した。これらデータを基準Ｔ８材料のデータと比較した。また、参考例１と同様に、引張り強さを代表データとして選択し、ひずみ量との関係をグラフにプロットした。その結果を図４の白抜き正方形のシンボルで示す。

（実施例２）
実施例１と同様にして質別Ｗの成形前試験片を得た。これ以外は、参考例２と同様にして、引張りひずみを付与したひずみ付与試験片と、このひずみ付与試験片を人工時効硬化処理した成形後試験片とを得た。ただし、引張りひずみの目標ひずみ量は、２％、５％、および８％の合計３種類とした。

この成形後試験片から参考例１（参考例２または実施例１）と同様にして、引張り強さ、降伏強度、および破断伸びの各データを取得し、基準Ｔ８材料のデータと比較した。また、実施例１と同様に、引張り強さを代表データとして選択し、ひずみ量との関係をグラフにプロットした。その結果を図４の黒三角形のシンボルで示す。

（実施例１および２の対比）
図４のグラフから明らかなように、実施例１および実施例２の成形後試験片のいずれも同様の引張り強さを示すことが分かる。また、図４のグラフにおける点線は、基準Ｔ８材料の引張り強度であるが、圧縮ひずみ（実施例１）であっても引張りひずみ（実施例２）であっても、約５％以上のひずみを付与することで、基準Ｔ８材料と同程度かそれ以上の引張り強度が得られていた。また、降伏強度および破断伸びについては具体的なデータは示さないが、実施例１および実施例２の成形後試験片のいずれにおいても、基準Ｔ８材料と同程度またはそれ以上の結果が得られた。

さらに、実施例１および２の結果と参考例１および２の結果とを比較すると、いずれにおいても、基準Ｔ８材料と同程度またはそれ以上の結果が得られていることが分かる。したがって、溶体化処理により質別をＷ（またはＴ３相当）に調質した板材に対して、ひずみを付与しながら冷間加工の条件で所定形状に成形し、その後に人工時効硬化処理を行うことで、Ｔ８状態を実現できること、並びに、圧縮ひずみであっても引張りひずみであっても、冷間加工の条件でひずみを付与することで同等の強度が得られ、しかも、Ｔ８状態を実現できることが分かる。

上記説明から、当業者にとっては、本発明の多くの改良や他の実施形態が明らかである。従って、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなく、その構造及び／又は機能の詳細を実質的に変更できる。

本発明は、アルミニウム合金製の航空機用成形部品を製造する分野に広く好適に用いることができる。

Claims (1)

1. アルミニウム合金製の航空機用成形部品であるフレームを製造する方法であって、
   リチウムを含有するアルミリチウム合金製の材料に対して、溶体化処理ステップを行った後に、冷間加工処理ステップで、セクションロールおよびカービングロールを含む多段ロール成形装置を用いて、冷間加工の条件で所定形状に成形し、その後に人工時効硬化処理ステップを行う工程を含み、
   前記成形時に前記材料に与えられるひずみは、圧縮ひずみであり、
   前記冷間加工では、前記多段ロール成形装置のうち、第一段目のロールのクリアランスを前記材料の元の厚さ未満に調整することにより、前記材料を全面的に圧延することで、当該材料に対して質別Ｔ８状態を実現する際に必要となる転位密度と等価な量である２％以上の圧縮ひずみを与えた後に、
   当該材料を前記多段ロール成形装置のうち第二段目以降の前記セクションロールにより所定の断面形状に成形し、次に、前記多段ロール成形装置のうち前記カービングロールによって所定のコンターを有するように成形を行うことにより、当該材料をフレームに成形することを特徴とする、
   航空機用成形部品の製造方法。
   

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