JPS5953347B2 - 航空機ストリンガ−素材の製造法 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、航空機用のストリンガ−を製造するのに適し
た素材の製造法であって、低加工度の冷間加工後に溶体
化処理を行なっても結晶粒の粗大化が生じ難い素材を堤
供することを目的とするものである。

航空機におけるストリンガ−とは、第１図に示すように
航空機の胴体１の内部に使用される長手方向および円周
方向に使用される補強材２および３のことであって、そ
の断面形状は第２図に示すハツト型あるいは第３図に示
すＺ型のものである。

このストリンガ−の代表的な製造法はつぎのとおりであ
る。

７０７５合金のＯ材板の厚さ３〜４ｍｍのものを、最低
１０％、最大８０％に冷間加工により、第４図に示すよ
うな形態に加工する。

すなわち、長さ方向で圧延加工度を変え、比較的低加工
度の部分Ａ、中間の加工度の部分Ｂ、高加工度の部分Ｃ
などを形成する。

これは強度を要しない部分のぜい肉をできるだけ除いて
、航空機全体の重量を軽減するためのものである。

このように圧延加工した材料を溶体化処理したのち焼入
れし、セクションロール成形により、例えば第２図に示
す断面ハツト型に成形し、ついで丁６テンパー処理を施
すものである。

上記のような工程でストリンガ−を製造する場合には、
部分によって加工度が相違するために、問題点として、
つぎのような点が出てくる。

すなわち、７０７５合金のＯ材板は、１０〜３０％程度
の低加工度の冷間加工（テーパー圧延）後に溶体化処理
を行なう場合に、結晶粒が著しく粗大化する。

そのため、機械的性質や、伸び、破壊靭性値等が低下し
たり、セクションロール成形時に肌荒れが生じたり、割
れが発生する。

本発明は上記問題点を解決せんとするもので冷間加工後
に溶体化処理を行なうときに結晶粒の粗大化が生じ難い
ストリンガ−素材を堤供するものである。

本発明は、Ｚｎ５．１〜８．２％、Ｍｇ１．８−３．４
％、Ｃｕｌ、２〜２．６％、０．２０％以下ノＴｉ、さ
らにＣｒｙ、１８〜０．３５％又は０．０５〜０．２５
％の１種又は２種を含み、残りアルミニウムと不純物か
らなる合金を均質化処理、熱間圧延、冷間圧延して航空
機スｌ−ＩＪンガーを製造する方法において、最終冷間
圧延を行なって所定の厚みまで圧延した材料を３２０〜
５００℃の温度に３０分以内の昇温時間で急速加熱する
ことにより軟化することを特徴とするものである。

本発明に使用する合金の成分の限定理由はつぎのとおり
である。

Ｚｎ・・・・・・５．１％未満の場合にはＴ６処理後の
素材の強度が低く、８．２％を越えると靭性が低下した
り、応力腐食割れの危険がある。

Ｍｇ・・・・・・１．８％未満の場合にはＴ６処理後の
素材の強度が低く、３．４％を越えると、軟質材の冷間
加工性が悪く、またＴ６処理後の素材の靭性が低下する
。

Ｃｕ・・・・・・１．２％未満の場合にはＴ６処理後の
素材の強度が低く、２．６％を越えると素材の靭性が低
下する。

Ｔｉ・・・・・・０．２０％以下の添加は鋳造組織の微
細化鋳造時の鋳塊割れの防止に有効であるが、 ０．２０％をこえると巨大な金属間化合物が晶出する。

Ｃｒ・・・・・・０．１８％未満の場合には応力腐食割
れの危険があり、０．３５％を越えると巨大な金属間化
合物が晶出するもので好ましくない。

Ｚｒ・・・・・・０．０５〜０．２５％の添加は応力腐
食割れの防止とさらに結晶粒の微細化に有効である が、０．０５未満の場合にはその効果が少なく、０．２
５％をこえると巨大な金属間化合物が晶出するので゛好
ましくない。

なお、不純物元素としてのＦｅ、 Ｓｉ、 Ｍｎは以下
のように規制する必要がある。

Ｆｅ・・・・・・Ｆｅは結晶粒微細化に効果があるが、
０．５０％をこえると合金中の不溶性化合物の量が増加
するため素材の靭性が低下する。

Ｓｉ・・・・・・Ｓｉは結晶粒の微細化に効果があるが
、０．４０％をこえると合金中の不溶性化合物の量が増
加するため素材の靭性が低下する。

Ｍｎ・・・・・・Ｍｎは応力腐食割れの防止に効果があ
るが、０．７０％をこえると焼入性や靭性が低下する。

本発明は上記限定のアルミニウム合金を常法にしたがっ
て均質化処理するが、この均質化処理は例えばアルミニ
ウム合金鋳塊を４００〜４９０℃で２〜４８時間十分に
加熱し、Ｚｎ、 Ｍｇ、 Ｃｕ等の元素を十分に固溶さ
せると共にＣｒやＺｒを微細な金属間化合物として析出
させるものである。

温度が低いか時間が短いかして均質化処理が不十分な場
合には、アルミニウム合金鋳塊の熱間加工性が悪く、耐
応力腐食割れ性が低下したり、結晶粒が粗大化；したり
する。

また、均質化処理温度が４９０℃よりも高いと共晶融解
を生じるので好ましくない。

均質化処理に続く熱間圧延は、３５０〜４７０℃の温度
で開始することが望ましい。

３５０℃未満の場合には圧延加工性が悪く、４７０℃を
越えると加工側１れが生ずるようになり好ましくない。

熱間圧延終了後、必要に応じて軟化を行なう。

軟化は３６０〜４６０℃の温度に保持後に１時間当す３
０℃以下の冷却速度で２６０℃程度まで冷却する必要が
ある。

この軟化工程はつぎの冷間圧延の加工度）を高くとる場
合に特に必要である。

冷間圧延における圧延加工度は２０％以上が望ましく、
加工度が低い場合には最終ス） ＩＪンガー材の結晶粒
度が粗大化する。

冷間圧延した材料は３２０〜５００℃の温度に３０分以
：内で急速に昇温させる急速加熱による軟化が行なわれ
るが、この工程は高品質のス１−リンガー材を得る上で
特に重要である。

加熱温度が５００℃をこえると材料が溶融したり、異常
結晶粒成長が起こり再結晶粒が著しく粗□大化するので
好ましくない。

加熱温度が３２０℃より低い場合には材料が完全に軟化
しないため、ストリンガ−を製造する際のテーパーロー
ル加工で割れが生ずる問題がある。

上記温度への昇温時間については、３０分以内の急速加
熱を行なう場合には加熱途上におけるＭｇ−Ｚｎ系化合
物の析出が少なく、冷間圧延により導入された転位組織
は急速加熱による軟化を行うことにより均一微細なセル
組織に変化する。

このような組織を有する材料を弱加工度のテーパーロー
ル加工（１０〜３０％）を行なった後に溶体化処理を行
なう場合には均一微細なセル組織を核として再結晶が進
行するため均一微細な再結晶粒が得られる。

昇温時間が３０分より長い場合には所定の軟化温度への
加熱中にＭｇ−Ｚｎ系の化合物が不均一析出すると共に
転位組織も完全に消滅するがあるいは粗大な不均一なサ
イズのセル組織が残留する。

このような材料を弱加工のテーパーロール加工後に溶体
化処理を行なう場合には前記のような均一微細な再結晶
粒は得られず、結晶粒は著しく粗大化する。

急速加熱による軟化後の冷却は、冷却速度が速い場合に
は焼きが入るため通常の一般Ｏ材よりは強度の高い材料
が得られるが、冷却速度が１時間当り３０℃以下の場合
には完全なＯ材が得られるので一度に最大８０％程度ま
での強冷間加工が可能となる。

冷却速度が速い場合には冷却時に焼きが入っているため
、強加工を必要とするストリンガ−への適用には問題が
あるが、比較的加工度の低いストリンガ−には適用が可
能である。

ところで、通常７０７５合金等の圧延は板幅１゜０００
〜２ 、０００ｍｍの広幅コイルで実施されるが、スト
リンガ−用素材のコイル幅は２００〜３００ｍｍである
ため、急速加熱による軟化処理を行なったコイルを必要
な板幅のコイルに切断することが必要である。

広幅コイルを必要な板幅に切断した場合には板端面が加
工硬化するため、高加工度のテーパーロ：８−ル加工を
行なう際には板端面に割れが生ずる場合がある。

この板端面の加工割れを防止するには、広幅コイルの切
断後に２５０〜３５０℃未満の温度に加熱後空冷または
３５０〜４７０℃の温度に加熱後１時間当す３０℃以下
の冷却速度で冷却する軟化を行なってもよい。

また、急速加熱により軟化した材料は軟化後の冷却速度
の大小により機械的性質に差が生じ、その結果テーパー
ロール圧延時の加工性が大きく左右されるが、特に冷却
速度の速い場合には広幅コイルの切断後に行なう軟化処
理と全く同じ処理を行なうことにより、テーパーロール
加工時の加工性を著しく改善することが可能である。

本発明は以上述べたとおり、上記組成の合金に上記処理
を加えることによって、航空機用ストリンガ−として用
いるため、冷間加工後に溶体化処理を行なうときに、結
晶粒の粗大化が生じ難くなり、ストリンガ−としての強
化上が可能となるので、航空機の軽量化並びに高強度化
に役立つものである。

つぎに具体的な実施例並びに比較例によって本発明をさ
らに説明する。

まず、本発明実施例用と比較例用の合金成分をまとめて
表１に示しておく。

実施例 １ （急速加熱の昇温時間の影響）表１に示す
合金Ａ１を４７０℃で２４時間の均質化処理後４４０℃
より熱間圧延を開始し、３５０ｍｍより６ｍｍ厚の板に
圧延した。

熱間圧延の終了温度は３４０℃であった。

ついで６ｍｍ厚板を３ｍｍ厚まで冷間圧延し、これを表
２に示す種々の加熱速度で４５０℃に加熱し、３分間保
持した後に１分間当り５℃の冷却速度で空冷し、その後
４００℃に加熱して３０分保持した後に、１時間当り２
０℃の冷却速度で冷却し３ｍｍ０材とした。

この板を２０％に冷間圧延を行ない、これをソルトバス
を使用して４７０℃で４０分の溶体化処理後に水焼入し
た材料の結晶粒度と４５０℃への昇温時間の関係を表２
に示す。

表２に示されるように、４５０℃への昇温時間が３０分
以内の場合には結晶粒は均一微細であるが、３０分を越
えると結晶粒は著しく粗大化する。

ついで上記３ｍｍ０材のうち代表的なものについてさら
に詳細に性能を検討するため、ストリンガ−の加工に相
当する１０〜８０％の冷間圧延を行ない、これをソルト
バスを使用して４７０℃で４０分の溶体化処理してから
水焼入したＷ材および焼入後に１２０℃で２４時間時効
したＴ６材の諸性能を表３に示す。

昇温時間が３０分以内の場合にはストリンガ−材として
良好な性能を有している。

実施例 ２ （加熱温度の影響） 表１に示した合金属２を実施例１と全く同じ方法で３ｍ
ｍの冷間圧延上り板に圧延上な。

この板を３６０〜４８０℃間の各温度に、昇温時間２分
で加熱し、その後１分当り５℃の冷却速度で冷却し、つ
いで３５０℃で３０分加熱し、１時間当す２０℃の冷却
速度で冷却し３ｍｍ−〇材とした。

また比較のため加熱温度３００℃と５２０℃の場合も行
なった。

上記３ｍｍ−０材を２０％冷間加工後に、ソルトバスを
使用して４７０℃で４０分の溶体化処理後に水焼入した
Ｗ材の結晶粒度と昇温時間２分で昇温させた加熱温度の
関係を表４に示す。

弱加工後に溶体化処理を行なった場合でも結晶粒の微細
な材料の得られるのは、冷間圧延上り板を３２０〜５０
０℃の温度に急速加熱して軟化したＯ材のみであり、加
熱温度がこの範囲外の場合ひは弱加工後に溶体化処理し
ても結晶粒の微細な材料は得られない。

表４に示した条件で軟化した３ｍｍ厚Ｏ材のうちの３例
につき、最大８０％の冷間圧延をし、４７０℃ｉで４０
分の溶体化処理をしてから水焼入したＷ材および焼入後
に１２２℃で２５時間時効したＴ６材についての試験を
した。

その結果を表５に示すが、各側ともストリンガ−素材と
して十分な性能を有していた。

）実施例 ３ （加熱保持時間の影響） 表１に示す合金属３を実施例１と全く同じ方法で３ｍｍ
厚の冷間圧延上り板に圧延した。

この板を昇温速度３分で各温度に加熱し、各時間保持し
たのち、１分当り５℃の冷却速度で冷却し、ついで３６
０℃で３０分加熱後に１時間当す２５℃の冷却速度で冷
却し３ｍｍ−０材とした。

この３ｍｍ−〇材を２０％の冷間圧延後にソルトバスを
使用して４７０℃で４０分の溶体化処理後に水焼入した
Ｗ材の結晶粒度と加熱温度と保持時間の関係を表６に示
す。

□ この表６から判るとおり、各保持時間にわたって結
晶粒の微細な材料が得られることは明らかである。

上記の３ｍｍ−０材板を１０〜８０％冷間圧延したのち
に、溶化処理して水焼入したＷ材の結晶粒は全て６０μ
以下であり、２ｔ（ｔ＝板厚）の曲げ半径で９０°曲げ
を行なった場合にも肌荒れや割れは全く生ぜず、ストリ
ンガ−素材として好適なものであった。

実施例 ４ （製造条件の影響） 表１に示した合金羨１の４００ｍｍ厚鋳塊を表７に示す
製造条件の下で２〜５ｍｍ厚のＯ材板とした。

表７におけるＡ１−１６の製造条件で製造したＯ材板を
２０％冷間圧延したのちにソルトバスを使用して４７０
℃で４０分の溶体化処理後に水焼入し、１０００℃で２
４時間時効したＴ６材の諸性能の試験結果とを表８に示
す。

表８から明らかなとおり、結晶粒径は全て６０μｍ以下
と粗大化せず、またＷ材、Ｔ６材ともストリンガ−素材
として良好な性能を有している。

実施例 ５ （合金組成の影響） 表１に示した合金Ｊ１６．３〜７の４００ｍｍ厚鋳塊を
４７０℃で２５時間均質化処理したのち、４００℃より
熱間圧延を開始し、６ｍｍ厚の板に圧延した。

熱間圧延終了温度は３００℃であった。

ついで、６ｍｍ厚板を３ｍｍ厚まで冷間圧延し、昇温時
間２分で４６０℃に加熱し、５分間その温度に保持した
のち、１分車９１０℃の冷却速度で冷却し、その後４１
０℃で１時間加熱して、１時間当り２０℃の冷却速度で
冷却し、Ｑ材板とした。

比較のため表１に示した合金Ａ８並びにｊＩ６．９のも
のも同じ方法でＯ材板とした。

これらのＯ材板のストリンガ−素材としての性能をみる
ため、各Ｏ材板を２０％冷間圧延し々のち、４７０℃で
４０分溶体化処理し水焼入れしたＷ材および焼入後に１
２０℃で２４時間時効したＴ６材についての試験をした
。

その諸性能を表９に示す。合金３〜７はストリンガ−材
として良好な性能を有しているが、Ａ８合金は強度が低
く、Ａ９合金は応力腐食割れの危険があるためストリン
ガ−４材としての使用には問題がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機胴体内部の一部斜視図、第２図並びに第
３図はストリンガ−の断面形状の例、第４図はストリン
ガ−素材の加工状態を示す斜視図をそれぞれ示す。 １・・・・・・航空機の胴体、２，３・・・・・・スト
リンガ−補強材。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １Ｚｎ５．１〜８．２％、ＭＯｌ、８〜３．４％Ｃｕ１
   ．２〜２．６％、０．２０％以下ノＴｉ、さらニＣｒ０
   ０１８〜０．３５又はＺｒＯ，０５〜０．２５％の１種
   又は２種を含み、残りアルミニウムと不純物からなる合
   金を均質化処理、熱間圧延、冷間圧延して航空機ストリ
   ンガ−素材を製造する方法において、最終冷間圧延を行
   なって所定の厚みまで圧延した材料を３２０〜５００℃
   の温度に３０分以内の昇温時間で急速加熱することによ
   り軟化することを特徴とする航空機ストリンガ−素材の
   製造法。