KR20220054858A - 클래드 2xxx 시리즈 항공우주 제품 - Google Patents

Abstract

본 발명은 2XXX 시리즈 코어 층 및 2XXX 시리즈 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합된 Al-Mg 합금 클래드 층을 포함하는 압연 복합 항공우주 제품에 관한 것으로, 여기서 Al-Mg 합금은 0.4% 내지 4.8% Mg, 바람직하게는 0.7% 내지 4.5% Mg를 포함하는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금이다.

Description

클래드 2XXX 시리즈 항공우주 제품

관련 출원에 대한 상호 참조

본 출원은 2019년 9월 5일에 출원된 " 클래드 2XXX 시리즈 항공우주 제품 " 명칭의 유럽 특허 출원 번호 제19195491.6호의 이익 및 우선권을 주장하며, 그 내용은 전문이 본원에 참조로 포함된다.

기술 분야

본 발명은 2XXX 시리즈 코어 층 및 2XXX 시리즈 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합된 알루미늄 합금 층을 포함하는 압연 복합 항공우주 제품에 관한 것이다. 압연 복합 항공 우주 제품은 구조적 항공우주 부품에 이상적으로 적합하다. 본 발명은 또한 압연 복합 항공우주 제품을 제조하는 방법에 관한 것이다.

항공 우주 산업에서 AA2024 시리즈 알루미늄 합금 및 그 변형물은 대부분 T3 조건 또는 그 변형에서 높은 손상 내성 알루미늄 합금으로 널리 사용된다. 이러한 알루미늄 합금 제품은 중량 대비 강도가 상대적으로 높으며 우수한 파괴 인성(fracture toughness), 우수한 피로 특성 및 적절한 내식성(corrosion resistance)을 나타낸다.

이미 수십 년 동안 내식성을 향상시키기 위해 AA2024 시리즈 합금 제품은 한 측 또는 양 측에 상대적으로 얇은 클래딩 층(cladding layer)이 있는 복합 제품으로 제공될 수 있다. 클래딩 층은 일반적으로 고순도이며, 이의 부식이 AA2024 코어 합금을 보호한다. 클래딩은 본질적으로 비합금(unalloyed) 알루미늄을 포함한다. 일반적으로 1000형, 1100형, 1200형 및 1300형의 서브 등급을 포함하는 1XXX 시리즈 알루미늄 합금이 일반적으로 참조된다. 그러나 실제로 클래딩 층에 사용되는 1XXX 시리즈 알루미늄 합금은 매우 순수하며 Si+Fe <0.7%, Cu <0.10%, Mn <0.05%, Mg <0.05%, Zn <0.10%, Ti <0.03% 및 나머지의 알루미늄의 조성을 갖는다.

1XXX 시리즈 합금으로 클래딩된 AA2024 시리즈 알루미늄 합금도 양극산화 처리될 수 있다. 양극산화 처리(anodizing)는 부식과 마모에 대한 내성을 증가시키고 베어 메탈(bare metal)보다 페인트 프라이머와 접착제에 더 나은 접착력을 제공한다. 양극산화 처리된 제품은 날개, 수평 꼬리 평면, 수직 꼬리 평면 또는 동체의 스킨 패널(skin panel)과 같은 구조적 접착 금속 본딩에 적용된다. 추가로 공지된 어플리케이션은 샌드위치 구조를 포함하며, 여기서 하나 이상의 (유리) 섬유 강화 층들이 접착 본딩을 사용하여 알루미늄 패널들 또는 시트들 사이에 개재되어 소위 섬유 금속 라미네이트(laminate)가 생성된다. 특허 문헌 WO-2017/183965-A1(Fokker)은 접착 본딩 층 및/또는 프라이머 층의 후속 적용을 준비하기 위해 다공성 양극 산화물 코팅을 적용하기 위한 알루미늄 합금을 양극산화 처리하는 방법을 개시하고 있다.

클래드 층으로 사용되는 1XXX 시리즈 합금의 단점은 이러한 합금이 매우 부드럽고 제품 취급 시 표면 손상에 민감하다는 것이다. 또한 성형 작업 중에 이것은 예를 들어 다이 접착(die sticking)으로 이어질 수 있다.

달리 표시된 경우를 제외하고, 아래에서 이해되는 바와 같이, 알루미늄 합금 및 템퍼(temper) 지정은 2018년 알루미늄 협회에서 발행하고, 빈번하게 업데이트 되는, 알루미늄 표준 및 데이터 및 등록 기록의 알루미늄 협회 지정을 참조하며 당업자에게 잘 알려져 있다. 온도 지정은 유럽 표준 EN515에도 명시되어 있다.

합금 조성 또는 바람직한 합금 조성에 대한 설명에서, 백분율에 대한 모든 언급은 달리 명시되지 않는 한 중량%(weight percent)를 기준으로 한다.

본원에서 사용되는 용어 "최대" 및 "최대 약"은 명시적으로 언급되는 특정 합금 성분의 중량 퍼센트가 0일 가능성을 명시적으로 포함하지만 이에 제한되지는 않는다. 예를 들어, 최대 0.25% Zn은 Zn이 없는 알루미늄 합금을 포함할 수 있다.

본 발명의 목적을 위해 시트(sheet) 제품 또는 시트 재료는 두께가 1.3mm(0.05인치) 이상 6.3mm(0.25인치) 이하인 압연 제품으로 이해되어야 하며, 플레이트(plate) 재료 또는 플레이트 제품은 6.3mm(0.25인치) 이상의 두께를 갖는 압연 제품으로 이해되어야 한다. 1997년, 알루미늄 표준 및 데이터, 알루미늄 협회, 챕터 5 용어를 또한 참조한다.

본 발명의 목적은 2XXX 시리즈 합금에 기초한 것을 포함하고 내식성(corrosion resistance)과 성형성(formability)의 개선된 균형을 제공하는 클래드 압연 항공우주 제품을 제공하는 것이다.

두 개의 면들을 갖는 2XXX 시리즈 코어 층 및 2XXX 계열 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합된 Al-Mg 합금 클래드 층을 포함하는 압연 복합 항공우주 제품을 제공하는 본 발명에 의해 이러한 목적 및 추가 이점이 충족되거나 초과되며, 여기서 Al-Mg 합금은 0.4% 내지 4.8% Mg, 바람직하게는 0.7% 내지 4.5% Mg를 포함하는 5XXX-시리즈 알루미늄 합금이다.

Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 합금은 고도의 변형이 필요한 성형 작업에서 압연 복합 항공우주 제품을 성형할 수 있을 정도로 성형성 특성이 매우 우수하다. 성형성 특성은 적어도 몇몇 자동차 시트 알루미늄 합금의 성형성 특성과 비슷하다. 성형 다이에 대한 클래드 층의 다이 접착은 1XXX 시리즈 클래드 층에 비해 클래딩 층의 경도가 증가하기 때문에 상당히 감소되거나 방지된다. Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 합금은 예를 들어 플랫한 헴(hem)으로 형성될 때 우수한 헤밍(hemming) 성능을 갖는다. 플랫한 헴을 형성한 후 눈에 보이는 표면 균열이 존재하지 않는다. 표면 균열이 없으면 임의의 형성 윤활유의 표면으로의 픽업이 방지된다. 표면 균열이 없으면 복합 항공우주 제품의 피로 성능도 크게 향상된다. 또한 피로가 피팅(pitting) 개시 부위에 의해 유발되기 때문에 피팅 부식에 대한 저항성이 매우 우수하여 피로 성능이 향상된다. Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 합금을 사용하면 스트레칭 작업 중 뤼더스-라인(L

ders-line) 또는 스트레처 스트레인 마크(stretcher strain mark)의 형성을 방지하여 매우 우수한 표면 품질을 얻을 수 있다. Al-Mg 또는 5XXX 시리즈 합금은 1XXX 시리즈 합금보다 표면이 더 단단하여 제품 취급 중 긁힘과 같은 표면 손상이 적다. Al-Mg 또는 5XXX 시리즈 합금은 1XXX 시리즈 알루미늄 합금에 비해 고온 처리 단계에서 결정립(grain) 크기 성장이 현저히 감소하므로 클래딩의 결정립 크기 제어를 개선하여, 성형 작업 후 표면 품질을 개선할 수 있다.

Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 합금은 접착 본딩 층 및/또는 프라이머 층의 후속 적용에 문제가 없을 정도로 매우 우수한 양극 산화 처리가 가능하다.

또한 2XXX 시리즈 합금에도 Mn 및 Mg가 의도적으로 첨가되어 있어 압연 복합 항공우주 제품의 산업용 크기 스크랩의 재활용은 주요 문제로 이어지지 않는다. 롤 본딩된 제품은 코어 층에서 클래딩 층(들)을 사전에 분리하지 않고 재용융될 수 있다.

일 실시예에서, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층은 O-템퍼가 될 때 적어도 48 HB의 경도(hardness)를 달성한다. 일 실시예에서, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층은 O-템퍼가 될 때 적어도 50HB, 바람직하게는 적어도 55HB의 경도를 달성한다.

일 실시예에서, Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층은 롤 결합에 의해, 바람직하게는 열간 압연에 의해 코어 층에 결합되어 층들 사이에 요구되는 야금의(metallurgical) 결합을 달성한다. 이러한 롤 본딩 공정은 매우 경제적이며 원하는 특성을 나타내는 매우 효과적인 복합 제품을 생성한다. 이러한 본 발명에 따른 압연 복합 제품의 제조를 위한 롤 본딩 공정을 수행할 때, 코어 층 및 Al-Mg 클래드 층(들) 모두 롤 본딩 동안 두께 감소를 경험하는 것이 바람직하다. 전형적으로, 압연 전에, 특히 열간 압연 전에, 코어 층과 클래드 층(들) 모두의 잉곳들의 압연 면들은 압연 잉곳의 주조된 표면 근처의 분리 구역(segregation zone)들을 제거하고 제품 평탄도를 높인다.

바람직하게는, 2XXX 합금 코어 층의 주조 잉곳 또는 슬래브(slab)는 열간 압연 전에 균질화되고 및/또는 이는 열간 압연에 이어 직접 예열될 수 있다. 열간 압연 전에 2XXX 시리즈 합금의 균질화 및/또는 예열은 일반적으로 400°C 내지 505°C 범위의 온도에서 단일 또는 다중 단계들로 수행된다. 두 경우 모두, 주조된 재료에서 합금 요소들의 분리가 감소되고 가용성 요소가 용해된다. 약 400°C 이하에서 처리하면 결과적인 균질화 효과가 불충분하다. 온도가 약 505°C 이상이면, 공정(eutectic) 용융이 발생하여 바람직하지 않은 기공이 형성될 수 있다. 이 열처리의 바람직한 시간은 2 내지 30시간이다. 더 긴 시간은 일반적으로 해롭지 않다. 균질화는 일반적으로 약 480°C 이상의 온도에서 수행된다. 전형적인 예열 온도는 약 430°C 내지 460°C 범위이며 담금 시간(soaking time)은 최대 약 15시간의 범위이다.

Al-Mg 알루미늄 합금 또는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금은 주조 제품, 예를 들어 DC-캐스팅, EMC-캐스팅, EMS-캐스팅에 대한 해당 분야에서 일반적인 반연속 주조 기술을 사용하여 압연 공급원료로 제조하기 위한 잉곳 또는 슬래브로서 제공될 수 있고 바람직하게는 약 300 mm 이상, 예를 들어, 500mm 또는 600mm의 범위의 잉곳 두께를 갖는다. 다른 실시예에서, 연속 주조, 예를 들어 벨트 캐스터 또는 롤 캐스터로부터 생성된 더 얇은 게이지 슬래브는 또한 최대 약 40 mm의 두께를 갖는 Al-Mg 알루미늄 합금 또는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 라이너 공급원료를 제공하기 위해 사용될 수 있다.

본 발명의 실시예에서 Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 라이너를 형성하는 주조 잉곳 또는 슬래브는 압연 클래드 라이너를 형성하는 더 얇은 게이지에 대한 단일 또는 다중 압연 단계들의 열간 압연 전에 바람직하게는 적어도 470°C, 바람직하게는 적어도 480°C의 온도에서 예열되거나 균질화된다. 잉곳 내에서 가능한 바람직하지 않은 기공 형성을 초래하는 공정 용융을 피하기 위해 온도는 너무 높아서는 안 되며 일반적으로 570°C를 초과하지 않아야 하며, 바람직하게는 555°C를 초과하지 않는 것이 좋다. 큰 상업적 크기의 잉곳에 대한 온도에서의 시간은 적어도 0.5시간이어야 하고 약 1 내지 36시간이 될 수 있다. 더 긴 기간, 예를 들어 48시간 이상은 원하는 특성에 즉각적인 악영향을 미치지 않지만 경제적으로 매력적이지 않다. 균질화 또는 예열은 더 미세하고 균질한 결정립 구조를 생성하고 최종 압연 복합 항공우주 제품에서 Al-Mg 합금 층의 성형성을 증가시킨다.

압연 복합 항공우주 제품은 열간 압연 그리고 당업계에서 통상적인 바와 같이 선택적으로 이어서 냉간 압연에 의해 최종 게이지로 다운 게이징된다. 압연 복합 제품이 최종 게이지로 압연된 후 압연 복합 제품은 용액 효과(solution effect)가 평형에 도달하기에 충분한 시간 동안 약 450°C 내지 505°C 범위의 온도에서 용체화 열처리되며 일반적인 침지 시간은 5분에서 120분이다. 바람직하게는 용체화 열처리는 475°C 내지 500°C 범위의 온도, 예를 들어 약 495°C에서 이루어진다. 용체화 열처리는 일반적으로 배치로(batch furnace) 또는 연속로(continuous furnace)에서 수행된다. 지시된 온도에서 바람직한 침지 시간은 약 5분에서 35분 범위이다. 그러나 클래드 제품의 경우 특히 2XXX 코어 층에서 너무 많은 구리가 알루미늄 합금 클래드 층(들)으로 확산되어 상기 층(들)이 제공하는 부식 방지에 악영향을 미칠 수 있으므로 너무 긴 침지 시간에 주의해야 한다. 연속 SHT 작업은 배치 어닐링(batch annealing)과 비교하여 소위 스트레처 스트레인 마킹의 형성을 줄인다. 연속 SHT는 움직이는 롤 본딩된 제품의 빠른 가열이 필요하며, 여기서 평균 가열 속도는 5°C/초 초과, 바람직하게는 10°C/초 초과이다.

용체화 열처리 후, 2차 상(secondary phase), 예를 들어 Al₂CuMg 및 Al₂Cu의 통제되지 않은 침전(precipitation)을 방지하거나 최소화하기 위해, 복합 제품이 175°C 이하, 바람직하게는 100°C 이하, 보다 바람직하게는 주위 온도로 충분히 빠르게 냉각되는 것이 중요하며, 반면에 냉각 속도는 복합 제품에서 충분한 평탄도와 낮은 수준의 잔류 응력을 허용하기에 너무 높아서는 안 된다. 물, 예를 들어 침수 또는 물 분사를 사용하여 적절한 냉각 속도를 얻을 수 있다. 이 온도 범위에서 용체화 열처리는 최대 2.5%의 Mg 함량을 갖는 Al-Mg 합금 또는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 층(들)에 대해 완전히 재결정화된 미세구조를 생성한다. 이 상태, 즉 O-템퍼에서, 클래드 층(들)은 재결정화되지 않은 상태에 비해 향상된 성형성을 제공한다. 후속 성형 작업에서, 예를 들어 스트레칭 또는 스트레칭 성형을 통해 클래드 층은 유리하게 증가된 경도 및 강도를 얻을 수 있다.

복합 제품은 내부에 잔류 응력을 완화하고 제품의 평탄도를 개선하기 위해 예를 들어 원래 길이의 0.5% 내지 8% 범위로 스트레칭함으로써 추가 냉간 가공될 수 있다. 바람직하게는 스트레칭은 0.5% 내지 6%, 보다 바람직하게는 0.5% 내지 4%, 가장 바람직하게는 0.5% 내지 3% 범위이다.

냉각 후 복합 항공우주 제품은 일반적으로 주변 온도에서 자연적으로 에이징되며, 대안적으로 복합 항공우주 제품은 인위적으로 에이징될 수도 있다. 이 공정 단계에서 인공 에이징은 더 높은 게이지 제품에 특히 유용할 수 있다.

5XXX 시리즈 알루미늄 합금 층 또는 층들은 일반적으로 코어보다 훨씬 얇으며 각 Al-Mg 합금 층은 전체 복합물 두께의 1% 내지 20%를 구성한다. Al-Mg 합금 층은 전체 복합물 두께의 약 1% 내지 10%를 구성하는 것이 보다 바람직하다.

일 실시예에서, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 층은 2XXX 시리즈 코어 층의 일 표면 또는 면 상에 본딩된다.

일 실시예에서, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 층은 압연 복합 항공우주 제품의 외부 표면을 형성하는 2XXX 시리즈 코어 층의 양 표면들 또는 면들에 본딩된다.

일 실시예에서 인터라이너 또는 인터레이어가 2XXX 시리즈 코어 층과 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 층 사이에 위치되고, 여기서 인터라이너는 5XXX 시리즈 알루미늄 층과 다른 알루미늄 합금으로 만들어지고 5XXX 시리즈 알루미늄 합금보다 낮은 Mg 함량을 갖는다. 이러한 인터라이너 용 알루미늄 합금은 1XXX 시리즈 합금 또는 더 낮은 Mg 레벨을 갖는 5XXX 시리즈 합금 또는 3XXX 시리즈 알루미늄 합금일 수 있다. 이 인터라이너는 코어 합금에서 5XXX 시리즈 알루미늄 합금으로 형성된 외부 표면 층으로 Cu의 추가 확산 장벽 역할을 한다. 이는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 외부 층이 제공하는 경도 및 표면 특성을 유지하면서 다양한 층들 사이에 Zn 및/또는 Mn 함량의 차이를 생성하고 Mn-그라디언트(gradient) 및/또는 Zn-그라디언트를 생성하여 2XXX 시리즈 코어 합금에 증가된 갈바닉 보호(galvanic protection)를 제공하고 우선적인 인터라이너 부식에 의해 2XXX 시리즈 코어 합금의 피팅(pitting) 및 입계부식(intergranular corrosion) 저항성을 향상시킬 수 있다. 인터라이너가 5XXX 시리즈 외부 층보다 낮은 목적의 Mg 함량을 가지므로 코어 합금에 대한 다양한 층들의 롤 본딩 작업으로 인한 야금의 본딩이 향상된다. 인터라이너는 또한 코어 합금에 롤 본딩되는 것이 바람직하다. 각 인터라이너는 전체 복합 항공우주 제품 두께의 1% 내지 20%를 구성하고, 바람직하게는 전체 복합 항공우주 제품 두께의 약 1% 내지 10%를 구성한다.

일 실시예에서, 압연 복합 항공우주 제품은 적어도 0.8 mm의 전체 두께를 갖는다.

일 실시예에서, 압연 복합 항공우주 제품은 최대 50.8mm(2인치), 바람직하게는 최대 25.4mm(1인치), 가장 바람직하게는 최대 12mm의 전체 두께를 갖는다.

일 실시예에서 압연 복합 항공우주 제품은 플레이트 제품이다.

일 실시예에서, 압연 복합 항공우주 제품은 시트 제품이다.

일 실시예에서, 5XXX 시리즈 클래드 층은, 중량%로, 다음을 포함하는 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 이루어진다:

Mg 0.4% 내지 4.8%, 바람직하게는 0.7% 내지 4.5%;

Si 최대 0.3%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Fe 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.40%;

Sc 최대 0.5%;

Mn 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1%;

Cu 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.10%, 더욱 바람직하게는 최대 0.05%;

Cr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%;

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%;

Zn 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.35%, 더욱 바람직하게는 최대 0.20%;

Ti 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.10%;

불순물 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지의 알루미늄(balance aluminium).

일 실시예에서 5XXX 시리즈 클래드 층은 고강도 용접 가능한 내식성 Al-Mg-Sc 알루미늄 합금이고 이는, 중량%로, 다음으로 구성된 조성을 갖는다:

Mg 3.0% 내지 4.8%, 바람직하게는 3.5% 내지 4.5%;

Sc 0.02% 내지 0.5%, 바람직하게는 0.02% 내지 0.40%, 더욱 바람직하게는 0.1% 내지 0.3%;

Mn 최대 1%, 바람직하게는 0.3% 내지 1.0%, 더욱 바람직하게는 0.3% 내지 0.8%;

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 0.05% 내지 0.2%, 더욱 바람직하게는 0.07% 내지 0.15%;

Cr 최대 0.3%, 바람직하게는 최대 0.25%, 더욱 바람직하게는 0.02% 내지 0.2%;

Ti 최대 0.2%, 바람직하게는 0.01% 내지 0.2%;

Cu 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.1%, 더욱 바람직하게는 최대 0.05%;

Zn 최대 0.5%, 바람직하게는 0.1% 내지 0.5%;

Fe 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.40%, 더욱 바람직하게는 최대 0.20%;

Si 최대 0.3%, 바람직하게는 최대 0.2%, 더욱 바람직하게는 최대 0.1%;

불순물과 나머지의 알루미늄. 일반적으로 이러한 불순물은 각각 <0.05% 및 전체 <0.15%로 존재한다.

다른 실시예에서 5XXX 시리즈 클래드 층은, 중량%로, 다음을 포함하는 조성을 갖는다:

Mg 0.4% 내지 3.0%, 바람직하게는 0.4% 내지 2.5%, 더욱 바람직하게는 0.7% 내지 2.5%;

Si 최대 0.3%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Fe 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.40%;

Sc 최대 0.04%, 바람직하게는 최대 0.02%;

Mn 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1%;

Cu 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.10%, 더욱 바람직하게는 최대 0.05%;

Cr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%;

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%;

Zn 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.35%, 더욱 바람직하게는 최대 0.20%;

Ti 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.10%;

불순물 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지의 알루미늄.

이 실시예에서, Mg 함량은 약 0.4% 내지 3.0% 범위, 바람직하게는 약 0.4% 내지 2.5% 범위, 더욱 바람직하게는 약 0.7% 내지 2.0% 범위이다. Mg는 클래드 층에 경도를 제공한다. 그러나 너무 높은 Mg 레벨에서는 예를 들어 후속 스트레치 성형 작업 동안 원하지 않는 뤼더스 라인이 발생할 수 있다.

Mn은 용체화 열처리 및 급속 냉각 후 경도 및 강도를 증가시키기 위해 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1%, 보다 바람직하게는 최대 0.8% 범위로 5XXX 시리즈 합금에 첨가될 수 있다. 그 목적을 위한 바람직한 하한은 0.2%, 바람직하게는 약 0.30%이다. Mn은 후속 성형 작업 후에 더 나은 표면 외관과 더 적은 표면 균열을 제공하는 클래드 층(들)에서 작은 결정립 크기를 유지하는 데 기여할 것이다. Mn의 존재는 베타-AlFeSi 상(Al₅FeSi)에서 알파-AlFeSi(Al₈Fe₂Si)로의 변환을 촉진하고 알파-AlFeSi 상을 안정화시키기 때문에 5XXX 시리즈 층의 외부 표면의 양극 산화 품질을 증가시킨다. Mn의 존재는 또한 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 부식 전위(potential)를 유리하게 증가시키고 첨가된 Mn의 양은 어플리케이션에 따라 2XXX 시리즈 코어 합금과 클래드 층(들) 사이의 부식 전위차를 줄이고 최적화하기 위해 조정되어, 따라서 압연 복합 항공 우주 제품의 내식성을 향상시킬 수 있다.

또 다른 실시예에서, Mn 함량은 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.15%이다.

5XXX 시리즈 층의 이 실시예에서 Cu 함량은 양호한 내식성을 유지하기 위해 0.20%, 바람직하게는 최대 0.10%, 보다 바람직하게는 최대 0.05%의 범위에 있다.

철은 일반적인 불순물이며 최대 약 0.5%의 범위로 존재할 수 있다. Fe 함량이 0.5%를 초과하면, 금속간 화합물을 포함하는 큰 Fe가 형성될 수 있고, 금속간 화합물에 의해 줄무늬 패턴(streak pattern)이 발생하거나 양극 산화층이 탁해질 수 있다. 일 실시예에서, Fe 함량은 최대 약 0.40%, 바람직하게는 약 0.3%로 유지된다. 일 실시예에서, Fe 함량은 적어도 0.10%이다. 본 발명에 따라 처리된 Al-Mg 시트 재료는 비록 Fe 함량을 낮은 수준으로 낮추면 성형성 특성을 더욱 향상시킬 수 있지만, Fe 함량을 매우 낮은 수준(즉, 0.30% 미만, 일반적으로 0.15% 내지 0.30% 범위)으로 낮추지 않고도 매우 우수한 성형성 특성을 제공한다.

실리콘(Si)도 일반적인 불순물이며 최대 약 0.3%의 범위로 존재할 수 있으며 바람직하게는 최대 약 0.25%로 유지된다. Si 레벨은 최대 약 0.20%의 범위일 것이다. 일 실시예에서, Si 레벨은 양극산화 후 색상 강도(colour strength) 및 안정성을 얻기 위해 적어도 약 0.06%, 바람직하게는 적어도 약 0.1%이다.

Ti는 잉곳과 용접 조인트 모두의 응고(solidification) 동안 결정립 미세화제(refiner agent)이다. Ti 레벨은 약 0.2%를 초과해서는 안 되며, Ti에 대한 바람직한 범위는 약 0.005%에서 0.07%이다. Ti는 단독 요소로서 첨가될 수 있거나, 또는 입자 크기 제어를 위한 주조 보조제로 작용하는 붕소 또는 탄소와 함께 당업계에 공지된 바와 같이 첨가될 수 있다.

일 실시예에서, 5XXX 시리즈 클래드 층은, 중량%로, Mg 0.4% 내지 3.0%, Si 최대 0.3%, Fe 최대 0.5%, Sc 최대 0.04%, Mn 최대 1.5%, Cu 최대 0.2%, Cr 최대 0.25%, Zr 최대 0.25%, Zn 최대 0.5%, Ti 최대 0.2%, 및 나머지의 알루미늄과 불순물로 구성된 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 구성되며, 본원에 설명되고 청구된 바와 같이 더 좁은 조성 범위가 선호된다.

일 실시예에서, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층의 조성은 2XXX 시리즈 코어 합금에 최적의 부식 방지 기능을 제공하기 위해 -710 mV 이하(예를 들어, -780mV)의 개방 전위 부식 값(vs. 표준 칼로멜 전극(SCE), "부식 전위"라고도 함)을 갖도록 조정되거나 설정되며, 이는 0.1N 칼로멜 전극을 사용하여 25°C에서 53g/L NaCl 플러스 3g/L H₂O₂ 용액에서 용체화 열처리 및 담금질된 재료에서 측정된다. 바람직한 실시예에서, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층의 부식 전위는 -730mV 내지 -845mV의 범위에 있고, 이는 SHT 및 담금질 후, 따라서 주요 합금 원소가 대부분 고용체에 있을 때 측정된다.

일 실시예에서, 2XXX 코어 층과 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층 사이의 부식 전위차는 양극 클래드 층에서 코어 층으로 충분한 부식 보호를 제공하기 위해, 즉 최종 템퍼에서, 30 내지 120 mV, 바람직하게는 30 내지 100 mV 범위에 있다.

일 실시예에서, 2XXX 시리즈 코어 층은, 중량%로, 다음을 포함하는 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 이루어 진다:

Cu 1.9% 내지 7.0%, 바람직하게는 3.0% 내지 6.8%, 더욱 바람직하게는 3.2% 내지 4.95%;

Mg 0.30% 내지 1.8%, 바람직하게는 0.35% 내지 1.8%;

Mn 최대 1.2%, 바람직하게는 0.2% 내지 1.2%, 더욱 바람직하게는 0.2% 내지 0.9%;

Si 최대 0.40%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Fe 최대 0.40%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Cr 최대 0.35%, 바람직하게는 최대 0.10%;

Zn 최대 1.0%;

Ti 최대 0.15%, 바람직하게는 0.01% 내지 0.10%;

Zr 최대 0.25, 바람직하게는 최대 0.12%;

V 최대 0.25%;

Li 최대 2.0%;

Ag 최대 0.80%;

Ni 최대 2.5%;

나머지의 알루미늄과 불순물. 일반적으로 이러한 불순물은 각각 <0.05%, 전체 <0.15%로 존재한다.

또 다른 실시예에서, 2XXX 시리즈 코어 층은, 중량%로, 다음을 포함하는 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 이루어진다:

Cu 1.9% 내지 7.0%, 바람직하게는 3.0% 내지 6.8%, 더욱 바람직하게는 3.2% 내지 4.95%;

Mg 0.30% 내지 1.8%, 바람직하게는 0.8% 내지 1.8%;

Mn 최대 1.2%, 바람직하게는 0.2% 내지 1.2%, 더욱 바람직하게는 0.2% 내지 0.9%;

Si 최대 0.40%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Fe 최대 0.40%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Cr 최대 0.35%하, 바람직하게는 최대 0.10%;

Zn 최대 0.4%;

Ti 최대 0.15%, 바람직하게는 0.01% 내지 0.10%;

Zr 최대 0.25, 바람직하게는 최대 0.12%;

V 최대 0.25%;

나머지의 알루미늄과 불순물. 일반적으로 이러한 불순물은 각각 <0.05%, 전체 <0.15%로 존재한다.

바람직한 실시예에서, 2XXX 시리즈 코어 층은 AA2X24-시리즈 알루미늄 합금으로 이루어지며, 여기서 X는 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 또는 8이다. 특히 바람직한 알루미늄 합금은 AA2024, AA2524 및 AA2624의 범위 내에 있다.

실시예에서 2XXX 시리즈 코어 층은 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 상태로 제공된다.

2XXX 시리즈 코어 층은 "F" 템퍼 또는 어닐링된 "O" 템퍼와 같은 비-용체화 열처리된 상태로 사용자에게 제공되어 요구되는 상태, 예를 들어 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 템퍼로 형성 및 용체화 열처리 및 에이징될 수 있다.

본 발명은 또한 다음 단계를 포함하는 본 발명의 압연 복합 항공우주 제품의 제조 방법에 관한 것이다:

- 상기 복합 항공우주 제품의 코어 층을 형성하기 위한 2XXX 시리즈 알루미늄 합금의 잉곳을 제공하는 단계;

- 상기 2XXX 시리즈 알루미늄 합금의 상기 잉곳을 400°C 내지 505°C 범위의 온도에서 적어도 2시간 동안 균질화하는 단계;

- 상기 2XXX 시리즈 코어 알루미늄 합금 상에 외부 클래드 층을 형성하기 위한 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 잉곳 또는 압연 클래드 라이너를 제공하는 단계; 선택적으로 2XXX 시리즈 코어 알루미늄 합금의 각 측면에 클래드 층을 형성하기 위해 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 두 개의 잉곳들 또는 두 개의 압연 클래드 라이너들이 제공됨;

- 선택적으로 상기 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 상기 잉곳(들)을 바람직하게는 적어도 470°C 범위, 바람직하게는 480°C 내지 570°C 범위의 온도에서 적어도 0.5시간 동안 균질화 또는 예열하는 단계;

- 롤 본딩된 제품을 형성하기 위해, 바람직하게는 열간 압연(hot rolling)에 의해 그리고 선택적으로 이어서 냉간 압연(cold rolling)에 의해, 상기 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 층(들)을 상기 2XXX 시리즈 코어 합금 층에 롤 본딩하는 단계;

- 배치 작업 또는 연속 작업에서 450°C 내지 505°C 범위의 온도에서 상기 롤 본딩된 제품을 용체화 열처리(solution heat-treatment)하는 단계;

- 상기 용체화 열처리된 롤 본딩된 제품을 100°C 미만, 바람직하게는 주위 온도로 냉각하는 단계;

- 원래 길이의 0.5% 내지 8% 범위로, 바람직하게는 0.5% 내지 6%, 보다 바람직하게는 0.5% 내지 4%, 가장 바람직하게는 0.5% 내지 3% 범위로, 바람직하게는 냉간 스트레칭에 의해 용체화 열처리된 롤 본딩된 제품을 스트레칭하는 단계; 및

- 자연 에이징 및/또는 인공 에이징에 의한 냉각 롤 본딩된 제품의 에이징 단계. 바람직한 실시예에서, 에이징은 2XXX 시리즈 코어 층을 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 템퍼로 만든다. 5XXX 시리즈 합금 클래드 층은 어닐링 상태에 있을 것이다. 2.5% 미만의 Mg를 갖는 5XXX 시리즈 합금 클래드 층은 O-템퍼에 있을 것이다.

본 발명에 따른 방법의 일 실시예에서, 다음 처리 단계에서 압연 복합 항공우주 제품은, 주위 온도 또는 승온에서, 성형 공정에서 단축 곡률 또는 이축 곡률 중 적어도 하나를 갖는 성형 제품으로 형성된다.

방법의 대안적인 실시예에서, 바람직하게는 열간 압연 및 선택적으로 냉간 압연에 의해, 5XXX 시리즈 알루미늄 합금(들)을 2XXX 시리즈 코어 합금에 롤 본딩되어 롤 본딩된 제품을 형성한 후, 롤 본딩된 제품은, 주위 온도 또는 상승된 온도에서, 성형 공정에서 단축 곡률 또는 이축 곡률 중 적어도 하나를 갖는 형성된 제품으로 성형된 후 용체화 열처리 및 최종 템퍼로의 후속 에이징이 진행된다.

성형은 굽힘 작업, 롤 성형, 스트레치 성형, 에이징 크리프 성형, 딥 드로잉 및 고에너지 하이드로포밍의 그룹으로부터의 성형 작업, 특히 폭발 성형 또는 전기유압 성형에 의한 것일 수 있다.

일 실시예에서, 승온에서의 성형 작업은 140°C 내지 200°C 범위의 온도에서 수행되고, 바람직하게는 항공우주 제품은 1 내지 50시간 범위의 시간 동안 성형 온도에서 유지된다. 바람직한 실시예에서, 승온에서의 성형은 에이징 크리프 성형 작업에 의한 것이다. 에이징 크리프 성형은 에이징 열처리 중에 구성 요소를 특정 모양으로 제한하는 프로세스 또는 작업으로 구성 요소가 응력을 완화하고 단일 또는 이중 곡률이 있는 동체 쉘과 같은 윤곽에 크리프가 되도록 한다.

일 실시예에서 본 발명에 따른 압연 복합 항공우주 제품은 용체화 열처리(SHT)를 받은 후 미리 결정된 형상으로 성형되기 전에 압연 복합 항공우주 제품에서 적어도 25% 냉간 가공을 유도하는 SHT 후 냉간 가공 단계를 받는 것은 본 발명에서 제외되며, 특히 냉간 가공은 압연된 항공우주 제품을 최종 게이지로 냉간 압연하는 것을 포함하고, 이는 특허 문서 US-2014/036699-A1에 개시되어 있고 참조로서 본원에 포함된다.

본 발명의 일 양태에서, 본 발명은 압연 항공우주 클래드 제품을 형성하기 위해 2XXX 시리즈 알루미늄 합금의 한쪽 또는 양쪽 표면 상의 클래드 층으로서 본원에 기술되고 청구된 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 용도에 관한 것이다.

본 발명의 다른 양태에서, 본 발명에 따른 압연 복합 항공우주 제품 및 리벳팅 또는 용접 작업에 의해 압연 복합 항공우주 제품에 결합된 적어도 하나의 알루미늄 합금 보강 요소를 포함하는 용접 구조물이 제공된다.

일 실시예에서 본 발명은 본 발명에 따른 압연 복합 항공 우주 제품 및 예를 들어 리벳팅 또는 레이저 빔 용접 또는 마찰 교반 용접과 같은 용접 작업에 의해 압연 복합 항공 우주 제품에 결합된 적어도 하나의 알루미늄 합금 보강 요소, 바람직하게는 스트링거를 포함하는 항공기의 용접된 구조 부재에 관한 것이다.

이는 또한 레이저 빔 용접("LBW") 또는 마찰 교반 용접("FSW"), 예를 들어 버트 용접에 의해 동체 패널이 서로 결합되는 용접된 동체 구조에 관한 것이다.

본 발명은 또한 항공기 또는 우주선을 포함하며, 그 동체의 전체 또는 일부는 본 발명에 따른 압연 복합 항공우주 제품으로 구성되며, 이는 항공기의 다양한 구조적 부분에 통합될 수 있다. 예를 들어, 다양한 개시된 실시예는 날개 어셈블리의 구조적 부분 및/또는 테일 어셈블리(미익)의 구조적 부분을 형성하는 데 사용될 수 있다. 항공기는 일반적으로 상업용 여객기 또는 화물 항공기를 대표한다. 대안적인 실시예에서, 본 발명은 또한 다른 유형의 비행체에 통합될 수 있다. 이러한 비행 차량의 예로는 유인 또는 무인 군용 항공기, 회전익 항공기 또는 탄도 비행 차량이 있다.

본 발명의 압연 복합 항공우주 제품은 동체 구성요소 또는 패널과 같은 항공기용 부재로, 또는 날개 구성요소 또는 패널로서 성형될 수 있으며, 항공기는 설명된 바와 같이 본 발명의 이점을 활용할 수 있다. 언급된 성형은 항공기, 항공우주 또는 기타 차량용 패널 또는 기타 부재를 성형하기 위해 당업계에 공지된 굽힘, 신장 성형, 기계가공 및 기타 성형 작업을 포함할 수 있다. 굽힘 또는 기타 소성 변형을 포함하는 성형은 실온 또는 고온에서 수행될 수 있다.

본 발명은 또한 첨부된 도면을 참조하여 설명될 것이며, 여기서:
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 압연 복합 항공우주 제품의 개략도이다;
도 2는 본 발명의 특정 예시적인 실시예에 따른 5개의 별개의 층들을 갖는 압연 복합 항공우주 제품의 개략도이다.
도 3은 본 발명에 따른 압연 복합 항공우주 제품을 제조하기 위한 공정의 여러 실시예의 개략적인 흐름 스케쥴이다.

도 1은 본원에서 설명되고 청구된 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 Al-Mg 합금 클래드 층(30)을 각각의 측에 갖는 2XXX 시리즈 코어 합금 층(20)의 3층 구조로 구성된 압연 복합 항공우주 제품(10)의 실시예를 도시한다. 본원에 도시되지 않았지만, 다른 실시예에서 2XXX 시리즈 코어 합금은 5XXX 시리즈 합금 클래드 라이너로 한 측 또는 면에만 클래딩된다.

도 2는 본원에서 설명되고 청구된 5XXX 시리즈 알루미늄 합금 클래드 층(30)을 각 측에 갖는 2XXX 시리즈 코어 합금 층(20)으로 구성된 5층 구조를 갖는 압연 복합 항공우주 제품(10)의 실시예를 도시하고, 여기서 다른 및 상이한 알루미늄 합금 인터라이너(interliner) 또는 클래드 층(40)이 코어 합금 층(20)과 5XXX 시리즈 합금 클래드 층(30) 사이에 개재되어 5XXX 시리즈 합금 클래드 층(30)이 압연 복합 항공우주 제품(10)의 외부 층을 형성한다. 인터라이너 또는 클래드 층(40)도 5XXX 계열 합금 클래드 층(30)보다 Mg 함량이 낮은 알루미늄 합금으로 이루어진다.

도 3은 압연 복합 항공우주 제품을 제조하기 위한 본 발명의 방법의 여러 실시예들의 개략적인 흐름 스케줄이다. 공정 단계 1에서 잉곳은 복합 항공우주 제품의 코어 합금을 형성하는 2XXX 시리즈 합금으로 주조되며, 이는 롤링 잉곳(rolling ingot)의 주조된 표면 근처의 분리(segregation) 구역들을 제거하고 제품 평탄도를 증가시키기 위해 선택적으로 단계 2에서 스캘핑(scalping)될 수 있다. 공정 단계 3에서 롤링 잉곳은 균질화된다. 공정 단계 4와 병행하여 복합 항공우주 제품의 코어 합금 표면 및 선택적으로 코어 합금의 양 면들에 적어도 하나의 클래드 층을 형성하기 위해 잉곳은 5XXX 시리즈 합금으로 주조된다. 또한 이 잉곳은 단계 5에서 선택적으로 스캘핑될 수 있다. 공정 단계 6에서 5XXX 시리즈 합금이 열간 압연 시작 온도로 예열되고 후속적으로 공정 단계 7에서 클래드 층이 코어보다 훨씬 얇기 때문에 열간 압연되어 라이너 플레이트(들)를 형성한다. 공정 단계 8에서 2XXX 코어 합금 및 코어 합금의 한 측 또는 양 측 상의 5XXX 시리즈 합금 라이너 플레이트가 바람직하게는 열간 압연에 의해 롤 본딩된다. 원하는 최종 게이지에 따라, 롤 본딩된 제품은 공정 단계 9에서 최종 게이지, 예를 들어 시트 제품 또는 얇은 게이지 플레이트 제품으로 냉간 압연될 수 있다. 공정 단계 10에서 압연 항공우주 제품은 용체화 처리되고, 다음으로 공정 단계 11에서 냉각되고, 바람직하게는 공정 단계 12에서 스트레칭된다.

일 실시예에서, 냉각된 제품은 성형 공정 13에서 형성되고 공정 단계 14에서 최종 텀퍼, 예를 들어 T3 또는 T8 템터로 에이징, 즉 자연적 또는 인공적 에지징된다.

일 실시예에서, 성형 공정 13과 공정 단계 14의 에이징이 조합될 수 있고, 예를 들어 성형 동작은 140°C 내지 200°C 범위의 온도에서, 바람직하게는 1 내지 50시간 범위의 시간 동안 수행되어 2XXX 시리즈 코어와 5XXX 시리즈 클래드 층 모두의 인공 에이징이 발생한다.

일 실시예에서, 냉각된 제품은 공정 단계 14에서 원하는 템퍼로 에이징, 즉 자연적 또는 인공적 에이징되고, 후속적으로 성형 공정 13에서 미리 결정된 형상의 성형 제품으로 성형된다.

대안적인 실시예에서 2XXX 시리즈 코어와 5XXX 시리즈 클래드 층(들)을 최종 게이지에 압연 본딩한 후, 압연된 제품이 성형 공정 13에서 미리 결정된 형상으로 성형되고, 공정 단계 15에서 형성된 제품의 용체화 열처리 및 공정 단계 11에서 냉각된 후 공정 단계 14에서 최종 템퍼, 예를 들어 T3 또는 T8 템퍼로 에이징, 즉 자연적 또는 인공적 에이징된다.

본 발명은 앞서 설명된 실시예로 제한되지 않으며, 첨부된 청구범위에 의해 정의된 본 발명의 사상 내에서 광범위하게 변경될 수 있다.

Claims (18)

1. 2XXX 시리즈 코어 층(core layer) 및 상기 2XXX 시리즈 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합된 Al-Mg 합금 클래드 층(clad layer)을 포함하는 압연 복합 항공우주 제품(rolled composite aerospace product)으로, 여기서 상기 Al-Mg 합금은 0.4% 내지 4.8% Mg, 바람직하게는 0.7% 내지 4.5% Mg를 포함하는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금인, 압연 복합 항공우주 제품.
2. 제1항에 있어서, 상기 Al-Mg 합금이, 중량%로, 다음의 조성을 갖는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금인, 압연 복합 항공우주 제품:
   Mg 0.4% 내지 4.8%, 바람직하게는 0.7% 내지 4.5%,
   Si 최대 0.3%,
   Fe 최대 0.5%,
   Sc 최대 0.5%,
   Mn 최대 1.5%,
   Cu 최대 0.2%,
   Cr 최대 0.25%,
   Zr 최대 0.25%,
   Zn 최대 0.5%,
   Ti 최대 0.2%,
   불순물 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지의 알루미늄(balance aluminium).
3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 Al-Mg 합금은, 중량%로, 다음을 포함하는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금인, 압연 복합 항공우주 제품:
   Mg 0.4% 내지 3.0%, 바람직하게는 0.4% 내지 2.5%,
   Si 최대 0.3%, 바람직하게는 최대 0.25%,
   Fe 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.40%,
   Sc 최대 0.04%, 바람직하게는 최대 0.02%,
   Mn 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1%,
   Cu 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.10%,
   Cr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%,
   Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%,
   Zn 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.35%,
   Ti 최대 0.2%, 바람직하게는 최대 0.10%,
   불순물 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지의 알루미늄.
4. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 Al-Mg 합금은, 중량%로, 다음을 포함하는 5XXX 시리즈 알루미늄 합금인, 압연 복합 항공우주 제품:
   Mg 3.0% 내지 4.8%, 바람직하게는 3.5% 내지 4.5%,
   Sc 0.02% 내지 0.5%, 바람직하게는 0.02% 내지 0.40%,
   Mn 최대 1%, 바람직하게는 0.3% 내지 1.0%,
   Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 0.05% 내지 0.2%,
   Cr 최대 0.3%,
   Ti 최대 0.2%,
   Cu 최대 0.25%,
   Zn 최대 0.5%,
   Fe 최대 0.5%,
   Si 최대 0.3%,
   불순물 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지의 알루미늄.
5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 Al-Mg 합금 클래드 층은 상기 2XXX 시리즈 코어 층의 상기 적어도 하나의 표면에 롤 본딩(roll bonding)에 의해 결합되는, 압연 복합 항공우주 제품.
6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 Al-Mg 합금 클래드 층은 상기 압연 복합 항공우주 제품의 전체 두께의 1% 내지 20%, 바람직하게는 1% 내지 10% 범위의 두께를 갖는, 압연 복합 항공우주 제품.
7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 2XXX 시리즈 코어 층 및 상기 2XXX 시리즈 코어 층의 하나의 표면에 결합된 Al-Mg 합금 클래드 층으로 구성된, 압연 복합 항공우주 제품.
8. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 2XXX 시리즈 코어 층 및 상기 2XXX 시리즈 코어 층의 양 표면들에 결합된 Al-Mg 합금 클래드 층으로 구성된, 압연 복합 항공우주 제품.
9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서, 인터라이너(interliner)가 상기 2XXX 시리즈 코어 층과 상기 Al-Mg 합금 층 사이에 위치되고, 상기 인터라이너는 상기 Al-Mg 합금 층과 다른 알루미늄 합금으로 만들어지고 상기 Al-Mg 합금보다 낮은 Mg 함량을 갖는, 압연 복합 항공우주 제품.
10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 코어 층(20)의 상기 2XXX 시리즈 합금은, 중량%로, 다음의 조성을 갖는, 압연 복합 항공우주 제품:
    Cu 1.9% 내지 7.0%, 바람직하게는 3.0% 내지 6.8%, 보다 바람직하게는 3.2% 내지 4.95%,
    Mg 0.30% 내지 1.8%, 바람직하게는 0.35% 내지 1.8%,
    Mn 최대 1.2%, 바람직하게는 0.2% 내지 1.2%,
    Si 최대 0.40%,
    Fe 최대 0.40%,
    Cr 최대 0.35%,
    Zn 최대 1.0%,
    Ti 최대 0.15%,
    Zr 최대 0.25,
    V 최대 0.25%,
    Li 최대 2.0%
    Ag 최대 0.80%,
    Ni 최대 2.5%,
    나머지의 알루미늄과 불순물.
11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 2XXX 시리즈 코어 층(20)은 2x24 -시리즈 합금으로 된, 압연 복합 항공우주 제품.
12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 2XXX 시리즈 코어 층(20)은 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 템퍼(temper)에 있는, 압연 복합 항공우주 제품.
13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 압연 복합 항공우주 제품(10)은 0.8 mm 내지 50.8 mm, 바람직하게는 0.8 mm 내지 25.4 mm의 전체 두께를 갖는, 압연 복합 항공우주 제품.
14. 제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 압연 복합 항공우주 제품은 항공우주 구조 부품, 바람직하게는 항공기 동체인, 압연 복합 항공우주 제품.
15. 제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 따른 압연 복합 항공우주 제품의 제조 방법으로서, 다음의 단계들을 포함하는, 방법:
    - 상기 복합 항공우주 제품의 코어 층을 형성하기 위한 2XXX 시리즈 알루미늄 합금의 잉곳(ingot)을 제공하는 단계;
    - 상기 2XXX 시리즈 알루미늄 합금의 상기 잉곳을 400°C 내지 505°C 범위의 온도에서 적어도 2시간 동안 균질화하는 단계;
    - 상기 2XXX 시리즈 코어 알루미늄 합금 상에 외부 클래드 층을 형성하기 위한 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 잉곳 또는 압연 클래드 라이너를 제공하는 단계;
    - 선택적으로 상기 5XXX 시리즈 알루미늄 합금의 상기 잉곳을 바람직하게는 적어도 470°C 범위, 바람직하게는 480°C 내지 570°C 범위의 온도에서 적어도 0.5시간 동안 균질화 또는 예열하는 단계;
    - 롤 본딩된 제품을 형성하기 위해, 바람직하게는 열간 압연(hot rolling)에 의해 그리고 선택적으로 이어서 냉간 압연(cold rolling)에 의해, 상기 5XXX 시리즈 알루미늄 합금을 상기 2XXX 시리즈 코어 합금에 롤 본딩하는 단계;
    - 450°C 내지 505°C 범위의 온도에서 상기 롤 본딩된 제품을 용체화 열처리(solution heat-treatment)하는 단계;
    - 상기 용체화 열처리된 롤 본딩된 제품을 100°C 미만, 바람직하게는 주위 온도로 냉각하는 단계;
    - 상기 용체화 열처리 및 냉각된 롤 본딩된 제품의 선택적인 스트레칭 단계; 및
    - 상기 냉각된 롤 본딩된 제품의 에이징 단계.
16. 제15항에 있어서, 상기 방법은 상기 용체화 열처리 및 냉각된 롤 본딩된 제품을, 성형 공정에서, 미리 결정된 형상 제품으로 성형하고, 선택적으로 또한 스트레칭되는 단계를 더 포함하는, 방법.
17. 제15항 및 제16항에 있어서, 성형 단계 (j)는 상기 에이징 단계 (i) 후에 수행되는, 방법.
18. 제17항에 있어서, 상기 성형 단계 (j) 및 상기 에이징 단계 (i)는 상승된 온도에서, 바람직하게는 140°C 내지 200°C 범위의 온도에서, 바람직하게는 1 내지 50시간 범위의 시간 동안 성형 단계에서 조합되는, 방법.

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