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    • 专利摘要:
    Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischen Aluminiumstruktur, welches folgende Schritte aufweist: (a) ein Aluminiumlegierungsgrobblech aus einer Aluminiumlegierung mit einer vorbestimmten Dicke (y) wird vorgesehen, (b) das Legierungsgrobblech wird gestaltet oder geformt, um eine vorbestimmte, gestaltete Struktur zu erhalten, (c) die gestaltete Struktur wird wärmebehandelt, (d) die gestaltete Struktur wird bearbeitet, z. B. hochgeschwindigkeitsbearbeitet, um eine integrierte monolithische Aluminiumstruktur zu erhalten.
    公开号:DE102004010700A1
    申请号:DE200410010700
    申请日:2004-03-04
    公开日:2004-10-07
    发明作者:Alfred Ludwig Heinz；Christian Joachim Keidel
    申请人:Corus Aluminium Walzprodukte GmbH；
    IPC主号:B64C1-00
    专利说明:
    [0001] Die vorliegende Erfindung betrifftein Verfahren zur Herstellung einer integrierten Aluminiumstrukturaus einer Aluminiumlegierung und ein Aluminiumprodukt, das einersolchen integrierten Aluminiumstruktur hergestellt ist. Genauerbetrifft die vorliegende Erfindung ein Verfahren zur Herstellungvon Luftfahrtbauteilen aus Aluminiumlegierungen mit hoher Festigkeit,hoher Zähigkeitund Korrosionsbeständigkeit,die durch die Serie AA7000 der internationalen Nomenklatur der AluminiumAssociation ("AA") für strukturelleLuftfahrtanwendungen bezeichnet sind. Noch genauer betrifft dievorliegende Erfindung neue Verfahren zur Herstellung von integriertenAluminiumstrukturen fürLuftfahrtanwendungen, die Blech- und Grobblechelemente in eine integriertemonolithische Struktur kombinieren, wodurch aufgrund nützlicherkünstlicherAlterungsverfahren eine Verwerfung vermieden wird.
    [0002] Im Stand der Technik ist die Verwendungvon wärmebehandelbarenAluminiumlegierungen bei einer Anzahl von Anwendungen bekannt, dierelativ hohe Anforderungen an die Festigkeit, Zähigkeit und die Korrosionsbeständigkeitbeinhalten, wie Flugzeugrümpfe,Fahrzeugelemente und andere Anwendungen. Die AluminiumlegierungenAA7050 und AA7150 zeigen eine hohe Festigkeit bei Wärmebehandlungszuständen vomTyp T6, vgl. z.B. die US-A-6,315,842 , diehier bezugsweise aufgenommen ist. Ebenso zeigen ausscheidungsvergütete AA7x75-und AA7x55-Legierungsprodukte hohe Festigkeitswerte im T6-Wärmebehandlungszustand.Es ist bekannt, daß derT6-Wärmebehandlungszustanddie Festigkeit des Legierungsprodukts verbessert, und deshalb findeter insbesondere in der Flugzeugindustrie Anwendung. Ebenso ist esbekannt, die vorzusammengebauten Strukturen eines Flugzeugs künstlichzu altern, um die Korrosionsbeständigkeitzu verbessern, da sich durch die typischen Anwendungen das Aussetzenan viele verschiedene klimatische Bedingungen ergibt, womit einesorgfältigeKontrolle der Arbeits- und Alterungsbedingungen erforderlich wird, umeine adäquateFestigkeit und KorrosionsbeständigkeiteinschließlichSpannungskorrosion und Abblätternzu liefern.
    [0003] Deshalb ist es bekannt, diese Aluminiumlegierungender Serie AA7000 künstlich überzuvergüten bzw.zu überaltern.Bei künstlicherAlterung auf einen Wärmebehandlungszustandvom Typ T79, T76, T74 oder T73 verbessern sich ihre Beständigkeitgegen Spannungskorrosion, Abblätterungskorrosionund die Bruchzähigkeitin der genannten Reihenfolge (wobei von diesen Wärmebe handlungszuständen T73der beste und T79 nahe bei T6 ist). Ein akzeptabler Wärmebehandlungszustandist der Wärmebehandlungszustandvom Typ T74 oder T73, wobei ein akzeptabel ausgeglichenes Niveauan Zugfestigkeit, Spannungskorrosionsbeständigkeit, Abblätterungskorrosionsbeständigkeitund Bruchzähigkeiterhalten ist.
    [0004] Bei der Herstellung von Strukturteileneines Flugzeugs wie einem Flugzeugrumpf, der aus Stringern, z.B.Kabinenstringern oder Rumpfstringern oder Trägern sowie aus Haut, sowohlRumpfals auch Kabinenhaut besteht, ist es im Stand der Technik bekannt,die Stringer oder Trägermit Nieten oder mittels Schweißenmit einem Aluminiumlegierungsblech zu verbinden, das z.B. eine Rumpfhautbildet. Ein Aluminiumlegierungsblech wird z.B. nach der Gestaltdes Rumpfs eines Flugzeugs gebogen und geformt und mit den Stringernund Trägernoder Rippen mittels Schweißenund/oder durch Verwendung von Nieten verbunden. Der Zweck der Stringerund Rippen besteht darin, die fertige Struktur zu stützen undzu versteifen.
    [0005] Zur Beschleunigung der Produktionvon Flugzeugen und wegen der Notwendigkeit der Reduzierung von Kostenund der Beschleunigung der Produktionszeit ist ebenso bekannt, einAluminiumlegierungsgrobblech mit einer Dicke im Bereich von 15 bis 70mm herzustellen und das Grobblech zu biegen, das eine Dicke vongrößer odergleich der Dicke des Blechs, welches den Flugzeugrumpf bildet, unddie Höheder Stringer oder Trägerhat. Nach der Biegeoperation werden die Stringer aus dem Grobblechbearbeitet, wobei das Aluminiummaterial zwischen den Stringern herausgefrästwird.
    [0006] Solche Techniken aus dem Stand besitzen wenigstenszwei Hauptnachteile. Zunächstweist das Grobblech, das aus einer Aluminiumlegierung hergestelltwurde, die, wie oben erwähnt,zur Verbesserung der Korrosionsbeständigkeit künstlich gealtert wurde, nachder Biege- und Bearbeitungsoperation eine beträchtliche Verwerfung auf, wobeies eine vertikale und horizontale Verwerfung zeigt, was den Zusammenbaudes Flugzeugrumpfs oder des Flugzeugflügels mühsam macht, weil alle TeilezusätzlicheKorrekturbiege- und Meßoperationenbenötigen.Zweitens weist die gebogene und bearbeitete Struktur mit Blech undStringern oder TrägernRestspannung oder innere Spannung auf, die aus einer solchen Biegeoperationstammt und zu Bereichen oder Teilen der Struktur mit einer unterschiedlichenMikrostruktur als andere Bereiche mit weniger oder mehr interner Restspannungführt.Die Bereiche mit einem hohen Niveau an interner Restspannung sindtendenziell beträchtlichanfälligergegenüberKorrosion und Ermüdungsrißfortpflanzung.
    [0007] Deshalb liegt eine Aufgabe der vorliegenden Erfindungdarin, ein Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischenAluminiumstruktur und ein aus der Struktur hergestelltes Aluminiumprodukt herzustellen,das nicht einen oder mehrere der oben erwähnten Nachteile hat, wodurchBauteile fürFlugzeuge oder andere Anwendungen vorgesehen werden, die leichterund kostengünstigerzusammenzubauen sind, die keine oder wenigstens weniger Verwerfungnach der Bearbeitung aufweisen und die ferner eine gleichmäßigere Mikrostrukturaufweisen, wodurch Bereiche mit unterschiedlichen inneren Spannungsniveausvermieden sind.
    [0008] Genauer liegt eine Aufgabe der vorliegenden Erfindungdarin, ein Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischenAluminiumstruktur für Luftfahrtanwendungenvorzusehen, welche dazu verwendet werden kann, ein Flugzeug schnellerals mit Aluminiumstrukturen aus dem Stand der Technik zusammenzubauenund bessere Eigenschaften wie Festigkeit, Zähigkeit und Korrosionsbeständigkeitzu erreichen.
    [0009] Die vorliegende Erfindung löst eineoder mehrere dieser Aufgaben durch das Verfahren zur Herstellungeiner integrierten monolithischen Aluminiumstruktur, welches folgendeSchritte aufweist: (a) ein Aluminiumlegierungsgrobblech aus einerAluminiumlegierung mit einer vorbestimmten Dicke (y) wird vorgesehen,(b) das Legierungsgrobblech wird gestaltet oder geformt, um einevorbestimmte, gestaltete Struktur mit einem eingebauten Radius zuerhalten, (c) die gestaltete Struktur wird wärmebehandelt, (d) gegebenenfallswird die gestaltete Struktur bearbeitet, z.B. hochgeschwindigkeitsbearbeitet,um eine integrierte monolithische Struktur zu erhalten. Weiterebevorzugte Ausführungsformensind in den abhängigenAnsprüchenbeschrieben und angegeben.
    [0010] Nach einem weiteren Gesichtspunktder Erfindung ist ein Aluminiumprodukt vorgesehen, welches aus einerintegrierten Aluminiumstruktur hergestellt ist, die nach dem Verfahrendieser Erfindung hergestellt ist, und wobei die gestaltete Strukturbearbeitet wird, um eine integrierte Aluminiumstruktur mit einemBasisblech und Komponenten zu erhalten. Bevorzugte Ausführungsbeispielesind in den entsprechenden abhängigenAnsprüchenbeschrieben und beansprucht.
    [0011] Im folgenden ist zu verstehen, daß, fallsnicht anders angegeben, Aluminiumbezeichnungen und Bezeichnungenvon Wärmebehandlungszuständen aufdie Bezeichnungen der Aluminum Association in den Aluminum Standardsand Data and the Registration Records Bezug nehmen, die von derAluminum Association veröffentlichtsind.
    [0012] "Monolithisch" ist ein Begriff,der dem Fachmann bekannt ist und eine im wesentlichen einzelne Einheitbedeutet, die ein einziges Teil sein kein, das ohne Verbindungsstelleoder Nähtegeformt oder erzeugt ist und ein im wesentlichen gleichmäßiges Ganzesaufweist. Das durch das Verfahren der vorliegenden Erfindung erhaltenemonolithische Produkt kann undifferenziert sein, d.h. aus einemeinzigen Material geformt sein, und es kann integrale Strukturenoder Merkmale wie eine im wesentlichen kontinuierliche Haut miteiner Außenfläche oder-seite und einer Innenflächeoder -seite und integrale Stützelementewie Rippen oder verdickte Abschnitte mit Rahmenelementen an derInnenflächeder Haut aufweisen.
    [0013] Eine oder mehrere der oben erwähnten Aufgabender vorliegenden Erfindung sind dadurch erreicht, daß ein Aluminiumlegierungsgrobblechaus einer Aluminiumlegierung mit einer vorbestimmten Dicke vorbereitetwird, das Aluminiumgrobblech gestaltet wird, um eine vorbestimmtegestaltete Struktur zu erhalten, dann die gestaltete Struktur bevorzugt künstlichoder natürlichgealtert oder geglühtwird und dann die gestaltete Struktur gefräst oder bearbeitet wird, z.B. über Hochgeschwindigkeitsbearbeitung, umeine integrierte monolithische Aluminiumstruktur zu erhalten, diefür dieoben erwähntenZwecke verwendet werden kann.
    [0014] Da der Alterungsschritt oder dasGlühen nachdem Gestaltungsschritt durchgeführtwird, lassen sich Bauteile erhalten, die deutlich reduzierte Verwerfungsniveaushaben oder sogar im wesentlichen verwerfungsfrei sind, wodurch dieresultierenden Produkte insbesondere für Flugzeugrumpf- oder Flügelanwendungenoder füreine vertikale Haut mit vertikalen Holmen für den Schwanz eines Flugzeugs geeignetsind. Man nimmt an, daß diegestaltete Struktur, welche die oben erwähnten Nachteile aufgrund desGestaltungsschritts aufweist, ihre innere Spannung oder Restspannungwährenddes gesamten künstlichenoder natürlichenAlterungsschritts freisetzt, der nach dem Gestaltungsschritt desLegierungsgrobblechs durchgeführtwird.
    [0015] Bei einer bevorzugten Ausführungsformdes Verfahrens nach der Erfindung wird nach der Gestaltungsoperationdes Aluminiumlegierungsgrobblechs zu einer vorbestimmten gestaltetenStruktur vor jeder Bearbeitungsoperation, z.B. mittels Hochgeschwindigkeitsbearbeitung,die vorbestimmte gestaltete Struktur künstlich gealtert, wodurch sicheine verbesserte Formbeständigkeitwährendnachfolgender Bearbeitungsoperationen ergibt. Bevorzugt wird diegestaltete Struktur künstlichauf einen Wärmebehandlungszustandgealtert, der aus der Gruppe ausgewählt ist, welche den T6-, T79-,T78-, T77-, T76-, T74-, T73- und T8-Wärmebehandlungszustand aufweist.Beispielhaft wäreein geeigneter T73-Wärmebehandlungszustandder T7351-Wärmebehandlungszustand,und ein geeigneter T74-Wärmebehandlungszustandwäre derT7451-Wärmebehandlungszustand.
    [0016] Bei einer Ausführungsform des Verfahrens umfaßt das Gestaltungs-und Formverfahren zum Erhalt einer vorbestimmten gestalteten Struktureine Kaltformoperation auf, z.B. eine Biegeoperation, die in einemProdukt mit einem eingebauten Radius resultiert.
    [0017] Bei einer Ausführungsform des Verfahrens nachder Erfindung wurde das Aluminiumlegierungsgrobblech vor der Gestaltungs- oder Formoperation gestrecktnach dem Abschrecken von der Lösungsglühtemperatur.Bevorzugt beinhaltet die Streckoperation nicht mehr als 8 % derLänge knappvor der Streckoperation, und sie liegt bevorzugt im Bereich von1 bis 5 %. Dies wird typischerweise erreicht, indem das Aluminiumlegierungsgrobblechin einen T4- oder einen T73- oder T74- oder T76-Wärmebehandlungszustandwie einen T451-Wärmebehandlungszustandoder einen T7351-Wärmebehandlungszustandgebracht wird.
    [0018] Die gestaltete Struktur hat bevorzugteine Vorbearbeitungsdicke von größer odergleich der kombinierten Dicke eines Basisblechs oder einer Hautund zusätzlicherKomponenten, z.B. Stringern, wobei das Basisblech und zusätzlicheKomponenten die integrierte monolithische Aluminiumstruktur bilden.
    [0019] Die Verwerfung des erhaltenen Produktsin Längsrichtungbeträgttypischerweise weniger als 0,13 mm und bevorzugt weniger als 0,10mm bei Messung nach BMS 7-323D, Abschnitt 8.7.
    [0020] Bei einer Ausführungsform liegt die Vorbearbeitungsdicke(y) der gestalteten Struktur im Bereich von 10 bis 220 mm, bevorzugtim Bereich von 15 bis 150 mm und bevorzugter im Bereich von 20 bis100 mm und am bevorzugtesten im Bereich von 30 bis 60 mm.
    [0021] Das Aluminiumlegierungsgrobblechist bevorzugt aus einer Aluminiumlegierung hergestellt, die ausder Gruppe besteht, die aus Aluminiumlegierungen der Serien AA5xxx,AA7xxx, AA6xxx und AA2xxx ausgewähltsind. Spezielle Beispiele sind diejenigen innerhalb der Alumniumlegierungender Serien AA7x50, AA7x55, AA7x75 und AA6x13, und typische Vertreterdieser Serien sind die Legierungen AA7075, A7475, AA7010, AA7050,AA7150 und AA6013.
    [0022] Nach einer bevorzugten Ausführungsform dervorliegenden Erfindung wird das Aluminiumlegierungsgrobblech auseiner Aluminiumlegierung vorbereitet, welche nach dem Abschreckengestreckt wurde. Ein Beispiel ist wie folgt angegeben: Einbevorzugtes Verfahren zur Herstellung einer Aluminiumlegierung derSerie AA7xxx fürGrobblechanwendungen auf dem Luftfahrtgebiet mit ausgeglichenerhoher Zähigkeitund guten Korrosionseigenschaften weist die Schritte auf, daß ein Körper miteiner Zusammensetzung bearbeitet wird, die in Gew.-% aus folgendembesteht: Zn 5,0 – 8,5 Cu1,0 – 2,6 Mg1,0 – 2,9 Fe < 0,3, bevorzugt < 0,15 Si < 0,3, bevorzugt < 0,15, gegebenenfallseinem oder mehreren Elementen, die ausgewählt sind aus: Cr 0,03 – 0,25 Zr0,03 – 0,25 Mn0,03 – 0,4 V0,03 – 0,2 Hf0,03 – 0,5 Ti0,01 – 0,15, wobeidie Gesamtmenge der optionalen Elemente 0,6 Gew.-% nicht überschreitet,der Rest Aluminium und zufälligeVerunreinigungen jeweils < 0,05% und die Gesamtmenge < 0,20%, daß dasProdukt lösungswärmebehandeltund abgeschreckt wird, daß dasabgeschreckte Produkt um 1 % bis 5 % und bevorzugt 1,5 % bis 3 gestrecktwird, um zu einem T451-Wärmebehandlungszustandzu gelangen, und danach das Produkt gestaltet wird, z.B. mittelsBiegen, Vorkrümmenoder Fräsen,um die vorbestimmte gestaltete Struktur zu erhalten.
    [0023] Die vorbestimmte gestaltete Strukturwird dann bevorzugt künstlichgealtert, indem das Produkt bis zu dreimal nacheinander auf eineoder mehrere Temperaturen von 79°Cbis 165°Cerwärmtwird oder die vorbestimmte gestaltete Struktur zunächst auf eineoder mehrere Temperaturen von 79°Cbis 145°C für zwei Stundenoder mehr erwärmtwird oder die gestaltete Struktur auf eine oder mehrere Temperaturenvon 148°Cbis 175°Cerwärmtwird. Danach zeigt die gestaltete Struktur keine wesentliche Verwerfung, undgleichzeitig zeigt die gestaltete Struktur eine verbesserte Abblätterungskorrosionsbeständigkeitvon "EB" oder besser nachMessung nach ASTM G34-97 und mit einer etwa 15% höheren Fließfestigkeitals ähnlichbemessene Gegenteile aus einer AA7x50-Legierung im T76-Wärmebehandlungszustand.
    [0024] Nach AMS 2772C beinhaltet eine typische Alterungspraxis,um zu dem T7651-Wärmebehandlungszustandfür dieAA7050-Legierung zu gelangen, 3 bis 6 Stunden bei 121°C, gefolgtvon 12 bis 15 Stunden bei 163°C,währendfür diegleiche Legierung das Ankommen am T7451-Wärmebehandlungszustand 3 bis6 Stunden bei 121°Cbedeutet, gefolgt von 20 bis 30 Stunden bei 163°C. Die typische Alterungspraxis,um zu dem T7351-Wärmebehandlungszustandfür dieAA7475-Legierung zu gelangen, beinhaltet 6 bis 8 Stunden bei 121°C, gefolgt von24 bis 30 Stunden bei 163°C.Und die typische Alterungspraxis, um zu dem T651-Wärmebehandlungszustandfür dieAA7150-Legierung zu gelangen, beinhaltet 24 Stunden bei 121°C oder 24Stunden bei 121°C,gefolgt von 12 Stunden bei 160°C.
    [0025] Bei einer bevorzugten Ausführungsformdes Produkts nach der Erfindung ist das Basisblech eine Rumpfhauteines Flugzeugs, und die Komponenten sind wenigstens Teile von integralenStringern oder anderen integralen Verstärkungen des Rumpfs eines Flugzeugs,und wobei der Rumpf einen eingebauten Radius hat.
    [0026] Bei einer weiteren Ausführungsformist das Basisblech die Basishaut einer integrierten Struktur wieeiner integrierten Tür,und die Komponenten sind wenigstens Teile der integralen Verstärkungender integrierten Struktur eines Flugzeugs, und wobei die integrierteStruktur einen eingebauten Radius hat.
    [0027] Bei einer anderen Ausführungsformist das Basisblech eine Flügelhauteines Flugzeugs, die Komponenten sind wenigstens Teile von integrierten Rippenund/oder anderen integrierten Verstärkungen wie Stringern einesFlügelseines Flugzeugs.
    [0028] Die obengenannten und weitere Merkmale undVorteile des Verfahrens und des Aluminiumlegierungsprodukts nachder vorliegenden Erfindung werden leicht aus der folgenden detailliertenBeschreibung einer Ausführungsformdeutlich, die weiter durch die beigefügten Zeichnungen beschriebenist.
    [0029] 1 zeigteine integrierte Aluminiumstruktur;
    [0030] 2 zeigtVerwerfungseffekte der integrierten Aluminiumstruktur von 1;
    [0031] 3a zeigteine Ausführungsformaus dem Stand der Technik;
    [0032] 3b zeigteine Ausführungsformder vorliegenden Erfindung; und
    [0033] 3c zeigteine gestaltete Struktur (5), die nach der vorliegendenErfindung künstlichoder natürlichgealtert ist.
    [0034] 1 zeigteine integrierte Aluminiumstruktur mit einem Basisblech 1 undzusätzlichenKomponenten 2 wie Stringern oder Trägern für Flugzeuganwendungen. Dieintegrierte Aluminiumstruktur 6 besteht aus einem vorgekrümmten Basisblech 1,welches z.B. nach der Gestalt eines Flugzeugrumpfs gestaltet ist,wobei es den Querschnitt einer Rumpfhaut 1 zeigt. Die zusätzlichenKomponenten 2 sind z.B. Stringer, die an dem Basisblech 1 – nach Techniken ausdem Stand der Technik – z.B.durch Nieten und/oder durch Schweißen angebracht sind.
    [0035] 2 zeigtdie Verwerfungseffekte einer integrierten Aluminiumstruktur, dienach einem Verfahren aus dem Stand der Technik hergestellt wurde. Wenndie zusätzlichenKomponenten 2 an dem Basisblech 1 angebracht werden,und wenn die ganze Struktur nach dem Bearbeitungs- und Niet- oder Schweißschrittfertigbearbeitet ist, ergibt sich eine horizontale Verwerfung d1 und/oder eine vertikale Verwerfung d2 gewöhnlichaus der Entspannung von dem vorgekrümmten Grobblech oder Blech,welches gebogen wurde, bevor zusätzlicheKomponenten 2 mit dem Basisblech 1 verbunden werden,oder bevor die Komponenten 2 aus einem Grobblechproduktmit einer entsprechenden Dicke bearbeitet werden.
    [0036] 3a zeigteine integrierte monolithische Struktur oder Komponente, welcheebenfalls nach dem Stand der Technik hergestellt ist. Ein Aluminiumlegierungsblock 3 wirddurch Gießen,Homogenisieren, Warmbearbeitung durch Walzen, Schmieden oder Extrudierenund/oder Kaltbearbeitung, Lösungsglühen, Abschreckenund Strecken hergestellt, wodurch ein dicker Aluminiumlegierungsblock 3 erhaltenwird, welcher "gestaltet" wird, um eine vorbestimmtegestaltete Struktur 5 zu erhalten. Der Gestaltungsschrittist ein mechanischer Fräs- oder Bearbeitungsschritt,wodurch der Aluminiumlegierungsblock 3 gefräst und einevorbestimmte gestaltete Struktur 5 mit einer vorbestimmtenDicke y erhalten wird, wie dies in 3c gezeigtist. Die vorbestimmte Dicke y ist größer oder gleich der Blechdickex des Basisblechs 1 und der Ausdehnung der zusätzlichenKomponenten 2, die – durcheinen oder mehrere weitere Frässchritte – nach demAlterungsschritt aus der gestalteten Struktur 5 bearbeitetwerden. Ein Nachteil bei diesem Ansatz liegt darin, daß eine signifikante Restspannungin dem Produkt vorliegen kann, und dies kann u.a. dazu führen, daß der Querschnittvon Rahmenelementen oder der Haut selbst erhöht wird, um erforderliche Toleranzenund Sicherheitsanforderungen zu erfüllen.
    [0037] 3b zeigteine Ausführungsformder vorliegenden Erfindung, bei welcher der Gestaltungsschritt einmechanischer Biegeschritt ist, wobei ein Aluminiumgrobblech 4 zueiner gebogenen oder vorgekrümmtenStruktur 5 mit einem eingebauten Radius gebogen wird, diein 3c gezeigt ist. UnterVerwendung des Verfahrens nach dieser Erfindung können auchdoppelt gekrümmte Strukturenhergestellt werden, z.B. eine Parabelstruktur. Ein Vorteil dieser Ausführungsformder vorliegenden Erfindung im Vergleich zum Stand der Technik liegtu.a. darin, daß wenigerAluminium zur Bearbeitung oder zum Fräsen verwendet wird, da dievorbestimmte Dicke y des Legierungsgrobblechs 4 beträchtlichkleiner als eine vorbestimmte Dicke des ganzen Aluminiumblocks 3 ist.Ferner lassen sich durch einen Alterungsschritt nach dem Gestaltenim wesentlichen verwerfungsfreie Bauteile erhalten, die z.B. für Flugzeugrumpf- und-flügelanwendungengeeignet sind. Ein weiterer Vorteil des Verfahrens und des Produktsder vorliegenden Erfindung liegt darin, daß ein dünneres monolithisches Endproduktoder eine Struktur vorgesehen wird, die Festigkeits- und Gewichtsvorteilegegenüberdickeren Produkten hat, die mit herkömmlichen Verfahren hergestelltwurden. Dies bedeutet, daß Auslegungenmit dünnerenWändenund weniger Gewicht vorgesehen und zur Verwendung genehmigt werdenkönnen.Ein weiterer Vorteil des Verfahrens und des Produkts liegt in derGewichtsreduzierung des monolithischen Teils. Ferner wird Gewichtauch dadurch reduziert, daß Befestigungselementemöglicherweiseweggelassen werden können. Diessteht mit den Vorteilen der Genauigkeit bei den Bearbeitungsoperationenin Zusammenhang, die sich aus der reduzierten Verwerfung ergeben,sowie der inhärentenGenauigkeit der Endbearbeitung nach dem Formen.
    [0038] In einem industriellen Maßstab wurdendicke Grobbleche aus der Legierung der Serie AA7475 (Material derKlasse Luft- und Raumfahrt) mit Endabmessungen einer Dicke von 40mm, einer Breite von 1900 mm und einer Länge von 2000 mm hergestellt. VerschiedeneGrobbleche wurden auf bekannte Weise in den T451- Wärmebehandlungszustandund den T7351-Wärmebehandlungszustandgebracht.
    [0039] Bei einem Verfahren zur Herstellungintegrierter monolithischer Strukturen wurde ein Grobblech im T451-Wärmebehandlungszustand in seiner L-Richtungzu einer Struktur mit einem Radius von 1000 mm gebogen, worauf künstlichesAltern auf den T7351-Wärmebehandlungszustandfolgte. Die Verwerfung in Längsrichtunglag im Bereich von 0,07 bis 0,09 mm, was auf bekannte Weise aufeine Restspannung in Längsrichtungim Bereich von 16 bis 22 MPa berechnet werden kann.
    [0040] Bei einem weiteren Verfahren zurHerstellung integrierter Strukturen wurde ein Grobblech im T7351-Wärmebehandlungszustandin seiner L-Richtung ohne weitere Alterungsbehandlung zu einer Strukturmit einem Radius von 1000 mm gebogen. Die Verwerfung in Längsrichtunglag im Bereich von 0,15 bis 0,22 mm, was auf bekannte Weise aufeine Restspannung in Längsrichtungim Bereich von 49 bis 54 MPa berechnet werden kann.
    [0041] Fürbeide Verfahren wurde die Verwerfung nach der Bearbeitung nach BMS7-323D, Abschnitt 8,7, überarbeiteteVersion vom 21. Januar 2003 gemessen, die hier bezugsweise aufgenommenist.
    [0042] Dieses Beispiel zeigt u.a. den günstigenEinfluß derAlterungsbehandlung nach der Formung einer gekrümmten Platte und vor der Bearbeitungzu einer integrierten Struktur auf die Verwerfung und dadurch aufdie Restspannung in dem Material.
    [0043] Nachdem die Erfindung nun vollständig beschriebenwurde, wird dem Fachmann deutlich, daß viele Änderungen und Modifizierungenvorgenommen werden können,ohne den Geist oder Umfang der Erfindung zu verlassen, wie sie hierbeschrieben ist.
    权利要求:
    Claims (17)
    [1] Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischenAluminiumstruktur, welches folgende Schritte aufweist: a) einAluminiumlegierungsgrobblech (4) aus einer Aluminiumlegierungwird mit einer vorbestimmten Dicke (y) versehen, b) das Legierungsgrobblech(4) wird gestaltet oder geformt, um eine vorbestimmte,gestaltete Struktur (5) zu erhalten, c) die gestalteteStruktur (5) wird wärmebehandelt, d)gegebenenfalls wird die gestaltete Struktur (5) bearbeitet,um eine integrierte monolithische Struktur (6) zu erhalten.
    [2] Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem die Wärmebehandlungunter Schritt c) natürlichesAltern, künstlichesAltern oder eine Glühbehandlungumfaßt.
    [3] Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, bei welchem diegestaltete Struktur künstlichauf einen T6-, T79-, T78-, T77-, T76-, T74-, T73- oder T8-Wärmebehandlungszustandgealtert wird.
    [4] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei welchem derGestaltungs- oder Formvorgang währenddes Schritts b) Kaltformung umfaßt.
    [5] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei welchem dasAluminiumlegierungsgrobblech (4) nach dem Abschrecken vordem Gestaltungs- oder Formschritt gestreckt wurde.
    [6] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei welchem dasAluminiumlegierungsgrobblech (4) nach dem Abschrecken vordem Gestaltungs- oder Formschritt in einem Bereich von bis zu 8gestreckt wurde.
    [7] Verfahren nach Anspruch 6, bei welchem das Aluminiumlegierungsgrobblech(4) nach dem Abschrecken vor dem Gestaltungs- oder Formschrittin einem Bereich von 1 bis 5 gestreckt wurde.
    [8] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bei welchem dasAluminiumlegierungsgrobblech (4) vor dem Gestaltungs- oderFormschritt in einen Wärmebehandlungszustandgebracht wurde, der aus der Gruppe ausgewählt wurde, die T4, T73, T74und T76 umfaßt.
    [9] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, bei welchem dasAluminiumlegierungsgrobblech (4) aus einer Aluminiumlegierunghergestellt ist, die aus Legierungen der Gruppe der Serien AA2xxx, AA5xxx,AA6xxx oder AA7xxx ausgewähltist.
    [10] Verfahren nach Anspruch 9, bei welchem das Aluminiumlegierungsgrobblech(4) aus einer Aluminiumlegierung hergestellt ist, die ausLegierungen der Gruppe der Serien AA7x50, AA7x55, AA7x75 und AA6x13ausgewähltist.
    [11] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 10, bei welchem dasAluminiumlegierungsgrobblech (4) aus einer Aluminiumlegierungmit einer Zusammensetzung hergestellt ist, die in Gew.-% aus folgendembesteht: Zn 5,0 – 8,5 Cu1,0 – 2,6 Mg1,0 – 2,9 Fe < 0,3, bevorzugt < 0,15 Si < 0,3, bevorzugt < 0,15, gegebenenfallseinem oder mehreren Elementen, die ausgewählt sind aus: Cr 0,03 – 0,25 Zr0,03 – 0,25 Mn0,03 – 0,4 V0,03 – 0,2 Hf0,03 – 0,5 Ti0,01 – 0,15, wobeidie Gesamtmenge der optionalen Elemente 0,6 Gew.-% nicht überschreitet,der Rest Aluminium und zufälligeVerunreinigungen jeweils < 0,05% und die Gesamtmenge < 0,20%.
    [12] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 11, bei welchem diegestaltete Struktur (5) eine Vorbearbeitungsdicke (y) imBereich von 10 bis 220 mm, bevorzugt im Bereich von 15 bis 150 mmund bevorzugter im Bereich von 30 bis 60 mm hat.
    [13] Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 12, bei welchem dieintegrierte monolithische Aluminiumstruktur Teil einer Flügelhautoder eines Rahmenabschnitts fürein Flugzeug ist.
    [14] Aluminiumprodukt, das aus einer integrierten monolithischenAluminiumstruktur (6) hergestellt ist, die nach dem Verfahrennach einem der Ansprüche 1bis 13 hergestellt wurde, dadurch gekennzeichnet, daß die gestalteteStruktur (5) bearbeitet wird, um eine integrierte Aluminiumstruktur(6) mit einem Basisblech (1) und integralen Komponenten(2) zu erhalte.
    [15] Aluminiumprodukt nach Anspruch 14, bei welchem dasBasisblech (1) eine Rumpfhaut eines Flugzeugs ist und dieKomponenten (2) wenigstens Teile von integralen Stringernoder anderen integralen Verstärkungendes Rumpfs eines Flugzeugs sind, und mit einem eingebauten Radius.
    [16] Aluminiumprodukt nach Anspruch 14, bei welchem dasBasisblech (1) die Basishaut einer integrierten monolithischenStruktur wie einer integrierten Tür ist und die integriertenKomponenten (2) wenigstens Teile der integrierten Verstärkungender integrierten Struktur eines Flugzeugs sind, und mit einem eingebautenRadius.
    [17] Aluminiumprodukt nach Anspruch 14, bei welchem dasBasisblech (1) eine Flügelhauteines Flugzeugs ist und die Komponenten (2) wenigstens Teilevon integrierten Rippen oder anderen integrierten Verstärkungeneines Flügelseines Flugzeugs sind.
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    引用文献:
    公开号 | 申请日 | 公开日 | 申请人 | 专利标题
    法律状态:
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    2011-03-24| R016| Response to examination communication|
    2011-04-14| 8127| New person/name/address of the applicant|Owner name: ALERIS ALUMINUM KOBLENZ GMBH, 56070 KOBLENZ, DE |
    2011-04-14| R081| Change of applicant/patentee|Owner name: ALERIS ALUMINUM KOBLENZ GMBH, DE Free format text: FORMER OWNER: CORUS ALUMINIUM WALZPRODUKTE GMBH, 56070 KOBLENZ, DE Effective date: 20110208 |
    2011-06-30| R018| Grant decision by examination section/examining division|
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    2020-09-14| R082| Change of representative|Representative=s name: WEICKMANN & WEICKMANN PATENT- UND RECHTSANWAEL, DE |
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    优先权:
    申请号 | 申请日 | 专利标题
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