知財求人 - 知財ポータルサイト「IP Force」
▶ アレリス、ロールド、プロダクツ、ジャーマニー、ゲゼルシャフト、ミット、ベシュレンクテル、ハフツングの特許一覧
(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】
(24)【登録日】2024-09-17
(45)【発行日】2024-09-26
(54)【発明の名称】クラッド２ＸＸＸシリーズ航空宇宙用製品
(51)【国際特許分類】
C22C 21/00 20060101AFI20240918BHJP
C22C 21/02 20060101ALI20240918BHJP
C22C 21/06 20060101ALI20240918BHJP
C22C 21/12 20060101ALI20240918BHJP
C22F 1/05 20060101ALI20240918BHJP
C22F 1/057 20060101ALI20240918BHJP
C22F 1/00 20060101ALN20240918BHJP
【ＦＩ】
C22C21/00 E
C22C21/02
C22C21/06
C22C21/12
C22F1/05
C22F1/057
C22F1/00 602
C22F1/00 627
C22F1/00 623
C22F1/00 682
C22F1/00 683
C22F1/00 684C
C22F1/00 685Z
C22F1/00 686A
C22F1/00 691B
C22F1/00 691C
C22F1/00 692Z
【請求項の数】
20
(21)【出願番号】P 2022511388
(86)(22)【出願日】2020-07-27
(65)【公表番号】
(43)【公表日】2022-10-26
(86)【国際出願番号】 IB2020057081
(87)【国際公開番号】W WO2021033050
(87)【国際公開日】2021-02-25
【審査請求日】2022-02-21
(31)【優先権主張番号】19193108.8
(32)【優先日】2019-08-22
(33)【優先権主張国・地域又は機関】EP
(73)【特許権者】
【識別番号】518412058
【氏名又は名称】ノベリス・コブレンツ・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング
【氏名又は名称原語表記】Ｎｏｖｅｌｉｓ Ｋｏｂｌｅｎｚ ＧｍｂＨ
(74)【代理人】
【識別番号】100099759
【弁理士】
【氏名又は名称】青木 篤
(74)【代理人】
【識別番号】100123582
【弁理士】
【氏名又は名称】三橋 真二
(74)【代理人】
【識別番号】100123593
【弁理士】
【氏名又は名称】関根 宣夫
(74)【代理人】
【識別番号】100208225
【弁理士】
【氏名又は名称】青木 修二郎
(74)【代理人】
【識別番号】100217179
【弁理士】
【氏名又は名称】村上 智史
(74)【代理人】
【識別番号】100202418
【弁理士】
【氏名又は名称】河原 肇
(72)【発明者】
【氏名】ダヴィドコフ，アレクサンダル ロザノフ
(72)【発明者】
【氏名】ビュルガー，アヒム
(72)【発明者】
【氏名】シュパンゲル，ザビーネ マリア
(72)【発明者】
【氏名】マイヤー，フィリップ
【審査官】川口 由紀子
(56)【参考文献】
【文献】特開２０１７－１８６６１５（ＪＰ，Ａ）
【文献】特開２００２－０５３９２５（ＪＰ，Ａ）
【文献】国際公開第２０１３／０６５７６０（ＷＯ，Ａ１）
【文献】特表２０１８－５３４４１９（ＪＰ，Ａ）
【文献】特表２００６－５２７３０３（ＪＰ，Ａ）
【文献】特表２００９－５３５５０８（ＪＰ，Ａ）
【文献】特開平０６－２７８２４３（ＪＰ，Ａ）
【文献】韓国公開特許第１０－２０１７－０１０６６１３（ＫＲ，Ａ）
【文献】韓国公開特許第１０－２００９－００１３７７２（ＫＲ，Ａ）
(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)
Ｃ２２Ｃ ２１／００－２１／１２
Ｃ２２Ｆ １／０５
Ｃ２２Ｆ １／０５７
Ｃ２２Ｆ １／００
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の少なくとも１つの表面に結合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とを含む圧延複合航空宇宙用製品であって、前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金は、重量％で、Ｓｉ０．３％～１．０％、Ｍｇ０．３％～１．１％、Ｍｎ０．０４％～１．０％、Ｆｅ０．０３％～０．４％、Ｃｕ最大０．１０％、Ｃｒ最大０．２５％、Ｖ最大０．２％、Ｚｒ最大０．２％、Ｚｎ最大０．５％、Ｔｉ最大０．１％、不可避不純物が各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウムからなり、前記２ＸＸＸシリーズコア層と前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層との間の腐食電位差が、３０ｍＶ～１００ｍＶの範囲である、前記圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項2】
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が０．４％～０．９％の範囲のＳｉ含有量を有する、請求項１に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項3】
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が０．４０％～０．９０％の範囲のＭｇ含有量を有する、請求項１～２のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項4】
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が、０．２５％～１．０％の範囲のＭｎ含有量を有する、請求項１～３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項5】
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層が、前記２ＸＸＸシリーズコア層の前記少なくとも１つの表面に圧延結合によって接合されている、請求項１～４のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項6】
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層が、前記圧延複合航空宇宙用製品の総厚さの１％～２０％の範囲の厚さを有する、請求項１～５のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項7】
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の１つの表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とからなる、請求項１～６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項8】
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の両方の表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とからなる、請求項１～６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項9】
前記コア層の２ＸＸＸシリーズ合金は、重量％で、Ｃｕ １．９％～７．０％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、
Ｚｎ 最大で１．０％、
Ｔｉ 最大０．１５％、
Ｚｒ 最大で０．２５％、
Ｖ 最大で０．２５％、
Ｌｉ 最大で２．０％、
Ａｇ 最大で０．８０％、
Ｎｉ 最大で２．５％、
残部アルミニウム及び不純物の組成を有する、請求項１～８のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項10】
前記２ＸＸＸシリーズコア層は、２ｘ２４シリーズ合金に由来する、請求項１～９のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項11】
前記２ＸＸＸシリーズコア層は、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別である、請求項１～１０のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項12】
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層は、Ｔ４またはＴ６質別である、請求項１～１１のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項13】
前記圧延複合航空宇宙用製品は、０．８ｍｍ～５０．８ｍｍの総厚さを有する、請求項１～１２のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項14】
前記圧延複合航空宇宙用製品は、プレート製品である、請求項１～１３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項15】
前記圧延複合航空宇宙用製品は、シート製品である、請求項１～１３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項16】
前記圧延複合航空宇宙用製品は、航空宇宙用構造部品である、請求項１～１５のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
【請求項17】
請求項１～１６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品を製造する方法であって、（ａ） 前記圧延複合航空宇宙用製品の前記コア層を形成するための２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを提供する工程、
（ｂ） 前記２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを４００℃～５０５℃の範囲の温度で少なくとも２時間均質化する工程、
（ｃ） 前記２ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金上に外側クラッド層を形成するための６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延クラッドライナーを提供する工程、
（ｄ） 前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の前記インゴットを少なくとも４８０℃の温度で少なくとも０．５時間均質化する工程、
（ｅ） 前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金を、熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって、２ＸＸＸシリーズコア合金に圧延接着して圧延接着製品を形成する工程、
（ｆ） 圧延接着製品を４５０℃～５０５℃の範囲の温度で溶体化熱処理する工程、
（ｇ） 溶体化熱処理された圧延接着製品を１００℃未満に冷却する工程、
（ｈ） 任意に、前記溶体化熱処理され、冷却された圧延接着製品を伸長する工程、及び
（ｉ） 前記冷却された圧延接着製品の前記２ＸＸＸシリーズコア合金を、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別まで時効させる工程、を含む前記方法。
【請求項18】
前記方法は、前記溶体化熱処理され、冷却され、任意にさらに伸長もされている圧延接着製品を、成形プロセスにおいて単軸屈曲または２軸屈曲のうちの少なくとも１つを有する所定の形状の製品に成形することをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
【請求項19】
前記時効工程（ｉ）の後に成形工程（ｊ）が実施される、請求項１７又は１８に記載の方法。
【請求項20】
前記成形工程（ｊ）及び前記時効工程（ｉ）は、昇温下で、１４０℃～２００℃の範囲の温度で、１～５０時間の範囲の時間、成形工程において組み合わされる、請求項１９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【関連出願の相互参照】
【0001】
この出願は、２０１９年８月２２日に出願された「ＣＬＡＤ２ＸＸＸ－ＳＥＲＩＥＳ ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ ＰＲＯＤＵＣＴ」というタイトルの欧州特許出願第１９１９３１０８．８号の利益と優先権を主張し、その内容は参照によりその全体が本明細書に組み込まれる。
【技術分野】
【0002】
本発明は、２ＸＸＸシリーズコア層及び２ＸＸＸシリーズコア層の少なくとも１つの表面に接合されたアルミニウム合金層を含む圧延複合航空宇宙用製品に関する。圧延複合製品は、理想的には、航空宇宙用構造部品に好適である。本発明はさらに、圧延複合航空宇宙用製品を製造する方法に関する。
【背景技術】
【0003】
航空宇宙産業において、ＡＡ２０２４シリーズアルミニウム合金及びその改変物は、大抵はＴ３調質の高い耐損傷アルミニウム合金またはその改変物として広く使用されている。これらのアルミニウム合金の製品は、重量比に対して比較的高い強度を有し、良好な破壊靱性、良好な疲労特性、及び適切な耐腐食性を示す。
【0004】
すでに数十年の間、耐腐食性を向上させるために、ＡＡ２０２４シリーズ合金製品は、一方または両方の面に比較的薄いクラッド層を有する複合製品として提供され得る。クラッド層は、通常、ＡＡ２０２４コア合金を腐食保護するより高い純度のものである。クラッドは、本質的に非合金のアルミニウムを含む。しばしば、１ＸＸＸシリーズアルミニウム合金に対して一般的に言及され、それには、１０００型、１１００型、１２００型及び１３００型のサブクラスが含まれる。しかしながら、実用的には、クラッド層のために使用される１ＸＸＸシリーズアルミニウム合金は、相当に極めて純粋であり、Ｓｉ＋Ｆｅ＜０．７％、Ｃｕ＜０．１０％、Ｍｎ＜０．０５％、Ｍｇ＜０．０５％、Ｚｎ＜０．１０％、Ｔｉ＜０．０３％、及び残部アルミニウムの組成を有する。
【0005】
１ＸＸＸシリーズ合金を有するＡＡ２０２４シリーズアルミニウム合金クラッドはまた、陽極酸化され得る。陽極酸化は、腐食及び摩耗に対する耐性を増加させ、塗装プライマー及び接着剤に対してむき出しの金属よりも良好な接着性を提供する。陽極酸化品は、構造的接着金属結合において、例えば、翼、水平尾翼、垂直尾翼または胴体の外表パネルにおいて適用される。さらに既知の用途は、１つ以上の（ガラス）繊維強化層が、接着結合を使用してアルミニウムパネルまたはシート間に介在され、いわゆる繊維金属ラミネートがもたらされるサンドイッチ構造を含む。特許文献ＷＯ－２０１７／１８３９６５－Ａ１（Ｆｏｋｋｅｒ）は、後の接着結合層及び／またはプライマー層の適用の準備において多孔性陽極酸化物コーティングを適用するためのアルミニウム合金を陽極酸化する方法を開示している。
【0006】
クラッド層としての１ＸＸＸシリーズ合金の欠点は、これらの合金が極めて柔らかく、製品の取り扱い中に表面損傷に対して敏感であることである。また、成形オペレーション中に、これは、例えば、ダイ粘着をもたらし得る。
【発明を実施するための形態】
【0007】
本明細書において以下で理解されるように、別段示される場合を除き、アルミニウム合金及び質別の名称は、２０１８年にｔｈｅ Ａｌｕｍｉｎｉｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎによって発行されているＡｌｕｍｉｎｕｍ Ｓｔａｎｄａｒｄｓ ａｎｄ Ｄａｔａ ａｎｄ ｔｈｅ Ｒｅｇｉｓｔｒａｔｉｏｎ ＲｅｃｏｒｄｓにおけるＡｌｕｍｉｎｉｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ名称を指し、当業者によく知られている。質別名称は、欧州規格ＥＮ５１５にも記されている。
【0008】
合金組成物または好ましい合金組成物の任意の記載について、百分率に対するすべての言及は、別段示されない限り重量パーセントによる。
【0009】
用語「最大で」及び「最大で約」は、本明細書で用いられる場合、限定されないが、それが言及する特定の合金成分のゼロ重量パーセントの可能性を明示的に含む。例えば、最大で０．２０％のＺｎは、Ｚｎを有さないアルミニウム合金を含み得る。
【0010】
本発明の目的のため、シート製品またはシート物質は、１．３ｍｍ（０．０５インチ）以上且つ６．３ｍｍ（０．２５インチ）以下の厚さを有する圧延製品として理解されるべきであり、プレート物質またはプレート製品は、６．３ｍｍ（０．２５インチ）を超える厚さを有する圧延製品として理解されるべきである。Ａｌｕｍｉｎｉｕｍ Ｓｔａｎｄａｒｄ ａｎｄ Ｄａｔａ，ｔｈｅ Ａｌｕｍｉｎｉｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ，Ｃｈａｐｔｅｒ ５ Ｔｅｒｍｉｎｏｌｏｇｙ，１９９７も参照されたい。
【0011】
本発明の目的は、２ＸＸＸシリーズ合金を含み、且つ耐腐食性及び成形性の改善されたバランスを提供するクラッド圧延航空宇宙用製品を提供することである。
【0012】
この及び他の目的ならびにさらなる利点は、コア層が２つの面を有する２ＸＸＸシリーズコア層と、２ＸＸＸシリーズコア層の少なくとも１つの表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とを含む圧延複合航空宇宙用製品を提供する本発明によって満たされ、または上回る。ここで、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金は、重量％で、
Ｓｉ ０．３％～１．０％、
Ｍｇ ０．３％～１．１％、
Ｍｎ ０．０４％～１．０％、
Ｆｅ ０．０３％～０．４％、
Ｃｕ 最大で０．１０％、
Ｃｒ 最大で０．２５％、
Ｖ 最大で０．２％、
Ｚｒ 最大で０．２％、
Ｚｎ 最大で０．５％、
Ｔｉ 最大で０．１５％、
不可避不純物は各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウム、を含む。
Ｓｉ ０．３％～１．０％、
Ｍｇ ０．３％～１．１％、
Ｍｎ ０．０４％～１．０％、
Ｆｅ ０．０３％～０．４％、
Ｃｕ 最大で０．１０％、
Ｃｒ 最大で０．２５％、
Ｖ 最大で０．２％、
Ｚｒ 最大で０．２％、
Ｚｎ 最大で０．５％、
Ｔｉ 最大で０．１５％、
不可避不純物は各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウム、を含む。
【0013】
６ＸＸＸシリーズ合金は、圧延複合航空宇宙用製品が高い変形度を必要とする成形オペレーションにおいて成形され得るように、極めて良好な成形特性、特に、曲げ性及び引張成形性を有する。成形特性は、いくつかの自動車用シートアルミニウム合金のものに匹敵する。成形ダイに対するクラッド層のダイ粘着は、１ＸＸＸシリーズクラッド層と比較して増加したクラッディング層の硬度のため、有意に低下するか、または回避さえされる。６ＸＸＸシリーズの合金は、所定の形状の製品に成形した後も、非常に優れた表面品質を備えている。表面クラックの非存在により、任意の成形潤滑油の表面への取り込みが回避される。表面クラックの非存在はまた、圧延複合航空宇宙用製品の疲労性能を有意に増加させる。また、疲労は孔食開始部位によって一般的に引き起こされるので、孔食に対する極めて良好な耐性は疲労性能を改善する。６ＸＸＸシリーズ合金は、１ＸＸＸシリーズ合金よりも著しく高い強度を有し、より硬い表面及びそれに対応する製品取り扱い中のスクラッチのような表面損傷の減少がもたらされる。６ＸＸＸシリーズ合金は、複合航空宇宙用製品の全体の強度が同じクラッド層厚さの１ＸＸＸシリーズ合金と比較して増加するように、１ＸＸＸシリーズ合金よりも有意に強度が高い。これにより、また、軽量化をもたらしつつ、且つ必要とされる良好な耐腐食性及び改善された成形特性を依然として提供しつつ、より薄いクラッド層を有する圧延複合航空宇宙用製品の設計が可能となる。６ＸＸＸシリーズ合金は、後の接着結合層及び／またはプライマー層の適用に問題が生じないように、極めて良好に陽極酸化可能である。
【0014】
一実施形態では、６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金クラッド層は、Ｔ４質別時に少なくとも５５ＨＢの硬度を達成する。一実施形態では、６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金クラッド層は、Ｔ４質別時に少なくとも６０ＨＢ、そして好ましくは少なくとも６５ＨＢの硬度を達成する。
【0015】
一実施形態では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層は、圧延接着によって、好ましくは熱間圧延によってコア層に接着されて、層間の必要とされる冶金接着が達成される。そのような圧延接着プロセスは、極めて経済的であり、所望の特性を示す極めて有効な複合製品をもたらす。本発明に従う圧延複合製品を生成するためのそのような圧延接着プロセスを行う場合、コア層及び６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層（複数可）の両方が、圧延接着中に厚さ減少を経験することが好ましい。典型的には、圧延の前、特に熱間圧延の前に、コア層及びクラッド層（複数可）の両方の圧延面は、圧延インゴットの鋳造したままの表面に近い偏析領域を除去するため及び製品の平坦性を増加させるために剥ぎ取られる。
【0016】
好ましくは２ＸＸＸ合金コア層の鋳造インゴットまたはスラブは、熱間圧延の前に均質化され、及び／またはそれは予熱され、その直後に熱間圧延され得る。熱間圧延の前の２ＸＸＸシリーズ合金の均質化及び／または予熱は、通常、４００℃～５０５℃の範囲の温度で行われる。鋳造したままの材料中の合金元素の偏析が減少し、可溶性元素は溶解される。処理が約４００℃未満で行われる場合、生じる均質化効果は不十分である。温度が約５０５℃を超える場合、不要な孔形成をもたらす共晶溶融が生じる場合がある。この熱処理の好ましい時間は、２～３０時間の間である。時間が長くても通常は有害ではない。均質化は、通常、約４８０℃を超える温度で実施される。典型的な予熱温度は、最大で約１５時間の範囲の浸漬時間で約４３０℃～４６０℃の範囲である。均質化は、初期の溶融を回避するために、温度を上昇させる１つの段階またはいくつかの段階で実施することができる。
【0017】
本発明の一実施形態では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッドライナーを形成する鋳造インゴットまたはスラブは、より薄いゲージへの熱間圧延の前に均質化されてより薄いゲージになり、２ＸＸＸシリーズ合金コア合金と一緒に所望のゲージに圧延するための適切なクラッドライナーを形成する。６ＸＸＸシリーズの合金インゴットまたはスラブの圧延面が剥ぎ取られて、圧延インゴットの鋳造したままの表面に近い偏析領域が除去され、製品の平坦性が増加し得る。均質化は、より細かく、より均質な粒構造をもたらし、最終圧延複合航空宇宙用製品における合金層の成形性の増加をもたらす。それは粗い相のほとんどを溶解し、６ＸＸＸシリーズ合金の陽極酸化挙動を改善するベータからアルファ－ＡｌＦｅＳｉへの変換を完了する。均質化熱処理は、好ましくは、少なくとも約０．５時間、好ましくは約１～３０時間の範囲、典型的には約６～２０時間、少なくとも４８０℃の温度で行われる。好ましくは、均質化温度は、約５００℃～５９０℃の範囲であり、好ましくは、５１０℃から５８０℃の範囲の温度である。一実施形態では、均質化は、最大で５７０℃の温度で実施される。当分野で周知のように、均質化は、初期の溶融を回避するために、温度を上昇させる１つの段階またはいくつかの段階で実施することができる。
【0018】
圧延複合航空宇宙用製品は、当該技術分野で慣習であるように、熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって最終ゲージまでゲージ縮小される。圧延複合製品が最終ゲージまで圧延された後、製品は、典型的には、５～１２０分の範囲の典型的な浸漬時間を用いて、溶体化効果が平衡に近づくのに十分な時間、約４５０℃～５０５℃の範囲の温度で溶体化熱処理（ＳＨＴ）される。好ましくは、溶体化熱処理（ＳＨＴ）は、４７５℃～５００℃の範囲の温度、例えば約４９５℃である。溶体化熱処理は、典型的には、バッチ式炉または連続式炉において行われる。示された温度での好ましい浸漬時間は、約５～３５分の範囲である。しかしながら、クラッド製品を用いると、特に２ＸＸＸコア層から過度に多くの銅が６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層（複数可）に拡散し得、これは前記層（複数可）によって得られる腐食保護に有害な影響を及ぼし得るので、過度に長い浸漬時間に対して注意が払われるべきである。溶体化熱処理（ＳＨＴ）の後、圧延複合製品を１７５℃以下の温度、好ましくは１００℃以下、より好ましくは周囲温度に十分に早く冷却して、二次相、例えば、２ＸＸＸコア合金のＡｌ２ＣｕＭｇ及びＡｌ２Ｃｕの制御不可能な析出を防止または最小化することが重要である。一方で、冷却速度は、圧延複合製品における十分な平坦性及び低レベルの残留応力を可能とするために過度に高くすべきではない。好適な冷却速度は、水の使用、例えば、水浸漬または水ジェットにより達成され得る。この温度範囲における溶体化熱処理は、６ＸＸＸシリーズ合金層の結晶化した微細構造をもたらす。本発明に従って使用される６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金を使用すると、ＳＨＴを適用した後、特に４７５℃～５００℃、例えば約４９５℃で、溶融していない粗いＭｇ２Ｓｉ及びＳｉ粒子の割合が最小限になり、６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金クラッド層の強度、成形性、耐腐食性にプラスの効果をもたらす。周囲（室温）温度での微細構造の進化により、６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金層がＷ（焼入れされたまま）からＴ４調質になる。この調質では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層は、再結晶化していない状態と比較して向上した成形性を提供する。
【0019】
複合製品は、残留応力を解消するため及び製品の平坦性を改善するために、例えば、その元の長さの０．５～８％の範囲で伸長させることによってさらに冷間加工され得る。好ましくは、伸長は、０．５％～６％、より好ましくは０．５％～４％、最も好ましくは０．５％～３％の範囲である。
【0020】
冷却の後、圧延複合航空宇宙用製品は、典型的には周囲温度で自然時効され、代替的には、複合航空宇宙用製品はまた、人工時効され得る。
【0021】
６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層（複数可）は、通常、コアよりもはるかに薄く、各６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層は、複合体の総厚さの１％～２０％を構成する。６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層は、より好ましくは、複合体の総厚さの約１％～１０％を構成する。
【0022】
一実施形態では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層は、２ＸＸＸシリーズコア層の１つの表面または面上に結合される。
【0023】
一実施形態では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層は、２ＸＸＸシリーズコア層の両方の表面または面上に結合され、それにより圧延複合航空宇宙用製品の外側表面を形成する。
【0024】
一実施形態では、圧延複合航空宇宙用製品は、少なくとも０．８ｍｍの総厚さを有する。
【0025】
一実施形態では、圧延複合航空宇宙用製品は、多くとも５０．８ｍｍ（２インチ）、好ましくは多くとも２５．４ｍｍ（１インチ）、最も好ましくは多くとも１２ｍｍの総厚さを有する。
【0026】
一実施形態では、圧延複合航空宇宙用製品は、プレート製品である。
【0027】
一実施形態では、圧延複合航空宇宙用製品は、シート製品である。
【0028】
６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金クラッド層は、重量％で、Ｓｉ ０．３％～１．０％、Ｍｇ ０．３％～１．１％、Ｍｎ ０．０４％～１．０％、Ｆｅ ０．０３％～０．４％、Ｃｕ最大０．１０％、Ｃｒ最大０．２５％、Ｖ最大０．２％、Ｚｒ最大０．２％、Ｚｎ最大０．５％、Ｔｉ最大０．１５％、不可避不純物は各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウムを含む組成を有するアルミニウム合金に由来する。
【0029】
ＳｉとＭｇは、６ＸＸＸシリーズ合金の最も重要な合金元素であり、アルミニウムに必要なレベルの強度と成形性、特に引張成形性を提供する。Ｓｉ含有量は０．３％～１．０％の範囲でなければならない。Ｓｉ含有量の好ましい下限は、０．４０％である。Ｓｉ含有量の好ましい上限は０．９％であり、より好ましくは０．７５％である。Ｍｇ含有量は０．３％～１．１％の範囲でなければならない。Ｍｇ含有量の好ましい下限は、０．４０％、より好ましくは０．４５％である。Ｍｇ含有量の好ましい上限は、０．９０％、より好ましくは０．８０％である。これらのＳｉ及びＭｇの範囲は、他の合金元素とともに、ＳＨＴ及び急速冷却後の約１か月の自然時効後、約１１０～１２５ＭＰａの範囲の降伏強度を提供し、さらに徐々に増加するだけで、自然時効が長くなり、Ｔ４調質での非常に安定した強度レベルのセットになる。好ましくは、６ＸＸＸシリーズ合金は、改善された時効速度論及び精製されたＭｇ２Ｓｉ析出構造の形成を提供するように、Ｍｇを超えるＳｉを有する。これにより、人工時効後、特に４７５℃～５００℃での溶体化熱処理と急速冷却後の自然時効の最初の月の両方で、時効時に高い強度レベルが得られる。
【0030】
Ｍｎは、クラッド層（複数可）に使用される６ＸＸＸシリーズ合金の重要な合金元素でもあり、０．０４％～１．０％の範囲である必要がある。Ｍｎ含有量の好ましい下限は、０．２０％、好ましくは０．２５％である。Ｍｎ含有量の好ましい上限は、０．９０％、好ましくは０．８０％である。一実施形態では、Ｍｎ含有量の上限は、０．７％である。Ｍｎは、溶体化熱処理と急速冷却後のＴ４またはＴ６質別時に、アルミニウム合金の強度を高める。Ｍｎは、クラッド層（複数可）の小さな結晶粒径を維持するのに貢献し、成形操作後の表面の外観を改善し、表面の亀裂を減らす。Ｍｎの存在は、ベータ－ＡｌＦｅＳｉ相（Ａｌ５ＦｅＳｉ）からアルファ－ＡｌＦｅＳｉ（Ａｌ８Ｆｅ２Ｓｉ）への変換を促進し、アルファ－ＡｌＦｅＳｉ相を安定化するため、６ＸＸＸシリーズ層の外面の陽極酸化品質を向上させる。Ｍｎの存在はまた、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の腐食電位を有利に増加させ、添加されるＭｎの量を調整して、コア合金とクラッド層（複数可）の間の腐食電位差を添加に応じて低減及び最適化することができ、それによって圧延複合航空宇宙製品の耐腐食性を向上させる。
【0031】
６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の実施形態では、耐腐食性を高めるために、Ｃｕ含有量は最大０．１０％、好ましくは最大０．０５％、より好ましくは最大０．０３％である。
【0032】
Ｆｅは強度向上や結晶粒微細化に有効な元素である。０．０３％未満のＦｅ含有量では十分な効果が得られない可能性があるが、一方、０．４％を超えるＦｅ含有量では、特に大量のＭｎが存在する場合に、複数の粗い金属間化合物が生成される可能性があり、それはアルミニウム合金の引張成形性と耐腐食性を低下させる可能性がある。その結果、Ｆｅ含有量は０．０３％～０．４％、好ましくは０．１％～０．３％の範囲にある。一実施形態では、Ｆｅ含有量は０．２５％未満である。好ましい実施形態では、良好な耐腐食性と良好な陽極酸化品質とのバランスを提供するために、比Ｆｅ／Ｍｎは１．８未満である。
【0033】
アルミニウム合金の強度を高め、結晶粒を微細化するために、Ｃｒを０．２５％まで添加することができる。好ましくは、それは、最大０．２０％、より好ましくは最大０．１５％存在する。一実施形態では、Ｃｒは不可避不純物の１つである。
【0034】
Ｚｎは、本発明の利点から逸脱することなく、最大０．５％、好ましくは最大０．２５％存在することができる。一実施形態では、Ｚｎは不可避不純物の１つである。
【0035】
Ｖは、本発明の利点を逸脱することなく、最大０．２％、好ましくは最大０．１％まで加えることができる。好ましい実施形態では、Ｖは、不可避不純物の１つであり、溶体化熱処理及び急速冷却後の圧延材料の完全な再結晶を妨げることができるように、好ましくは最大０．０２％、より好ましくは最大０．０１％である。さらに、それは、アルミニウム合金に有害な金属間化合物粒子を形成する可能性がある。
【0036】
Ｚｒは、本発明の利点を逸脱することなく、最大０．２％、好ましくは最大０．１％まで加えることができる。好ましい実施形態では、Ｚｒは、不可避不純物の１つであり、溶体化熱処理及び急速冷却後の圧延材料の完全な再結晶を妨げることができるように、好ましくは最大０．０２％、より好ましくは最大０．０１％である。さらに、それは、アルミニウム合金に有害な金属間化合物粒子を形成する可能性がある。
【0037】
Ｔｉ、ＴｉＢ２、Ｔｉ－Ｃなどの結晶粒微細化剤は、通常、最大０．１５％、好ましくは最大０．１０％、より好ましくは０．００５％～０．０５％の総Ｔｉ含有量で添加される。
【0038】
残部はアルミニウムと不可避不純物によって構成され、各々＜０．０５％、合計＜０．１５％である。
【0039】
一実施形態では、６ＸＸＸシリーズ層は、重量％で、Ｓｉ ０．３％～１．０％、Ｍｇ ０．３％～１．１％、Ｍｎ ０．０４％～１．０％、Ｆｅ ０．０３％～０．４％、Ｃｕ最大０．１０％、Ｃｒ最大０．２５％、Ｖ最大０．２％、Ｚｒ最大０．２％、Ｚｎ最大０．５％、Ｔｉ最大０．１％、不可避不純物は各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウムを有するアルミニウム合金に由来し、好ましいより狭い組成範囲は本明細書に記載され、特許請求されているとおりである。
【0040】
一実施形態では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層の組成物は、０．１Ｎ甘汞電極を用いて２５℃で５３ｇ／ＬのＮａＣｌ＋３ｇ／ＬのＨ２Ｏ２の溶液中で溶体化熱処理及び焼き入れがされた物質で測定される、２ＸＸＸシリーズコア合金に対して最適な腐食保護を提供するための－７１０ｍＶ以下（例えば、－７５０ｍＶ）の自然電位腐食値（基準甘汞電極（ＳＣＥ）に対するもの、「腐食電位」とも称される）を有するように調整または設定される。好ましい実施形態では、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層の腐食電位は、ＳＨＴ及び焼き入れの後、したがって、重要な合金元素が概ね固溶体中にある場合に測定して、－７３０ｍＶ～－８１０ｍＶの範囲である。
【0041】
一実施形態では、２ＸＸＸコア層と６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層との間、すなわち、最終質別における腐食電位差は、陽極クラッド層からコア層に対する十分な腐食保護を提供するために３０～１００ｍＶの範囲である。
【0042】
一実施形態では、２ＸＸＸシリーズコア層は、重量％で、
Ｃｕ １．９％～７．０％、好ましくは３．０％～６．８％、より好ましくは３．２％～４．９５％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、好ましくは０．３５％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、好ましくは０．２％～１．２％、より好ましくは０．２％～０．９％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、好ましくは最大で０．１０％、
Ｚｎ 最大で１．０％、
Ｔｉ 最大で０．１５％、好ましくは０．０１％～０．１０％、
Ｚｒ 最大で０．２５％、好ましくは最大で０．１２％、
Ｖ 最大で０．２５％、
Ｌｉ 最大で２．０％
Ａｇ 最大で０．８０％、
Ｎｉ 最大で２．５％、
残部アルミニウム及び不純物を含む組成を有するアルミニウム合金に由来する。典型的には、そのような不純物は、各々＜０．０５％、合計＜０．１５％である。
Ｃｕ １．９％～７．０％、好ましくは３．０％～６．８％、より好ましくは３．２％～４．９５％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、好ましくは０．３５％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、好ましくは０．２％～１．２％、より好ましくは０．２％～０．９％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、好ましくは最大で０．１０％、
Ｚｎ 最大で１．０％、
Ｔｉ 最大で０．１５％、好ましくは０．０１％～０．１０％、
Ｚｒ 最大で０．２５％、好ましくは最大で０．１２％、
Ｖ 最大で０．２５％、
Ｌｉ 最大で２．０％
Ａｇ 最大で０．８０％、
Ｎｉ 最大で２．５％、
残部アルミニウム及び不純物を含む組成を有するアルミニウム合金に由来する。典型的には、そのような不純物は、各々＜０．０５％、合計＜０．１５％である。
【0043】
別の実施形態では、２ＸＸＸシリーズコア層は、重量％で、
Ｃｕ １．９％～７．０％、好ましくは３．０％～６．８％、より好ましくは３．２％～４．９５％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、好ましくは０．８％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、好ましくは０．２％～１．２％、より好ましくは０．２～０．９％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、好ましくは最大で０．１０％、
Ｚｎ 最大で０．４％、
Ｔｉ 最大で０．１５％、好ましくは０．０１％～０．１０％、
Ｚｒ 最大で０．２５、好ましくは最大で０．１２％、
Ｖ 最大で０．２５％、
残部アルミニウム及び不純物を含む組成を有するアルミニウム合金に由来する。典型的には、そのような不純物は、各々＜０．０５％、合計＜０．１５％である。
Ｃｕ １．９％～７．０％、好ましくは３．０％～６．８％、より好ましくは３．２％～４．９５％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、好ましくは０．８％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、好ましくは０．２％～１．２％、より好ましくは０．２～０．９％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、好ましくは最大で０．２５％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、好ましくは最大で０．１０％、
Ｚｎ 最大で０．４％、
Ｔｉ 最大で０．１５％、好ましくは０．０１％～０．１０％、
Ｚｒ 最大で０．２５、好ましくは最大で０．１２％、
Ｖ 最大で０．２５％、
残部アルミニウム及び不純物を含む組成を有するアルミニウム合金に由来する。典型的には、そのような不純物は、各々＜０．０５％、合計＜０．１５％である。
【0044】
好ましい実施形態では、２ＸＸＸシリーズコア層は、ＡＡ２Ｘ２４シリーズアルミニウム合金（Ｘは、０、１、２、３、４、５、６、７、または８に等しい）に由来する。特に好ましいアルミニウム合金は、ＡＡ２０２４、ＡＡ２５２４、及びＡＡ２６２４の範囲内である。
【0045】
一実施形態では、２ＸＸＸシリーズコア層は、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１調質で提供される。
【0046】
２ＸＸＸシリーズコア層は、溶体化熱処理されていない調質、例えば、「Ｆ」質別または焼きなましされた「Ｏ」質別で使用者に提供され、次いで使用者によって成形され、溶体化熱処理され、時効され、必要とされる調質、例えば、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別にされ得る。
【0047】
本発明はまた、本発明の圧延複合航空宇宙用製品を製造する方法であって、
（ａ） 複合航空宇宙用製品のコア層を形成するための２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延原料を提供する工程、
（ｂ） ２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを４００℃～５０５℃の範囲の温度で少なくとも２時間均質化する工程、
（ｃ） ２ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金上に外側クラッド層を形成するための６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延クラッドライナーを提供することであって、任意に、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の２つのインゴットまたは２つの圧延クラッドライナーが、６ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金の各面上にクラッド層を形成するために提供される、提供する工程、
（ｄ） ６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴット（複数可）を少なくとも４８０℃の範囲の温度で少なくとも０．５時間、好ましくは５００℃～５９０℃の範囲の温度で、圧延クラッドへの熱間圧延の前に均質化する工程、
（ｅ） ６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層（複数可）を、好ましくは熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって、２ＸＸＸシリーズコア合金層に圧延接着して圧延接着製品を形成する工程、
（ｆ） 圧延接着製品を４５０℃～５０５℃の範囲の温度で溶体化熱処理する工程、
（ｇ） 溶体化熱処理された圧延接着製品を１００℃未満、好ましくは周囲温度に冷却する工程、
（ｈ） 任意に、溶体化熱処理された圧延接着製品を、好ましくはその元の長さの０．５％～８％の範囲、好ましくは０．５％～６％の範囲、より好ましくは０．５％～４％、最も好ましくは０．５％～３％の冷間伸長によって、伸長する工程、
（ｉ） 冷却された圧延接着製品を、自然時効及び／または人工時効によって時効させる工程を含む、方法に関する。好ましい実施形態では、時効により、２ＸＸＸシリーズコア層は、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別となる。６ＸＸＸシリーズ合金クラッド層は、自然時効した場合はＴ４質別となり、人工時効した場合はＴ６質別となる。
（ａ） 複合航空宇宙用製品のコア層を形成するための２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延原料を提供する工程、
（ｂ） ２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを４００℃～５０５℃の範囲の温度で少なくとも２時間均質化する工程、
（ｃ） ２ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金上に外側クラッド層を形成するための６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延クラッドライナーを提供することであって、任意に、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の２つのインゴットまたは２つの圧延クラッドライナーが、６ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金の各面上にクラッド層を形成するために提供される、提供する工程、
（ｄ） ６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴット（複数可）を少なくとも４８０℃の範囲の温度で少なくとも０．５時間、好ましくは５００℃～５９０℃の範囲の温度で、圧延クラッドへの熱間圧延の前に均質化する工程、
（ｅ） ６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金層（複数可）を、好ましくは熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって、２ＸＸＸシリーズコア合金層に圧延接着して圧延接着製品を形成する工程、
（ｆ） 圧延接着製品を４５０℃～５０５℃の範囲の温度で溶体化熱処理する工程、
（ｇ） 溶体化熱処理された圧延接着製品を１００℃未満、好ましくは周囲温度に冷却する工程、
（ｈ） 任意に、溶体化熱処理された圧延接着製品を、好ましくはその元の長さの０．５％～８％の範囲、好ましくは０．５％～６％の範囲、より好ましくは０．５％～４％、最も好ましくは０．５％～３％の冷間伸長によって、伸長する工程、
（ｉ） 冷却された圧延接着製品を、自然時効及び／または人工時効によって時効させる工程を含む、方法に関する。好ましい実施形態では、時効により、２ＸＸＸシリーズコア層は、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別となる。６ＸＸＸシリーズ合金クラッド層は、自然時効した場合はＴ４質別となり、人工時効した場合はＴ６質別となる。
【0048】
本発明に従う方法の一実施形態では、次の加工工程において、圧延複合航空宇宙用製品は、成形プロセスにおいて、周囲温度または昇温下で、単軸屈曲または２軸屈曲のうちの少なくとも１つを有する所定の形状の製品に成形される。
【0049】
方法の代替的な実施形態では、工程（ｆ）において、好ましくは熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって、６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金（複数可）を２ＸＸＸシリーズコア合金に圧延接着して圧延接着製品を形成した後、本発明の圧延接着製品航空宇宙用製品は、成形プロセスにおいて、周囲温度または昇温下で、単軸屈曲または２軸屈曲のうちの少なくとも１つを有する所定の形状の製品に成形され、続いて溶体化熱処理され、その後、最終質別まで時効される。
【0050】
成形は、曲げオペレーション、圧延成形、伸長成形、時効クリープ成形、深絞り、及び高エネルギーハイドロフォーミングの群からの成形オペレーションによって、特に爆発成形または放電成形によるものであり得る。本発明の圧延複合航空宇宙用製品に使用される６ＸＸＸシリーズのアルミニウム合金は、自然及び／または人工の時効後も、必要な曲げ性を提供する。また、これらの成形作業に必要な引張成形性も備えている。
【0051】
一実施形態では、昇温下での成形オペレーションは、１４０℃～２００℃の範囲の温度で実施され、好ましくは、航空宇宙用製品は、１～５０時間の範囲の時間、成形温度で維持される。６ＸＸＸシリーズのクラッド層の強度を最適化するには、１５０℃から１７０℃の範囲の成形温度が好ましい。好ましい実施形態では、昇温下での成形は、時効クリープ成形オペレーションが用いられる。時効クリープ成形は、時効熱処理中に構成要素を特定の形状に拘束するプロセスまたはオペレーションであり、これにより構成要素は、応力を開放し、例えば、単一または二重屈曲を有する胴体シェルを形成するように変形することが可能となる。
【0052】
一実施形態では、本明細書に組み込まれる特許文献ＵＳ－２０１４／０３６６９９－Ａ１に開示されているように、溶体化熱処理（ＳＨＴ）を受けた後、且つ既定の形状に成形する前の本発明に従う圧延複合航空宇宙用製品は、圧延複合航空宇宙用製品において少なくとも２５％の冷間加工を誘導するＳＨＴ後冷間加工工程を受け、特に冷間加工が、圧延航空宇宙用製品を最終ゲージに冷間圧延することは本発明から除外される。
【0053】
本発明の一態様では、それは、２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金圧延航空宇宙用製品の一方または両方の表面上のクラッド層としての、本明細書に記載され、特許請求される６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の使用に関する。
【0054】
本発明のさらなる態様では、本発明に従う圧延複合航空宇宙用製品及びリベット打ちまたは溶接オペレーションによって圧延複合航空宇宙用製品に接合された少なくとも１つのアルミニウム合金硬化要素を含む溶接構造が提供される。
【0055】
さらに本発明の別の態様では、それは、本発明に従う圧延複合航空宇宙用製品及びリベット打ちまたは溶接オペレーションによって、例えば、レーザービーム溶接または摩擦撹拌溶接によって圧延複合航空宇宙用製品に接合された少なくとも１つのアルミニウム合金硬化要素、好ましくはストリンガーを含む航空機の溶接構造部材に関する。それはまた、胴体パネルがレーザービーム溶接（「ＬＢＷ」）または摩擦撹拌溶接（「ＦＳＷ」）によって、例えば、突き合わせ溶接によって互いに接合された溶接胴体構造に関する。
【0056】
本発明はまた、航空機または宇宙船であって、その胴体が、全体的または部分的に、航空機の様々な構造部分に組み込まれ得る本発明に従う圧延複合航空宇宙用製品から構築されている、航空機または宇宙船を含む。例えば、様々な開示される実施形態は、翼アセンブリにおける構造的部分及び／または尾アセンブリ（尾部）における構造的部分を形成するために使用され得る。航空機は、通常、商業用旅客機または貨物機の代表である。代替的な実施形態では、本発明は、他のタイプの飛行体に組み込まれ得る。そのような飛行体の例には、有人または無人軍事用航空機、回転翼航空機、またはさらに弾道飛行体が含まれる。
【0057】
本発明の圧延複合航空宇宙用製品は、飛行機のための部材、例えば、胴体部品もしくはパネル、または例えば、翼部品もしくはパネルに成形され得、飛行機は、記載される本発明の利点を利用し得る。言及される形状には、曲げ、伸長成形、機械加工及び航空機、航空宇宙用または他の乗り物のためにパネルまたは他の部材を成形するために当該技術分野で知られている他の成形オペレーションが含まれ得る。曲げまたは他の塑性変形を含む成形は、室温でまたは昇温下で実施され得る。
【0058】
本発明はまた、添付の図面を参照して説明される。
【図面の簡単な説明】
【0059】
【0060】
図１は、本明細書に示され、特許請求される、各面上に６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のクラッド層３０を有する２ＸＸＸシリーズコア合金層２０の３層構造を有する圧延複合航空宇宙用製品１０の実施形態を示している。
【0061】
図２は、圧延複合航空宇宙用製品を製造するための本発明のプロセスのいくつかの実施形態の概略フロースケジュールである。プロセス工程１において、インゴットは、複合航空宇宙用製品のコア合金を形成する２ＸＸＸシリーズ合金の鋳造物であり、これは任意に、工程２において剥ぎ取られて、圧延インゴットの鋳造したままの表面に近い偏析領域が除去され、製品の平坦性が増加し得る。プロセス工程３において、圧延インゴットは均質化される。並行して、プロセス工程４において、インゴットは、複合航空宇宙用製品のコア合金の表面上、及び任意にコア合金の両面上に少なくとも１つのクラッド層を形成するための６ＸＸＸシリーズ合金の鋳造物である。また、このインゴットは、任意に、工程５において剥ぎ取られ得る。プロセス工程６において、６ＸＸＸシリーズ合金は、均質化され、その後、プロセス工程７において、熱間圧延されて、通常はクラッド層がコアよりもはるかに薄いので、ライナープレート（複数可）が形成される。プロセス工程８において、２ＸＸＸコア合金及びコア合金の一方または両方の面上の６ＸＸＸライナープレートは、好ましくは熱間圧延によって、圧延接着される。所望の最終ゲージに応じて、圧延接着製品は、プロセス工程９において最終ゲージ、例えば、シート製品または薄いゲージのプレート製品に冷間圧延され得る。プロセス工程１０において、圧延航空宇宙用製品は、溶体化熱処理され、次にプロセス工程１１において冷却され、好ましくはプロセス工程１２において伸長される。
【0062】
一実施形態では、冷却された製品が成形プロセス１３において成形され、プロセス工程１４において最終質別、例えばＴ３またはＴ８質別まで時効、すなわち、自然または人工時効される。
【0063】
一実施形態では、成形プロセス１３及びプロセス工程１４の時効は組み合わされ得、例えば、成形オペレーションは、２ＸＸＸシリーズコア及び６ＸＸＸシリーズクラッド層（複数可）の両方の人工時効も生じるように、１４０℃～２００℃の範囲の温度で、好ましくは１～５０時間の範囲の時間実施される。
【0064】
一実施形態では、冷却された製品は、プロセス工程１４、すなわち、自然または人工時効において所望の質別まで時効され、その後、成形プロセス１３において既定の形状の成形された製品に成形される。
【0065】
代替的な実施形態では、２ＸＸＸシリーズコア及び６ＸＸＸシリーズクラッド層（複数可）を最終ゲージまで圧延接着した後、圧延製品は、成形プロセス１３において既定の形状に成形され、プロセス工程１５において成形された製品の溶体化熱処理がなされ、プロセス工程１１において冷却され、続いてプロセス工程１４において最終質別、例えば、Ｔ３またはＴ８質別まで時効、すなわち、自然または人工時効される。
【0066】
本発明は、前述した実施形態に限定されず、添付の特許請求の範囲によって定義される本発明の範囲内で広く変更され得る。
本開示の実施態様の一部を以下の［項目１］－［項目２０］に記載する。
［項目１］
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の少なくとも１つの表面に結合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とを含む圧延複合航空宇宙用製品であって、前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金は、重量％で、Ｓｉ０．３％～１．０％、Ｍｇ０．３％～１．１％、Ｍｎ０．０４％～１．０％、Ｆｅ０．０３％～０．４％、Ｃｕ最大０．１０％、Ｃｒ最大０．２５％、Ｖ最大０．２％、Ｚｒ最大０．２％、Ｚｎ最大０．５％、Ｔｉ最大０．１％、不可避不純物が各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウムを含む、前記圧延複合航空宇宙用製品。
［項目２］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が０．４％～０．９％の範囲のＳｉ含有量を有する、項目１に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目３］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が０．４０％～０．９０％の範囲のＭｇ含有量を有する、項目１～２のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目４］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が、０．２５％～１．０％の範囲、好ましくは０．３０％～０．９０％の範囲のＭｎ含有量を有する、項目１～３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目５］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層が、前記２ＸＸＸシリーズコア層の前記少なくとも１つの表面に圧延結合によって接合されている、項目１～４のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目６］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層が、前記圧延複合航空宇宙用製品の総厚さの１％～２０％、好ましくは１％～１０％の範囲の厚さを有する、項目１～５のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目７］
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の１つの表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とからなる、項目１～６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目８］
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の両方の表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とからなる、項目１～６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目９］
前記コア層の２ＸＸＸシリーズ合金は、重量％で、
Ｃｕ １．９％～７．０％、好ましくは３．０％～６．８％、より好ましくは３．２％～４．９５％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、好ましくは０．３５％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、好ましくは０．２％～１．２％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、
Ｚｎ 最大で１．０％、
Ｔｉ 最大０．１５％、
Ｚｒ 最大で０．２５％、
Ｖ 最大で０．２５％、
Ｌｉ 最大で２．０％、
Ａｇ 最大で０．８０％、
Ｎｉ 最大で２．５％、
残部アルミニウム及び不純物の組成を有する、項目１～８のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１０］
前記２ＸＸＸシリーズコア層は、２ｘ２４シリーズ合金に由来する、項目１～９のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１１］
前記２ＸＸＸシリーズコア層は、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別である、項目１～１０のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１２］
前記６ＸＸＸシリーズクラッド層は、Ｔ４またはＴ６質別である、項目１～１１のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１３］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、０．８ｍｍ～５０．８ｍｍ、より好ましくは０．８ｍｍ～２５．４ｍｍの総厚さを有する、項目１～１２のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１４］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、プレート製品である、項目１～１３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１５］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、シート製品である、項目１～１３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１６］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、航空宇宙用構造部品であり、好ましくは航空機胴体である、項目１～１５のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１７］
項目１～１６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品を製造する方法であって、
（ａ） 前記複合航空宇宙用製品の前記コア層を形成するための２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを提供する工程、
（ｂ） 前記２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを４００℃～５０５℃の範囲の温度で少なくとも２時間均質化する工程、
（ｃ） 前記２ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金上に外側クラッド層を形成するための６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延クラッドライナーを提供する工程、
（ｄ） 前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の前記インゴットを少なくとも４８０℃、好ましくは５００℃～５９０℃の範囲の温度で少なくとも０．５時間均質化する工程、
（ｅ） 前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金を、好ましくは熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって、２ＸＸＸシリーズコア合金に圧延接着して圧延接着製品を形成する工程、
（ｆ） 圧延接着製品を４５０℃～５０５℃の範囲の温度で溶体化熱処理する工程、
（ｇ） 溶体化熱処理された圧延接着製品を１００℃未満、好ましくは周囲温度に冷却する工程、
（ｈ） 任意に、前記溶体化熱処理され、冷却された圧延接着製品を伸長する工程、及び
（ｉ） 前記冷却された圧延接着製品の前記２ＸＸＸシリーズコア合金を、好ましくはＴ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別まで時効させる工程、を含む前記方法。
［項目１８］
前記方法は、前記溶体化熱処理され、冷却され、任意にさらに伸長もされている圧延接着製品を、成形プロセスにおいて既定の形状の製品に成形することをさらに含む、項目１７に記載の方法。
［項目１９］
前記時効工程（ｉ）の後に成形工程（ｊ）が実施される、項目１７及び１８に記載の方法。
［項目２０］
前記成形工程（ｊ）及び前記時効工程（ｉ）は、昇温下で、好ましくは１４０℃～２００℃の範囲の温度で、好ましくは１～５０時間の範囲の時間、成形工程において組み合わされる、項目１８に記載の方法。
本開示の実施態様の一部を以下の［項目１］－［項目２０］に記載する。
［項目１］
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の少なくとも１つの表面に結合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とを含む圧延複合航空宇宙用製品であって、前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金は、重量％で、Ｓｉ０．３％～１．０％、Ｍｇ０．３％～１．１％、Ｍｎ０．０４％～１．０％、Ｆｅ０．０３％～０．４％、Ｃｕ最大０．１０％、Ｃｒ最大０．２５％、Ｖ最大０．２％、Ｚｒ最大０．２％、Ｚｎ最大０．５％、Ｔｉ最大０．１％、不可避不純物が各々＜０．０５％、合計＜０．１５％、及び残部アルミニウムを含む、前記圧延複合航空宇宙用製品。
［項目２］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が０．４％～０．９％の範囲のＳｉ含有量を有する、項目１に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目３］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が０．４０％～０．９０％の範囲のＭｇ含有量を有する、項目１～２のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目４］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金が、０．２５％～１．０％の範囲、好ましくは０．３０％～０．９０％の範囲のＭｎ含有量を有する、項目１～３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目５］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層が、前記２ＸＸＸシリーズコア層の前記少なくとも１つの表面に圧延結合によって接合されている、項目１～４のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目６］
前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層が、前記圧延複合航空宇宙用製品の総厚さの１％～２０％、好ましくは１％～１０％の範囲の厚さを有する、項目１～５のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目７］
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の１つの表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とからなる、項目１～６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目８］
２ＸＸＸシリーズコア層と、前記２ＸＸＸシリーズコア層の両方の表面に接合された６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金クラッド層とからなる、項目１～６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目９］
前記コア層の２ＸＸＸシリーズ合金は、重量％で、
Ｃｕ １．９％～７．０％、好ましくは３．０％～６．８％、より好ましくは３．２％～４．９５％、
Ｍｇ ０．３０％～１．８％、好ましくは０．３５％～１．８％、
Ｍｎ 最大で１．２％、好ましくは０．２％～１．２％、
Ｓｉ 最大で０．４０％、
Ｆｅ 最大で０．４０％、
Ｃｒ 最大で０．３５％、
Ｚｎ 最大で１．０％、
Ｔｉ 最大０．１５％、
Ｚｒ 最大で０．２５％、
Ｖ 最大で０．２５％、
Ｌｉ 最大で２．０％、
Ａｇ 最大で０．８０％、
Ｎｉ 最大で２．５％、
残部アルミニウム及び不純物の組成を有する、項目１～８のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１０］
前記２ＸＸＸシリーズコア層は、２ｘ２４シリーズ合金に由来する、項目１～９のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１１］
前記２ＸＸＸシリーズコア層は、Ｔ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別である、項目１～１０のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１２］
前記６ＸＸＸシリーズクラッド層は、Ｔ４またはＴ６質別である、項目１～１１のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１３］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、０．８ｍｍ～５０．８ｍｍ、より好ましくは０．８ｍｍ～２５．４ｍｍの総厚さを有する、項目１～１２のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１４］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、プレート製品である、項目１～１３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１５］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、シート製品である、項目１～１３のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１６］
前記圧延複合航空宇宙用製品は、航空宇宙用構造部品であり、好ましくは航空機胴体である、項目１～１５のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品。
［項目１７］
項目１～１６のいずれか１項に記載の圧延複合航空宇宙用製品を製造する方法であって、
（ａ） 前記複合航空宇宙用製品の前記コア層を形成するための２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを提供する工程、
（ｂ） 前記２ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットを４００℃～５０５℃の範囲の温度で少なくとも２時間均質化する工程、
（ｃ） 前記２ＸＸＸシリーズコアアルミニウム合金上に外側クラッド層を形成するための６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金のインゴットまたは圧延クラッドライナーを提供する工程、
（ｄ） 前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金の前記インゴットを少なくとも４８０℃、好ましくは５００℃～５９０℃の範囲の温度で少なくとも０．５時間均質化する工程、
（ｅ） 前記６ＸＸＸシリーズアルミニウム合金を、好ましくは熱間圧延及び任意にそれに続く冷間圧延によって、２ＸＸＸシリーズコア合金に圧延接着して圧延接着製品を形成する工程、
（ｆ） 圧延接着製品を４５０℃～５０５℃の範囲の温度で溶体化熱処理する工程、
（ｇ） 溶体化熱処理された圧延接着製品を１００℃未満、好ましくは周囲温度に冷却する工程、
（ｈ） 任意に、前記溶体化熱処理され、冷却された圧延接着製品を伸長する工程、及び
（ｉ） 前記冷却された圧延接着製品の前記２ＸＸＸシリーズコア合金を、好ましくはＴ３、Ｔ３５１、Ｔ３９、Ｔ８またはＴ８５１質別まで時効させる工程、を含む前記方法。
［項目１８］
前記方法は、前記溶体化熱処理され、冷却され、任意にさらに伸長もされている圧延接着製品を、成形プロセスにおいて既定の形状の製品に成形することをさらに含む、項目１７に記載の方法。
［項目１９］
前記時効工程（ｉ）の後に成形工程（ｊ）が実施される、項目１７及び１８に記載の方法。
［項目２０］
前記成形工程（ｊ）及び前記時効工程（ｉ）は、昇温下で、好ましくは１４０℃～２００℃の範囲の温度で、好ましくは１～５０時間の範囲の時間、成形工程において組み合わされる、項目１８に記載の方法。
【図1】
【図2】