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Dokumentenidentifikation DE69629113T2 22.04.2004
EP-Veröffentlichungsnummer 0000829552
Titel Aluminiumlegierung für Verkehrsflugzeugflügel
Anmelder Aluminum Company of America, Alcoa Center, Pa., US
Erfinder Miyasota, Shelly M., Alcoa Center, Pennsylvania 15069-0001, US;
Bray, Gary H., Alcoa Center, Pennsylvania 15069-0001, US;
Liu, John, Alcoa Center, Pennsylvania 15069-0001, US;
Staley, James T., Alcoa Center, Pennsylvania 15069-0001, US
Vertreter derzeit kein Vertreter bestellt
DE-Aktenzeichen 69629113
Vertragsstaaten AT, BE, CH, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, LI, NL, PT, SE
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 11.09.1996
EP-Aktenzeichen 963066022
EP-Offenlegungsdatum 18.03.1998
EP date of grant 16.07.2003
Veröffentlichungstag im Patentblatt 22.04.2004
IPC-Hauptklasse C22F 1/04
IPC-Nebenklasse C22F 1/053   C22C 21/10   B64C 3/00   B64C 3/18   

Beschreibung[de]

Die Erfindung betrifft eine Flugzeugtragfläche, die eine untere Tragflächenhaut aufweist aus einem Material einer Aluminiumlegierung, und betrifft deren Herstellung.

Es gibt zahlreiche kommerzielle Jets verschiedener Größe einschließlich der "Jumbo-Jet" als Großraumflugzeug, wie beispielsweise die Boeing 747 und die McDonnell Douglas MD11 und die Lockheed L1011. Indem man zu einem noch größeren Flugzeug übergeht, wie beispielsweise einem für die Zukunft in Frage kommenden Flugzeug für 600 Passagiere erhöhen sich die Belastungen auf dem Tragflächenteil um etwas, das benötigt wird, um das Flugzeug in der Luft zu halten. Dieses Großraumflugzeug wird in der Größenpordnung von 600 Passagieren transportieren und kann 2 Passagierdecks umfassen. Während eine Boeing 747 (eines der größten kommerziellen Jets, die in Gebrauch sind) ein Leergewicht in der Nähe von etwa 180.986 kg (399.000 Pound) hat, schätzt man, dass das Großraumflugzeug, das in Aussicht genommen wird, ein Leergewicht in der Nähe von 241.315 kg (532.000 Pound) leer haben wird und ungefähr 544.320 kg (1.200.000 Pound) beladen. Ein "Großraumflugzeug", wie es hierin bezeichnet wird, bezieht sich auf ein Flugzeug mit einem Leergewicht von mehr als 204.120 kg (450.000 Pound). Um den Wirkungsgrad in einem solchen Luftfahrzeug zu erhöhen, kommt es darauf an, über Materialien in den Tragflächenkonstruktionen zu vertilgen, die die Belastung des Luftfahrzeugs aufnehmen können, ohne selbst zu schwer zu werden. Aluminiumlegierungen haben in Konstruktionsteilen von Luftfahrzeugen breite Anwendung gefunden, einschließlich in Konstruktionsteilen von Flugzeugflügeln und haben einen bemerkenswerten Rekord in Bezug auf Zuverlässigkeit und Leistung erzielt. Es könnten exotischere Verbundstoffe oder andere Materialien für Konstruktionsteile für die Flugzeugflügel verwendet werden, sind jedoch sehr viel kostspieliger und können etwas weniger verlässlich sein als Aluminiumlegierungen.

Im Allgemeinen kann der konstruktive Kern eines großen Flugzeugflügels eine kastenähnliche Struktur enthalten, die aus einer oberen Tragflächenhaut, einer unteren Tragflächenhaut und Endstücken zum Abschließen der kastenähnlichen Trägerstruktur gefertigt ist. Obgleich die oberen und unteren Teile als "Haut" bezeichnet werden, ist es wichtig zu erkennen, dass es sich hierbei nicht um dünne Häute handelt, wie beispielsweise auf dem Flugzeugrumpf, sondern vielmehr um etwas dickere, z.B. mit einer Dicke von 12,7 mm (1/2 inch) oder mehr. In den meisten derzeitigen Vekehrsjets wird die obere Tragflächenhaut aus Legierungen der 7000er-Reihe gefertigt und gegenwärtig als eine 7 × 50-Legierung (7 × 50 soll 7050 und 7150 bedeuten) oder der noch aktuelleren Legierung 7055. In der US-P-3 881 966 werden 7 × 50-Legierungen beschrieben und in dem Abänderungspatent 34 008 eine 7150-Legierung, die als obere Tragflächenhaut auf einem Verkehrsjet verwendet wird, während die US-P-5 221 377 die Legierung 7055 beschreibt und sich auf deren Anwendung in Flugzeug-Konstruktionsteilen bezieht. Die oberen Tragflächenhäute waren normalerweise bei erhöhter Temperatur ausgehärtete Härtegrade, wie beispielsweise vom T6-Typ oder möglicherweise Härtegrade vom T7-Typ. Die US-P-4 863 528, 4 832 758 und 4 477 292 zusammen mit der US-P-5 108 520 beschreiben insgesamt Härtegrade für Aluminiumlegierungen vom 7000-Typ, einem Härtegrad, der auf die Legierungen der 7000er-Reihe zur Verbesserung der Leistungsfähigkeit angewendet werden kann, wie hier gerade erwähnt wurde.

In Verkehrsjets sind die unteren Tragflächenhäute in der Regel aus Aluminiumlegierung 2024 oder ähnlichen Produkten, wie beispielsweise die Legierung 2324, gefertigt worden, die in der US-P-4 294 625 einbezogen sind. Der Härtegrad war normalerweise vom T3-Typ, wie beispielsweise T351 oder T39. Die hierin verwendeten Bezeichnungen für Härtegrad und Legierung sind in der Regel die, die in Übereinstimmung mit der "Aluminum Association" verwendet werden und sind auf dem Fachgebiet allgemein anerkannt und wurden in den "Aluminum Association Standards" und den Datenblättern beschrieben.

Sowohl die obere als auch die untere Tragflächenhaut wird oftmals mit Hilfe von Stringer-Teilen verstärkt, die ein Kanalprofil oder ein Profil vom J-Typ haben können oder ein anderes Profil, das zur Versteifung der Tragflächenhäute mit den Innenflächen vernietet wird und dadurch die Tragflügel-Kastenstruktur aussteift. In der Regel befindet sich, wenn ein Verkehrsjet sich im Flug befindet, die obere Tragflächenhaut unter Kompression, während die untere Tragflächenhaut unter Zugspannung steht. Eine Ausnahme tritt auf, wenn sich das Flugzeug auf dem Boden befindet, wo diese Belastungen umgekehrt sind, jedoch auf einem sehr viel geringeren Niveau, da an dieser Stelle der Tragflügel außerhalb des Fahrwerkes gerade mal sein eigenes Gewicht zu halten hat. Die bedeutenderen Einsätze sind daher dann, wenn sich das Flugzeug im Flug befindet, der die obere Tragflächenhaut unter Kompression setzt und die untere Tragflächenhaut unter Zugspannung. Eine Ausnahme tritt in bestimmten Militärflugzeugen auf, die so ausgelegt sind, um ihr enormes Leistungs/Masse-Verhältnis zu nutzen und vorgesehen sind, um bei enormen Geschwindigkeiten mit der Unterseite nach oben zu fliegen, mit der rechten Seite aufwärts oder in irgendeiner beliebigen Bedingung dazwischen.

Aufgrund der besonderen, bei Verkehrsjets auftretenden Belastungsunterschiede ist die Auswahl der Legierungen zum größten Teil vorgenommen worden, wie sie gerade beschrieben wurden. Es hat einige Ausnahmen in solchen Flugzeugen gegeben, wie beispielsweise bei der Lockheed L1011 mit der Einbeziehung von unteren Tragflächenhäuten aus 7075-T76 und Stringern und bei dem militärischen Betankungsflugzeug KC135 unter Einbeziehung von 7178-T6-unteren Tragflächenhäuten und Stringern. Bei einem anderen Militärflugzeug, der C5A, wurden untere Tragflächenhäute aus 7075-T6 verwendet, die einstöckig dadurch ausgesteift sind, dass das Metall ausgearbeitet wurde. Bei militärischen Kampfflugzeugen, wie. beispielsweise dem F4, F5E, F8, F16 und F18 wurden Materialien für die unteren Tragflächen aus 7075-Legierung oder der verwandten 7475-Legierung (F16 und F18) einbezogen. Nichtsdestoweniger ist im Verlaufe der Jahre in die Kastenstruktur der Flugzeugtragfläche in Verkehrsjets eine Legierung der 7000er-Serie für die obere Tragflächenhaut einbezogen worden und eine Legierung der 2000er-Serie, nämlich 2024 oder ein Vertreter der 2 × 24-Legierungsfamilie bei einer unteren Tragflächenhaut.

Die entscheidenden Eigenschaften, die bei einer unteren Tragflächenhaut in einem Großraum-Jet und neuem kommerziellem Passagierjet angestrebt werden, schließen eine höhere Festigkeit als 2 × 24-Legierungen ein, eine bessere Bruchlast-Spielzahl und verbesserte Bruchzähigkeit als 2 × 24-Materialien. Da das Flugzeug in einer großen Höhe fliegt, wo es kalt ist, ist in den neuen Konstruktionen die Bruchzähigkeit bei –53,9°C (–65°F) zu einem Problem geworden. Wietere Merkmale, die erstrebenswert sind, schließen die Umformbarkeit ein, mit der sich das Material während der Warmaushärtung formen lässt; zusammen mit einem guten Korrosionsverhalten in den Bereichen der Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit sowie der Schichtkorrosionsbeständigkeit. Die Legierungen, die heute in kommerziellen Jets ((Verkehrsjets)) für Teile der unteren Tragflächenhaut zur Anwendung gelangen befriedigen alle nicht die bei einem Großraumflugzeug in einer oder mehreren dieser Eigenschaften geforderten Werte.

Wie in 3, linke Seite, gezeigt wird, wurde die kastenähnliche Struktur der Tragfläche in der Vergangenheit oftmals aus mehreren Stücken gefertigt, wobei das Endteil oder der Holm ein Blech aufwies, das an den oberen und unteren Tragflächenhäuten durch Vernieten mit Winkel- oder T-Stück-ähnlichen Teilen befestigt wurde, die wiederum mit den Tragflächenhäuten vernietet waren. Einige Konstrukteure fertigten vorzugsweise das gesamte Endstück oder den Holm in der auf der rechten Seite von 3 gezeigten Art, wodurch mehrere Nieten eliminiert wurden sowie erhebliches Gewicht, indem die Menge der Metallkonstruktion verringert wurde. Dieses Endstück oder der Holm werden gefertigt, indem sie aus einem dicken Blech ausgearbeitet werden, wobei das Blech jedoch über gute Eigenschaften in den Querrichtungen sowie in der Längsrichtung verfügen muss.

Die EP-A-0 368 005 offenbart eine nichtrekristallisierte, dünne, flachgewalzte Aluminiumlegierung zur Verwendung in lasttragenden Komponenten eines Flugzeugs, wie beispielsweise den oberen Tragflächen, wobei die Legierung aufweist:

0,7–6,9 Zn,

0,9–2,7 Mg,

0,9–2,6 Cu,

0,50–0,15 Zr,

max. 0,12 Si,

max. 0,15 Fe,

max. 0,10 Mn,

max. 0,06 Ti.

Ebenfalls offenbart werden die Legierungen AA 7050 und AA 7150.

Die Legierung wird gegossen, einer Warmverarbeitung, einem Lösungsglühbehandeln, einer Abschreckung und einer Alterung unterzogen, um eine im Wesentlichen nichtrekristallisierte Struktur zu ergeben.

Die US-A-4 828 631 offenbart Legierungen zur Verwendung in der Flugzeugindustrie, die enthalten: 5,9% bis 8,2 Gew.% Zink, 1,5% bis 4,0 Gew.% Magnesium, 1,5% bis 3,0 Gew.% Kupfer, weniger als 0,01 Gew.% Bor und nicht mehr als 0,04 Gew.% Chrom und 0,5 Gew.% maximal andere Legierungselemente, wie beispielsweise Zirconium, Mangan, Eisen, Silicium und Titan und Rest Aluminium. Ebenfalls offenbart wird eine Legierung als ein Produkt mit vorbestimmter Form, das Lösungsglühbehandeln des geformten Produkts, das Abschrecken und das Altern des wärmebehandelten und abgeschreckten Produkts auf eine Temperatur oberhalb von 270°F für eine Dauer von 6 bis 30 h.

Staley, J. Tund Rolf, R. L. offenbaren in "Trends in alloys for aircraft", Conference: Light Metals Processing and Applications, 29/8/93–1/9/93, die Verwendung von Legierungen des Typs 7XXX für Flugzeugkomponenten, einschließlich Häute, Skelette und Stringer für Flugzeugrümpfe; Vorderkanten, Abdeckungen, Holme und Stringer für obere und untere Tragflächen und Leitwerke, sowie Aluminiumlegierungen, die als Konstruktionsteile für die untere Tragflächenhaut verwendet werden.

Nach der vorliegenden Erfindung wird eine Flugzeugtragfläche gewährt, die ein Konstruktionsteil für eine untere Tragflächenhaut aufweist aus einer Legierung, bestehend aus 5,9% bis 6,7% Zink, 1,6% bis 1,9% Magnesium, 1,8% bis 2,5% Kupfer, 0,08% bis etwa 0,15% Zirconium, nicht mehr als 0,06% Silicium, nicht mehr als 0,06% Eisen, nicht mehr als 0,11% Eisen plus Silicium, Rest Aluminium und unvermeidbare Verunreinigungen.

Vorzugsweise weist eine Tragflächenhaut für einen Verkehrsjet ein gewalztes Blech auf. Sofern nicht anders angegeben, ist die Zusammensetzung auf Gewicht bezogen. Diese Legierung in Form von gewalzten Blechen für untere Tragflächenhäute oder in Form von Extrusions- oder Walzprodukten für Stringer, die in die untere Tragflächenkonstruktion eingebaut werden und speziell die Kombination von beiden ermöglicht die Herstellung einer verbesserten Tragfläche, die in einem Großraumflugzeug verwendbar ist. Außerdem kann die gleiche Legierung verwendet werden, um lange, konisch zulaufende Holmteile für die Endstücke der kastenähnlichen Tragflächenkonstruktion aus relativ dickem Blech zu verarbeiten. Bevorzugte Aspekte der unteren Tragflächenhaut sind in den abhängigen Ansprüchen gegeben.

1: zeigt eine Vorderansicht im Schnitt einer Flugzeug-Tragfläche, die schematisch die kastenähnlichen Träger-Konstruktionsteile zeigt;

2: zeigt eine Vorderansicht eines Flugzeuges, die schematisch die Tragfläche und einen Teil der Krümmung dafür in einer etwas übertriebenen Form veranschaulicht;

3: zeigt. eine andere Vorderansicht im Schnitt der kastenähnlichen Tragflächen-Trägerstruktur, die verschiedene Holmanordnungen zeigt.

1, 2 und 3 sind für die Aufgaben einer schematischen Veranschaulichung etwas übertrieben.

4: zeigt eine graphische Darstellung, die das Ansprechen auf Alterungshärten zeigt (Teilradius in Abhängigkeit vom Werkzeugradius), und zwar für die Erfindung und für 2324-T39;

5: zeigt eine graphische Darstellung, die die Ermüdung im Vergleich zeigt (Dauerversuch mit 2-fach offenem Loch);

6: zeigt eine graphische Darstellung, die einen Vergleich der Ermüdungsrissausbreitung zeigt;

7: zeigt eine graphische Darstellung für den Vergleich der typischen Zähigkeit und der Charakteristik der Mindestfließgrenze der Erfindung und mehrerer Blechprodukte.

In 1 wird eine grobe schematische Darstellung einer großen Tragflächenkonstruktion 10 gezeigt, in die ein Kastenteil 14 einbezogen ist, das eine obere Tragflächenhaut 16 und davon beabstandet eine untere Tragflächenhaut 18 sowie Endteile oder Holmen 20 und 40 aufweist, die sich zwischen den Teilen 16 und 18 der Tragflächenhaut erstrecken, um das Kastenteil zu schließen. In die Innenseiten der oberen und unteren Tragflächenhaut einbezogen sind Stringer 24, 26 und 30, die mit den Innenflächen der Tragflächenhaut vernietet sind, wobei zum Zwecke der Veranschaulichung unterschiedliche Stringerformen dargestellt sind und daran zu erinnern ist, dass in jeder Hinsicht 1 eine grobe schematische Darstellung ist und nicht maßstabgerecht ist oder ein Teil eines Tragflächenflügels eines kommerziellen Jets ist. Eine andere Vorgehensweise ist die Verwendung eines dickeren Aluminiumblechs als Ausgangsmaterial und die Entfernung von Metall, indem einstückig mit der Tragflächenhaut des Stringer allmählich ausgearbeitet werden und die Notwendigkeit für separate Stringer und Nieten eliminiert ist. Damit kann die Tragflächenhaut und die aussteifenden Stringerprofile ein einstückig ausgestaltetes Blech aufbauen, das aus einem relativ dicken Blech mit Hilfe von Operationen gefertigt wird, die ein spanabhebendes Bearbeiten umfassen und möglicherweise ein Alterungsformen oder andere Methoden der Formgebung. Die Verbindung zwischen den Endteilen 20 und 40 einerseits und der oberen und unteren Tragflächenhäute andererseits ist nur schematisch dargestellt, wobei es zahlreiche Möglichkeiten zur Überbrückung oder Verbindung solcher Teile gibt. Vor dem vorderen Kastenteil 20 ist der Vorderteil der Tragfläche 32 schematisch dargestellt und ebenfalls schematisch dargestellt dahinter oder rückseitig der hintere Teil der Tragfläche 36. Jeder Teil, der vordere Teil und der hintere Teil, können zahlreiche Kontrollen oder andere Teile enthalten, die an den Kasten 14 angebracht sind. Betrachtet man den Kastenquerschnitt entlang der verschiedenen Punkte der Länge der Tragfläche, so fällt auf, dass die Dicke der oberen Tragflächenhaut 16 und der unteren Tragflächenhaut 18, wenn man von dem Rumpf weiter nach außen geht, kleiner wird. Das bedeutet, dass die Tragflächenhäute näher zum Rumpf dicker sind und näher der Tragflächenspitze dünner sind. Außerdem konvergieren, was in 2 gezeigt wird, die obere Tragflächenhaut und die untere Tragflächenhaut in Richtung auf die Tragflächenspitze und können vom Tragkörper des Flugzeugs nach außen zur Tragflächenspitze gehend gekrümmt sein. Diese Konstruktion verstärkt auch die Festigkeit und veranschaulicht einiges von der Formgebung, die im typischen Fall auf die oberen und unteren Tragflächenhäute angewendet wird, so dass die Ausführung einer solchen formgebenen Operation während der Warmaushärtung ein erstrebenswertes Merkmal ist, wenn die Legierung dieses erlaubt, d.h. wenn die Legierung vorhersagbar und reproduzierbar in wiederholbarer Weise bei dem Bemühen zur Alterungshärtung reagiert.

Bezugnehmend auf 3 sind die beabstandete obere Tragflächenhaut 116 und die untere Tragflächenhaut 118 über die Endteile 120 und 140 verbunden oder überbrückt, um eine starre kastenähnliche Konstruktion zu erzeugen. Eine Möglichkeit zur Erzeugung einer Verbindung zwischen Endteil und Haut wird auf der linken Seite von 3 dargestellt, worin ein plattenähnliches Teil 126 mit Hilfe von Nieten 127 mit "L"-Profilteil 124 oder "T"-Profilteil 122 verbunden ist, die wiederum über Nieten 130 mit den Hautteilen verbunden sind. Diese Anordnung ist sehr wirksam, jedoch werden viele Nieten verwendet und es kommt zu dem auf der rechten Seite von 3 gezeigten Teil des einfacheren monolithischen oder integralen Holms 140 zusätzliches Gewicht hinzu, die das zusätzliche Gewicht der Überlappung der Nietenstelle zwischen Stegplatte 126 und der Teile 124 und 122 vermeidet. Das Holmteil 140 umfasst einen Stegabschnitt 142 und einen integralen oberen Flanschabschnitt 144 und unteren Flanschabschnitt 146. Da die oberen und unteren Tragflächenhäute 116 und 118 in Richtung auf die Tragflächenspitze zusammenlaufen ist die vertikale Länge des Stegabschnittes 142 in der Nähe des Rumpfes größer und in der Nähe der Tragflächenspitze erheblich kleiner, so wie auch die Höhe des Stegabschnittes 142, da die Konvergenz gekrümmt erfolgt, wie in 2 gezeigt ist, kleiner werden kann, wenn man in nichtlinearer Weise zur Tragflächenspitze weiter geht. Der Steg 142 oder ein oder beide Flanschabschnitte 144 oder 146 können dickere Abschnitte einschließen oder Vorsprünge zur Anbringung von Befestigungsmitteln, wie beispielsweise Hilfskonstruktionen, Hydraulikteilen oder verschiedenen anderen Befestigungsmitteln. Das einstückige Holmteil 140 kann aus einem größeren Metallprofil 141 (in Phantomzeichnung in 3 gezeigt) spanabhebend verarbeitet oder auf eine andere Weise gefertigt oder geformt werden (spanabhebend Verarbeitung wird gegenwärtig angewendet und ist zur Zeit bevorzugt), wobei dieses Metall 141 ein Walzblech sein kann, das dick genug ist, um die oberen und unteren Flanschabschnitte 144 und 146 zu schaffen. Das bedeutet, die Abmessung 143 entspricht der kurzen Querrichtung (quer zur Dicke) des Walzblechs. Die Dicke kann im typischen Fall im Bereich von etwa 76 bis 203 mm (3 inch bis 8 inch) oder möglicherweise darüber liegen und liegt im typischen Fall im Bereich von 89 oder 102 bis 152 mm (31/2 oder 4 inch bis 6 inch). Bei einem einstückigen Holm 140 schließen die Eigenschaften, auf die es ankommt, Festigkeit ein, und zwar sowohl auf Druck für die Region der oberen Tragflächenhaut (im Flug), wie beispielsweise der obere Flanschabschnitt 144, als auch auf Zug für die Region der unteren Tragflächenhaut (im Flug), wie beispielsweise der untere Flanschabschnitt 146, zusammen mit der Zähigkeit und der Korrosionsbeständigkeit, z. B. der Spannungrisskorrosionsbeständigkeit. Bei einige Aluminiumlegierungen kann die Zähigkeit in dickeren Abschnitten (oder des Metalls, das aus einem dicken Ausgangsmaterial spanabhebend verarbeitet wird) kleiner sein als in Metall, das aus dünnerem Ausgangsmaterial gewalzt oder spanabhebend verarbeitet wurde, wobei bei einem einstückigen Tragflächenholm angestrebt wird, dass eine gute Zähigkeit in relativ dünnen Sektionen erzielt wird, wie beispielsweise Steg- und Flanschabschnitten 142 und 144 sowie 146, die spanabhebend aus dickem Ausgangsmaterial 141 verarbeitet werden. Die Flanschabschnitte des einstückigen Holmes werden mit den beabstandeten oberen und unteren Tragflächenhäuten vernietet oder verbunden, wobei die Überbrückungen oder Verbindungen des Holms über die Distanz der Häute beabstandet sind. Damit wird die kastenähnliche Konstruktion abgeschlossen, die die Tragflächenhäute und Holmteile aufweist, um eine kastenähnliche Trägerkonstruktion für die Tragfläche zu schaffen.

Nach der vorliegenden Erfindung kann die obere Tragflächenhaut aus den früher für diese Aufgabe beschriebenen Legierungen oder aus anderen Legierungen erzeugt werden. Vorzugsweise wird die obere Tragflächenhaut des beanspruchten Flugzeuges aus der Legierung 7055 gefertigt und besteht aus 7,6 bis 8,4% Zink, 1,8 bis 2,2% Magnesium, 2,1 bis 2,6% Kupfer und mindestens einem Element, das in einer Menge von nicht mehr als 0,5% vorliegt wobei das Element ausgewählt ist aus Zr, V und HF, und als Rest im Wesentlichen Aluminium und zufällige Elemente und Verunreinigungen.

Bevorzugte Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen gegeben.

Weiterhin wird das vereinigte prozentuale Gesamtvolumen von unlöslichen und löslichen Bestandteilen vorzugsweise relativ gering gehalten, z.B. mit nicht mehr als 1,5 Vol.% und bevorzugt nicht mehr als 1 Vol.%. Die Anwendung relativ hoher Temperaturen des Vorwärmens oder der Homogenisierung und Lösungsglühbehandlung kann angesichts des Legierungsgehalt in dieser Hinsicht hilfreich sein, obgleich zur Vermeidung eines teilweisen Schmelzens hohe Temperaturen zur Vorsicht raten lassen. Derartige Vorsichtsmaßnahmen können sorgfältiges Aufheizen einschließlich langsames schrittweises Heizen oder beides einbeziehen.

Die erfindungsgemäße Legierung wird vorzugsweise zu einem Produkt geeigneterweise aus einem Block kommenden Produkt und geeigneterweise einem zum Warmwalzen weiterverarbeitet. Beispielsweise lassen sich große Blöcke aus der vorgenannten Zusammensetzung halbkontinuierlich gießen und anschließend schälen oder spanabhebend verarbeiten, um die Oberflächenfehler zu entfernen, wie es notwendig ist oder verlangt wird, um eine gute Walzoberfläche zu schaffen. Ebenfalls ist es möglich, einen Block mit einer solchen Qualitätsoberfläche zu gießen, dass ein Schälen oder spanabhebendes Verarbeiten nicht erforderlich ist, wobei es jedoch in vielen Fällen zu bevorzugen und empfehlenswert ist, den Block zum Warmwalzen zu schälen. Der Block kann sodann zum Homogenisieren und Lösungsglühen seiner Innenstruktur vorgewärmt werden, wobei eine geeignete Vorwärmbehandlung darin besteht, bei diesem Typ der Zusammensetzung bis zu einer relativ hohen Temperatur von beispielsweise 482°C (900°F) zu erhitzen. Dabei wird bevorzugt bis zu einem ersten niedrigeren Temperaturniveau vorerhitzt, wie beispielsweise ein Erhitzen oberhalb von 427°C (800°F) z.B. 438°C (820°F) oder oberhalb, von 454°C (850°F) oder oberhalb vorzugsweise von 460°C (860°F) oder mehr bevorzugt z.B. etwa 466°C (870°F) oder darüber, und der Block bei dieser Temperatur oder Temperaturen für eine deutliche Zeit gehalten, z.B. 3 oder 4 h. Danach wird der Block für den Rest des Weges bis zu einer Temperatur von etwa 477°C oder 482°C (890°F oder 900°F) oder möglicherweise darüber für eine weitere Haltezeit von wenigen Stunden erhitzt. Vorzugsweise wird das Homogenisieren bei kumulativen Haltezeiten in der Nähe von 4 bis 20 h oder mehr ausgeführt, wobei sich die Homogenisierungstemperaturen hier auf Temperaturen oberhalb von 438°C (820°F) beziehen. Das bedeutet, die kumulative Haltezeit bei Temperaturen oberhalb von 438°C (820°F) sollte mindestens 4 h und vorzugsweise z. B. 8 bis 20 oder 24 h betragen.

Der Block wird sodann warmgewalzt, wobei es wünschenswert ist, eine nichtrekristallisierte Kornstruktur in dem gewalzten Blechprodukt zu erreichen. Damit kann der Block beim Warmwalzen den Ofen bei einer Temperatur wesentlich oberhalb von 454°C (850°F), z.B. etwa 466°C oder 468°C (870°F oder 875°F) oder möglicherweise darüber verlassen, wonach der Verfahrensschritt des Walzens bei Temperaturen oberhalb von 413°C (775°F) oder besser noch oberhalb von 427°C (800°F), z. B. etwa 432°C oder 441°C (810°F oder 825°F) ausgeführt wird. Dieses erhöht die Wahrscheinlichkeit des Vermeidens einer Rekristallisation und ist außerdem in einigen Fällen bevorzugt, um das Walzen ohne einen Verfahrensschritt des Vorheizens unter Nutzung der Leistung des Walzwerks und der Wärmeumwandlung während des Walzens auszuführen, um die Walztemperatur oberhalb des gewünschten Minimums von beispielsweise 399°C (750°F) oder so zu halten. Das Warmwalzen wird normalerweise in einem Umkehrwarmwalzwerk ausgeführt, bis die gewünschte Dicke des Blechs erzielt ist. Die gewünschten Dicken für das warmgewalzte Blech für das Metall der unteren Tragflächenhaut liegen in der Regel innerhalb von etwa 8,9 oder 10,2 oder 11,4 oder 12,7 bis etwa 48,3 oder 50,8 oder 55,9 mm (0,35 oder 0,4 oder 0,45 oder 0,5 bis etwa 1,9 oder 2 oder 2,2 inch) und vorzugsweise innerhalb von etwa 22,9 oder 25,4 bis etwa 50,8 oder 53,3 mm (0,9 oder 1 bis etwa 2 oder 2,1 inch). Das Blech, das zur spanabhebenden Verarbeitung zu einstückigen Holmen vorgesehen ist, wie beispielsweise 140, kann im Bereich von etwa 25,4 oder 50,8 mm bis etwa 203 oder 229 mm liegen (1 oder 2 inch bis etwa 8 oder 9 inch) oder möglicherweise darüber. Dieses Blech kann im typischen Fall eine Dicke von etwa 50,8 bis 101,6 mm (2 bis 4 inch) bei einem relativ kleineren Flugzeug haben ähnlich der Größe einer Boeing 737 und bis zu einem dickeren Blech von 101,6 oder 127 bis 203 mm (4 oder 5 inch bis 8 inch) oder so. Zusätzlich zu den bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung, die für die untere Tragflächenhaut und einstückige Holme gelten, können bei anderen Anwendungen Schmiedestücke und Stranggussstücke einbezogen werden. Bei der Erzeugung von Strangguss wird die Legierung innerhalb von etwa 316° bis 399°C (600° bis 750°F) z.B. bei etwa 371°C (700°F) extrudiert und vorzugsweise eine Querschnittsverringerung (Strangpressverhältnis) von etwa 10 : 1 einbezogen. Das Schmieden kann für Teile zur Anwendung gelangen, wie beipielsweise Räder.

Das warmgewalzte Blech oder anderes Knetprodukt wird einer Lösungsglühbehandlung (SHT, "Solution heat treatement") unterzogen, indem es bis zu einer oder mehreren Temperaturen innerhalb von etwa 449° oder 454°C bis etwa 471° oder 482°C (840° oder 850°F bis etwa 880° oder 900°F) erhitzt wird, um wesentliche Teile und vorzugsweise alles oder weitgehend alles an löslichem Zink, Magnesium und Kupfer in Lösung zu bringen, wobei wiederum als selbstverständlich gilt, dass bei physikalischen Prozessen, die nicht immer perfekt ablaufen, sich wahrscheinlich der jeweilige letzte Rest dieser Hauptlegierungsbestandteile während der SHT-Behandlung (Lösungsglühen) nicht unbedingt vollständig auflösen wird. Nach dem Erhitzen auf die erhöhte Temperatur, wie gerade beschrieben wurde, sollte das Produkt rasch gekühlt oder abgeschreckt werden, um die Prozedur der Lösungsglühbehandlung zu beenden. Ein solches Kühlen wird im typischen Fall bevorzugt entweder dadurch erzielt, dass es in einen geeignet bemessenen Behälter mit kaltem Wasser getaucht wird oder mit Wasser abgestrahlt wird, obgleich das Luftkühlen als ergänzende oder ersetzende Kühlmaßnahme bei einigen Kühlvorgängen angewendet werden könnte. Nach dem Abschrecken kann bei bestimmten Produkten ein Kaltverformen erforderlich sein, wie beispielsweise durch Recken, um so die inneren Spannungen freizusetzen oder das Produkt zu richten und möglicherweise in einigen Fällen das Blecherzeugnis so weiter zu verfestigen. Beispielsweise kann das Blech um 1 oder 1,5 oder möglicherweise 2% oder 3% oder mehr gestreckt oder andernfalls in der Regel um einen äquivalenten Betrag kaltverformt werden. Man nimmt an, dass sich ein lösungsglühbehandeltes (und abgeschrecktes) Produkt mit oder ohne Kaltverformung dann in einem ausscheidungshärtbaren Zustand befindet oder für eine Warmaushärtung nach bevorzugten Methoden des Warmaushärtens geeignet ist, wie sie hierin beschrieben sind, oder für andere Methoden des Warmaushärtens geeignet sind. Sofern nicht anders angegeben, soll in den hierin verwendeten Begriff "lösungsglühbehandelt" das Abschrecken mit einbezogen sein.

Nach dem raschen Abschrecken und erforderlichenfalls dem Kaltverformen wird das Blechprodukt einer Warmaushärtung unterzogen, indem es bis zu einer geeigneten Temperatur erhitzt wird, um Festigkeit und andere Eigenschaften zu verbessern. In einer der bevorzugten Warmalterungsbehandlungen wird das ausscheidungshärtbare Produkt der Blechlegierung zwei Alterungs-Hauptschritten, Phasen oder Behandlungen unterworfen, obgleich es zwischen dem jeweiligen Schritt oder der jeweiligen Phase eine klare Abgrenzung gibt. Es ist allgemein bekannt, dass Rampenglühen aufwärts und/oder abwärts von einer vorgegebenen oder Target-Behandlungstemperatur von sich aus Ausscheidungs (Alterungs)-Effekte erzeugen kann, die berücksichtigt werden können und oftmals müssen, indem diese Rampenglühbedingungen und ihre Effekte des Ausscheidungshärtens in die Gesamtalterungsbehandlung einbezogen werden. Eine solche Einbeziehung wurde detaillierter in der US-P-3 645 804 an Ponchel beschrieben. Mit dem Rampenglühen und seiner entsprechenden Einbeziehung können 2 oder 3 Phasen der Wärmebehandlung des Blechproduktes entsprechend der Alterungspraxis in einem einzigen, programmierbaren Ofen ausgeführt werden. Nachfolgend werden jedoch zum Zwecke der Einfachheit jede Stufe (Schritt oder Phase) eingehender als ein getrennter Verfahrensschritt beschrieben. Es wird angenommen, dass die erste Stufe (untere Temperatur) zum Ausscheidungshärten des Legierungsproduktes dient und bei der zweiten Stufe (höhere Temperatur) eine oder mehrere erhöhte Temperaturen zum Erhöhen der Korrosionsbeständigkeit angewendet werden, wie beispielsweise Schichtkorrosionsbeständigkeit oder der Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit, und die Legierung noch weiter verfestigen kann. In einer zweiten bevorzugten Behandlung des Warmaushärtens kann eine 3-phasige oder 3-stufige Behandlung zum Einsatz gelangen, worin nach der zweiten Behandlung bei höherer Temperatur eine dritte Behandlung bei einer oder mehreren Temperaturen unterhalb der höheren Temperaturen, die in der zweiten Behandlung angewendet werden, zum Einsatz gelangt und wobei diese Stufe die Festigkeit oder anderen Eigenschaften des Produkts noch weiter erhöhen kann. Bei Anwendung einer 3-phasigen Warmaushärtung wird die Zeit für die zweite (höhere) Temperaturphase bevorzugt so geregelt, um eine weitere Verfestigung oder einen weiteren Nutzen während der dritten Behandlungsphase oder geringeren Temperaturbehandlungsphase zu ermöglichen. Die 3-stufigen oder 3-phasigen Temperaturbehandlungen wurden detaillierter in den vorgenannten US-P-4 863 528, 4 832 758, 4 477 292 und 5 108 520 beschrieben. In einer noch anderen Warmaushärtungsbehandlung könnte eine einzige Hauptstufe der Warmaushärtung angewendet werden, wie beispielsweise ein Erhitzen innerhalb von etwa 132° oder 138°C bis etwa 149° oder 154°C (etwa 270° oder 280°F bis etwa 300° oder 310°F).

In einigen Fällen können 2 oder 3 Warmaushärtungsphasen bevorzugt sein. Einige der anwendbaren Warmaushärtungsbehandlungen für die Praxis der Erfindung schließen die folgenden ein:

121°C (250°F) für 4 h + 163°C (325°F) für 4 h;

121°C (250°F) für 24 h + 163°C (325°F) für 10 h;

135°C (275°F) für 3 h + 168°C (335°F) für 16 h.

Im Allgemeinen würde eine 2-stufige Warmaushärtungsbehandlung eine erste Stufe bei Temperaturen von etwa 79° bis 149°C (175° bis 300°F) oder weniger einbeziehen, bevorzugt etwa 107° bis 135°C oder 138°C (225° bis 275°F oder 280°F). Und zwar für einen Zeitbetrag, der in der Regel umgekehrt proportional zur Temperatur ist und im Bereich von etwa 1 oder 2 h bei 149°C (300°F) und 30 oder mehr Stunden bei Temperaturen von etwa 93°C (200°F) oder weniger liegt. Eine bevorzugte Behandlung erfolgt bei etwa 107° bis 110°C bis etwa 127° oder 132°C (225° oder 230°F bis etwa 260° oder 270°F) oder möglicherweise 135°C (275°F) für etwa 30 bis 3 oder 4 h. Eine leichte Behandlung bei dieser Bedingung ist eine solche bei 121°C (250°F) für 4 bis 30 h und vorzugsweise 8 bis 24 h. Bei der zweiten Behandlung bei höherer Temperatur kann die Temperatur im Bereich von etwa 149°C (300°F) oder wenig darüber bis etwa 177°C (350°F) liegen oder vielleicht etwas höher bis etwa 182° oder 188°C (360° oder 370°F) oder sogar bei noch höheren Temperaturen von etwa 204°C (400°F), obgleich Temperaturen im Bereich von etwa 160° bis etwa 177°C (320° bis etwa 350°F) vom Standpunkt der Regelung des Prozesses bevorzugt sind mit Temperaturen im Bereich von etwa 160° oder 163°C bis etwa 168° oder 177°C (320° oder 325°F bis etwa 335° oder 350°F), die mehr bevorzugt sind.

Das Alterungshärten . verspricht geringere Fertigungskosten, während es die Erzeugung komplexerer Tragflächenkonturen zulässt. Während der Alterungshärtung ist das Teil in einer Pressform bei einer erhöhten Temperatur in der Regel zwischen etwa 121° und etwa 204°C (250°F und etwa 400°F) für mehrere Stunden bis zu einigen 10 Stunden eingespannt und die angestrebten Konturen werden durch Spannungsrelaxation erreicht. Insbesondere bei einer Warmaushärtungsbehandlung bei höherer Temperatur, wie beispielsweise bei einer Behandlung oberhalb von 160°C (320°F) kann das Metall zu einer gewünschten Form geformt oder umgeformt werden. Im Allgemeinen sind die Umformungen, die in Frage kommen, relativ einfach, wie beispielsweise eine sehr sanfte Krümmung quer zur Breite eines Blechteils einbezogen ist (z.B. Teile 18 oder 16 in 1 für eine Tragflächenhaut) zusammen mit einer sanften Krümmung entlang der Länge eines Bleches, wie beispielsweise mit "18" allgemein in einer etwas übertriebenen Form in 2 veranschaulicht ist, das eine Krümmung entlang der Länge der oberen und der unteren Tragflächenoberflächen darstellt. Es kann wünschenswert sein, die Erzeugung dieser Bedingungen für die sanfte Krümmung während der Warmaushärtungsbehandlung zu erzielen und speziell während der Warmaushärtungsbehandlung bei der höheren Temperatur. In der Regel wird das Blechmaterial auf innerhalb von etwa 149° bis 204°C (300° bis 400°F) z.B. etwa 166°C (330°F) erhitzt und kann typischerweise über eine konvexe Form gelegt werden und durch Verklammern oder Lastauftrag an den gegenüberliegenden Blechkanten belastet werden. Das Blech nimmt mehr oder weniger die Kontur der Form über eine relativ kurze Zeitdauer an, springt beim Kühlen jedoch zurück, wenn die Kraft oder Last entfernt wird. Die erwartete Rückfederung wird durch Bemessung der Krümmung oder Kontur der Form kompensiert, die im Bezug auf die gewünschte Formgebung des Blechs etwas übertrieben wird, um die Rückfederung zu kompensieren. Ein Schritt oder eine Prozedur der Warmaushärtungsbehandlung, wie beispielsweise eine Alterung bei geringer Temperatur von etwa 121°C (250°F) kann nach Erfordernis nach einer Alterungshärtung folgen, oder die Alterungshärtung kann bei einer Temperatur wie beispielsweise 121°C (250°F) nach der Alterung bei einer höheren Temperatur von beispielsweise 166°C (330°F) ausgeführt werden. Das Blechteil kann entweder vor oder nach dieser Warmaushärtungsbehandlung spanabhebend bearbeitet werden, beispielsweise derart, dass das Blech unter Querschnittverringerung des Bleches verarbeitet wird, so dass der Abschnitt, der dem Rumpf näher sein soll, dicker ist, und der Abschnitt, der der Tragflächenspitze am nächsten ist, dünner ist. Nach Erfordernis können entweder vor oder nach dieser Warmaushärtungsbehandlung zusätzliche Verfahrensschritte der Verarbeitung oder andere Formgebungen ausgeführt werden. Das Großraumflugzeug kann ein relativ dickeres Blech erfordern und ein höheres Maß der Formgebung, als früher großtechnisch zur Anwendung gelangte.

Das Material der unteren Tragflächenabdeckung war in den letzten Generationen moderner kommerzieller Jetliner im Allgemeinen die 2 × 24-Legierungsfamilie in den Kaltaushärtungsgraden wie beispielsweise T351 oder T39 gewesen. Eines der gegenwärtig zum Einsatz gelangenden Produkte ist 2324-T39. Bei der Verwendung dieser Legierungen ist notwendig, die thermische Exponierung während der Warmaushärtung auf ein Minimum herabzusetzen, um die angestrebten Materialeigenschaften der Kaltaushärtungsgrade zu erhalten. Die erfindungsgemäße Legierung befindet sich bevorzugt in den Härtegraden der Warmaushärtung, wie beispielsweise den Härtungsgraden vom T6-Typ oder bevorzugt den Härtungsgraden vom T7-Typ, wie beispielsweise T7651 oder T7751. Als solches kann die Behandlung des Warmaushärtens gleichzeitig während des Alterungshärtens erreicht werden, ohne irgendeinen Abbau ihrer angestrebten Eigenschaften zu bewirken.

Die Fähigkeit der erfindungsgemäßen Legierung, die angestrebten Konturen während der Alterungshärtung zu erreichen, ist darüber hinaus entweder gleich oder besser als bei den gegenwärtig verwendeten 2 × 24-Legierungen. Dieses wird anhand der Ergebnisse eines Vergleichstests des Ansprechens auf Alterungshärten veranschaulicht, die in 4 dargestellt sind das eine Kurve des Teilradius in Abhängigkeit vom Werkzeugradius zeigt.

Wenn das Teil, das einer Alterungshärtung unterzogen wurde, exakt mit der Kontur der Form nach dem Zyklus des Alterungshärtens übereinstimmt, d.h. wenn es keine "Rückfederung" gibt, so würde der Teilradius gleich dem Werkzeugradius sein. Diese Bedingung ist in 4 mit der durchgezogenen Linie in der graphischen Darstellung veranschaulicht, die als "ideale Umformung" bezeichnet ist. In der Praxis wird es normalerweise einen begrenzten Betrag der Rückfederung geben. Die gestrichelte Linie mit den ausgefüllten Dreiecken stellt das Ansprechen auf die Alterungshärtung der 2324-T39-Legierung dar und zeigt den Einfluss der Rückfederung. Das Blech 2324-T39 wird kommerziell für untere Tragflächenhäute verwendet und ist als eine gute Vergleichsbasis anerkannt. Die 2324-T39-Legierung wurde unter einer vorgegebenen Reihe von Bedingungen getestet, um die Einflüsse der Wärmeexponierung auf ihre abschließenden Materialeigenschaften so zu minimieren, dass die angestrebte Charakteristik des T39-Härtegrades für diese Legierung bewahrt bleibt, was jedoch von sich aus die Alterungshärtung nachteilig beeinflusst. Die erfindungsgemäße Legierung, die während der Warmaushärtungsbehandlungen zur Erzeugung der Härtungsgrade vom T7-Typ einer Alterungshärtung unterzogen wurde, ist in den offenen Kreisen dargestellt. Sie zeigt eine gleiche oder geringere Rückfederung und damit eine bessere Alterungshärtbarkeit als 2324-T39 für die begrenzten bewerteten Bedingungen und ist in der Lage, die angestrebten Materialeigenschaften zu erreichen.

Die Einhaltung der vorstehend identifizierten Beschränkungen und einschließlich der Zusammensetzung und der korrekten Verarbeitung verbesserte die Produktion von Blechmaterial, das über eine hohe Fließgrenze zusammen mit sehr guten Werten der Raumtemperatur (RT)- und Kalttemperaturen (CT)-Bruchzähigkeit verfügt sowie über eine sehr gute Korrosionsbeständigkeit. Die Festigkeit des nach der vorliegenden Erfindung erzeugten Blechs ist besonders nützlich bei unteren Tragflächenhäuten. Die Bruch- oder Zugfestigkeit in Längsrichtung für Folie und dünnes Blech (mit einer Dicke von nicht mehr als etwa 64 mm (2,5 inch)) liegt im typischen Fall bei etwa 552 bis 579 MPa (80 bis 84 ksi) oder darüber, wobei das Minimum für die Bruch- oder Zugfestigkeit in Längsrichtung bei etwa 570, bevorzugt 538 öder mehr bevorzugt 565 MPa (74, bevorzugt 78 oder mehr bevorzugt 82 ksi) in stärkeren Härtegraden angegeben werden kann. Die typische Biege-Bruchfestigkeit in Längsrichtung liegt bei 545 bis etwa 572 MPa (79 bis 83 ksi) oder darüber, wobei ein Minimum der Biege-Bruchfestigkeit oder -Zugfestigkeit in Längsrichtung bei etwa 503 oder 531 oder darüber oder mehr bevorzugt bei 552 oder 559 MPa liegen kann (73 oder 77 oder darüber oder mehr bevorzugt bei 80 oder 81 ksi). Die Fließgrenze unter Zug in Längsrichtung beträgt im typischen Fall etwa 503 oder 510 bis 538 oder 552 MPa (73 oder 74 bis 78 oder 80 ksi), wobei ein Minimum der Werte der Fließgrenze unter Zug in Längsrichtung etwa 455 oder 462 oder 490 MPa (66 oder 67 oder 71 ksi) oder mehr bevorzugt 517 MPa (75 ksi) betragen kann. Die Biege-Fließgrenze unter Zug in Längsrichtung beträgt im typischen Fall etwa 503 oder 517 MPa (73 oder 75 ksi), wobei die Mindestwerte der Biege-Fließgrenze unter Zug in Längsrichtung bei etwa 448 oder 455 oder 483 MPa liegen können (65 oder 66 oder 70 ksi) mehr bevorzugt 503 oder 510 MPa (73 oder 74 ksi) bei stärkeren Härtungsgraden.

Die unterschiedlichen Härtungsgrade resultieren aus unterschiedlichen Warmaushärtungsbehandlungen und vermitteln unterschiedliche Werte der Festigkeit oder andere Leistungsmerkmale und speziell Eigenschaften im Zusammenhang mit der Korrosion, einschließlich Spannungsrisskorrosion. Material mit T6-Härtegrad das bei oder in der Nähe der sogenannten Höchstfestigkeit einer Legierung gealtert wurde, zeigt eine hohe Festigkeit, kann jedoch auch Korrosionsbeständigkeit zeigen, einschließlich Werte der Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit, die kleiner sind als einige andere Härtegrade. Der T76-Härtegrad wird oftmals durch Warmaushärten über einen T6-Wert hinaus erzeugt (relativ leichtes Überhärten), um einen Festigkeitswert zu liefern, der wenn auch kleiner als T6 ist, in etwa mit diesem vergleichbar ist, wobei das T76-Material eine etwas bessere Korrosionsbeständigkeit hat als Härtegrade vom T6-Typ. Der T77-Härtegrad kann durch 3-stufige oder 3-phasige Behandlungen erzeugt werden, wie sie bereits beschrieben wurden und hat einen Festigkeitswert gleich oder besser als der T76-Härtegrad. Der T74-Härtegrad ist warmausgehärtet besser als T76 oder T77 und hat einen geringeren Festigkeitswert, hat jedoch eine erhöhte Beständigkeit gegenüber Spannungsrisskorrosion. Wenn man somit über ein Minimum der Festigkeitswerte spricht, kommt es darauf an, nicht zu vergessen, dass der Härtegrad die Festigkeit eines speziellen Produkts insofern beeinflusst, dass überalterte Härtegrade im typischen Fall eine geringere Festigkeit haben als bei maximaler Festigkeit gealterte Härtegrade, jedoch über die Neigung verfügen, den Festigkeitsverlust dadurch zu kompensieren, dass sie eine bessere Korrosionsbeständigkeit haben. In der Regel wird ein T76-Material gegenüber einem Material mit T6-Härtegrad eine Abnahme von etwa 5% der Festigkeit zeigen, während ein T74- oder T73-Material eine Abnahme von etwa 7% bzw. 10% gegenüber der T6- oder maximalen Festigkeitsbedingung zeigt. Dieses ist lediglich eine allgemeine Richtlinie und soll nicht notwendigerweise präzise oder definitiv sein. Ein anderer Aspekt, der die Festigkeit beeinflusst, ist die Dicke des Materials insofern, dass ein im Allgemeinen dickeres Material eine Abnahme der Festigkeit und Zähigkeit im Vergleich zu einem dünneren Material erfährt.

Beispielsweise kann ein Vergleich eines Blechs von etwa 30,5 mm (1,2 inch) mit einem Blech von etwa 127 mm (5 inch) eine Verringerung der Fließgrenze von 28 MPa (4 ksi) für das Blech mit 127 mm (5 inch) zeigen und eine gewisse Verringerung der Zähigkeit von beispielsweise etwa 5,5 MPa √m (5 ksi √inch).

Wenn man sich auf ein Minimum bezieht (wie beispielsweise auf das der Festigkeit oder Zähigkeit) kann dieses auf einen Wert erfolgen, bei dem Vorgaben zum Erwerben oder Festlegen von Materialien geschrieben werden können, oder auf einen Wert, dem ein Material garantiert werden kann, oder auf einen Wert, auf den sich ein Flugwerkbauer (vorbehaltlich eines Sicherheitsfaktors) bei der Konstruktion beziehen kann. In einigen Fällen kann er eine statistische Grundlage haben, mit der 99% des Produkts übereinstimmt oder zu erwarten ist, dass mit 95% statistischem Vertrauen unter Anwendung statistischer Standardmethoden Übereinstimmung besteht.

Die Bruchzähigkeit ist für Flugwerkkunstrukte eine wichtige Eigenschaft und insbesondere dann, wenn eine gute Zähigkeit mit einer guten Festigkeit kombiniert werden kann. In einem Wege des Vergleichs kann die Zugfestigkeit oder Fähigkeit eines Konstruktionsteils, unter einer Zugbelastung Last aufzunehmen, ohne zu brechen, festgelegt werden als die Last, dividiert durch die Fläche des kleinsten Querschnittes der Komponente senkrecht zu der Zuglast (Nettospannung im Querschnitt). Bei einer einfachen Konstruktion mit geraden Seiten lässt sich die Querschnittfestigkeit mühelos im Bezug zur Bruch- oder Zugfestigkeit einer glatten Zugprobe bringen. Dieses ist die Art, wie, eine Zugspannungsprüfung erfolgt. Bei einer Konstruktion jedoch, die einen Riss oder einen Rissähnlichen Fehler enthält, hängt die Festigkeit eines Konstruktionsteils von der Risslänge ab, von der Geometrie des Konstruktionsteils und einer Eigenschaft des Materials, die als die Bruchzähigkeit bekannt ist. Die Bruchzähigkeit lässt sich als der Widerstand eines Materials gegenüber einer schädlichen oder sogar katastrophalen Ausbreitung eines Risses unter Last vorstellen.

Bruchzähigkeit lässt sich auf verschiedene Weise messen. Eine Möglichkeit besteht darin, eine Zugprobe, die einen Riss enthält, unter Zug zu belasten. Die zum Bruch der Testprobe erforderliche Last, dividiert durch ihren Nettoquerschnitt (die Querschnittfläche minus die Fläche, die den Riss enthält) ist als die Restspannung in MPa-Einheiten (ksi-Einheiten) (eintausend "pound force per square inch"). Wenn die Festigkeit des Materials sowie die Geometrie der Probe konstant sind ist die Eigenfestigkeit ein Maß für die Bruchzähigkeit des Materials. Da sie in diesem Maße von der Festigkeit und der Probengeometrie abhängig ist, wird die Eigenfestigkeit normalerweise als ein Maß für die Bruchzähigkeit verwendet, wenn andere Methoden aufgrund einiger Randbedingungen wie Größe oder Form des verfügbaren Materials nicht so nützlich sind, wie es gewünscht wird.

Wenn die Geometrie eines Konstruktionsteils so beschaffen ist, dass sie sich bei Aufbringung einer Zugbelastung (ebene Verformung) durch die Dicke hindurch plastisch nicht verformt, so wird die Bruchzähigkeit oftmals als Bruchzähigkeit bei ebener Verformung, KIc, gemessen. Dieses gilt normalerweise für relativ dicke Produkte oder Querschnitte z.B. von 15 oder vorzugsweise 20 oder 25 mm (0,6 oder vorzugsweise 0,8 oder 1 inch) oder darüber. Der Standard ASTM hat eine Standardprüfung unter Verwendung einer Vorbruch-Dauerkompaktzugprobe aufgestellt. Um KIc zu messen, der die Einheiten MPa √m (ksi √in) hat. Dieser Test wird normalerweise angewendet, um Bruchzähigkeit zu messen, wenn das Material dick ist, da angenommen wird, dass es von der Probengeometrie so lange unabhängig ist, wie entsprechende Standards in Bezug auf Breite, Risslänge und Dicke eingehalten werden. Das Symbol K, das für KIc verwendet wird, wird bezeichnet als der "Spannungsintensitätsfaktor".

Konstruktionsteile, die sich durch ebene Verformung verformen, sind, wie vorstehend ausgeführt wurde, relativ dick. Dünnere Konstruktionsteile (mit einer Dicke von weniger als 20 bis 25 mm (0,8 bis 1 inch) verformen sich normalerweise unter ebener Spannung üblicher unter einer gemischten Form dieses Zustands. Die Messung der Bruchzähigkeit unter dieser Bedingung kann Variablen einführen da die Zahl, die sich aus der Prüfung ergibt, im gewissen Maß von der Geometrie der Testprobe abhängt. Eine der Prüfmethoden besteht darin, eine kontinuierlich wachsende Last auf eine Prüfprobe aufzubringen, die einen Riss enthält. Auf diese Weise kann eine graphische Darstellung der Spannungsintensität in Abhängigkeit von der Rissausbreitung erhalten werden, die bekannt ist als eine R-Kurve (Rissbeständigkeitskurve). Die Last, die bei einem bestimmten Betrag der Rissausdehnung auf einer Sekantenverschiebung in der Last/Rissausbreitungskurve von 25% beruht und die wirksame Risslänge bei dieser Last wurden verwendet, um ein Maß für die Bruchzähigkeit zu berechnen, das als KR25 bekannt ist. Bei einer Sekante von 20% ist diese als KR20 bekannt. Er hat ebenfalls die Einheit ksi √in. Der Standard ASTM E561 (auf dem hierin in seiner ganzen Ausführung Bezug genommen wird) betrifft die Ermittlung der R-Kurve und ist als solcher auf dem Gebiet allgemein anerkannt.

Wenn die Geometrie des Legierungsproduktes oder des Konstruktionsteils so beschaffen ist, dass eine plastische Verformung durch dessen Dicke hindurch möglich ist, wenn eine Zuglast aufgebracht wird, wird die Bruchzähigkeit oftmals als eine Bruchzähigkeit im ebenen Spannungszustand gemessen, die aus einem Zugversuch mit Mittelriss ermittelt werden kann. Bei der Bruchzähigkeitsmessung wird die Maximallast verwendet, die an einer relativ dünnen, breit vorgerissenen Probe erzeugt wird. Wenn die Risslänge bei der Maximallast verwendet wird, um den Spannungsintensitätsfaktor bei dieser Last zu berechnen, so wird der Spannungsintensitätsfaktor als Bruchzähigkeit im ebenen Spannungszustand Kc bezeichnet. Wenn der Spannungsintensitätsfaktor unter Verwendung der Risslänge berechnet wird, bevor die Last aufgebracht wird, ist das Ergebnis der Berechnung jedoch als die scheinbare Bruchzähigkeit, Kapp, des Materials bekannt. Da die Risslänge in der Berechnung von Kc in der Regel länger ist, sind die Werte bei einem vorgegebenen Material für Kc in der Regel größer als Kapp. Die Maße für die Bruchzähigkeit werden beide in Einheiten von ksi √in angegeben. Bei schlagzähen Materialien nehmen die numerischen Werte, die mit diesen Versuchen erzeugt werden, in der Regel mit der Breite der Probe oder mit abnehmender Dicke zu, was auf dem Gebiet bekannt ist. Sofern hierin nicht anders angegeben, werden die Werte im ebenen Spannungszustand (Kc), auf die hierin Bezug genommen wird, auf 406 mm (16 inch) breite Testflächen bezogen. Für den Fachmann auf dem Gebiet ist bekannt, dass Testergebnisse von der Breite des Testbleches abhängen können, so dass alle derartigen Versuche unter Bezugnahme auf die Zähigkeit einbezogen sein sollen. Obgleich im Großen und Ganzen auf einen Versuch mit einem 406 mm (16 inch) breiten Blech Bezug genommen wird, sollen, da die Zähigkeit im Wesentlichen äquivalent mit einem Mindestwert für Kc oder Kapp bei der Charakterisierung der erfindungsgemäßen Produkte ist oder weitgehend mit diesen übereinstimmt, die Schwankungen in Kc oder Kapp, die bei der Anwendung unterschiedlich breiter Platten auftreten, wie sie der Fachmann auf dem Gebiet erkennen wird, mit einbezogen sein.

Die Temperatur, bei der die Zähigkeit gemessen wird, kann signifikant sein. Bei Flügen in großer Höhe ist die auftretende Temperatur verhältnismäßig gering, z.B. –53,9°C (–65°F), wobei bei neueren Projekten für Verkehrsjets die Zähigkeit bei –53,9°C (–65°F) ein signifikanter Faktor ist und angestrebt wird, dass das Material für die untere Tragfläche einen Zähigkeitswert KIc von etwa 50 MPa √m (45 ksi √in) bei –65°F beträgt oder ausgedrückt als ein Wert für KR20 von 105 MPa √m (95 ksi √in) und vorzugsweise 110 MPa √m (100 ksi √in) oder darüber.

Die Zähigkeit der verbesserten erfindungsgemäßen Produkte ist sehr hoch und kann in einigen Fällen dem Flugzeugkonstrukteur erlauben, bei seiner Konzentration auf Haltbarkeit und Schadentoleranz des Materials auf die Messung der Dauerfestigkeit und Kerbschlagzähigkeit Nachdruck zu legen. Die Beständigkeit gegenüber Rissbildung durch Ermüdung ist eine sehr wünschenswerte Eigenschaft. Die Ermüdungsrissbildung, auf die hier Bezug genommen wird, tritt als Folge wiederholter Belastungs- und Entlastungszyklen auf oder von Zyklen zwischen einer hohen und geringen Last, wie beispielsweise dann, wenn sich eine Tragfläche auf und ab bewegt. Diese Wechselbelastung kann während des Flugs als Folge von Windstößen oder plötzlichen Luftdruckänderungen auftreten oder auf den Boden, während sich das Flugzeug im Rollen und Rangieren befindet. Ermüdungsbrüche machen einen großen Prozentsatz der Versagensfälle in Flugzeugteilen aus. Diese Versagensfälle sind deshalb heimtückisch, weil sie unter normalen Betriebsbedingungen ohne übermäßige Überlastungen auftreten können und ohne Vorankündigung. Die Rissentwicklung wird beschleunigt, da Inhomogenitäten des Materials als Stellen zur Erzeugung oder Erleichterung von Verbindungen kleinerer Risse wirken. Änderungen des Prozesses oder der Zusammensetzung, die die Metallqualität verbessern, indem die Stärke oder Zahl schädlicher Inhomogenitäten verringert wird, verbessern daher die Ermüdungsbeständigkeit.

Spannungsermüdungsversuche (S-N oder S/N) charakterisieren die Beständigkeit eines Materials gegenüber Ermüdungsrisserzeugung und Ausdehnung eines kleinen Risses, was einen großen Teil der Brutto-Gtenzlastspielzahl ausmacht. Damit können Verbesserungen in den S-N-Ermüdungseigenschaften den Einsatz einer Komponente bei höheren Spannungen während ihrer Lebensdauer oder ihren Einsatz bei einer gleichen Spannung mit erhöhter Lebensdauer ermöglichen. Im ersteren Fall kann dieses durch Vereinfachung von Komponente oder Konstruktion zu bedeutenden Gewichtseinsparungen durch schlankere Ausführung oder Einsparung an Fertigungskosten umgesetzt werden, während dieses im letzteren Fall zu weniger Inspektionen und niedrigeren Haltungskosten umgesetzt werden kann. Die Belastungen im Verlaufe der Ermüdung sind unterhalb der statischen Bruchfestigkeit oder Zugfestigkeit des Materials, die in einem Zugversuch gemessen werden, und sie liegen im typischen Fall unterhalb der Fließgrenze des Materials. Der Anfangsermüdungsversuch ist ein wichtiger Indikator für ein verdecktes oder verborgenes Konstruktionsteil, wie ein Tragflächenholm, der für eine visuelle oder andere Untersuchung nicht ohne weiteres zugänglich ist, um auf Risse oder einen Rissbeginn zu kontrollieren. Bei diesem Typ des S-N-Ermüdungsversuches bei einem Netto-Spannungskonzentrationsfaktor KF von 2,5 unter Verwendung von Hohlproben mit 2-fach offenem Loch (etwa 229 mm (9 inch) Länge und 25,4 mm (1 inch) Breite und 3,2 mm (1/8 inch) Dicke mit zwei Öffnungen mit einem Durchmesser von 4,75 mm (0,187 inch) entlang der axial verlaufenden Länge) und mit einem Minimum/Maximum-Spannungsverhältnis R von 0,1 demonstriert die Erfindung eine ausgeprägte Verbesserung gegenüber 2024-T351, 2324-T39 und 7050-T7451, was in 5 gezeigt ist, bei dem es sich um einen S-N-Ermüdungsvergleich handelt. 5 zeigt, dass bei einem vorgegebenen Spannungswert die Erfindung sehr viel mehr Lastspiele zulässt und dass bei einer gewünschten Zahl von Lastspielen die Erfindung eine höhere Beanspruchung zulässt als andere gezeigte Produkte.

Sofern ein Riss oder Riss-ähnlicher Fehler in einer Konstruktion vorhanden ist, kann eine wiederholte zyklische oder Ermüdungsdauerbelastung ein Wachsen des Risses bewirken. Dieses wird als Ermüdungsbruchausbreitung bezeichnet. Die Ausbreitung eines Risses durch Ermüdung kann zu einem ausreichend großen Riss führen, um sich sprunghaft auszubreiten, wenn die Kombination von Rissgröße und Belastungen ausreichend ist, um die Bruchzähigkeit des Materials zu überschreiten. Das Verhalten hinsichtlich der Beständigkeit eines Materials gegenüber Rissausbreitung durch Ermüdung bietet damit wesentliche Vorteile für die Langlebigkeit der Flugzeugkonstruktion. Je langsamer sich ein Riss ausbreitet, um so besser. Die rasche Rissausbreitung in einem Flugzeug-Konstruktionsteil kann zu einem sprunghaften Versagen ohne angemessene Zeit für den Nachweis führen, während eine langsame Rissausbreitung die Zeit für den Nachweis und die behebende Maßnahme oder Reparatur bietet. Damit ist eine geringe Ermüdungsriss-Wachstumsgeschwindigkeit eine wünschenswerte Eigenschaft.

Die Geschwindigkeit, mit der sich ein Riss in einem Material während der Wechselbelastung ausbreitet, wird durch die Länge des Risses beeinflusst. Ein anderer wichtiger Faktor ist die Differenz zwischen den Maximal- und Mindestbelastungen, zwischen denen die Konstruktion einer Wechselbelastung unterworfen ist. Eine der Messgrößen, in die die Einflüsse von Risslänge und Differenz zwischen Maximal- und Mindestbelastungen einbezogen sind, wird als zyklischer Spannungsintensitätsfaktor-Bereich oder &Dgr;K mit den Einheiten MPa √m (ksi √in) bezeichnet ähnlich dem Spannungsintenstitätsfaktor, der zur Messung der Bruchzähigkeit verwendet wird. Der Spannungsintensitätsfakor-Bereich &Dgr;K ist die Differenz zwischen den Spannungsintensitätsfaktoren bei Maximal- und Mindestbelastungen. Ein anderes Maß, das die Ausbreitung des Ermüdungsrisses beeinflusst, ist das Verhältnis zwischen den Mindest- und Maximalbelastungen während der Wechselbelastung und wird als das Spannungsverhältnis bezeichnet und mit R angegeben, wobei ein Verhältnis von 0,1 bedeutet, dass die Maximalbelastung 10 Mal so groß ist wie die Mindestlast. Das Spannungs- oder Belastungsverhältnis kann positiv oder negativ oder Null sein. Die Prüfung der Ermüdungsrisswachstumsgeschwindigkeit erfolgt im typischen Fall nach dem Standard ASTM E647-88 (und andere), die auf dem Gebiet bekannt sind.

Die Ermüdungsrissausbreitungsgeschwindigkeit kann für ein Material unter Anwendung eines Probekörpers gemessen werden, der einen Riss enthält. Eine solche Prüfprobe oder Probekörper hat eine Länge von etwa 305 mm (12 inch) und eine Breite von 102 mm (4 inch) mit einer Kerbe in seiner Mitte, die in Querrichtung verläuft (quer zur Breite; senkrecht zur Länge). Die Kerbe hat eine Breite von etwa 0,813 mm (0,032 inch) und eine Länge von etwa 5 mm (0,2 inch) und eine Abfasung von 60° an jedem Ende des Schlitzes. Der Prüfprobekörper wird einer Wechselbelastung unterworfen, und der Riss breitet sich am Ende/an den Enden der Kerbe aus. Sobald der Riss eine vorbestimmte Länge erreicht, wird die Risslänge in regelmäßigen Abständen gemessen. Die Risswachstumsgeschwindigkeit kann für einen vorgegebenen Zuwachs der Rissausbreitung berechnet werden, indem die Änderung der Risslänge (bezeichnet als &Dgr;a) dividiert wird durch die Zahl der Lastspiele (&Dgr;N), womit der Betrag der Rissausbreitung erhalten wird. Die Rissausbreitungsgeschwindigkeit wird dargestellt durch &Dgr;a/&Dgr;N oder "da/dN" und hat die Einheiten (0,03937X mm) inch/Lastspiel. Die Ermüdungsrissausbreitungsgeschwindigkeiten eines Materials lassen sich aus einer Zugplatte mit Rissbildung im Zentrum ermitteln. In einem Vergleich unter Verwendung von R = 0,1, getestet bei einer relativen Luftfeuchte von mehr als 90% mit &Dgr;K im Bereich von etwa 4 bis 20 oder 30, zeigt das erfindungsgemäße Material eine relativ gute Beständigkeit gegenüber Ermüdungsrissausbreitung ähnlich wie 2024-T351, 2324-T39 und 7050-T7451, was in 6 dargestellt ist. Allerdings macht das überlegene Verhalten hinsichtlich der S-N-Ermüdung, wie in 5 gezeigt wird, das Erfindungsmaterial für ein verdecktes oder verborgenes Teil, wie beispielsweise einen Tragflächenholm, besser geeignet.

Die erfindungsgemäßen Produkte zeigen eine sehr gute Korrosionsbeständigkeit zusätzlich zu der sehr guten Festigkeit und Zähigkeit und dem Verhalten der Schadentoleranz.

Die Schichtkorrosionsbeständigkeit für Produkte nach der vorliegenden Erfindung kann EC entsprechen oder besser sein ("oder besser" bedeutet EB oder EA oder N, d.h. ein besseres Verhalten im Test) in dem EXCO-Versuch und im typischen Fall EB oder besser, wobei die Prüfproben entweder in der Mitte der Dicke (T/2) oder bei ein Zehntel der Dicke von der Oberfläche (T/10) (T bedeutet die Dicke) oder Beiden genommen wurde. Die EXCO-Prüfung ist auf dem Gebiet bekannt und wird in dem Standard ASTM G34 beschrieben. Eine EXCO-Bewertung von "EC" wird als eine gute Korrosionsbeständigkeit insofern angesehen, dass sie bei einigen Verkehrsflugzeugen als akzeptabel angesehen bezeichnet wird; "EB" ist noch besser.

Die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit quer zur kurzen Querrichtung wird oftmals als eine bedeutende Eigenschaft insbesondere in relativ dicken Teilen angesehen. Die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit bei Produkten gemäß der vorliegenden Erfindung in der kurzen Querrichtung kann gleichwertig derjenigen sein, die benötigt wird, um einen C-Ring- oder 3,2 mm (1/8 inch)-Rundstab Wechseltauchversuch für 20 Tage bei 172 oder 207 MPa (25 oder 30 ksi) oder mehr zu bestehen, indem die Testprozeduren nach dem Standard ASTM G47 angewendet werden (einschließlich ASTM G44 und G38 bei C-Ringproben und G49 bei 3,2 mm (1/8 inch) Stäben), wobei die Standards ASTM G47, G44, G49 und G38 alle auf dem Gebiet bekannt sind.

Als eine allgemeine Kennziffer für die Beständigkeit gegenüber Schichtkorrosion und Spannungskorrosion kann das Blech im typischen Fall eine elektrische Leitfähigkeit von 35 oder 40 oder vorzugsweise 40% oder darüber des Standards "International Annealed Copper Standard (IACS)".

Damit wird die gute Schichtkorrosionsbeständigkeit nach der Erfindung bestätigt durch eine EXCO-Bewertung von "EC" oder besser, wobei in einigen Fällen andere Maße der Korrosionsbeständigkeit vorgegeben oder von den Flugwerkbauern verlangt werden können, wie beispielsweise die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit oder elektrische Leitfähigkeit. Die Erfüllung jeder einzelnen oder mehrerer dieser Festlegungen wird als eine gute Korrosionsbeständigkeit angesehen.

Die nachfolgende Tabelle 1 stellt das Minimum der Eigenschaftswerte für unterschiedliche Produktformen der Erfindung zusammen. UTS bezeichnet Bruch- oder Zugfestigkeit; YS bezeichnet Fließgrenze und K bezeichnet Zähigkeit. S/N bezeichnet das Ermüdungsverhalten. SCC bezeichnet die Spannungsrisskorrosionsbeständigkeit. Im Allgemeinen und jedoch nicht notwendigerweise einschränkend und speziell bei dickem Blech können die unteren Werte für die Festigkeit eher den unteren Festigkeits-Härtegraden entsprechen, wie beispielsweise T74 (speziell bei Blech), während die höhere Mindestfestigkeit mehr den stärkeren Härtegraden entsprechen kann, wie beispielsweise Härtegrade vom T77- oder T6-Typ, obgleich auch im Allgemeinen höhere Werte mehr bevorzugt sind als niedrigere Werte bei irgendeinem Härtegrad. Im Fall der Zähigkeit und der Ermüdung bezeichnen höhere Zahlen im Allgemeinen einfach bevorzugte Werte, obgleich in jedem speziellen Produkt ein höherer Festigkeitswert von einem geringeren Zähigkeitswert begleitet sein kann, als bei einem Produkt mit geringer Festigkeit. In Tabelle 1 entspricht die Richtung der Konvention (z.B. L = longitudinal; LT = lang-quer usw.). Bruchzähigkeit wird sowohl bei 24°C (75°F) als auch bei –53,9°C (–65°F) geprüft. Was die Raumtemperatur (RT) betrifft, so umfasst sie Temperaturen wie sie im Zusammenhang mit der üblichen Raumtemperatur auftreten (z.B. Temperaturen etwa von 21° bis 27°C (70° bis 80°F) und im typischen Fall etwa 24°C (75°F).

Die Erfindung ist für Blech beschrieben worden, was bevorzugt ist, wobei jedoch davon ausgegangen wird, dass andere Produktformen aus der Erfindung Nutzen ziehen können. Tabelle 1 bezieht sich auf das Minimum der Eigenschaftswerte für Strangpressstücke und Gesenkschmiedestücke.

Bis zu dieser Stelle hat der Nachdruck auf Walzblechprodukte für die Tragflächenhaut eines großen Flugzeugs gelegen, wobei eine Tragflächenhaut im typischen Fall eine Dicke von 6,35 bis 38,1 mm (1/4 bis 11/2 inch) von dem einen Ende bis zum anderen hat, deren Erzeugung mit einem Aluminiumlegierungsblech mit einer Länge von 30 bis 45 m (100 bis 150 Fuß), einer Breite von 203 bis 305 cm (80 bis 120 inch) und eine Dicke von etwa 19 bis 45 mm (3/4 bis 13/4 inch) beginnen würde. Wie zu sehen ist (wiederum bezugnehmend auf 1), kann die untere Tragflächenhaut durch Stringer vom steiferen Typ versteift werden, die eine J-Form haben können, wie beispielsweise die Stringer 25, oder eine Z- oder S-Form, ähnlich wie die Stringer 30, oder sie können einen Hutförmigen Kanal bilden, wie beispielsweise 26 in 1 für die obere Tragflächenhaut zeigt, oder können jede beliebige andere Form haben, die an die Flügelhaut 18 angebracht werden kann und ihre Steifigkeit verstärkt, ohne ein wesentliches Gewicht hinzuzufügen. Während in einigen Fällen hinsichtlich der Wirtschaftlichkeit der Fertigung vorzugsweise die Stringer separat befestigt werden, wie sie beispielsweise in 1 gezeigt sind, können diese aus einem sehr viel dickeren Blech spanabhebend ausgearbeitet werden, indem die Entfernung des Metalls zwischen der steiferen Geometrie erfolgt und lediglich die steifenden Profile einstöckig mit der Hauptdicke der Flügelhaut 18 zurückgelassen werden, so dass all die Nieten eliminiert sind. Damit ist die Erfindung auch für dickes Blech zur Bearbeitung von Tragflächenholm-Teilen beschrieben worden, wie sie vorstehend erläutert wurden, wobei die Holmteile im Allgemeinen mit der Länge des Materials der Tragflächenhaut übereinstimmen.

Beispiel 1

Es wurden Blöcke von etwa 40 bis 127 cm (16 inch × 50 inch) im Querschnitt mit den folgenden Zusammensetzungen gegossen:

Tabelle 2: Zusammensetzungen

Die Blöcke wurden für das Warmwalzen geschält und anschließend zum Homogenisieren des Metalls und zum Vorbereiten zum Warmwalzen vorerhitzt. In die Homogenisierung einbezogen war ein Erhitzen bis etwea 471°C (880°F) für wenig mehr als 4 h, gefolgt von einem langsamen Erhitzen bis zu einer Temperatur von etwa 482°C (900°F), bei 482°C (900°F) für wenig mehr als 24 h gehalten. Das Blech wurde bei relativ hohen Temperaturen warmgewalzt, um ein Blech von einer Dicke von etwa 30,5 mm (1,2 inch) zu erzeugen. Die hohen Walztemperaturen begünstigen einen nicht rekristallisierten Zustand in dem Blech nach der nachfolgenden Wärmebehandlung. Während der plastischen Verformung, wie beispielsweise dem Walzen, wird etwas von der Energie in dem verformten Metall gespeichert. Während des Prozesses des Warmwalzens oder während der nachfolgenden Glühbehandlung (oder während der Lösungsglühbehandlung) kann auf Kosten der verformten Matrix eine Kristallisationskeimbildung und ein Wachstum neuer Körner stattfinden. Diese Kristallisationskeime sind spannungsfrei und vollständig oder teilweise von Großwinkel-Korngrenzen umgeben. Sie können durch die Wanderung ihrer Korngrenzen in die verformte Matrix hinein wachsen. Sofern sie die verformte Matrix vollständig aufgebraucht haben, sagt man, dass das Metall zu 100% rekristallisiert ist und die Korngrenzen in dem Produkt in der Regel eine Großwinkelcharakteristik besitzen. Wenn das Wachstum der neuen Kerne andererseits vollständig während der Glühbehandlung gehemmt wird, sagt man, dass das Material zu 100%, nichtrekristallisiert ist.

Der hierin verwendete Begriff "nichtrekristallisiert" bedeutet, dass das Blech vorzugsweise zu 85 bis 100% nichtrekristallisiert ist oder mindestens 60% der Gesamtdicke des Blechproduktes nichtrekristallisiert sind.

Die wünschenswerte "nichtrekristallisierte" Kornstruktur wird dadurch gefördert, dass man die gespeicherte Energie der Verformung durch Verwendung hoher Warmwalztemperaturen auf ein Minimum hält und vorzugsweise Temperaturen oberhalb von 413°C (775°F) oder 427°C (800°F). Darüber hinaus ist die Homogenisierungsbehandlung, wie sie zuvor beschrieben wurde, auch darauf gerichtet, die Ausfällung einer feinen Verteilung von Dispersoiden von ZrAl3 zu bewirken. Diese Dispersoide halten die Wanderung der Korngrenzen während der Glühbehandlung oder Lösungsglühbehandlung auf und unterstützen die Ausbreitung einer nichtrekristallisierten Kornstruktur. Das Blech wird sodann einer Lösungsglühbehandlung bei etwa 482°C (900°F) für etwa eine Stunde unterworfen, wonach das heiße Blech in kaltes Wasser zum Abschrecken getaucht wird. Das Blech wurde näherungsweise um 2% verstreckt, um in die innere Spannung und Abschreckverzerrung zu entspannen, und anschließend einer Warmaushärtung unterzogen. Die zum Einsatz gelangenden Warmaushärtungsbehandlungen und die gemessenen Eigenschaften sind in der nachfolgenden Tabelle 3 angegeben, woraus die Überlegenheit der Erfindung hinsichtlich der Zähigkeit und der Kombination der Eigenschaft von Festigkeit und Zähigkeit zusammen mit dem Kerb-Ermüdungsverhalten (2-fach offenes Loch) leicht zu entnehmen sind.

Tabelle 3: Eigenschaften

Die beanspruchte Aluminiumlegierung wird bei Verwendung als eine untere Tragflächenhaut gegenüber mehreren Kombinationen von Legierungshärtegraden einschließlich mehreren gegenwärtig als verwendbar angesehenen Konstruktionsteilen für kommerzielle Jets als überlegen angesehen. 7 ist eine graphische Darstellung, die das Verhalten des erfindungsgemäßen Bleches (mit einer Dicke von 1 inch) hinsichtlich des Minimums der Fließgrenze unter Zug in Abhängigkeit von einer typischen Bruchzähigkeit (L-T-Richtung) KIc im Vergleich zu mehreren anderen kommerziellen Aluminiumblechprodukten einer Dicke von 1 inch. Die folgende Tabelle 4 setzt die Punktangaben in 7 mit den kommerziellen Produkten, die sie bezeichnen, in Korrelation.

Tabelle 4 Blechprodukt Symbole in Fig. 1 2024-T351 weißer Kreis 2324-T39 schwarzer Kreis 7150-T6151 weißes Quadrat 7150-T7751 weiße Raute 7050-T7451 "X" 705Q-T7651 Plus-Zeichen 7475-T651 weißes Dreieck 7475-T7651 weißes Quadrat mit Punkt 7475-T7351 schwarzes Quadrat 7055-T7751 schwarze Raute 7010-T7365 schwarzes Dreieck

Der große Block für die Erfindung in 7 soll mehrere Zustände des Härtegrades umfassen, die sich aus unterschiedlichen Warmaushärtungsbehandlungen ergeben, um verschiedene Kombinationen von Festigkeit und Zähigkeit zu erzeugen. Wie aus 7 entnommen werden kann, ist die Erfindung hinsichtlich der Kombinationen von Festigkeit und Zähigkeit überlegen.

Bei der Herstellung der Tragfläche für Großraum- oder andere kommerzielle Jets wurden die Blechteile, die für die oberen und unteren Tragflächenhäute verwendet wurden, warmgewalzt, lösungsglühbehandelt und abgeschreckt. Das Blech wurde sodann in die gewünschte Form geschnitten oder spanabhebend bearbeitet. Normalerweise ist die Tragflächenhaut konisch und dicker an dem Ende in der Nähe des Rumpfes als an dem vom Rumpf ablegenden Ende, wobei dieses konische Zulaufen im typischen Fall durch spanabhebende Bearbeitung erzielt wird. Häufig gibt es auch eine leichte Wölbung der Tragfläche, wie in 2 gezeigt wird, die durch spanabhebende Bearbeitung oder durch Alterungshärten erzielt werden kann. Das Alterungshärten kann nach der Querschnittverjüngenden Bearbeitung erfolgen, obgleich es möglich ist, die Querschnittverjüngende Verarbeitung nach dem Verfahrensschritt der Alterungshärtung auszuführen, mit der das Blech in Übereinstimmung mit dem gewünschten Profil geformt wird. Das Blech wird sodann einer Warmaushärtung bis zu einem gewünschten Härtungsgrad unterzogen. Wie bereits ausgeführt, ist eine gewisse Kombination von Formgebung und Alterungsbehandlung in dieser Reihenfolge der Verfahrensschritte möglich. Die stranggepressten oder gewalzten Stringer werden sodann an den Oberflächen der Tragflächenhaut befestigt und speziell an den Innenseiten, die außerhalb des Flugzeugs nicht zu sehen sind. Die Stringer können stranggepresst oder gewalzt oder auf andere Weise in die länglichen Formen verarbeitet werden, wie verallgemeinert in 1 dargestellt ist. Sofern das Blech für die Tragflächenhaut gewölbt wird, sollten die Stringer vor der Verbindung mit dem Blech ebenfalls gewölbt sein. Die Stringer werden an dem Blech normalerweise mit mechanischen Befestigungsmitteln und im typischen Fall mit Nieten befestigt. Gemäß der Erfindung wird für die untere Tragflächenhaut das Blech vorzugsweise aus einer Legierung gemäß der Erfindung erzeugt, wobei die Stringer der unteren Tragflächenhaut ebenfalls aus einer endungsgemäßen Legierung gefertigt werden. Die Häute für die oberen und unteren Tragflächen-Kastenteile werden sodann mit den Endstücken 20 und 40 in 1 zusammengebaut, um ein kastenähnliches Teil entsprechend der Darstellung in 1 zu erzeugen. Nach einer bevorzugten Praxis der Erfindung werden ein oder beide Endteile oder Holme erzeugt oder geformt mit Hilfe typischer, das spanabhebende Verarbeiten umfassende Verfahrensschritte aus einem dicken Blech, das gemäß der vorliegenden Erfindung hergestellt wird, und mit den oberen und unteren Teilen der Tragflächenhaut befestigt, wie in 3 auf der rechten Seite gezeigt wird, um den "Kasten" der Tragflächenkonstruktion zu erzeugen. In einer bevorzugten Ausführungsform ist das Herstellen eines Teils der oberen Tragflächenhaut aus einer Legierung einbezogen, die etwa 7,6 bis 8,4% Zink, etwa 1,8 bis 2,2% Magnesium, etwa 2,1 bis 2,6% Kupfer und ein oder mehrere von Zr, V oder Hf enthält, die mit bis zu 0,5% vorliegen und bevorzugt Zr, sowie das Erzeugen von einem oder mehreren Holmteilen gemäß der Erfindung. In dieser Ausführungsform entspricht auch die untere Tragflächenhaut vorzugsweise der Erfindung, könnte aber auch nach Erfordernis ein Legierungsprodukt der Qualität vom 2XXX-Typ sein. Der Brennstofftank und andere Vorrichtungen können im Inneren des Tragflächenteils untergebracht werden, sofern dieses ein kastenähnliches entsprechend der Darstellung in 1 ist.

In einigen Fällen kann es von Vorteil sein, mit Blech oder Folie gemäß der Erfindung zu plattieren, um einige Aspekte der Korrosionsbeständigkeit nach den auf dem Fachgebiet anerkannten Prinzipien zu verbessern.

Während die Betonung auf Großraumflugzeuge und untere Tragflächenhäute als solche gelegt wurde, wird davon ausgegangen, dass die Erfindung auch für andere kommerzielle Flugzeuge genauso gilt.

Sofern nicht anders angegeben, sollen die folgenden Festlegungen, die in der Gesamtheit der vorliegenden Beschreibung der Erfindung verwendet wurden, gelten:

  • a. Der Begriff "ksi" bedeutet "Kilopound per Square inch".
  • b. Der Begriff "Mindestfestigkeit" oder ein Minimum für eine andere Eigenschaft oder ein Maximum für eine Eigenschaft soll den Wert bedeuten, bei dem 99% des Produktes unter Anwendung statistischer Standardmethoden erwartungsgemäß in Übereinstimmung mit 95% statistischem Vertrauen stehen.
  • c. Der Begriff "vom Block" bedeutet verfestigt aus einem flüssigen Metall mit Hilfe bekannter oder entwickelter Gießprozesse verfestigt und schließt Stranggießen mit direktem Abschrecken ein (DC), elektromagnetisches Stranggießen (EMC) und Variationen davon sowie echtes Brammenstranggießen und andere Gießmethoden, ohne auf diese beschränkt zu sein.
  • d. Der Begriff "7XXX" oder "7000er-Reihe" soll im Zusammenhang mit Legierungen Aluminiumbaulegierungen bedeuten, die Zink als ihr Legierungselement enthalten, das mit dem größten Gewichtsprozentanteil vorliegt, das von der "Aluminum Association" festgelegt ist.
  • e. Der Begriff "2XXX" oder "2000er-Reihe" soll im Zusammenhang mit Legierungen Aluminiumbaulegierungen bedeuten, die Kupfer als ihr Legierungselement enthalten, das mit dem größten Gewichtsprozentanteil vorliegt, das von der "Aluminum Association" festgelegt ist.

Bei den Angaben eines Zahlenbereichs oder eines Minimums oder eines Maximums für ein Element einer Zusammensetzung oder einer Temperatur, einer Zeitdauer oder einer anderen Prozesseigenschaft oder einer Eigenschaft oder eines Umfanges einer Verbesserung oder irgendeiner anderen Angabe hierin sowie abgesehen von und zusätzlich zu den üblichen Regeln des Abrundens von Zahlen sollen diese speziell zur Angabe und Offenbarung jeder Zahl sein, einschließlich einer gebrochenen und/oder Dezimalzahl, (i) innerhalb und zwischen dem angegebenen Minimum und Maximum eines Bereichs oder (ii) bei und oberhalb eines angegebenen Minimums oder (iii) bei und unterhalb eines angegebenen Maximums. Beispielsweise offenbart ein Bereich von 6 bis 6,7% Zink ausdrücklich und speziell Zinkgehalte von 6,1, 6,2, 6,3% ... und so weiter bis zu etwa 6,7% Zink. In ähnlicher Weise wird hierin mit der Offenbarung einer Warmaushärtung bis zu einer oder mehreren Temperaturen zwischen etwa 148,9° und 204,4°C (3(X)° und 4(X)°F) speziell offenbart: 149,4°, 150°... 157,2°, 157,8°C (301 °, 302°... 315°, 316°F)... und so weiter bis zu dem angegebenen Maximum offenbart. Die Angabe "bis zu 0,06% oder 0,06% Maximum" offenbart 0,01, 0,02 ... bis zu 0,06%.


Anspruch[de]
  1. Flugzeugflügel, aufweisend ein Konstruktionsteil für die untere Tragflächenhaut, die eine Legierung aufweist, bestehend aus 5,9 bis 6,7% Zink, 1,6 bis 1,9% Magnesium, 1,8 bis 2,4% Kupfer, 0,08 bis 0,15% Zirconium, nicht mehr als 0,06% Silicium, nicht mehr als 0,06% Eisen, nicht mehr als 0,11% Eisen plus Silicium, Rest Aluminium und unvermeidbare Verunreinigungen.
  2. Flugzeugflügel nach Anspruch 1, bei welchem das Konstruktionsteil für die untere Tragflächenhaut eine gewalzte Blechlegierung aufweist.
  3. Flugzeugflügel nach Anspruch 1, wobei der Flugzeugflügel ebenfalls ein Konstruktionsteil für die obere Tragflächenhaut aufweist, aufweisend eine warmgewalzte, durch Lösungsglühen behandelte und bei erhöhter Temperatur ausgehärtete Legierung, bestehend aus 7,6 bis 8,4% Zink, 1,8 bis 2,2% Magnesium, 2,1 bis 2,6% Kupfer und mindestens ein Element, das in einer Menge von nicht mehr als 0,5% vorliegt, wobei das Element ausgewählt ist aus Zirconium, Vanadium und Hafnium, Rest Aluminium und unvermeidbare Verunreinigungen.
  4. Flugzeugflügel nach Anspruch 3, wobei die Konstruktionsteile der oberen und unteren Tragflächenhaut über ein oder mehrere Holmteile verbunden sind, die aus einem gewalzten Blech einer Legierung nach Anspruch 1 gefertigt sind.
  5. Verfahren zum Herstellen von Konstruktionsteilen für die untere Flugzeug-Tragflächenhaut für einen kommerziellen Jet, umfassend das Formen des Teils aus einer Legierung, bestehend aus 5,9 bis 6,7% Zink, 1,6 bis 1,9% Magnesium, 1,8 bis 2,4% Kupfer, 0,08 bis 0,15% Zirconium, nicht mehr als 0,06% Silicium, nicht mehr als 0,06% Eisen, nicht mehr als 0,11% Eisen plus Silicium, Rest Aluminium und unvermeidbare Verunreinigungen.
  6. Verfahren nach Anspruch 5, welches Verfahren das Herstellen eines Konstruktionsteils für eine untere Tragflächenhaut umfasst, indem ein Walzenballen einer Legierung nach Anspruch 5 bereitgestellt wird;

    Homogenisieren der Legierung durch Erhitzen von 399° bis 477°C (750 bis 890°F) und weiteres Erhitzen von 410° bis 488°C (770° bis 910°F);

    Warmwalzen der Legierung bei einer Temperatur oberhalb von 399°C (750°F);

    Behandeln durch Lösungsglühen der Legierung bei einer Temperatur von mindestens 471°C (880°F);

    Abschrecken der Legierung;

    Streckziehen der Legierung um mindestens etwa 1%;

    Aushärtung bei erhöhter Temperatur der Legierung durch Erhitzen von 79° bis 143°C (175° bis 290°F) und Erhitzen von 149° bis 177°C (300° bis 350°F).
  7. Verfahren nach Anspruch 5, bei welchem ein Blechteil aus einer Aluminiumlegierung zu einem Konstruktionsteil einer unteren Tragflächenhaut gefertigt wird, welches Verfahren einschließt: Umformen des Blechteils für das Tragflügel-Konstruktionsteil und daran Befestigen von langgestreckten versteifenden Elementen und bei welchem das Blechteil und die versteifenden Elemente Aluminiumlegierungen aufweisen, wobei jede dieser Legierungen nach Anspruch 5 festgelegt ist.
  8. Verfahren nach Anspruch 5 zum Herstellen von Tragflächen-Konstruktionsteilen für ein kommerzielles Flugzeug, wobei das Teil der oberen Tragflächenhaut und eine davon beabstandete Tragflächenhaut so angeordnet sind, dass sie dem Tragflächenteil eine innere Festigkeit vermitteln, und wobei mindestens dass Teil der unteren Tragflächenhaut über daran angebrachte langgestreckte versteifende Elemente vertilgt, wobei das Metall für das Teil der unteren Tragflächenhaut bereitgestellt wird als ein Aluminiumknetlegierung-Walzblechprodukt, aufweisend eine Aluminiumlegierung nach Anspruch 5, und wobei das Metall für die langgestreckten versteifenden Elemente bereitgestellt wird als ein Walzprodukt aus Knetaluminium, aufweisend eine Legierung nach Anspruch 5.
  9. Verfahren nach Anspruch 5 zum Herstellen eines Walzbleches für ein Konstruktionsteil eines Tragflächenholmes für einen kommerziellen Jet, umfassend das Bereitstellen des Walzenballens einer Legierung nach Anspruch 5;

    Homogenisieren der Legierung durch Erhitzen von 399° bis 477°C (750 bis 890°F) und weiteres Erhitzen von 410° bis 488°C (770° bis 910°F);

    Warmwalzen der Legierung bei einer Temperatur oberhalb von 399°C (750°F);

    Behandeln durch Lösungsglühen der Legierung bei einer Temperatur von mindestens 471°C (880°F);

    Abschrecken der Legierung;

    Aushärten bei erhöhter Temperatur der Legierung durch Erhitzen von 79° bis 143°C (175° bis 290°F) und Erhitzen von 149° bis 177°C (300° bis 350°F).
  10. Verfahren nach Anspruch 5, bei welchem ein dickes Blechteil aus Aluminiumlegierung zu einem Konstruktionsteil für einen Tragflächenholm gefertigt wird, welches Verfahren das Umformen des Blechteils zu einer Form für das Konstruktionsteil des Tragflächenholms einschließt, wobei das Blechteil eine Aluminiumlegierung nach Anspruch 5 aufweist.
  11. Verfahren nach Anspruch 6, bei welchem ein warmgewalztes Blech erzeugt wird, wobei das Blech vor oder nach einer etwaigen Umformung nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 469 MPa (68 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 462 MPa (67 ksi) und eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 37,4 Mpa √m (34 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 31,9 MPa √m (29 ksi√in) verfügt.
  12. Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem das Blech vor oder nach einem etwaigen Umformen nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 490 MPa (71 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 483 MPa (70 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 46,2 MPa √m (42 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 40,7 MPa √m (37 ksi√in) verfügt.
  13. Verfahren nach Anspruch 8, bei welchem das Walzblechprodukt vor oder nach einem etwaigen Umformen nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 462 MPa (67 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 455 MPa (66 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 42,9 MPa √m (39 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 37,4 MPa √m (34 ksi√in) verfügt.
  14. Verfahren nach Anspruch 9, bei welchem das Blech mindestens eine Dicke von 76 mm (3 inch) hat und vor oder nach einem etwaigen Umformen nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 441 MPa (64 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 434 MPa (63 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 28,6 MPa √m (26 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 23,1 MPa √m (21 ksi√in) verfügt.
  15. Verfahren nach Anspruch 9, bei welchem das Blech mindestens eine Dicke von 76 mm (3 inch) hat und vor oder nach einem etwaigen Umformen nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 414 MPa (60 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 407 MPa (59 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 25,3 MPa √m (23 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 19,8 MPa √m (18 ksi√in) verfügt.
  16. Verfahren nach Anspruch 9, welches Verfahren eine Aushärtung bei erhöhter Temperatur von 79° bis 143°C (175° bis 290°F) nach dem Erhitzen von 149° bis 177°C (300° bis 400°F) einschließt.
  17. Verfahren nach Anspruch 10, bei welchem das Blech mindestens eine Dicke von 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einem etwaigen Umformen nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 469 MPa (68 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 462 MPa (67 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 37,4 MPa √m (34 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 31,9 MPa √m (29 ksi√in) sowie einen SCC-Beständigkeit von mindestens 172 MPa (25 ksi) verfügt.
  18. Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem das Blech vor oder nach einer etwaigen Umformung nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 490 MPa (71 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 483 MPa (70 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 42,9 MPa √m (39 ksi√in) und eine –53,9°C (minus 65°F) L-T-Bruchzähigkeit KIc von mindestens 37,4 MPa √m (34 ksi√in) sowie einen SCC-Beständigkeit von mindestens 172 MPa (25 ksi) verfügt.
  19. Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem das Blech im gewalzten Zustand eine Dicke von weniger als 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einem etwaigen Umformen nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Bruchfestigkeit von mindestens 538 MPa (78 ksi), eine LT-Bruchfestigkeit von mindestens 531 MPa (77 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 46,2 MPa √m (42 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 40,7 MPa √m (37 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 36,3 MPa √m (33 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 33 MPa √m (30 ksi√in) verfügt.
  20. Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem das Blech im gewalzten Zustand eine Dicke von weniger als 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 490 MPa (71 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 483 MPa (70 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 42,9 MPa √m (39 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 37,4 MPa √m (34 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 33 MPa √m (30 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 29,7 MPa √m (27 ksi√in) verfügt.
  21. Verfahren nach Anspruch 7, bei welchem das Blech im gewalzten Zustand eine Dicke von weniger als 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 462 MPa (67 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 455 MPa (66 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 137,5 MPa√m (125 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 126,5 MPa √m (115 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 82,5 MPa √m (75 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 71,5 MPa √m (65 ksi√in) verfügt.
  22. Verfahren nach Anspruch 10, bei welchem das Blech im gewalzten Zustand eine Dicke von weniger als 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließfestigkeit von mindestens 469 MPa (68 ksi), eine LT-Fließfestigkeit von mindestens 462 MPa (67 ksi), eine ST-Fließfestigkeit von mindestens 421 MPa (61 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 34,1 MPa √m (31 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 28,6 MPa √m (26 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 26,4 MPa √m (24 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 23,1 MPa √m (21 ksi√in) verfügt.
  23. Verfahren nach Anspruch 10, bei welchem das Belch im gewalzten Zustand eine Dicke von weniger als 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Bruchfestigkeit von mindestens 476 MPa (69 ksi), eine LT-Bruchfestigkeit von mindestens 469 MPa (68 ksi), eine ST-Bruchfestigkeit von mindestens 441 MPa (64 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 37,4 MPa √m (34 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 31,9 MPa √m (29 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 29,7 MPa √m (27 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 26,4 MPa √m (24 ksi√in) verfügt.
  24. Verfahren nach Anspruch 10, bei welchem das Blech im gewalzten Zustand eine Dicke größer als 102 mm (4 inch) hat und vor oder nach einem etwaigen Verformen und nach dem Aushärten bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 414 MPa (60 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 407 MPa (59 ksi), eine ST-Fließgrenze von mindestens 372 MPa (54 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 25,3 MPa √m (23 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 19,8 MPa √m (18 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 18,7 MPa √m (17 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 15,4 MPa √m (14 ksi√in) verfügt.
  25. Verfahren nach Anspruch 5, umfassend das Bereitstellen eines Walzenballens nach Anspruch 5;

    Homogenisieren der Legierung durch Erhitzen von 399° bis 477°C (750 bis 890°F) und weiteres Erhitzen von 410° bis 488°C (770° bis 910°F);

    Warmumformen der Legierung;

    Behandeln durch Lösungsglühen der Legierung bei einer Temperatur von mindestens 471°C (880°F);

    Abschrecken der Legierung;

    Aushärtung bei erhöhter Temperatur der Legierung durch Erhitzen von 79° bis 143°C (175° bis 290°F) und Erhitzen von 149° bis 177°C (300° bis 350°F).
  26. Verfahren nach Anspruch 25, bei welchem das Warmumformen durch Extrusion erfolgt.
  27. Verfahren nach Anspruch 25, bei welchem das Warmumformen durch Schmieden erfolgt.
  28. Verfahren nach Anspruch 5, bei welchem ein Teil einer oberen Tragflächenhaut und beabstandet davon ein Teil einer unteren Tragflächenhaut so angeordnet sind, dass sie dem Tragflächenteil beim Zusammenwirken eine innere Festigkeit vermitteln, und bei welchem die oberen und unteren Teile der Tragflächenhaut durch ein Holmteil aus gewalztem Aluminiumblech überbrückt sind, wobei das Metall des Walzblechproduktes als eine Aluminiumlegierung nach Anspruch 5 bereitgestellt wird.
  29. Verfahren nach Anspruch 28, bei welchem das Blech in gewalztem Zustand eine Dicke von mindestens 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 469 MPa (68 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 462 MPa (67 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 34,1 MPa √m (31 ksi√in) und eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 28,6 MPa √m (26 ksi√in) verfügt.
  30. Verfahren nach Anspruch 28, bei welchem das Blech in gewalztem Zustand eine Dicke von mindestens 64 mm (2,5 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Bruchfestigkeit von mindestens 476 MPa (69 ksi), eine LT-Bruchfestigkeit von mindestens 469 MPa (68 ksi), eine ST-Bruchfestigkeit von mindestens 414 MPa (60 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 37,4 MPa √m (34 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 31,9 MPa √m (29 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 29,7 MPa √m (27 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 26,4 MPa √m (24 ksi√in) verfügt.
  31. Verfahren nach Anspruch 28, bei welchem das Blech im gewalzten Zustand eine Dicke von mehr als 102 mm (4 inch) hat und vor oder nach einer etwaigen Umformung und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 428 MPa (62 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 421 MPa (61 ksi), eine ST-Fließgrenze von mindestens 372 MPa (54 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 25,3 MPa √m (23 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 19,8 MPa √m (18 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 18,7 MPa √m (17 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 15,4 MPa √m (14 ksi√in) verfügt.
  32. Verfahren nach Anspruch 5, umfassend das Bereitstellen eines

    Walzenballens der Legierung nach Anspruch 5;

    Homogenisieren der Legierung;

    Warmwalzen der Legierung zu einem Blech;

    Behandeln durch Lösungsglühen der Legierung;

    Abschrecken der Legierung;

    wobei das Blech weitgehend nicht rekristallisiert ist und nach der Aushärtung bei erhöhter Temperatur über eine L-Fließgrenze von mindestens 428 MPa (62 ksi), eine LT-Fließgrenze von mindestens 421 MPa (61 ksi), eine ST-Fließgrenze von mindestens 37,2 MPa (54 ksi), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 25,3 MPa √m (23 ksi√in), eine L-T-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 19,8 MPa √m (18 ksi√in), eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei Raumtemperatur von mindestens 18,7 MPa √m (17 ksi√in) und eine T-L-Bruchzähigkeit KIc bei –53,9°C (minus 65°F) von mindestens 15,4 MPa √m (14 ksi√in) verfügt.
  33. Verfahren nach Anspruch 5, bei welchem das Blechteil aus der Aluminiumlegierung zu einem Flugzeug-Konstruktionsteil gefertigt wird, wobei das Verfahren das Verarbeiten des Blechteils zu einer Form für das Konstruktionsteil einschließt, wobei das Blechteil eine Aluminiumlegierung nach Anspruch 5 aufweist, wobei das Blech weitgehend nicht rekristallisiert ist.
Es folgen 4 Blatt Zeichnungen






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