Deshalb liegt eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, ein Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischen Aluminiumstruktur und ein aus der Struktur hergestelltes Aluminiumprodukt herzustellen, das nicht einen oder mehrere der oben erwähnten Nachteile hat, wodurch Bauteile für Flugzeuge oder andere Anwendungen vorgesehen werden, die leichter und kostengünstiger zusammenzubauen sind, die keine oder wenigstens weniger Verwerfung nach der Bearbeitung aufweisen und die ferner eine gleichmäßigere Mikrostruktur aufweisen, wodurch Bereiche mit unterschiedlichen inneren Spannungsniveaus vermieden sind.

Genauer liegt eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, ein Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischen Aluminiumstruktur für Luftfahrtanwendungen vorzusehen, welche dazu verwendet werden kann, ein Flugzeug schneller als mit Aluminiumstrukturen aus dem Stand der Technik zusammenzubauen und bessere Eigenschaften wie Festigkeit, Zähigkeit und Korrosionsbeständigkeit zu erreichen.

Die vorliegende Erfindung löst eine oder mehrere dieser Aufgaben durch das Verfahren zur Herstellung einer integrierten monolithischen Aluminiumstruktur, welches folgende Schritte aufweist: (a) ein Aluminiumlegierungsgrobblech aus einer Aluminiumlegierung mit einer vorbestimmten Dicke (y) wird vorgesehen, (b) das Legierungsgrobblech wird gestaltet oder geformt, um eine vorbestimmte, gestaltete Struktur mit einem eingebauten Radius zu erhalten, (c) die gestaltete Struktur wird wärmebehandelt, (d) gegebenenfalls wird die gestaltete Struktur bearbeitet, z.B. hochgeschwindigkeitsbearbeitet, um eine integrierte monolithische Struktur zu erhalten. Weitere bevorzugte Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen beschrieben und angegeben.

Nach einem weiteren Gesichtspunkt der Erfindung ist ein Aluminiumprodukt vorgesehen, welches aus einer integrierten Aluminiumstruktur hergestellt ist, die nach dem Verfahren dieser Erfindung hergestellt ist, und wobei die gestaltete Struktur bearbeitet wird, um eine integrierte Aluminiumstruktur mit einem Basisblech und Komponenten zu erhalten. Bevorzugte Ausführungsbeispiele sind in den entsprechenden abhängigen Ansprüchen beschrieben und beansprucht.

Im folgenden ist zu verstehen, daß, falls nicht anders angegeben, Aluminiumbezeichnungen und Bezeichnungen von Wärmebehandlungszuständen auf die Bezeichnungen der Aluminum Association in den Aluminum Standards and Data and the Registration Records Bezug nehmen, die von der Aluminum Association veröffentlicht sind.

"Monolithisch" ist ein Begriff, der dem Fachmann bekannt ist und eine im wesentlichen einzelne Einheit bedeutet, die ein einziges Teil sein kein, das ohne Verbindungsstelle oder Nähte geformt oder erzeugt ist und ein im wesentlichen gleichmäßiges Ganzes aufweist. Das durch das Verfahren der vorliegenden Erfindung erhaltene monolithische Produkt kann undifferenziert sein, d.h. aus einem einzigen Material geformt sein, und es kann integrale Strukturen oder Merkmale wie eine im wesentlichen kontinuierliche Haut mit einer Außenfläche oder -seite und einer Innenfläche oder -seite und integrale Stützelemente wie Rippen oder verdickte Abschnitte mit Rahmenelementen an der Innenfläche der Haut aufweisen.

Eine oder mehrere der oben erwähnten Aufgaben der vorliegenden Erfindung sind dadurch erreicht, daß ein Aluminiumlegierungsgrobblech aus einer Aluminiumlegierung mit einer vorbestimmten Dicke vorbereitet wird, das Aluminiumgrobblech gestaltet wird, um eine vorbestimmte gestaltete Struktur zu erhalten, dann die gestaltete Struktur bevorzugt künstlich oder natürlich gealtert oder geglüht wird und dann die gestaltete Struktur gefräst oder bearbeitet wird, z.B. über Hochgeschwindigkeitsbearbeitung, um eine integrierte monolithische Aluminiumstruktur zu erhalten, die für die oben erwähnten Zwecke verwendet werden kann.

Da der Alterungsschritt oder das Glühen nach dem Gestaltungsschritt durchgeführt wird, lassen sich Bauteile erhalten, die deutlich reduzierte Verwerfungsniveaus haben oder sogar im wesentlichen verwerfungsfrei sind, wodurch die resultierenden Produkte insbesondere für Flugzeugrumpf- oder Flügelanwendungen oder für eine vertikale Haut mit vertikalen Holmen für den Schwanz eines Flugzeugs geeignet sind. Man nimmt an, daß die gestaltete Struktur, welche die oben erwähnten Nachteile aufgrund des Gestaltungsschritts aufweist, ihre innere Spannung oder Restspannung während des gesamten künstlichen oder natürlichen Alterungsschritts freisetzt, der nach dem Gestaltungsschritt des Legierungsgrobblechs durchgeführt wird.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung wird nach der Gestaltungsoperation des Aluminiumlegierungsgrobblechs zu einer vorbestimmten gestalteten Struktur vor jeder Bearbeitungsoperation, z.B. mittels Hochgeschwindigkeitsbearbeitung, die vorbestimmte gestaltete Struktur künstlich gealtert, wodurch sich eine verbesserte Formbeständigkeit während nachfolgender Bearbeitungsoperationen ergibt. Bevorzugt wird die gestaltete Struktur künstlich auf einen Wärmebehandlungszustand gealtert, der aus der Gruppe ausgewählt ist, welche den T6-, T79-, T78-, T77-, T76-, T74-, T73- und T8-Wärmebehandlungszustand aufweist. Beispielhaft wäre ein geeigneter T73-Wärmebehandlungszustand der T7351-Wärmebehandlungszustand, und ein geeigneter T74-Wärmebehandlungszustand wäre der T7451-Wärmebehandlungszustand.

Bei einer Ausführungsform des Verfahrens umfaßt das Gestaltungs- und Formverfahren zum Erhalt einer vorbestimmten gestalteten Struktur eine Kaltformoperation auf, z.B. eine Biegeoperation, die in einem Produkt mit einem eingebauten Radius resultiert.

Bei einer Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung wurde das Aluminiumlegierungsgrobblech vor der Gestaltungs- oder Formoperation gestreckt nach dem Abschrecken von der Lösungsglühtemperatur. Bevorzugt beinhaltet die Streckoperation nicht mehr als 8 % der Länge knapp vor der Streckoperation, und sie liegt bevorzugt im Bereich von 1 bis 5 %. Dies wird typischerweise erreicht, indem das Aluminiumlegierungsgrobblech in einen T4- oder einen T73- oder T74- oder T76-Wärmebehandlungszustand wie einen T451-Wärmebehandlungszustand oder einen T7351-Wärmebehandlungszustand gebracht wird.

Die gestaltete Struktur hat bevorzugt eine Vorbearbeitungsdicke von größer oder gleich der kombinierten Dicke eines Basisblechs oder einer Haut und zusätzlicher Komponenten, z.B. Stringern, wobei das Basisblech und zusätzliche Komponenten die integrierte monolithische Aluminiumstruktur bilden.

Die Verwerfung des erhaltenen Produkts in Längsrichtung beträgt typischerweise weniger als 0,13 mm und bevorzugt weniger als 0,10 mm bei Messung nach BMS 7-323D, Abschnitt 8.7.

Bei einer Ausführungsform liegt die Vorbearbeitungsdicke (y) der gestalteten Struktur im Bereich von 10 bis 220 mm, bevorzugt im Bereich von 15 bis 150 mm und bevorzugter im Bereich von 20 bis 100 mm und am bevorzugtesten im Bereich von 30 bis 60 mm.

Das Aluminiumlegierungsgrobblech ist bevorzugt aus einer Aluminiumlegierung hergestellt, die aus der Gruppe besteht, die aus Aluminiumlegierungen der Serien AA5xxx, AA7xxx, AA6xxx und AA2xxx ausgewählt sind. Spezielle Beispiele sind diejenigen innerhalb der Alumniumlegierungen der Serien AA7x50, AA7x55, AA7x75 und AA6x13, und typische Vertreter dieser Serien sind die Legierungen AA7075, A7475, AA7010, AA7050, AA7150 und AA6013.

Nach einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird das Aluminiumlegierungsgrobblech aus einer Aluminiumlegierung vorbereitet, welche nach dem Abschrecken gestreckt wurde. Ein Beispiel ist wie folgt angegeben:

Ein bevorzugtes Verfahren zur Herstellung einer Aluminiumlegierung der Serie AA7xxx für Grobblechanwendungen auf dem Luftfahrtgebiet mit ausgeglichener hoher Zähigkeit und guten Korrosionseigenschaften weist die Schritte auf, daß ein Körper mit einer Zusammensetzung bearbeitet wird, die in Gew.-% aus folgendem besteht:

Zn 5,0 – 8,5

Cu 1,0 – 2,6

Mg 1,0 – 2,9

Fe < 0,3, bevorzugt < 0,15

Si < 0,3, bevorzugt < 0,15,

gegebenenfalls einem oder mehreren Elementen, die ausgewählt sind aus:

Cr 0,03 – 0,25

Zr 0,03 – 0,25

Mn 0,03 – 0,4

V 0,03 – 0,2

Hf 0,03 – 0,5

Ti 0,01 – 0,15,

wobei die Gesamtmenge der optionalen Elemente 0,6 Gew.-% nicht überschreitet, der Rest Aluminium und zufällige Verunreinigungen jeweils < 0,05 % und die Gesamtmenge < 0,20 %, daß das Produkt lösungswärmebehandelt und abgeschreckt wird, daß das abgeschreckte Produkt um 1 % bis 5 % und bevorzugt 1,5 % bis 3 gestreckt wird, um zu einem T451-Wärmebehandlungszustand zu gelangen, und danach das Produkt gestaltet wird, z.B. mittels Biegen, Vorkrümmen oder Fräsen, um die vorbestimmte gestaltete Struktur zu erhalten.

Die vorbestimmte gestaltete Struktur wird dann bevorzugt künstlich gealtert, indem das Produkt bis zu dreimal nacheinander auf eine oder mehrere Temperaturen von 79°C bis 165°C erwärmt wird oder die vorbestimmte gestaltete Struktur zunächst auf eine oder mehrere Temperaturen von 79°C bis 145°C für zwei Stunden oder mehr erwärmt wird oder die gestaltete Struktur auf eine oder mehrere Temperaturen von 148°C bis 175°C erwärmt wird. Danach zeigt die gestaltete Struktur keine wesentliche Verwerfung, und gleichzeitig zeigt die gestaltete Struktur eine verbesserte Abblätterungskorrosionsbeständigkeit von "EB" oder besser nach Messung nach ASTM G34-97 und mit einer etwa 15% höheren Fließfestigkeit als ähnlich bemessene Gegenteile aus einer AA7x50-Legierung im T76-Wärmebehandlungszustand.

Nach AMS 2772C beinhaltet eine typische Alterungspraxis, um zu dem T7651-Wärmebehandlungszustand für die AA7050-Legierung zu gelangen, 3 bis 6 Stunden bei 121°C, gefolgt von 12 bis 15 Stunden bei 163°C, während für die gleiche Legierung das Ankommen am T7451-Wärmebehandlungszustand 3 bis 6 Stunden bei 121°C bedeutet, gefolgt von 20 bis 30 Stunden bei 163°C. Die typische Alterungspraxis, um zu dem T7351-Wärmebehandlungszustand für die AA7475-Legierung zu gelangen, beinhaltet 6 bis 8 Stunden bei 121°C, gefolgt von 24 bis 30 Stunden bei 163°C. Und die typische Alterungspraxis, um zu dem T651-Wärmebehandlungszustand für die AA7150-Legierung zu gelangen, beinhaltet 24 Stunden bei 121°C oder 24 Stunden bei 121°C, gefolgt von 12 Stunden bei 160°C.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform des Produkts nach der Erfindung ist das Basisblech eine Rumpfhaut eines Flugzeugs, und die Komponenten sind wenigstens Teile von integralen Stringern oder anderen integralen Verstärkungen des Rumpfs eines Flugzeugs, und wobei der Rumpf einen eingebauten Radius hat.

Bei einer weiteren Ausführungsform ist das Basisblech die Basishaut einer integrierten Struktur wie einer integrierten Tür, und die Komponenten sind wenigstens Teile der integralen Verstärkungen der integrierten Struktur eines Flugzeugs, und wobei die integrierte Struktur einen eingebauten Radius hat.

Bei einer anderen Ausführungsform ist das Basisblech eine Flügelhaut eines Flugzeugs, die Komponenten sind wenigstens Teile von integrierten Rippen und/oder anderen integrierten Verstärkungen wie Stringern eines Flügels eines Flugzeugs.

Die obengenannten und weitere Merkmale und Vorteile des Verfahrens und des Aluminiumlegierungsprodukts nach der vorliegenden Erfindung werden leicht aus der folgenden detaillierten Beschreibung einer Ausführungsform deutlich, die weiter durch die beigefügten Zeichnungen beschrieben ist.

1 zeigt eine integrierte Aluminiumstruktur;

2 zeigt Verwerfungseffekte der integrierten Aluminiumstruktur von 1;

3a zeigt eine Ausführungsform aus dem Stand der Technik;

3b zeigt eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und

3c zeigt eine gestaltete Struktur (5), die nach der vorliegenden Erfindung künstlich oder natürlich gealtert ist.