(57)【要約】本発明は、二機能性押出し成形構造用材料（Ｆ）、特に航空機製造用の縦通材であって、一つの面上に固定するのに適した脚部（１３）および本体部（１４）を備え、前記脚部（１３）がアルミニウムを主成分とする溶接可能な合金材（Ｂ）製であり、前記本体部（１４）がアルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製であることを特徴とする、二機能性押出し成形構造用材料（Ｆ）に関する。【選択図】図８
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
押出し成形構造用材料（Ｆ）、特に航空機製造用の縦通材であって、一つの面上に固定するのに適した脚部、および本体部を備えてなり、
前記脚部が、アルミニウムを主成分とする合金材（Ｂ）製であり、かつ、前記本体部が、アルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製であって、合金材（Ａ）は合金材（Ｂ）とは材質が異なることを特徴とする、押出し成形構造用材料。
【請求項２】
前記合金材（Ｂ）が、融解によって溶接できる合金であることを特徴とする、請求項１に記載の押出し成形構造用材料。
【請求項３】
前記合金材（Ａ）が、７０００系合金であることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の押出し成形構造用材料。
【請求項４】
前記合金材（Ａ）が、７０４９合金、７１４９合金、７２４９合金、７３４９合金、７４４９合金、７０５０合金、７０５５合金、７０７５合金、７０６８合金、７０３６合金、７１３６合金によって構成されるグループから一つ選択されることを特徴とする、請求項３に記載の押出し成形構造用材料。
【請求項５】
前記合金材（Ｂ）が、６０００系合金、４０００系合金または５０００系合金の一つであることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一つに記載の押出し成形構造用材料。
【請求項６】
前記合金材（Ｂ）が、６０５６合金、６０５６Ａ合金、６１５６合金、６０６０合金、６０１３合金、６１１０合金、５００５合金、５０８３合金、５０８６合金によって構成されるグループから一つ選択されることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一つに記載の押出し成形構造用材料。
【請求項７】
請求項１〜６のいずれか一つに記載の、特に航空機製造用の押出し成形構造用材料（Ｆ）の製造方法であり、
（ａ）アルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製の外側管とアルミニウムを主成分とする合金材（Ｂ）製の内側管によって構成された、軸対称の中空の円筒形押出し成形用ビレットを用意する過程と、
（ｂ）マンドレル押出し成形によって、複数のフィンを備える中空管を押出し成形し、それによって、前記フィンのその大部分は合金材（Ａ）製で、その一方で中空管の壁は合金材（Ｂ）製とする過程と、
（ｃ）段階（ｂ）による製品部材を切断し、場合によっては機械加工を行い、それによって、合金材（Ｂ）製の脚部と合金材（Ａ）製の本体部を備える押出し成形構造用材料（Ｆ）を得る過程とからなることを特徴とする、押出し成形構造用材料（Ｆ）の製造方法。
【請求項８】
前記アルミニウムを主成分とする合金材（Ｂ）製の内側管の、前記アルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製の外側管への挿入は、前記内側管の冷却収縮によって行われることを特徴とする、請求項７に記載の製造方法。
【請求項９】
押出し成形が、間接押出し成形であることを特徴とする、請求項７または請求項８に記載の製造方法。
【請求項１０】
前記合金材（Ｂ）が、融解によって溶接できる合金であることを特徴とする、請求項７〜９のいずれか一つに記載の製造方法。
【請求項１１】
前記合金材（Ａ）が、７０４９合金、７１４９合金、７２４９合金、７３４９、７４４９合金、７０５０合金、７０５５合金、７０７５合金、７０６８合金、７０３６合金、７１３６合金によって構成されるグループから一つ選択されることを特徴とする、請求項７〜１０のいずれか一つに記載の製造方法。
【請求項１２】
前記合金材（Ｂ）が、６０５６合金、６０５６Ａ合金、６１５６合金、６０６０合金、６０１３合金、６１１０合金、５００５合金、５０８３合金、５０８６合金から構成されるグループから一つ選択されることを特徴とする、請求項７〜１１のいずれか一つに記載の製造方法。
【請求項１３】
前記合金材（Ｂ）が、２０２４合金、２０２４Ａ合金、２０５６合金、２１２４合金、２２２４合金、２３２４合金、２４２４合金、２５２４合金によって構成されるグループから一つ選択されることを特徴とする、請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１４】
請求項７〜１３のいずれか一つに記載の方法によって得ることのできることを特徴とする、押出し成形構造用材料（Ｆ）。
【請求項１５】
特に航空機製造用の押出し成形構造用材料（Ｇ）の製造方法であって、
（ａ）請求項１〜６、１４のいずれか一つに記載の押出し成形構造用材料（Ｆ）を熱処理アルミニウム合金製の製品部材である構造用材料（Ｅ）に融解によって溶接することによって、溶接された構造用材料（Ｇ）を得る過程と、
（ｂ）前記溶接された構造用材料（Ｇ）に場合によっては熱処理を実施する過程とからなることを特徴とする、押出し成形構造用材料（Ｇ）の製造方法。
【請求項１６】
特に航空機製造用の溶接された押出し成形構造用材料（Ｇ）であって、
（ａ）請求項１〜６、１４のいずれか一つに記載の押出し成形構造用材料（Ｆ）を熱処理アルミニウム合金製の製品部材である構造用材料（Ｅ）に融解によって溶接することによって、溶接された構造用材料（Ｇ）を得る過程と、
（ｂ）前記溶接された構造用材料（Ｇ）に場合によっては熱処理を実施する過程とからなる、構造用材料（Ｇ）の製造方法によって得ることができることを特徴とする、溶接された押出し成形構造用材料（Ｇ）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、アルミニウム合金製の二機能性の押出し成形された構造用材料の新規な製造方法に関するものであるともに、この方法によって製造される構造用材料にも関する。本発明は、特に、航空機製造用の溶接可能な縦通材の製造に有用である。
【背景技術】
【０００２】
航空機の金属構造用材料の各材料間の組立は、現実に必須として行われているのは、リベット締めである。溶接は、ほとんど使用されないが、その理由は、機械的特性の高いアルミニウム合金、例えば２０００系のＡｌ‐Ｃｕ‐Ｍｇ型合金および７０００系のＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ型合金は、融解によって満足するようには溶接できないからである。それに反して、５０００系合金および６０００系合金の大部分の合金は、融解によって溶接可能である。これらの合金の中では、６０５６合金および６１５６合金が航空機の構造用材料として使用されるが、それらの合金間の場合でさえ、組立はリベット締めによることがほとんどである。エアバスＡ３１８型航空機およびＡ３８０型航空機の胴体の組立の際、６０５６合金製の押出し成形縦通材上の６０５６合金製の胴体外板に溶接が利用されたのは、最近のことでしかない。現在不可能であることは、融解によって溶接できる合金（６０５６合金等）を融解によって溶接不可能とされる別の合金（７３４９合金等）に溶接することであり、そのような組立は、産業的な慣習ではリベット締めによってしか行われない。従来技術によると、異なる合金製の二つの部品の溶接による組立は、これらの二つの合金の選択に制約を課すことになる。縦通材への胴体外板の固定の例では、この制約は縦通材として選択される合金にも胴体外板として選択される合金にも関係する。二つの合金は溶接によって、好ましくは融解による溶接（例えば、ＭＩＧ溶接、ＴＩＧ溶接、レーザ溶接）によって組立が可能である必要があり、これは全ての合金で可能なわけでなく、特に全ての熱処理合金で可能なわけではないので、これらの制約の考慮には、諸特性間の妥協である相互調整の最適化が必要となる。摩擦攪拌組立による溶接（英語で、Ｆｒｉｃｔｉｏｎ  Ｓｔｉｒ  Ｗｅｌｄｉｎｇ）の場合、大部分のアルミニウム合金を溶接することが可能であるが、幾何学的形状の制約が存在するので、この技術をいつも利用できるというわけではない。「諸特性間の相互調整」とは、例えば、一方では「静的機械的耐性」という語の下に集められる特性（特に、破壊強度Ｒmと弾性限界Ｒp0.2）と、もう一方では「耐損傷性」という語の下に集められる各特性（特に、靭性および亀裂伝播への抵抗）との間での相互調整を意味する。しかしながら、諸特性間の相互調整の最適化でさえ、しばしば、全体性能があまり良好でない構造用材料の原因となる。構造用材料のコストと重量を削減するためには、縦通材用に静的機械的耐性の高い合金を、胴体外板用に耐損傷性の高い合金を選択することができ、それらを溶接によって組立させることは有利であろう。溶接によってそのような構造用材料を組立させるという解決法を使用することにより、飛行機の組立が大幅に単純化される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
したがって、本発明が解決しようとする問題は、材質の異なる二つのアルミニウム合金を介在させる二機能性モノリシック構造用材料の製造を可能にし、より詳細には、融解によって溶接できる熱処理アルミニウム合金製構造用材料（合金ＡＡ６０５６製のシートメタル状の胴体外板など）と、融解によって溶接不可能とされる熱処理アルミニウム合金製構造用材料（合金ＡＡ７３４９製の押出し成形縦通材など）との間の溶接による組立を可能にすることである。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明は、押出し成形構造用材料（Ｆ）、特に航空機製造用の縦通材であって、例えば溶接または他のいずれかの方法によって、一つの面上に固定するのに適した脚部、および本体部を備えてなり、前記脚部が、アルミニウムを主成分とする合金材（Ｂ）製であり、かつ、前記本体部が、アルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製であって、合金材（Ａ）は合金材（Ｂ）とは材質が異なることを特徴とする、押出し成形構造用材料を目的とする。
【０００５】
本発明は、また、押出し成形構造用材料の製造方法を目的とし、該方法は下記の過程を備える：
（ａ）アルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製の外側管と、アルミニウムを主成分とする合金材（Ｂ）製の内側管によって構成された、中空の円筒形押出し成形用ビレットを用意する過程と、
（ｂ）マンドレル押出し成形によって、複数のフィンを備える中空管を押出し成形し、それによって、真っ直ぐまたは複雑な形の前記フィンのその大部分は合金材（Ａ）製となり、その一方で中空管は合金材（Ｂ）製とする過程と、
（ｃ）段階（ｂ）による製品部材を切断し、それによって、合金材（Ｂ）製の脚部と合金材（Ａ）製の本体部を備える押出し成形構造用材料（Ｆ）を得る過程と、この切断に続いて機械加工を行うことができる。
【０００６】
本発明の第三の目的は、特に航空機製造用の溶接された構造用材料の製造方法であって、該方法において、
（ａ）本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）を熱処理アルミニウム合金製の構造用材料（Ｅ）に融解によって溶接し、
（ｂ）前記溶接された構造用材料（Ｇ）に場合によっては熱処理を実施する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１は、中空管を押出し成形するために使用される、軸対称の中空複合ビレットの断面を示している。そのビレットは、合金材（Ａ）および合金材（Ｂ）を含む。
図２は、縦方向（矢印によって示す）の切断によって、本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）を得るために使用される、押出し成形された中空管の断面を示している。
図３は、本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）を実現することができるが、好ましい実施態様には対応していない、押出し成形用複合ビレットを概略的に示している。該ビレットは、合金材（Ａ）および合金材（Ｂ）を含む。
図４は、二つの合金の組、ＡＡ７３４９合金／ＡＡ５０８６合金（参照記号Ｐ５）およびＡＡ７３４９合金／ＡＡ６０５６合金の合金（参照記号Ｐ６）である合金材（Ａ）および合金材（Ｂ）、および以下の三つの元素、マグネシウム、銅および亜鉛との間の拡散ゾーンの幅を示したものである。押出し成形製品部材内の拡散ゾーンの幅Ｄは、分析された製品部材中の元素の組成式の０．１質量％の組成変化が観察された地点間の幅として定義される。
図５は、一実施例における拡散ゾーンの幅Ｄを示している。
図６は、押出し成形構造用材料（Ｆ）の合金材（Ａ）製の本体部内への脚部の合金材（Ｂ）の侵入高さｈ（双方向矢印を参照のこと）を定義するものである。
図７は、部材の本体部の引張力を測定するために使用する装置を概略的に示している。
図８〜１０は、本発明による部材のさまざまな使用方法を示している。
【０００８】
異なる記載がある場合を除いて、合金の化学組成に関する表示は全て質量パーセントで表示される。したがって、数式において、「０．４  Ｚｎ」は亜鉛含有量０．４倍を意味し、質量パーセントで表示される。これは、必要な変更を施して、他の元素にも適用される。合金の名称は、当業者に公知であるアルミニウム協会（Ｔｈｅ  Ａｌｕｍｉｎｕｍ  Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ）の規則に従うものである。冶金状態は、欧州規格ＥＮ  ５１５で定義される。規格化されたアルミニウム合金の化学組成は、例えば、規格ＥＮ  ５７３−３で定義される。異なる記載がある場合を除いて、静的機械的特性、すなわち、破壊強度Ｒm、弾性限界Ｒp0.2および破断伸びＡは、規格ＥＮ  １０００２−１による引っ張り試験によって測定され、試験片の採取場所および採取方向は規格ＥＮ  ７５５−１で定義される。
【０００９】
異なる記載がある場合を除いて、欧州規格ＥＮ  １２２５８−１の定義が適用される。「シートメタル」という語は、ここでは、厚さにかかわらず、圧延された製品部材を意味する。
【００１０】
「機械加工」という語は、旋盤加工、フライス加工、ボール盤加工、中ぐり加工、タップ加工、放電加工、研削、研磨などのあらゆる切削加工方法を含む。「押出し成形された管」という語は、管状の製品部材、および特に押出し成形され、引き抜き加工された管を含む。
【００１１】
ここでは、機械的建造物の「構造用材料」または「構造的材料」とは、その機能低下が前記建造物、その使用者、利用者あるいは他の人々の安全性を危うくすることがある機械的部材を呼ぶ。
【００１２】
飛行機では、これらの構造用材料は、特に胴体を構成する材料（胴体外板（英語でｆｕｓｅｌａｇｅ  ｓｋｉｎ）、胴体の縦通材または補剛材（ｓｔｒｉｎｇｅｒ）、気密性隔壁（ｂｕｌｋｈｅａｄ）、胴体フレーム（ｃｉｒｃｕｍｆｅｒｅｎｔｉａｌ  ｆｒａｍｅ）等）、翼（翼の外板（ｗｉｎｇ  ｓｋｉｎ）、縦通材（ｓｔｒｉｎｇｅｒまたはｓｔｉｆｆｅｎｅｒ）、小骨（ｒｉｂ）と桁（ｓｐａｒ）および、特に水平安定板および垂直安定板（ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌまたはｖｅｒｔｉｃａｌ  ｓｔａｂｉｌｉｓｅｒ）によって構成される尾翼、ならびにフロアビーム（ｆｌｏｏｒ  ｂｅａｍ）、座席のレール（ｓｅａｔ  ｔｒａｃｋ）および扉を含む。
【００１３】
「モノリシック構造用材料」という語は、ここでは、圧延、押出し成形、鍛造、または鋳造された半製品の単一部材から、多くの場合機械加工によって得られた構造用材料を示し、リベット締め、溶接、接着などによって他の部材と組み立てられていないものを示す。
【００１４】
「二機能性構造用材料」という語は、ここでは、主に製品部材の両方の冶金学的な特性によって付与された機能を示すものであり、その幾何学的形状によるものではない。
【００１５】
本発明によると、脚部、つまり、構造用材料（Ｇ）を形成するために別の構造用材料（Ｅ）の面上に固定されるための部分が合金材（Ｂ）製であり、例えば、脚部が固定される対象となる合金と同一の合金であり、一方、前記押出し成形構造用材料（Ｆ）の残りの部分を構成する本体部が機械的特性の高い合金材（Ａ）製とすることができ、共押し出しされた二つの合金を備える押出し成形構造用材料（Ｆ）の使用により、問題は解決される。合金材（Ｂ）は、熱処理合金とすることができる。有利には、合金材（Ａ）は、構造用材料（Ｆ）および（Ｅ）間の組立によって形成される構造用材料（Ｇ）を航空機製造に使用できるように、熱処理合金とすることができる。したがって、本発明によるそのような押出し成形構造用材料（Ｆ）は、その本体部が脚部とは大きく異なる冶金学的な要求に応えるという意味において、二機能性である。
【００１６】
熱処理アルミニウム合金製の構造用材料と、融解によって溶接不可能とされる熱処理アルミニウム合金製の構造用材料間の溶接、特に融解によって溶接による組立という問題を解決し得る有利な一実施態様では、合金材（Ｂ）は溶接、特に融解によって溶接できる合金であり、それによって、本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）と構造用材料（Ｅ）との組立は溶接によって行うことができる。合金材（Ｂ）は、６０００系合金、５０００系合金または４０００系合金とすることができる。合金材（Ａ）は、溶接可能であることは、必須ではないが、それを排除するものでない。
【００１７】
本発明は、アルミニウムを主成分とする、押出し成形可能な合金のあらゆる組み合わせに適用できる。好ましい実施態様では、合金材（Ａ）は７０００系合金であり、好ましくは、７０４９合金、７１４９合金、７２４９合金、７３４９合金、７４４９合金、７０５０合金、７０５５合金、７０７５合金、７０３６合金、７０６８合金、７１３６合金によって構成されるグループから選択され、合金材（Ｂ）は、融解によって溶接できる４０００系合金、５０００系合金、６０００系合金、好ましくは、６０５６合金、６０５６Ａ合金、６１５６合金、６０１３合金、６０６０合金、６１１０合金、５００５合金、５０８３合金、５０８６合金によって構成されるグループから選択される。また、合金材（Ａ）としてＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ型の他の合金、および特に亜鉛含有量の高いもの（＞８．７％）を使用することができる。
【００１８】
上記に記載した特定の問題よりもより一般的な本発明の別の実施態様では、融解によって溶接可能とされてはいないが、摩擦攪拌によって溶接可能である合金材（Ｂ）を選択することもできる。このようにして、また、二機能性押出し成形構造用材料（Ｆ）が得られる。例としては、本体部が静的機械的特性の要求に応える必要があり、脚部は耐疲労性がある、および／または耐損傷性（靭性、亀裂伝播等）が良好でなければならない押出し成形構造用材料（Ｆ）では、合金材（Ａ）を７０４９合金、７１４９合金、７２４９合金、７３４９合金、７４４９合金、７０５０合金、７０５５合金、７０７５合金、７０６８合金、７０３６合金によって構成されるグループから選択することができ、合金材（Ｂ）は２０００系合金とすることができ、２０２４合金、２０２４Ａ合金、２０５６合金、２１２４合金、２２２４合金、２３２４合金、２４２４合金、２５２４合金によって構成されるグループから選択できる。この実施態様では、構造用材料（Ｆ）および（Ｅ）の組立は必ずしも溶接によって行われるわけではなく、リベット締めの従来の方法によって行うこともできる。この型の二機能性構造用材料は、また、直接的な用途があり、すなわち他の構造用材料との組立を要さない。
【００１９】
本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）は、下記の段階を備える方法によって製造することができる：
（ａ）アルミニウムを主成分とする熱処理合金材（Ａ）製の外側管と、アルミニウムを主成分とする合金材（Ｂ）製の内側管によって構成された中空の円筒形押出し成形用ビレットを用意し、
（ｂ）マンドレル押出し成形によって、複数のフィンを備える中空管を押出し成形し、それによって、真っ直ぐまたは複雑な形の前記フィンのその大部分は合金材（Ａ）製となり、その一方で中空管は合金材（Ｂ）製となり、
（ｃ）段階（ｂ）による製品部材を切断し、場合によっては機械加工を行い、それによって、合金材（Ｂ）製の脚部と合金材（Ａ）製の本体部を備える押出し成形構造用材料（Ｆ）を得る。
【００２０】
この有利な方法では、まず、外径Ｄの合金材（Ｂ）製の内側管が、内径Ｄの合金材（Ａ）製の外側管内に入り込んでいる、断面が円形の二つの管を同心円状に備える軸対称の中空複合ビレットを製造する。この挿入は、外側管の加熱膨張によって行うことができる。しかしながら、内側管の冷却収縮によって作業することが好ましい。本出願人は、この後者の挿入方法の利用によって、押出し成形構造用材料（Ｆ）の引張力がより大きくなることを確認した。本出願人は、中空複合ビレットにおいて、軸対称のずれが可能な限り小さいことが大変重要であることを確認したが、それは、それが押出し成形された中空管の断面の対称性、および特に内壁の厚さの一定性ならびに構造用材料（Ｆ）の本体部内への合金材（Ｂ）の侵入高さ（図６に定義）に直接的に影響するからである。
【００２１】
段階（ｃ）の切断は、公知の技術によって実施することができる。それは、所望の長さに切断できる、長い切片の押出し成形構造用材料を得るための、縦方向の切断を意味する。したがって、押出し成形された中空管のフィンは構造用材料（Ｆ）の本体部になり、その一方で中空管自体がその脚部になる。脚部を機械加工によって仕上げることが、有利なことがある。
【００２２】
このようにして、二機能性モノリシック構造用材料（Ｆ）が得られるのであり、その本体部は、例えば極めて高い静的機械的耐性耐性を示し、その一方でその脚部は例えば極めて高い耐疲労性を示す、あるいは、融解によって溶接可能である技術的特性を有するのである。
【００２３】
本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）は、また、本体部の引張力によって特徴付けられるような、脚部と本体部との間の冶金学的な結合を十分に強くすることができる他のいずれの方法によっても製造することができる。軸対称の中空複合ビレットをマンドレル押出し成形することに基づく上記の方法は、外径が同じの二つのビレットを連続して組立したビレットを使用するよりも優れた結果を示す（図３）。図３によるそのようなビレットを使用するとき、マンドレル押出し成形は使用しない。また、鋳造ビレットの代わりに、押出し成形され、場合によって、機械加工された二つの管から構成される同心円状の管を使用することもできる。
【００２４】
軸対称の中空複合ビレットを使用する利点は、この方法によって押出し成形された製品部材の均質性を良好にし、および、特に押出し成形された中空管の長さに応じて押出し成形構造用材料（Ｆ）の脚部と本体部への二つの合金の分布をかなり一定にすることができることである。例として、本発明者らは、軸対称の中空複合ビレットから押出し成形された中空管の始めと終わりの間で、高さｈ（図６に定義）が約６ｍｍから約３ｍｍに減少することを観察した。このわずかな不均一性は、構造用材料（Ｆ）の使用特性に目立ったマイナス効果を及ぼすようには思えない。本発明者らは、上記のような軸対称の中空複合ビレットの間接押出し成形方法を使用することによってこの不均一性が最小化されることを確認した。
【００２５】
本発明による方法によって、押出し成形構造用材料（Ｆ）に別の構造用材料（Ｅ）を溶接することによって構造用材料（Ｇ）を製造することができ、その構造用材料では、構造用材料（Ｆ）の本体部に引張力を加えても通常では本体部と脚部との間に破壊が生じることはない。これは、合金材（Ａ）と（Ｂ）との界面の機械的脆弱性が観察されないことを意味する。
【００２６】
本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）の使用によって、大きなサイズの構造用材料（Ｇ）を極めて簡単に実現することができる。例として、押出し成形構造用材料（Ｆ）は、シートメタル上に溶接した縦通材とすることできる。より一般的には、本発明は、また、特に航空機製造用の溶接された構造用材料（Ｇ）の製造方法を含み、該方法において、
（ａ）押出し成形構造用材料（Ｆ）を熱処理アルミニウム合金製の製品部材である構造用材料（Ｅ）に融解によって溶接し、
（ｂ）溶接された前記構造用材料（Ｇ）に場合によっては熱処理を実施する。
そのような溶接された構造用材料（Ｇ）は、飛行機の胴体要素とすることができる。図８は、製品部材（Ｅ）を表す胴体パネル（１０）を示しており、その表面（１１）の一つは機械加工されている。溶接可能な合金製の脚部（１３）と本体部（１４）を備える本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）（符号１２）は、製品部材（Ｅ）に溶接され、溶接ゾーン（１５）が形成される。
【００２７】
場合によっては、溶接した部品に最終的な熱処理を行うことがある。このようにして、例えばその腐食についてのふるまいを改良することができる。一般的には、焼戻し熱処理を加えることができる。したがって、構造用材料（Ｆ）および（Ｅ）の熱処理の状態は、例えば、要素のどちらか一方への予備焼戻しによって、溶接後の熱処理を介して構造用材料（Ｇ）が満足できる最終的な状態に達するように選択される必要がある。例として、７０００系合金の縦通材は焼戻しを必要とするが、その全体時間は６０００系合金の半製品より短い。シートメタルが６０００系合金製で、縦通材が７０００系合金製のとき、６０００系合金製のシートメタルが溶接後に受けられる熱処理時間は、７０００系合金製の縦通材が溶接後に受けなければならない焼戻し処理時間がより短いために制限されるので、シートメタルを溶接前に予備焼戻しする必要がある。
【００２８】
さらにより複雑な構造用材料を生産するためには、合金材（Ａ）製であり、例えば溶接またはリベット締めによって製品部材すなわち構造用材料（Ｅ）に固定されている押出し成形構造用材料（Ｆ）の本体部を、例えばリベット締めまたはボルト締めによって他の製品部材に固定することができる。これは、一般的に、押出し成形構造用材料（Ｆ）の本体部がこの種の組立に適した形状をしていることを想定している。この実施態様は図１０に示されており、その図１０には、製品部材（Ｅ）を表す、その表面（１１）の一つが機械加工された製品部材（２０）が示されている。溶接可能な合金製の脚部（１３）および本体部（１４）を備える、本発明による押出し成形構造用材料（Ｆ）（符号１２）は、製品部材（Ｅ）に溶接され、溶接ゾーン（１５）が形成される。押出し成形構造用材料の本体部（１４）は、リベット（１６）によって別の構造用材料（１７）に固定されている。そのような複雑な構造用材料は、胴体フレームの組立材として航空機製造用に使用できる。この場合、本発明による二機能性押出し成形構造材料（Ｆ）（１２）の本体部（１４）は２０００系合金製であり、脚部（１３）は、４０００系合金、５０００系合金または７０００系合金製であり、製品部材（２０）は胴体外板であり、（１２）は「縦通材」（英語でｓｈｅａｒ  ｗｅｂ）、（１７）はフレームである。
【００２９】
図９は、本発明による二機能性押出し成形構造用材料（Ｆ）からのリベット締めによる構造用材料（Ｇ）の一実施態様を示している。二機能性構造用材料（１２）は、機械的耐性の高い７０００系合金製の本体部（１４）と、耐損傷性の高い２０００系合金製の脚部（１３）を備える。脚部（１３）は、隣接する二つの構造用材料（Ｅ）（符号１８）にリベット（１６）によって固定されている。そのような構造用材料（Ｇ）を飛行機の胴体の建造に使用することができる。
【００３０】
本発明の他の実施態様は、各従属請求項に記載される。
【００３１】
下記の実施例では、本発明の有利な実施態様を例として記載している。しかし、これらの実施例は、本発明を何ら限定するものではない。
【実施例】
【００３２】
この実施例では、ＡＡ７３４９合金製の本体部とＡＡ６０５６合金（参照記号Ｐ６）製またはＡＡ５０８６合金（参照記号Ｐ５）製の脚部を備える押出し成形構造用材料を製造する。
【００３３】
ＡＡ７３４９合金製の同心円状の外側部分とＡＡ６０５６合金またはＡＡ５０８６合金製の同心円状の内側部分を備える中空押出し成形用ビレットを以下の方法で用意する。ＡＡ７３４９合金製の第一のビレットを鋳造し、このビレット内に外径１８９ｍｍの円筒を機械加工する。この円筒内に、断面が円形（直径Ｄ）の導管を、円筒の縦方向の軸線と導管の縦方向の軸線が一致するように形成する。前記導管は、前記円筒の長さ全般に渡る。
【００３４】
ＡＡ６０５６合金またはＡＡ５０８６合金製の第二のビレットから、外径Ｄの円筒と断面が円形（直径ｄ）の導管を、円筒の縦方向の軸線と導管の縦方向の軸線が一致するように用意する。前記導管は、前記円筒の長さ全般に渡る。
【００３５】
このようにして、一つは７３４９合金製で、もう一つはＡＡ６０５６合金またはＡＡ５０８６合金製で、各々Ｄ＝８５ｍｍおよびｄ＝５３ｍｍの二つの中空の円筒形の管が得られる。７３４９合金製の管を１２０℃で加熱膨張させた後、６０５６合金製の管を７３４９合金製の管に挿入する。このようにして、図１に断面が概略的に図示されている中空の円筒形ビレットが得られる。ブロック温度４２０℃でマンドレル直接押出しにより押し出し成形を行う。押出された構造材料の断面を図２に示した。この実施例では、押出し比は１１である。得られた構造材料は、その長さ方向に切断された。構造材料、一つ分の長さから、このようにして、縦通材、八つ分の長さを与える（図２を参照のこと）。
【００３６】
縦通材の各型（参照記号Ｐ５またはＰ６）それぞれについて、Ｔ７６状態での本体部および脚部を、その弾性限界Ｒp0.2、その破壊強度Ｒmおよびその破断伸びＡによって特性化し、その結果を表１および２に示した。比較用として、表３に、ＡＡ７３４９合金製のモノブロックビレット（参照記号Ｐ７）からマンドレル直接押し出し成形によって得られた縦通材についての同じ種の結果を示した。押出し成形の各条件は、参照記号Ｐ５およびＰ６の条件に匹敵する。したがって、この縦通材Ｐ７では、脚部および本体部は、どちらもＡＡ７３４９合金製である。
【００３７】
【表１】
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【００３８】
【表２】
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【００３９】
【表３】
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【００４０】
構造用材料の脚部を剛性保持装置に固定したときの本体部の引張力を測定することによって、二つの合金材（Ａ）および（Ｂ）間の冶金的結合の品質を特性化する。この装置は、図７に概略的に示されている。テストする構造用材料（Ｆ）の一部分を切断し、それをくつわ状の保持治具１、２間に固定する。保持治具とサンプル間の完全な接触を確保するために、保持治具の形状は製品部材の曲線に合わせられている。保持治具を十分な距離で離して、製品部材の本体部３を引張試験機（図７には図示していない）の保持治具の間に挟む。引張力４を加えて、テストする製品部材が破壊するまで大きくする。その引張力を記録する。その引張力を断面の面積Ａで割ることにより、おおよその引張応力を計算することができる。この引張試験の結果を表４、表５および表６に示した。
【００４１】
【表４】
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【００４２】
【表５】
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【００４３】
【表６】
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【００４４】
溶融前のＰ５およびＰ６の光学顕微鏡での観察により、脚部と本体部間の界面が極めてはっきりしていることが確かめられた。二つの合金材（Ａ）および（Ｂ）の混合は観察されないが、拡散ゾーンが観察され、その幅は参照記号Ｐ５では１８０μｍを超えず、参照記号Ｐ６では１６０μｍを超えない。このことは、二つの合金材（Ａ）および（Ｂ）の組み合わせ、および以下の三つの元素、マグネシウム、銅および亜鉛について、電子プローブ（電子プローブマイクロ分析）によって、代表的な中空管で測定した拡散ゾーンの長さを示す図４から分かる。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】本発明に係る、中空複合ビレットの断面図。
【図２】矢印によって示すの切断によって、本発明に係る押出し成形構造用材料（Ｆ）を得るために使用される中空管の断面図。
【図３】本発明に係る押出し成形構造用材料（Ｆ）のビレットの一例。
【図４】合金の組、および三つの元素の間の拡散ゾーンの幅を示した図。
【図５】本発明に係る一実施例における拡散ゾーンの幅Ｄを示す図。
【図６】合金材（Ａ）の本体部内への脚部の合金材（Ｂ）の侵入高さｈを定義する図。
【図７】本発明に係る構造用材料の引張力の測定装置の概略図。
【図８】本発明に係る構造用材料の使用方法の一例。
【図９】本発明に係る構造用材料の使用方法の一例。
【図１０】本発明に係る構造用材料の使用方法の一例。
【符号の説明】
【００４６】
１０  胴体パネル
１１  表面
１２  押出し成形構造用材料
１３  脚部
１４  本体部
１５  溶接ゾーン
１６  リベット
１７  構造用材料
１８  隣接する構造用材料
２０  製品部材
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【国際調査報告】
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