(57)【要約】  大きなアルミニウムリチウム合金製の構成部品に焼き戻しを施し、合金製構成部品に冷間加工を施す先行技術のステップを必要とすることなく、高い強度性能および応力腐食割れに対する耐性を達成する工程。工程は、２つの新規のソーキング期間の使用、および２つの個々のソーキング時間における新規の制御された温度選択の使用の他に、一方のソーキング時間から他方への温度低下を慎重に制御することにより、所望される材料特性を達成する。
2012500330.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高い強度性能と応力腐食割れに対する耐性とを達成するための、アルミニウム合金ブランクの焼き戻し工程であって、
用いられる特定の合金における工業規格に従って、前記合金ブランクに焼き鈍しを施すステップと、
焼き鈍しが施された前記合金ブランクに対し、第１の制御された温度で熱間へら絞りを施して所望形状にするステップと、
用いられる特定の合金における工業規格に従って、前記所望形状を溶体化処理するステップと、
前記所望形状を液体中で急冷するステップと、
前記所望形状に対し、第２の制御された温度で第１のエージングを施すステップと、
前記所望形状に対し、第１の所定長さの時間で第１のソーキングを施すステップと、
前記所望形状の第２の制御された温度を、所定の減少率で第３の制御された温度まで下げるステップと、
前記所望形状に対し、第２の所定長さの時間で第２のソーキングを施すステップと、
前記所望形状を、室温に達するまで空冷するステップと
を含む、アルミニウム合金ブランクの焼き戻し工程。
【請求項２】
前記急冷するステップによって生じる小さい歪みを除去するための、前記所望形状を矯正するステップを、前記急冷するステップの後の追加のステップとして含む、請求項１に記載の工程。
【請求項３】
前記所望形状の特性を測定するための、前記所望形状を検査するステップを、追加のステップとして含む、請求項１に記載の工程。
【請求項４】
前記検査するステップは、硬度、電気伝導性、機械的ＡＳＴＭ検査、ＳＣＣ検査からなる検査群から選択される少なくとも１つの検査を含む、請求項３に記載の工程。
【請求項５】
急冷用の前記液体は水である、請求項１に記載の工程。
【請求項６】
急冷用の前記液体はグリコール水溶液である、請求項１に記載の工程。
【請求項７】
前記第１の制御された温度は、華氏７２５度の温度範囲内である、請求項１に記載の工程。
【請求項８】
前記第２の制御された温度は、華氏３４０度の温度範囲内である、請求項１に記載の工程。
【請求項９】
前記第３の制御された温度は、華氏２５０度の温度範囲内である、請求項１に記載の工程。
【請求項１０】
前記温度の減少率は、一時間あたり華氏４５度の範囲内である、請求項１に記載の工程。
【請求項１１】
前記第１のソーキング時間は、３２時間の範囲内である、請求項１に記載の工程。
【請求項１２】
前記ソーキング時間は、７２時間の範囲内である、請求項１に記載の工程。
【請求項１３】
前記アルミニウム合金ブランクは、２１９５アルミニウムリチウム合金からなる、請求項１に記載の工程。
【請求項１４】
前記所望形状は、ロケットのドーム型上部である、請求項１に記載の工程。
【請求項１５】
前記所望形状は、ロケットのスラストコーンである、請求項１に記載の工程。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、打ち上げロケットに用いられる金属製ドームおよび円錐型構成部品の製造に関し、特に、２１９５として知られるアルミニウムリチウム合金を用いて生産される構成部品の製造に関する。
【背景技術】
【０００２】
２１９５というアルミニウムリチウム合金は、その低い密度、高い弾性率および同程度の強度、並びに望ましい極低温特性（cryogenic service properties）といった点において魅力的であることから、打ち上げロケットの用途に用いられる。この材料の工業ガイドラインに沿って構成部品が製造されると、２１９５アルミニウムリチウム合金は応力腐食割れ（stress corrosion cracking）に対する耐性をも備える。打ち上げロケットのペイロードのための質量が増大し続けるにつれて、この合金の燃料タンクや機体構造への使用がＮＡＳＡ（米航空宇宙局）およびその他の打ち上げロケット事業者から要求されるようになった。この要求に応じる際、２１９５合金を、その強度が最も高い状態で、且つ応力腐食割れに対する耐性を備えている状態で供給することが必要となる。  
【０００３】
この材料における高い強度性能および応力腐食割れに対する耐性を達成するため、製造業者は材料に対し、水中またはグリコール水溶液中での急冷がその後に続く溶体化処理を施す（solution heat treat）。急冷の後、材料は一様に冷間加工される。冷間加工工程は、典型的には１〜３％に制御された延伸作業である。冷間加工作業が完了すると、次いで、構成部品には人工時効（artificially aged）が施され、それにより、高い強度および応力腐食割れに対する高い耐性が達成される。熱処理および冷間加工のパラメータは既知であり、２１９５アルミニウムリチウム合金の理想状態を達成するための工業規格として規定されている。打ち上げロケットのタンクおよび構造的構成部品の幾つかにおいては、部品のサイズおよび幾何学的形状に起因して、２１９５アルミニウムリチウム合金において所望される特徴を達成するために必要となる冷間加工を一様に適用することが不可能である。金属へら絞り工程（metal spinning process）を用いて２１９５アルミニウムリチウムプレート／ブランクから生産される一体成形タンクのドームおよびコーンが、この分野に含まれる。これらの構成部品の製造において、現在の製造方法は不十分である。
【０００４】
可能な解決方法の１つは、２１９５アルミニウムリチウム合金の高い強度および応力腐食割れに対する耐性を達成するために必要となる冷間加工を一様に適用することが可能な、金属へら絞り装置を製造することである。しかしながら、部品が比較的少量であることを考慮すると、金属へら絞りの製造業者がこの装置に投資することは考えにくい。また、工業データが引張り力を用いた冷間加工に基づいていることを考慮すると、金属へら絞りから発展した、圧縮力を用いた冷間加工が、所望される状態をもたらすかどうかについての疑問もある。この解決方法における、投資に対する好ましくない利益および疑わしい成功は、この方法を魅力のない選択肢としている。
【０００５】
これらの構成部品を製造し、高い強度および応力腐食割れに対する耐性を溶体化処理および急冷の後における冷間加工の追加を伴わずに達成する方法は、当該技術分野ではまだ知られていない。
【発明の概要】
【０００６】
本発明は、金属へら絞り工程および代替的な熱処理パラメータを用いてドームおよびコーンを製造する方法であり、部品が冷間加工された場合に達成されるのと同様の特性を、このステップが除かれた場合においても達成する。本方法の好適な実施形態は、２１９５アルミニウムリチウム合金製のドームおよびコーンを成形するステップおよび熱処理するステップを含む。
【０００７】
本発明の１つの態様は、生産される部品の冷間加工を必要とする従来技術の方法を用いて得られるのと同様の有益な特性を達成するため、２１９５アルミニウムリチウム合金の処理方法を提供することである。
【０００８】
本発明の別の態様は、製造するためにへら絞り技術を必要とする、極めて大きな部品に用いることが可能な、２１９５アルミニウムリチウム合金の処理方法を提供することである。
【０００９】
本発明のさらなる別の態様は、高い引張り強さおよび降伏強さを備える２１９５アルミニウムリチウム合金の処理方法を提供することである。
【００１０】
本発明の別の態様は、応力腐食割れに対する高い耐性を有する２１９５アルミニウムリチウム合金の処理方法を提供することである。
【００１１】
最終的に、本発明の１つの態様は、既存の製造装置を用いて実現される性能パラメータを満たす打ち上げロケット用部品を提供する、２１９５アルミニウムリチウム合金の処理方法を提供することである。
【００１２】
本発明のこれらの態様が排他的であることは意図されておらず、以下の詳細な説明および図面と組み合わせて読めば、本発明の他の特徴、態様および利点が当業者には明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明によって教示される工程を用いて作成されうるタイプの構成部品を示す多段ロケットの図である。
【図２】本発明に従った方法の好適な実施形態のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
図１に示されるように、多段ロケット１０の図は、本明細書において教示される方法を用いて作成されうる部品を有する典型的な構造である。ペイロード１５は、ペイロードフェアリング構造（payload fairing structure）の内部に配置される。二段目のロケットエンジン１７は、航行の最後の行程の間ペイロード１５に動力を供給し、それにより、良好な軌道が達成される。ロケット１０の一段目において、主タンク１２および補助タンク１４がドーム型の上部および底部１６、１８をそれぞれ有していることに留意されたい。これらのタンクは極めて大きい直径１１を有しており、本発明を用いて製造されるのに特に適している。スラストコーン１７（通常は複合材料である）もまた、本明細書に開示されている方法を用いて作成されるのに好適な構成部品である。
【００１５】
次に、図２を参照すると、２１９５アルミニウムリチウム合金に焼き戻しを施すための工程５４を示すフローチャートが記載されている。出発原料形態（starting material form）２０は、Ｆ状態として知られるミルテンパ（mill temper）にある。ステップ２２において、材料プレート２０には、２１９５アルミニウムリチウム合金の工業規格に従った焼き鈍しが施される。ステップ２４において、ドームまたはコーンの成形がへら絞り工程によって行われる。ドームまたはコーンの成形は、ステップ２６、２８において、金属へら絞り工程および／または、米国特許６，１９９，４１９号明細書に開示されているように開発された引張り成形工程を用いて、華氏７２５度±２５度という制御された温度で行われる。成形作業が完了すると、構成部品は、ステップ３０に示されるように、２１９５アルミニウムリチウム合金の工業規格に再び従って溶体化処理され、水中またはグリコール水溶液中で急冷される。必要であれば、構成部品は、急冷によって生じる小さい歪みを除去するため、溶体化処理の後のステップ３２で矯正（straighten）される。次いで、構成部品には、ステップ３４で人工時効が施される。ステップ３６では、構成部品の温度が華氏３４０度±５度に上昇される。次いで、構成部品には、３２時間±５分の間、「ソーキング」（構成部品をその温度に保つことを意味する技術用語である）が施される。次いで、ステップ３８では、構成部品の温度が、一時間あたり華氏４５度の減少率で華氏２５０度±５度まで下げられる。次いで、構成部品には、ステップ４０において、７２時間±５分の間、「ソーキング」が再び施される。最終的に、ステップ４２において構成部品は室温まで空冷される。上述したステップの完了後、構成部品の特性がステップ４４以降で検査される。検査される種々のパラメータは、ステップ４６における硬度、ステップ４８における電気伝導性、本発明を実施する際における最低限であるステップ５０、および最終的に、規定されるＳＣＣ検査であるステップ５２である。
【００１６】
本発明を幾つかの好適な実施形態に関連して説明してきたが、その他の変形例は、本明細書に含まれる好適な実施形態に関する技術を有する当業者には明らかである。
【図１】
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【図２】
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