KR102600332B1 - 클래드 2xxx-계열 항공우주 제품 - Google Patents

Abstract

본 발명은 2XXX-계열 코어 층(20), 바람직하게는 AA2024-계열 알루미늄 합금 및 2XXX-계열 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합되는 Al-Mn 합금 층(30)을 포함하는 압연 복합재 항공우주 제품(10)에 관한 것이며, Al-Mn 합금 층(30)은 0.3% 내지 2.0% Mn을 포함하는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 되어 있다.

Description

클래드 2XXX-계열 항공우주 제품

본 발명은 2XXX-계열 코어 층 및 2XXX-계열 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합된 알루미늄 합금 층을 포함하는 압연 복합재 항공우주 제품(rolled composite aerospace product)에 관한 것이다. 압연 복합재 제품은 항공우주 구조 부품에 이상적으로 적합하다. 본 발명은 또한 압연 복합재 항공우주 제품을 제조하는 방법에 관한 것이다.

항공우주 산업에서 AA2024-계열 알루미늄 합금 및 그 변형물은 대부분 T3 조건 또는 그 변형에서 높은 손상 내성(damage tolerant) 알루미늄 합금으로 널리 사용된다. 이러한 알루미늄 합금 제품은 중량 대비 강도가 비교적 높으며 우수한 파괴 인성(fracture toughness), 우수한 피로 특성(fatigue property) 및 적절한 내식성(corrosion resistance)을 나타낸다.

이미 수십 년 동안 내식성을 향상시키기 위해 AA2024-계열 합금 제품은 상대적으로 얇은 클래딩 층(cladding layer)이 일 측 또는 양 측에 있는 복합재 제품으로 제공될 수 있다. AA2024 코어 합금의 부식을 보호하는 클래딩 층은 일반적으로 고순도이다. 클래딩은 본질적으로 비합금 알루미늄(unalloyed aluminium)을 포함한다. 일반적으로 1000-유형, 1100-유형, 1200-유형 및 1300-유형의 하위-등급(sub-class)들을 포함하는 1XXX-계열 알루미늄 합금이 일반적으로 참조된다. 그러나 실제로는 클래딩 층에 사용되는 1XXX-계열 알루미늄 합금이 다소 순도가 높으며, Si+Fe <0.7%, Cu <0.10%, Mn <0.05%, Mg <0.05%, Zn <0.10%, Ti <0.03% 및 나머지 알루미늄의 조성을 갖는다.

1XXX-계열 합금으로 클래딩된 AA2024-계열 알루미늄 합금도 양극산화 처리(anodizing)될 수 있다. 양극산화 처리는 부식 및 마모에 대한 내성을 증가시키고 비피복 금속(bare metal)보다 페인트 프라이머(paint primer) 및 접착제에 더 나은 접착력을 제공한다. 양극산화 처리된 제품은 날개, 수평 꼬리 평면, 수직 꼬리 평면 또는 동체의 스킨 패널(skin panel)들과 같은 구조적 접착 금속 본딩에 적용된다. 추가로 알려진 어플리케이션은 접착 본딩을 사용하여 하나 이상의 (유리) 섬유 강화 층(fibre reinforced layer)들이 알루미늄 패널들 또는 시트들 사이에 삽입되어 소위 섬유 금속 라미네이트(laminate)를 생성하는 샌드위치 구조(sandwich structure)를 포함한다. 특허 문헌 WO-2017/183965-A1(포커(Fokker))은 접착 본딩 층 및/또는 프라이머 층의 후속 적용을 준비하기 위해 다공성 양극 산화물 코팅을 적용하기 위해 알루미늄 합금을 양극산화 처리하는 방법을 개시하고 있다.

클래드 층으로서 1XXX-계열 합금의 단점은 이러한 합금이 매우 부드럽고 제품 취급 중 표면 손상에 민감하다는 것이다. 또한 성형 작업(forming operation) 중에 이것은 예를 들어 다이-스티킹(die-sticking)으로 이어질 수 있다.

아래에서 이해되는 바와 같이, 달리 표시된 경우를 제외하고, 알루미늄 합금 및 템퍼(temper) 지정은 2018년 알루미늄 협회에 의해 출판된 바와 같은 그리고 당업자에게 잘 알려져 있는 알루미늄 표준 및 데이터 및 등록 기록의 알루미늄 협회 지정을 참조한다. 템퍼 지정은 유럽 표준 EN515에도 명시되어 있다.

합금 조성 또는 바람직한 합금 조성에 대한 설명에서, 백분율에 대한 모든 언급은 달리 명시되지 않는 한 중량 퍼센트(weight percent)를 기준으로 한다.

본원에 사용된 용어 "최대(up to)" 및 "약 최대(about up to)"는, 이에 제한되는 것은 아니지만, 그것이 지칭하는 특정 합금 성분의 중량 퍼센트가 0일 가능성을 명시적으로 포함한다. 예를 들어, 최대 0.25% Zn은 Zn이 없는 알루미늄 합금을 포함할 수 있다.

본 발명의 목적을 위해 시트 제품 또는 시트 재료는 1.3mm(0.05 인치) 이상 그리고 6.3mm(0.25 인치) 이하의 두께를 갖는 압연 제품(rolled product)으로 이해되어야 하며, 플레이트 재료 또는 플레이트 제품은 6.3mm(0.25 인치) 이상의 두께를 갖는 압연 제품으로 이해되어야 한다. 알루미늄 표준 및 데이터, 알루미늄 협회, 챕터 5 용어, 1997 또한 참조한다.

본 발명의 목적은 2XXX-계열 합금에 기초하고 내식성(corrosion resistance)과 성형성(formability)의 개선된 균형을 제공하는 압연 항공우주 제품을 제공하는 것이다.

두 개의 면(face)들을 갖는 2XXX-계열 코어 층 및 상기 2XXX-계열 코어 층의 적어도 하나의 표면 또는 면에 결합된 Al-Mn 합금 층을 포함하는 압연 복합재 항공우주 제품을 제공하는 본 발명에 의해 이러한 목적 및 다른 목적 및 추가 이점이 충족되거나 초과된다. Al-Mn 합금은 0.3% 내지 2.0% Mn, 바람직하게는 0.5% 내지 1.8% Mn, 보다 바람직하게는 0.5% 내지 1.5% Mn을 포함하는 3XXX-계열 알루미늄 합금이다.

Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 합금, 특히 1XXX-계열 합금과 비교하여 바람직한 실시 예의 몇 가지 이점이 있다. 최대 2.0% Mn을 포함하는 Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 합금은 알루미늄 합금을 더 음극성(cathodic)으로 만든다. 적어도 0.3%의 Mn, 바람직하게는 적어도 0.5%의 Mn을 가짐으로써, 클래드 층은 2XXX-계열 코어 합금과 충분한 전위차(potential difference)를 갖고 있어 압연 복합재 항공우주 제품에 매우 우수한 내식성, 특히 양호한 입계 내식성(intergranular corrosion resistance)을 제공한다.

Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 합금은 고도의 변형이 필요한 성형 작업에서 압연 복합재 항공 우주 제품을 성형할 수 있을 정도로 성형성 특성(formability characteristics)이 매우 우수하다. 성형성 특성은 여러 자동차 알루미늄 판금 합금의 성형성 특성과 비슷하다. 성형 다이에 대한 클래드 층의 다이-스티킹(die-sticking)은 1XXX-계열 클래드 층과 비교하여 클래딩 층의 증가된 경도로 인해 현저히 감소되거나 방지된다. Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 합금은 예를 들어 평평한 헴(hem)으로 형성될 때 매우 우수한 헤밍 성능(hemming performance)을 갖습니다. 평평한 헴을 형성한 후 눈에 띄는 표면 균열이 없다. 표면 균열이 없으면 성형 윤활제(forming lubricant)의 표면으로의 픽업(pick-up)이 방지된다. 표면 균열이 없으면 복합재 항공우주 제품의 피로 성능(fatigue performance)도 크게 향상된다. 또한, 피로가 피팅(pitting) 개시 부위에 의해 유발되기 때문에 피팅 부식에 대한 저항성이 매우 우수하면 피로 성능이 향상된다. Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 합금을 사용하면 스트레칭 작업 중에 루더스-라인(L

ders-lines) 또는 스트레처 스트레인 마크(stretcher strain mark)가 형성되는 것을 방지하여 매우 우수한 표면 품질을 얻을 수 있다. Al-Mn 또는 3XXX-계열 합금은 1XXX-계열 합금보다 강도가 높아, 표면이 더 단단하고 제품 취급 중 스크레치와 같은 표면 손상이 적다.

Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 합금은 접착 본딩 층(adhesive bonding layer) 및/또는 프라이머 층(primer layer)의 후속 적용에 문제가 없을 정도로 매우 우수한 양극산화 처리가 가능하다.

Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 합금은 1XXX-계열 합금보다 훨씬 더 강하여 복합재 항공우주 제품의 전체 강도가 동일한 클래드 층 두께의 1XXX-계열 합금에 비해 증가한다. 이것은 또한 더 얇은 클래드 두께를 갖는 복합재 항공우주 제품의 설계를 허용하는 동시에 중량을 절감하고 여전히 요구되는 우수한 내식성 및 개선된 성형성 특성을 제공한다.

또한 2XXX-계열 합금에는 Cu, Mn 및 Mg도 의도적으로 첨가되어 있기 때문에 압연 복합재 항공우주 제품의 산업용 크기 스크랩(scrap)의 재활용은 주요 문제로 이어지지 않는다. 롤 본딩 제품은 코어 층에서 클래딩 층(들)을 사전에 분리하지 않고 재용융될 수 있다.

일 실시 예에서, Al-Mn 합금 층 또는 3xxx-계열 알루미늄 합금은 층들 사이에 필요한 야금의(metallurgical) 본딩을 달성하기 위해 롤 본딩에 의해, 바람직하게는 열간 압연에 의해 코어 층에 결합된다. 이러한 롤 본딩 프로세스는 매우 경제적이며 원하는 특성을 나타내는 매우 효과적인 복합재 항공우주 제품을 만든다. 본 발명에 따른 압연 복합재 제품을 제조하기 위한 이러한 롤 본딩 프로세스를 수행할 때, 코어 층과 3xxx-계열 알루미늄 합금 층(들) 모두 롤 본딩 동안 두께 감소를 경험하는 것이 바람직하다. 코어 합금에 대한 3XXX-계열 알루미늄 합금의 압연 본딩은 훨씬 더 부드럽고 최종 게이지(gauge)에 도달하기 위해 더 많은 압연 패스(rolling pass)들이 필요한 1XXX-계열 합금에 비해 문제가 적다. 전형적으로, 압연 전, 특히 열간 압연 전, 코어 층의 적어도 압연 면(rolling face)들은 압연 잉곳(rolling ingot)의 주조된 표면 근처의 분리 구역을 제거하고 제품 평탄도를 증가시키기 위해 스캘핑(scalping)된다. Al-Mn 합금 클래드 라이너(liner)는 열간 압연 플레이트로 제공될 수 있다.

바람직하게는, 2XXX 합금 코어 층의 주조 잉곳 또는 슬래브(slab)는 열간 압연 전에 균질화되고 및/또는 열간 압연에 이어 직접 예열될 수 있다. 열간 압연 전 2XXX-계열 합금의 균질화 및/또는 예열은 일반적으로 400°C 내지 505°C 범위의 온도에서 단일 또는 다중 단계로 수행된다. 두 경우 모두, 주조된 재료에서 합금 원소들의 분리(segregation)가 감소되고 용해성 원소가 용해된다. 약 400°C 이하에서 처리가 수행되면, 결과적인 균질화 효과가 불충분하다. 온도가 약 505°C 이상이면, 공정 용융(eutectic melting)이 발생하여 바람직하지 않은 기공이 형성될 수 있다. 이 열 처리의 바람직한 시간은 2 내지 30시간이다. 더 긴 시간은 일반적으로 해롭지 않다. 균질화는 일반적으로 약 480°C 이상의 온도에서 수행된다. 전형적인 예열 온도는 약 430°C 내지 460°C 범위이며 소킹 시간(soaking time)은 최대 약 15시간의 범위이다.

본 발명의 실시 예에서 Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 알루미늄 합금 클래드 라이너를 형성하는 주조 잉곳 또는 슬래브는 더 얇은 게이지로의 열간 압연 전에 균질화되었다. 균질화는 더 미세하고 균질한 결정 구조(grain structure)를 가져오고 최종 압연 복합재 항공우주 제품에서 Al-Mn 합금 층의 성형성을 증가시킨다. 균질화 열-처리는 바람직하게는 적어도 약 1시간 동안, 바람직하게는 약 1 내지 30시간 범위, 전형적으로 약 6 내지 20시간 동안 적어도 450°C의 온도에서 수행된다. 바람직하게는 균질화 온도는 약 530°C 내지 630°C 범위이다.

본 발명의 실시 예에서 Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 알루미늄 합금 클래드 라이너를 형성하는 주조 잉곳 또는 슬래브는 더 얇은 게이지로의 열간 압연 전에 균질화되지 않았다. AA2XXX-계열 코어 합금에 롤 본딩을 위한 열간 압연 라이너 플레이트를 형성하기 위해 중간 두께로 다운 게이징(down-gauging)을 위해 열간 압연 온도까지만 예열되었다. 이는 최종 압연 복합재 항공우주 제품에서 Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 알루미늄 합금 층의 내식성을 증가시킨다.

AA2XXX-계열 코어 합금에 롤 본딩을 위한 열간 압연 라이너 플레이트를 형성하기 위해 더 얇은 게이지로 열간 압연하기 전에, Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 합금 층의 압연 면은 압연 잉곳의 주조된 표면 근처의 분리 영역(segregation zone)을 제거하고 제품 평탄도를 증가시키기 위해 스캘핑될 수 있다.

압연 복합재 항공우주 제품은 열간 압연 및 선택적으로 당해 분야에서 통상적인 바와 같이 뒤따르는 냉간 압연에 의해 최종 게이지로 다운 게이징된다.

압연 복합재 제품을 최종 게이지까지 압연 후, 제품은 일반적으로 용액 효과가 평형(equilibrium)에 도달하기에 충분한 시간 동안 약 450°C 내지 505°C 범위의 온도에서 용액 열 처리되며, 일반적인 소킹 시간은 5분 내지 120분이다. 바람직하게는 용액 열 처리는 475°C 내지 500°C 범위의 온도에서, 예를 들어 약 495°C에서 이루어진다. 용액 열 처리는 일반적으로 배치로(batch furnace) 또는 연속로(continuous furnace)에서 수행된다. 지시된 온도에서 바람직한 소킹 시간은 약 5분 내지 35분 사이이다. 그러나, 클래드 제품의 경우, 특히 2XXX 코어 층에서 너무 많은 구리가 Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 알루미늄 합금 클래드 층으로 확산될 수 있어 상기 층(들)에 의해 제공되는 부식 보호에 해로운 영향을 미칠 수 있기 때문에 너무 긴 소킹 시간에 주의해야 한다. 용액 열 처리 후, 복합 제품을 175°C이하, 바람직하게는 100°C 이하, 보다 바람직하게는 상온으로 충분히 빠르게 냉각시켜 예를 들어, Al₂CuMg 및 AI₂Cu와 같은 2차 상(secondary phase)의 제어되지 않은 침전(precipitation)을 방지하거나 최소화하는 것이 중요하다. 다른 한편으로는 복합재 제품에서 충분한 평탄도와 낮은 수준의 잔류 스트레스(residual stress)를 허용하기 위해 냉각 속도가 너무 높아서는 안 된다. 예를 들어, 물 담금(water immersion) 또는 워터 젯(water jet)과 같은, 물을 사용하여 적절한 냉각 속도를 얻을 수 있다. 이 온도 범위에서 용액 열 처리는 Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 합금 층의 재결정화된 미세구조(recrystallized microstructure)를 초래한다. 이 조건에서 클래드 층은 재결정화되지 않은 조건에 비해 향상된 성형성을 제공한다.

복합재 제품은 내부의 잔류 응력을 완화하고 제품의 평탄도를 개선하기 위해 예를 들어 원래 길이의 0.5% 내지 8% 범위로 스트레칭함으로써 추가 냉간 가공될 수 있다. 바람직하게는 스트레칭은 0.5% 내지 6%, 보다 바람직하게는 0.5% 내지 4%, 가장 바람직하게는 0.5% 내지 3% 범위이다.

냉각 후 압연 복합재 항공우주 제품은 일반적으로 주변 온도에서 자연적으로 에이징되며, 대안적으로 복합재 항공우주 제품은 인위적으로 에이징될 수도 있다. 이 프로세스 단계에서 인공 에이징은 특히 더 높은 게이지 제품에 유용할 수 있다. 용액 열 처리를 적용한 Al-Mn 합금 또는 3xxx-계열 알루미늄 합금은 자연 에이징과 인공 에이징 모두에 의해 향상된 용액 경화 강화(solution hardening strengthening) 및 향상된 시효-경화 반응(age-hardening response)을 나타내며, 이는 무엇보다도 최종 압연 복합재 항공 우주 제품의 전체 강도에 기여하는 유리한 높은 기계적 특성으로 이어진다.

3XXX-계열 알루미늄 합금 층 또는 층들은 일반적으로 코어보다 훨씬 얇으며, 각 Al-Mn 합금 층은 전체 복합재 두께의 1% 내지 20%를 구성한다. Al-Mn 합금 층은 보다 바람직하게는 전체 복합재 두께의 약 1% 내지 10%를 구성한다.

일 실시 예에서, 3XXX-계열 알루미늄 합금 층은 2XXX-계열 코어 층의 일 표면 또는 면 상에 본딩된다.

일 실시 예에서, 3XXX-계열 알루미늄 합금 층은 2XXX-계열 코어 층의 양 표면들 또는 면들 상에 본딩되어 압연 복합재 항공우주 제품의 외부 표면을 형성한다.

일 실시 예에서, 압연 복합재 항공우주 제품은 적어도 0.8 mm의 전체 두께를 갖는다.

일 실시 예에서, 압연 복합재 항공우주 제품은 최대 50.8 mm(2인치), 바람직하게는 최대 25.4 mm(1인치), 가장 바람직하게는 최대 12 mm의 전체 두께를 갖는다.

일 실시 예에서, 압연 복합재 항공우주 제품은 플레이트(plate) 제품이다.

일 실시 예에서, 압연 복합재 항공우주 제품은 시트(sheet) 제품이다.

일 실시 예에서 3XXX-계열 층은 wt.%로 다음을 포함하는 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 구성된다:

Mn 0.3% 내지 2.0%, 바람직하게는 0.5% 내지 1.8%, 보다 바람직하게는 0.5% 내지 1.5%, 가장 바람직하게는 0.6% 내지 1.25%,

Si 최대 1.2%, 바람직하게는

0.9%, 더욱 바람직하게는

0.5%,

Fe 최대 0.7%, 바람직하게는

0.5%, 더욱 바람직하게는

0.3%,

Cu 최대 1.5%, 바람직하게는

0.2%, 더욱 바람직하게는 0.20% 내지 1.2% 또는

0.25%,

Mg 최대 1.0%, 바람직하게는

0.7%, 더욱 바람직하게는 0.10% 내지 0.7% 또는

0.15%,

Cr 최대 0.25%, 바람직하게는

0.15%,

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는

0.15%,

Ti 최대 0.25%, 바람직하게는

0.2%, 더욱 바람직하게는 0.005% 내지 0.20%,

Zn 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1.0%,

기타 원소 및 불순물 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지의 알루미늄.

Mn은 주요 합금 원소이며 클래드 층에 강도와 성형성을 제공한다. Mn 함유량의 하한은 바람직하게는 0.5%, 보다 바람직하게는 0.6%이다. 일 실시 예에서, Mn 함량에 대한 상한은 1.8%, 바람직하게는 1.5%, 보다 바람직하게는 1.25%이다.

3XXX-계열 층의 실시 예에서 Mg 함량은 0.1% 내지 0.7% 범위, 바람직하게는 0.2% 내지 0.7% 범위에 있다. Cu 함량은 0.20% 내지 1.2%, 바람직하게는 0.30% 내지 1.0% 범위에 있다. Cu 첨가로 3XXX-계열 합금은 용액 열 처리 후 자연 에이징과 인공 에이징 모두에 의해 향상된 시효 경화 반응을 나타내며, 이는 강도 증가에 기여하는 유리한 높은 기계적 특성으로 이어진다.

3XXX-계열 층의 실시 예에서 Mg 함량은 0.1% 내지 0.7% 범위, 바람직하게는 0.2% 내지 0.7% 범위에 있다. Cu 함량은 최대 0.25%의 범위에 있다. 용액 열 처리 후에도 여전히 시효 경화 반응을 나타내지만, 상대적으로 낮은 Cu 함량은 2xxx-계열 코어 합금으로부터의 Cu에 대한 Cu 확산 장벽으로 작용하여 복합재 항공우주 제품의 내식성을 향상시킨다.

3XXX-계열 층의 실시 예에서 Cu 함량은 0.20% 내지 1.2% 범위, 바람직하게는 0.3% 내지 0.9% 범위에 있다. Mg 함량은 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%의 범위에 있다. Mg 함량을 낮추는 것은 외부 표면에서 코어 합금 층과 클래드 층 사이의 결합에 악영향을 미치는 Mg 기반 산화물이 적다는 이점을 갖는다. 그것은 또한 기포(blister) 형성의 위험을 줄인다.

3XXX-계열 층의 실시 예에서 Mg 함량은 최대 0.20%이고 Cu 함량은 최대 0.25%이다. 바람직한 실시 예에서 조합된 Mg+Cu 함량은 0.35% 미만, 바람직하게는 0.25% 미만이다. 이것은 압연 복합재 항공우주 제품의 성형성과 내식성의 양호한 균형을 제공한다. Mg 함량을 낮추는 것은 외부 표면에서 코어 합금 층과 클래드 층 사이의 결합에 악영향을 미치는 Mg 기반 산화물이 적다는 이점을 갖는다. 그것은 또한 기포 형성의 위험을 줄인다.

일 실시 예에서, Fe 함량은 최대 0.5%, 바람직하게는 최대 0.3%, 더 바람직하게는 최대 0.2%이다. Fe 함량이 낮을수록 더 많은 Mn-분산질(dispersoid), 특히 AlMn6 분산질을 형성하는데 유리하며, 이는 3XXX-계열 합금의 주요 강화 형성 요소이며, 이에 따라 클래드 층의 강도를 증가시킨다. Fe 함량이 낮을수록 성형성이 높아진다.

Zn 함량은 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1%이다. Zn을 추가하면 특정 응용 분야에 필요한 부식 전위(corrosion potential)를 조정할 수 있으므로 압연 항공우주 제품의 내식성이 향상된다.

일 실시 예에서, 3XXX-계열 층은 wt.% 단위로 다음으로 구성된 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 구성된다: Mn 0.3% 내지 2.0%, Si 최대 1.2%, Fe 최대 0.7%, Cu 최대 1.5%, Mg 최대 1.0%, Cr 최대 0.25%, Zr 최대 0.25%, Ti 최대 0.25%, Zn 최대 1.5%, 나머지의 알루미늄과 불순물, 그리고 본원에 설명되고 청구된 바와 같이 더 좁은 조성 범위를 선호한다.

실시 예에서 3XXX-계열 알루미늄 합금 클래드 층의 조성이 조정되거나 설정되어, 2XXX-계열 코어 합금에 최적의 부식 보호 기능을 제공하기 위해 -710mV 이하(예를 들어, -75 0mV)의 개방 전위(open potential) 부식 값(vs. 표준 칼로멜 전극(SCE), "부식 전위"라고도 함)을 갖고, 이는 0.1 N 칼로멜 전극(calomel electrode)을 사용하여 25°C에서 53 g/L NaCl 플러스(plus) 3 g/L H₂O₂의 용액에서 용액 열 처리 및 급속 냉각된 재료에서 측정된 것이다. 바람직한 실시 예에서, 3XXX-계열 알루미늄 합금 클래드 층의 부식 전위는 SHT 및 급속 냉각 후에, 따라서 주요 합금 원소가 대부분 고용체일 때 측정된 -730 mV 내지 -800 mV의 범위에 있다.

일 실시 예에서, 양극 클래드 층에서 코어 층까지 충분한 부식 보호를 제공하기 위하여 2XXX 코어 층과 3XXX-계열 알루미늄 합금 클래드 층 사이의 부식 전위 차이는, 즉 최종 템퍼에서, 30 내지 100 mV의 범위에 있다.

일 실시 예에서, 2XXX-계열 코어 층은 wt.%로 다음을 포함하는 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 구성된다:

Cu 1.9% 내지 7.0%, 바람직하게는 3.0% 내지 6.8%, 더욱 바람직하게는 3.2% 내지 4.95%;

Mg 0.30% 내지 1.8%, 바람직하게는 0.35% 내지 1.8%;

Mn 최대 1.2%, 바람직하게는 0.2% 내지 1.2%, 더욱 바람직하게는 0.2% 내지 0.9%;

Si 최대 0.40% 이하, 바람직하게는 최대 0.25%;

Fe 최대 0.40% 이하, 바람직하게는 최대 0.25%;

Cr 최대 0.35%, 바람직하게는 최대 0.10%;

Zn 최대 1.0%;

Ti 최대 0.15%, 바람직하게는 0.01% 내지 0.10%;

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.12%;

V 최대 0.25%;

Li 최대 2.0%;

Ag 최대 0.80%;

Ni 최대 2.5%;

나머지의 알루미늄과 불순물들. 일반적으로, 이러한 불순물들은 각각 <0.05%, 전체 <0.15%로 존재한다.

다른 실시 예에서, 2XXX-계열 코어 층은 wt.%로 다음을 포함하는 조성을 갖는 알루미늄 합금으로 구성된다:

Cu 1.9% 내지 7.0%, 바람직하게는 3.0% 내지 6.8%, 더욱 바람직하게는 3.2% 내지 4.95%;

Mg 0.30% 내지 1.8%, 바람직하게는 0.8% 내지 1.8%;

Mn 최대 1.2%, 바람직하게는 0.2% 내지 1.2%, 더욱 바람직하게는 0.2% 내지 0.9%;

Si 최대 0.40%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Fe 최대 0.40%, 바람직하게는 최대 0.25%;

Cr 최대 0.35%, 바람직하게는 최대 0.10%;

Zn 최대 0.4%;

Ti 최대 0.15%, 바람직하게는 0.01% 내지 0.10%;

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.12%;

V 최대 0.25%; 및

나머지의 알루미늄과 불순물들. 일반적으로 이러한 불순물들은 각각 <0.05%, 전체 <0.15%로 존재한다.

바람직한 실시 예에서, 2XXX-계열 코어 층은 AA2X24-계열 알루미늄 합금으로 이루어지며, 여기서 X는 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 또는 8이다. 특히 바람직한 알루미늄 합금은 AA2024, AA2524 및 AA2624의 범위 내에 있다.

일 실시 예에서, 2XXX-계열 코어 층은 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 조건으로 제공된다.

2XXX-계열 코어 층은 "F" 템퍼 또는 어닐링된 "O" 템퍼와 같은 비 용액 열 처리된 상태로 사용자에게 제공되며, 그리고 나서 사용자에 의하여 요구되는 상태로, 예를 들어 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 템퍼로, 형성되고 용액 열 처리되고, 에이징된다.

실시 예에서 인터라이너(interliner) 또는 내부 클래드 층이 2XXX-계열 코어 합금 층의 외부 표면과 각각의 Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 알루미늄 합금 층의 내부 표면 사이에 위치된다. 인터라이너는 압연 복합재 항공우주 제품의 외부 표면 층을 형성하는 3XXX-계열 알루미늄 합금보다 Zn 함량이 더 높은 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 만들어진다. 이 인터라이너는 코어 합금에서 외부 표면 층으로 Cu의 추가 확산 장벽으로 작용한다. Zn을 더 많이 첨가하면 2XXX-계열 코어 합금에 결합된 3XXX-계열 층에 Zn 구배(Zn-gradient)를 또한 생성하여 코어 합금에 증가된 갈바닉 보호(galvanic protection)를 제공하며 우선적인 라이너 내부 부식에 의해 코어 합금의 피팅(pitting) 및 입계(intergranular) 내부식성을 향상시키고, 3XXX-계열 알루미늄 합금 외부 층이 제공하는 강도 및 표면 특성은 유지된다. 예를 들어 1XXX-계열 합금 인터라이너와 3XXX-계열 외부 층 대신 두 개의 3XXX-계열 알루미늄 합금 층들(인터라이너 및 외부 표면 층)을 선택함으로써, 3XXX-계열 알루미늄 합금의 우수한 롤 본딩 특성이 유지된다. 열간 압연 공정 중 합금 조성이 약간 다른 두 3XXX-계열 합금들의 유동 거동에는 거의 차이가 없다.

3XXX-계열 외부 층보다 Zn 함량이 더 높은 3XXX-계열 알루미늄 합금 인터라이너의 실시 예에서, 인터라이너는 그의 높은 Zn 함량으로 인해 초기에 외부 층보다 낮은 OCP 값 또는 개방 전위 부식 값(vs. 표준 칼로멜 전극(SCE), "부식 전위"라고도 함)을 갖는다. 이것은 용액 열 처리 동안 특히 열-기계적 처리 동안 코어 합금에서 인터라이너로의 Cu 확산을 보상할 것이다. 인터라이너로 확산된 Cu는 인터라이너의 OCP 값을 대략 외부 층 수준으로 다시 올려, 두 개의 3xxx-계열 층들을 OCP 값에서 보다 균형 있게 만든다.

일 실시 예에서, 각각의 3XXX-계열 합금 인터라이너 층의 두께는 일반적으로 코어보다 훨씬 얇으며, 각각의 인터라이너 층은 전체 복합재 두께의 1% 내지 20%를 구성한다. 인터라이너 층은 보다 바람직하게는 전체 복합재 두께의 약 1% 내지 10%를 구성한다.

일 실시 예에서, 인터라이너는 0.3% 내지 2.0% Mn 및 0.25% 내지 4% 범위의 Zn의 의도적 첨가를 포함하는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 제조된다. 일 실시 예에서, Zn 함량에 대한 하한은 0.5%이다. 일 실시 예에서, Zn 함량에 대한 상한은 3%이다.

일 실시 예에서 인터라이너는 wt.%로 다음을 포함되는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 만들어진다:

Mn 0.3% 내지 2.0%, 바람직하게는 0.5% 내지 1.8%, 보다 바람직하게는 0.5% 내지 1.5%, 가장 바람직하게는 0.6% 내지 1.25%;

Zn 0.25% 내지 4%, 바람직하게는 0.5% 내지 4%, 더욱 바람직하게는 0.5% 내지 3%;

Si 최대 1.2%, 바람직하게는 최대 0.9%, 더욱 바람직하게는 최대 0.5%;

Fe 최대 0.7%, 바람직하게는 최대 0.5%, 및 보다 바람직하게는 최대 0.3%;

Cu 최대 1.5%, 바람직하게는 최대 1.2%;

Mg 최대 1.0%, 바람직하게는 최대 0.7%;

Cr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%;

Zr 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.15%;

Ti 최대 0.25%, 바람직하게는 최대 0.2%, 더욱 바람직하게는 0.005% 내지 0.20%;

기타 원소들 및 불순물들 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 및 나머지의 알루미늄.

일 실시 예에서 인터라이너는 wt.%로 다음으로 구성된 조성을 갖는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 제조된다: Mn 0.3% 내지 2.0%, Zn 0.25% 내지 4%, Si 최대 1.2%, Fe 최대 0.7%, Cu 최대 1.5%, Mg 최대 1.0%, Cr 최대 0.25%, Zr 최대 0.25%, Ti 최대 0.25%, 나머지의 알루미늄 및 불순물들, 그리고 바람직한 본원에 설명되고 청구된 바와 같은 더 좁은 조성 범위.

발명은 또한 본 발명의 압연 복합재 항공우주 제품의 제조 방법에 관한 것으로, 상기 방법은:

(a) 복합재 항공우주 제품의 코어 층을 형성하기 위한 2XXX-계열 알루미늄 합금의 잉곳 또는 압연 공급원료(rolling feedstock)를 제공하는 단계;

(b) 상기 2XXX-계열 알루미늄 합금의 잉곳을 400°C 내지 505°C 범위의 온도에서 적어도 2시간 동안 균질화하는 단계;

(c) 2XXX-계열 코어 알루미늄 합금 상에 외부 클래드 층을 형성하기 위한 3XXX-계열 알루미늄 합금의 잉곳 또는 압연 클래드 라이너를 제공하는 단계; 선택적으로 2XXX-계열 코어 알루미늄 합금의 각 측에 클래드 층을 형성하기 위해 3XXX-계열 알루미늄 합금의 두 개의 잉곳들 또는 두 개의 압연 클래드 라이너들이 제공 됨;

(d) 선택적으로 3XXX-계열 알루미늄 합금의 잉곳(들)을 적어도 450°C 범위의 온도에서 적어도 1시간 동안, 바람직하게는 530°C 내지 630°C 범위의 온도에서 균질화하는 단계;

(e) 2XXX-계열 코어 층과 3XXX-계열 외부 클래드 층 사이에 위치하는 인터라이너 또는 내부 클래드 층을 형성하기 위한 3xxx-계열 알루미늄 합금의 잉곳 또는 압연 클래드 라이너를 선택적으로 제공하는 단계; 2XXX-계열 코어 층과 각각의 3XXX-계열 외부 클래드 층 사이에 위치하는 인터라이너 또는 내부 클래드 층을 형성하기 위해 3XXX-계열 알루미늄 합금의 두 개의 잉곳들 또는 두 개의 압연 클래드 라이너들을 선택적으로 제공하는 단계;

(f) 바람직하게는 열간 압연 및 선택적으로 뒤따르는 냉간 압연에 의해 롤 본딩 제품을 형성하기 위해 3XXX-계열 알루미늄 합금 층(들)을 2xxx-계열 코어 합금 층에 롤 본딩하는 단계;

(g) 롤 본딩 제품을 450°C 내지 505°C 범위의 온도에서 배치 작업(batch operation) 또는 연속 작업(continuous operation)으로 용액 열 처리하는 단계;

(h) 용액 열 처리된 롤 본딩 제품을 100°C 미만, 바람직하게는 주위 온도로 냉각하는 단계;

(i) 선택적으로, 원래 길이의 0.5% 내지 8% 범위, 바람직하게는 0.5% 내지 6% 범위, 더욱 바람직하게는 0.5% 내지 4% 범위, 가장 바람직하게는 0.5% 내지 3%의 범위로 바람직하게는 냉간 스트레칭에 의해 용액 열 처리된 롤 본딩 제품을 스트레칭하는 단계;

(j) 자연 에이징 및/또는 인공 에이징에 의한 냉각 롤 본딩 제품을 에이징하는 단계를 포함한다. 바람직한 실시 예에서, 에이징은 2XXX-계열 코어 층을 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 템퍼로 만든다. 3xxx-계열 합금 클래드 층들은 O-템퍼에 있다.

본 발명에 따른 방법의 일 실시 예에서, 다음 프로세싱 단계 (k)에서 압연 복합재 항공우주 제품은, 주위 온도 또는 상승된 온도에서, 성형 프로세스에서 단축 곡률(uniaxial curvature) 또는 이축 곡률(biaxial curvature) 중 적어도 하나를 갖는 성형 제품으로 형성된다.

방법의 대안적인 실시 예에서, 단계 (f)에서 바람직하게는 열간 압연 및 선택적으로 뒤따르는 냉간 압연에 의해 3xxx-계열 알루미늄 합금(들)을 2XXX-계열 코어 합금에 롤 본딩하여 롤 본딩된 제품을 형성한 후, 롤 본딩 제품은 성형 공정에서 주위 온도 또는 상승된 온도에서 단축 곡률 또는 이축 곡률 중 적어도 하나를 갖는 성형 제품으로 형성되고, 용액 열 처리 및 최종 템퍼로의 후속 에이징이 뒤따른다.

성형은 밴딩 작업, 롤 성형, 스트레치 성형, 시효 크리프 성형(age creep forming), 딥 드로잉(deep drawing) 및 고에너지 하이드로포밍(hydroforming)의 그룹으로부터의 성형 작업, 특히 폭발 성형(explosive forming) 또는 전기유압 성형(electrohydraulic forming)에 의한 것일 수 있다.

일 실시 예에서, 상승된 온도에서의 성형 프로세스 또는 성형 작업은 약 140°C 내지 200°C 범위의 온도에서 수행되고, 바람직하게는 압연 복합재 항공우주 제품은 약 1 내지 50시간 범위의 시간 동안 성형 온도에서 유지된다. 바람직한 실시 예에서, 상승된 온도에서의 성형은 시효 크리프 성형 작업에 의한 것이다. 시효 크리프 성형은 에이징 열 처리 중에 구성 요소를 특정 형상으로 제한하는 프로세스 또는 작업으로, 구성 요소가 스트레스를 완화하고 단일 또는 이중 곡률이 있는 동체 쉘(fuselage shell)과 같은 윤곽에 크리프가 되도록 한다.

일 실시 예에서 용액 열 처리(SHT)를 받은 후 미리 결정된 형상으로 성형되기 전에 본 발명에 따른 압연 복합재 항공우주 제품에서, 제품이 압연 복합재 항공우주 제품에서 적어도 25% 냉간 가공을 유도하는 SHT 후 냉간 가공 단계를 받는 것은 본 발명에서 제외되며, 특히 냉간 가공은, 특허 문헌 US-2014/036699-A1에 개시되어 있고 본원에 참조로 포함된 바와 같이, 최종 게이지로의 압연된 항공우주 제품의 냉간 압연을 포함한다.

본 발명의 일 양태에서, 이는 본 명세서에 기술되고 청구된 바와 같이 압연된 항공우주 클래드 제품을 형성하기 위해 3XXX-계열 알루미늄 합금을 2XXX-계열 알루미늄 합금의 한쪽 또는 양쪽 표면 상의 클래드 층으로서 이용하는 것에 관한 것이다.

본 발명의 다른 양태에서, 본 발명에 따른 압연 복합재 항공우주 제품 및 리벳팅(riveting) 또는 용접 작업에 의해 압연 복합재 항공우주 제품에 결합된 적어도 하나의 알루미늄 합금 보강 요소를 포함하는 용접 구조물이 제공된다.

일 실시 예에서 본 발명은 본 발명에 따른 압연 복합재 항공우주 제품 및 리벳팅 또는 용접 작업을 통해, 예를 들어 레이저 빔 용접 또는 마찰 교반 용접에 의해 압연 복합재 항공우주 제품에 결합된 적어도 하나의 알루미늄 합금 보강 요소, 바람직하게는 스트링거(stringer)를 포함하는 항공기의 용접된 구조 부재에 관한 것이다. 또한 동체 패널들이 레이저 빔 용접("LBW") 또는 마찰 교반 용접("FSW")에 의해, 예를 들어 버트(butt) 용접을 통해 서로 결합되는 용접된 동체 구조들에 관한 것이다.

본 발명은 또한 항공기 또는 우주선을 포함하며, 그 동체의 전체 또는 일부는 항공기의 다양한 구조적 부분에 통합될 수 있는 본 발명에 따른 압연 복합재 항공우주 제품으로 구성된다. 예를 들어, 다양한 개시된 실시 예들은 날개 어셈블리의 구조적 부분 및/또는 테일 어셈블리(미부(empennage))의 구조적 부분을 형성하는 데 사용될 수 있다. 항공기는 일반적으로 상업용 여객기 또는 화물 항공기를 나타낸다. 대안적인 실시 예에서, 본 발명은 또한 다른 유형의 비행체에 통합될 수 있다. 이러한 비행 차량의 예로는 유인 또는 무인 군용 항공기, 회전익 항공기 또는 탄도 비행 차량이 포함된다.

본 발명의 압연 복합재 항공우주 제품은 동체 구성요소 또는 패널, 또는 날개 구성요소 또는 패널과 같은 비행기용 부재로 성형될 수 있고, 비행기는 설명된 바와 같이 본 발명의 이점을 이용할 수 있다. 언급된 성형은 굽힘, 스트레칭 성형, 기계가공 및 항공기, 항공우주 또는 기타 차량용 패널 또는 기타 부재를 성형하기 위해 당업계에 공지된 기타 성형 작업을 포함할 수 있다. 굽힘 또는 기타 플라스틱 변형을 포함하는 성형은 실온 또는 상승된 온도에서 수행될 수 있다.

본 발명은 또한 첨부된 도면을 참조하여 설명될 것이며, 여기서 도 1 및 도 2는 각각 본 발명의 실시 예들은 도시하는 개략도이다.
도 1은 특정 예시적인 실시 예들에 따른 3개의 별개의 층들을 갖는 압연 복합재 항공우주 제품의 개략도이다.
도 2는 특정 예시적인 실시 예들에 따른 5개의 별개의 층들을 갖는 압연 복합재 항공우주 제품의 개략도이다.
도 3은 본 발명에 따른 압연 복합재 항공우주 제품을 제조하기 위한 프로세스의 여러 실시 예들의 개략적인 흐름 스케줄이다.

도 1은 본원에 명시되고 청구된 바와 같이 3XXX-계열 알루미늄 합금의 Al-Mn 합금 클래드 층(30)이 각 측에 있는 2XXX-계열 코어 합금 층(20)의 3층 구조를 갖는 압연 복합재 항공우주 제품(10)의 실시 예를 도시한다.

도 2는 본원에 명시되고 청구된 바와 같이 3XXX-계열 알루미늄 합금의 Al-Mn 합금 클래드 층(30)이 각 측에 있는 2XXX-계열 코어 합금 층(20)으로 구성된 5층 구조를 갖는 압연 복합재 항공우주 제품(10)의 실시 예를 도시한다. 여기서 다른 Al-Mn 합금 클래드 층(40)이 코어 합금 층(20)과 Al-Mn 합금 클래드 층(30) 사이에 개재되어 Al-Mn 합금 클래드 층(30)이 압연 복합재 항공우주 제품(10)의 외부 층을 형성하도록 한다. Al-Mn 합금 클래드 층(40)은 또한 Al-Mn 합금 클래드 층(30)의 3XXX-계열 합금보다 Zn 함량이 높은 3XXX-계열로 이루어지며, Al-Mn 합금 클래드 층(40)은 본원에 설명되고 청구된 바와 같은 조성을 갖는다.

도 3은 압연 복합재 항공우주 제품을 제조하기 위한 본 발명의 방법의 여러 실시 예들의 개략적인 흐름 스케줄이다. 프로세스 단계 1에서 잉곳(ingot)은 복합재 항공우주 제품의 코어 합금을 형성하는 2XXX-계열 합금으로 주조되며, 압연 잉곳의 주조 표면 근처의 분리 영역(segregation zone)을 제거하고 제품 평탄도를 증가시키기 위해 이는 선택적으로 단계 2에서 스캘핑(scalping)될 수 있다. 프로세스 단계 3에서 압연 잉곳은 균질화된다(homogenized). 병행하여 프로세스 단계 4에서 복합재 항공우주 제품의 코어 합금의 표면 상에 그리고 선택적으로 코어 합금의 양면들에 적어도 하나의 클래드 층을 형성하기 위해 Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 알루미늄 합금의 잉곳이 주조된다. 또한 이 잉곳은 단계 5에서 선택적으로 스캘핑될 수 있다. 프로세스 단계 6에서 Al-Mn 합금 또는 3XXX-계열 알루미늄 합금은 균질화되고 열간 압연(hot rolling) 시작 온도로 예열되거나 또는 또는 균질화되지 않고 단지 열간 압연 시작 온도로 예열되고, 이어서 프로세스 단계 7에서 클래드 층이 일반적으로 코어보다 훨씬 얇기 때문에 열간 압연되어 라이너 플레이트(들)를 형성한다. 프로세스 단계 8에서 코어 합금의 한쪽 또는 양쪽 면 상의 2XXX 코어 합금 및 3XXX-계열 알루미늄 합금 라이너 플레이트가 바람직하게는 열간 압연에 의해 롤 본딩된다. 원하는 최종 게이지에 따라, 롤 본딩된 제품은 프로세스 단계 9에서 최종 게이지, 예를 들어 시트 제품 또는 얇은 게이지 플레이트 제품으로 냉간 압연될 수 있다. 프로세스 단계 10에서 압연된 항공우주 제품은 용액 가열 처리되고(solution heat treated), 다음으로 프로세스 단계 11에서 냉각되고, 바람직하게는 프로세스 단계 12에서 스트레칭된다.

일 실시 예에서, 냉각된 제품은 성형 프로세스 13에서 형성되고 프로세스 단계 14에서 최종 템퍼(temper), 예를 들어 T3 또는 T8 템퍼로, 에이징(ageing), 즉 자연적 또는 인공적 에이징된다.

일 실시 예에서 성형 프로세스 13과 프로세스 단계 14의 에이징이 결합될 수 있고, 예를 들어, 성형 작업은 약 140°C 내지 200°C 범위의 온도에서, 바람직하게는 약 1 내지 50시간 범위의 시간 동안 수행되어, 2XXX-계열 코어와 3XXX-계열 합금 클래드 층(들) 모두의 인공 에이징 또한 발생한다.

일 실시 예에서, 냉각된 제품은 프로세스 단계 14에서, 원하는 템퍼로 에이징되고, 즉 자연적 또는 인공적 에이징되고, 후속적으로 성형 프로세스 13에서 미리 결정된 형상의 성형 제품으로 형성된다.

대안적인 실시 예에서 2XXX-계열 코어 및 3XXX-계열 알루미늄 합금 클래드 층(들)을 최종 게이지에 압연 본딩한 후, 압연 제품은 성형 프로세스 13에서 미리 결정된 형상으로 성형되고, 프로세스 단계 15에서 형성된 제품의 용액 가열 처리되고 그리고 프로세스 단계 11에서 냉각된 후 프로세스 단계 14에서 최종 템퍼, 예를 들어 T3 또는 T8 템퍼로 에이징, 즉 자연적 또는 인공적 에이징된다.

본 발명은 이전에 설명된 실시 예에 제한되지 않으며, 첨부된 청구범위에 의해 정의된 본 발명의 범위 내에서 광범위하게 변경될 수 있다.

Claims (25)

1. 2XXX-계열(series) 코어 층(20) 및 상기 2XXX-계열 코어 층의 적어도 하나의 표면에 결합된 Al-Mn 합금 층(30)을 포함하는 압연 복합재 항공우주 제품(rolled composite aerospace product)(10)에 있어서,
   상기 Al-Mn 합금 층(30)은 wt.%로 0.3% 내지 2.0% Mn, 또는 0.3% 내지 1.8% Mn을 포함하는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 이루어지고,
   상기 2XXX-계열 코어 층(20)과 상기 Al-Mn 합금 층(30) 사이에 인터라이너(interliner)(40)가 위치하며, 상기 인터라이너(40)는 상기 Al-Mn 합금 층(30)과 다른 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 만들어지며, 상기 인터라이너(40)의 Zn 함량은 상기 Al-Mn 합금 층(30)의 Zn 함량보다 높은,
   압연 복합재 항공우주 제품.
2. 제1항에 있어서, 상기 Al-Mn 합금 층(30)은 wt.%로 다음의 조성을 갖는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 이루어진, 압연 복합재 항공우주 제품:
   Mn 0.5 내지 2.0,
   Si 최대 1.2,
   Fe 최대 0.7,
   Cu 최대 1.5,
   Mg 최대 1.0,
   Cr 최대 0.25,
   Zr 최대 0.25,
   Ti 최대 0.25,
   Zn 최대 1.5,
   기타 원소들 및 불순물들 각각 <0.05, 전체 <0.15; 나머지 알루미늄.
3. 제2항에 있어서, wt.%로 상기 Mg 함량이 0.1% 내지 0.7% 범위이고 상기 Cu 함량이 0.20% 내지 1.2% 범위인, 압연 복합재 항공우주 제품.
4. 제2항에 있어서, wt.%로 상기 Mg 함량이 0.1% 내지 0.7% 범위이고 상기 Cu 함량이 최대 0.25%인, 압연 복합재 항공우주 제품.
5. 제2항에 있어서, wt.%로 상기 Mg 함량이 최대 0.25%이고 상기 Cu 함량이 0.20% 내지 1.2% 범위인, 압연 복합재 항공우주 제품.
6. 제2항에 있어서, wt.%로 상기 Mg 함량이 최대 0.20%이고 상기 Cu 함량이 최대 0.25%인, 압연 복합재 항공우주 제품.
7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 Al-Mn 합금 층(30)은 비균질화된(non-homogenized), 압연 복합재 항공우주 제품.
8. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 Al-Mn 합금 층(30)은 균질화된(homogenized), 압연 복합재 항공우주 제품.
9. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 Al-Mn 합금 층(30)은 상기 2XXX-계열 코어 층(20)의 적어도 하나의 표면에 롤 본딩(roll bonding)에 의해 결합되는, 압연 복합재 항공우주 제품.
10. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 각각의 Al-Mn 합금 층(30)은 상기 압연 복합재 항공우주 제품(10)의 전체 두께의 1% 내지 20%, 또는 1% 내지 10% 범위의 두께를 갖는, 압연 복합재 항공우주 제품.
11. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 2XXX-계열 코어 층(20) 및 상기 2XXX-계열 코어 층(20)의 하나의 표면에 결합된 Al-Mn 합금 층(30)으로 구성된, 압연 복합재 항공우주 제품.
12. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 2XXX-계열 코어 층(20) 및 상기 2XXX-계열 코어 층(20)의 양 표면에 결합된 Al-Mn 합금 층(30)으로 구성된, 압연 복합재 항공우주 제품.
13. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 코어 층(20)의 상기 2XXX-계열 합금은 wt.%로 다음의 조성을 갖는, 압연 복합재 항공우주 제품:
    Cu 1.9% 내지 7.0%, 또는 3.0% 내지 6.8%, 또는 3.2% 내지 4.95%;
    Mg 0.30% 내지 1.8%, 또는 0.35% 내지 1.8%;
    Mn 최대 1.2%, 또는 0.2% 내지 1.2%;
    Si 최대 0.40%;
    Fe 최대 0.40%;
    Cr 최대 0.35%;
    Zn 최대 1.0%;
    Ti 최대 0.15%;
    Zr 최대 0.25%;
    V 최대 0.25%;
    Li 최대 2.0%;
    Ag 최대 0.80%;
    Ni 최대 2.5%; 및
    나머지 알루미늄 및 불순물.
14. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 2XXX-계열 코어 층(20)은 2x24-계열 합금으로 된, 압연 복합재 항공우주 제품.
15. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 2XXX-계열 코어 층(20)은 T3, T351, T39, T42, T8 또는 T851 템퍼(temper)에 있는, 압연 복합재 항공우주 제품.
16. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 인터라이너(40)는 wt.%로 0.3% 내지 2.0% Mn 및 0.25% 내지 4% Zn을 포함하는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 만들어진, 압연 복합재 항공우주 제품.
17. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 인터라이너(40)는 wt.%로 다음을 포함하는 3XXX-계열 알루미늄 합금으로 만들어진, 압연 복합재 항공우주 제품:
    Mn 0.3% 내지 2.0%, 또는 0.5% 내지 1.8%;
    Zn 0.25% 내지 4%, 또는 0.5% 내지 4%;
    Si 최대 1.2%, 또는 최대 0.9%;
    Fe 최대 0.7%, 또는 최대 0.5%;
    Cu 최대 1.5%, 또는 최대 1.2%;
    Mg 최대 1.0%, 또는 최대 0.7%;
    Cr 최대 0.25%;
    Zr 최대 0.25%;
    Ti 최대 0.25%; 및
    기타 원소들 및 불순물들 각각 <0.05%, 전체 <0.15%, 나머지 알루미늄.
18. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 압연 복합재 항공우주 제품(10)은 0.8 mm 내지 50.8 mm, 또는 0.8 mm 내지 25.4 mm, 또는 0.8 mm 내지 12 mm의 전체 두께를 갖는, 압연 복합재 항공우주 제품.
19. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 압연 복합재 항공우주 제품은 항공우주 구조 부품인, 압연 복합재 항공우주 제품.
20. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 따른 압연 복합재 항공우주 제품의 제조 방법으로서,
    - 상기 복합재 항공우주 제품의 상기 코어 층을 형성하기 위한 2xxx-계열 알루미늄 합금의 잉곳(ingot)을 제공하는 단계;
    - 상기 2xxx-계열 알루미늄 합금의 잉곳을 400°C 내지 505°C 범위의 온도에서 적어도 2시간 동안 균질화하는 단계;
    - 상기 2xxx-계열 코어 알루미늄 합금 상에 외부 클래드 층(clad layer)을 형성하기 위한 3xxx-계열 알루미늄 합금의 잉곳 또는 압연 클래드 라이너(rolled clad liner)를 제공하는 단계;
    - 선택적으로 적어도 450°C 또는 530°C 내지 630°C 범위의 온도에서 적어도 1시간 동안 상기 3xxx-계열 알루미늄 합금의 상기 잉곳을 균질화하는 단계;
    - 롤 본딩된 제품을 형성하기 위해 상기 3xxx-계열 알루미늄 합금을 상기 2xxx-계열 코어 합금에 롤 본딩하는 단계;
    - 450°C 내지 505°C 범위의 온도에서 상기 롤 본딩된 제품을 용액 열-처리(solution heat-treating)하는 단계;
    - 상기 용액 열-처리된 롤 본딩 제품을 100°C 미만, 또는 주위 온도(ambient temperature)로 냉각시키는 단계;
    - 선택적으로 상기 용액 열-처리된 및 냉각된 롤 본딩 제품을 스트레칭(stretching)하는 단계; 및
    - 상기 냉각된 롤 본딩 제품을 에이징(ageing)하는 단계를 포함하는, 방법.
21. 제20항에 있어서, 상기 방법은 상기 용액 열-처리된 및 냉각된 롤 본딩 제품을 형성하는 단계, 및 선택적으로 성형 프로세스에서 단축(uniaxial) 또는 2축(biaxial) 곡률을 갖는 미리 결정된 형상 제품으로 스트레칭되는 단계를 더 포함하는, 방법.
22. 제21항에 있어서, 상기 성형 프로세스는 상기 에이징 단계 이후에 수행되는 것인, 방법.
23. 제21항에 있어서, 상기 성형 프로세스 및 상기 에이징 단계는 상승된 온도, 또는 140°C 내지 200°C 범위의 온도에서 성형 단계에서 조합되는, 방법.
24. 제20항에 있어서, 상기 3xxx-계열 알루미늄 합금을 상기 2xxx-계열 코어 합금에 롤 본딩하는 단계가 열간 압연(hot rolling) 및 선택적으로 뒤따르는 냉간 압연(cold rolling)에 의해 수행되는, 방법.
25. 제23항에 있어서, 상기 성형 단계는 1 내지 50시간 범위의 시간 동안 수행되는, 방법.