本发明涉及一种热处理铝合金制成的应变硬化产品和结构构件，尤其是用于航空构造的产品和结构构件。本发明尤其涉及所谓的长产品，换句话说是其长度显著地大于其宽度或厚度，通常长度等于其宽度的至少两倍且通常至少5米长的产品。这些产品可以为轧制产品(诸如薄板、中厚板、厚板)、挤压产品、(诸如棒、型材、管或线)以及锻造产品。

非常大的航空器具有非常特别的构造问题。例如，结构构件的装配变得越来越关键，首先是由于成本的因素(铆接是非常昂贵的工艺)，其次是因为在装配好的部件的性能方面产生了不连续性。
为了将装配最小化，可通过厚板中的整加工制备结构构件；然后诸如机翼蒙皮功能和机翼加强件功能之类的不同功能可被集成为这些单件的(整体式的)结构构件中。同时，整体式结构构件的尺寸可以增加。这里介绍了对于由轧制、挤压、锻造或铸造制成的这些部件的新的加工问题，这是由于对于非常大的部件更难保证均匀的性能。
已经提及了具有受控性能变化的整体式部件的制备，其在理论上对制造者的需要提供更好的适合部件性能的方法。专利EP0630986(Pechiney Rhenalu)描述了一种制造具有使用性能连续变化的组织硬化的铝合金板的工艺，其中在具有专门结构的炉中进行最终退火，所述专门结构包括被热泵连接的热室和冷室。使用该工艺来获得其长度大约为一米的7010合金制成的小部件，利用等时退火处理，该部件的一端在T651状态，另一端在T7451状态。由于其难于控制到符合航空构造领域必须的质量要求，因此该方法从未在工业上发展；这些困难随着部件尺寸的增加而增加，认识到将两个或多个功能集成到一个单独结构构件中对于非常大的物件来说是非常有意义的。例如在该专利中所提及的，该工艺产生的另一个问题是T651和T7451处理的最佳工期是不同的。所产生的另一问题是T7451状态中的7010产品通常通过具有两个平台的退火处理获得，而T561状态是由具有单个平台的退火处理获得的。
本发明解决的问题是开发一种用于制造具有使用性能变化的结构构件的方法，该构件用于制造非常长的部件，该构件尤其是用于航空构造，其在严格地质量保证和航空上通常要求的统计过程控制条件下充分可控，稳定并可再现。
发明目的本发明的第一目的是一种用于制造具有组织硬化的铝合金部件的工艺，包括：a)固溶热处理轧制、挤压或锻造的半成品，接着进行淬火，b)可选的，具有至少0.5％永久伸长的受控拉伸，c)退火处理，其特征在于，所述退火处理的至少一个步骤在具有受控温度分布的线性炉中进行，所述温度分布包括至少两个具有初始温度T1和T2的区域或区域组Z1、Z2，其中在每一温度T1和T2的设定温度附近的温度变化在所述区域或区域组的长度内不超过±5℃(优选±4℃，并甚至±3℃更佳)，初始温度T1和T2的设定温度之间的差大于或等于5℃(优选在10℃和80℃之间，10℃和50℃之间更佳，并且从20℃到40℃更佳)。所述区域或区域组可以被称为过渡区域或区域组的区域或区域组Z1，2分开，在该过渡区域或区域组的内部，初始温度从T1变化到T2，并且，所述至少两个区域或区域组Z1和Z2中每一个的平行于线性炉的轴线的长度为至少一米(并优选至少两米)。
本发明的第二目的是铝合金制成的具有组织硬化以及长度L大于其宽度B和厚度E的，尤其是用于航空构造的整体式结构构件，所述整体式结构构件特征在于，位于所述结构构件的不同长度上的至少两个片段P1和P2具有从下列组选择的物理性能(在中间厚度处测量的)：a)P1：KIC(L-T)＞38MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa(并优选＞590Mpa，甚至更佳的是＞600MPa)b)P1：KIC(L-T)＞40MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa(并优选＞590Mpa)c)P1：KIC(L-T)＞41MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa(并优选＞590Mpa)d)P1：KIC(L-T)＞42MPa√m和P2：Rm(L)＞590Mpae)P1：KIC(L-T)＞39MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa和P2：Rm(TL)＞550Mpaf)P1：KIC(L-T)＞39MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa和P2：Rp0.2(L)＞550Mpai)P1：KIC(L-T)＞39MPa√m和P1：Rm(L)＞530Mpa和P2：Rm(L)＞580Mpaj)P1：KIC(L-T)＞40MPa√m和P1：Rm(L)＞540Mpa和P2：Rm(L)＞590Mpak)P1：Kapp(L-T)(CCT406)＞125MPa√m和P2：Rm(L)＞590Mpa。
然而，本发明的另一目的是一种航空器，包括至少一个由根据本发明的结构构件制造而成的机翼板，其中片段P1靠近机身而片段P2靠近机翼的几何端部，与机身相对。
附图说明
图1图表地示出了在根据本发明的翼板的长度内，静态机械性能(曲线1)，例如抗拉和抗压强度，和动态特性(曲线2)，例如破坏容限的变化。
图2示出了根据本发明的34米的长结构构件的机械强度。
发明公开a)术语除非另外提及，否则关于合金的化学组成的所有标示都表示为重量百分比。因此，在数学表达式中，“0.4Zn”表示为锌含量的质量百分数为0.4；已做必要修正的应用于其他化学元素。合金标号按照本领域技术人员熟知的Aluminum Association规则。在欧洲标准EN515中限定了冶金状态。正火铝合金的化学组成例如在标准573-3中限定。除非另外提及，否则静态机械性能，换句话说，极限强度Rm，屈服应力Rp02和失效延伸率A由根据标准EN10002-1的拉伸试验确定，这些试样获得的位置和其取向由标准EN485-1限定。韧性KIC根据标准ASTME399确定。R曲线根据标准ASTM561确定。临界应力强度因子KC，换句话说使得裂纹不平台强度因子由R曲线来计算。也可在单值载荷开始时通过将初始裂缝长度指定于临界载荷而计算应力强度因子KCO。为所需形状的测试试样计算这两个值。Kapp表示对应于用来进行R曲线测试的试样的Kco。耐剥蚀性根据标准ASTM G34中所描述的EXCO测试确定。
可以使用在欧洲标准EN 12258-1中给出的定义，除非另外提及。在该专利中所使用的术语“板”用于所有厚度的轧制产品。
术语“机加工”包括去除材料的任何工艺，诸如车削、铣削、钻、切边、电腐蚀、研磨和抛光、化学铣削。
术语“挤压产品”也包括在挤压后进行拉拔的产品，例如通过挤压模进行冷拉。其还可包括硬拉产品。
术语“结构构件”指在机械构造中所使用的元件，其静态和/或动态机械性能对于结构的完整性和性能尤其重要，并且通常对其有具体的或完成的结构计算。这种机械部件如果失效了，通常可危及所述构造以及其使用者、乘客或其他的安全。对于航空器，这些结构构件包括尤其是构成机身的元件(诸如机身蒙皮、机身加强件或桁条、隔板、机身周围框架、机翼(诸如机翼蒙皮)、桁条或加强件、肋和加强杆以及尤其是由水平或竖直的稳定器构成的尾翼、和地板梁、座椅轨和门)。
术语“整体式结构构件”指由轧制、挤压、锻造或铸造的半成品的单一零件制成的结构构件，其无需与其他部件进行诸如铆接、焊接、结合的装配。
本发明的详细说明通过一种方法解决了根据本发明的问题，其中炉(其内部长度大于将被热处理的工件的长度)中的温度在炉的至少两个至少一米长的区域中保持大约恒定，同时至少一米长的至少一另一区域的温度与此显著不同。可以通过将炉沿长度方向分成若干温度区域而获得这种类型的温度分布。
本发明可以应用到所有的长金属产品，换句话说，即一维(称为长度)的长度显著长于另外两维(宽度、厚度)的产品。长度是该产品最大的尺度。通常，在本发明的上下文内，长度至少是另外两维的两倍。在优选实施例中，该长度是另外两维的五倍或甚至是十倍。其通常应用到纵向加工方向(轧制或挤压方向)；但是在某些情况下可以不同。根据本发明的产品可以为轧制产品(诸如板或厚板)、挤压产品(诸如棒、管或型材)、和锻造产品；这些产品可以是制造的或机加工的。
为了说明的目的，产品的“具有极端性能的片段”指性能上最大不同的片段。取决于所选择的制造方法，这些区域可能靠近产品“几何意义上的端部”(或“几何端部”)，或者他们也可以在别的地方；该发明还可用于制造部件，其中两个具有性能上最大不同的区域的其中至少一个并不靠近部件的几何端部而靠近几何中心。
为了说明的目的，炉的“区域”是最小热单元，由沿着炉长度的片段限定并特征在于为大约恒定温度，换言之，与表征在炉的全部长度的炉温度分布的变化的温差相比，平行于炉的轴线的温度变动较小。这种类型的炉区域的特征在于加热和控制装置，所述装置将所述区域内的温度保持在大于恒定的值。在这种区域内的该设定温度附近的温度变动优选不超过±5℃，更优选不超过±4℃。在优选实施例中，该差异不超过大约±3℃。某些产品要求温度变动不超过大约±2℃。在炉的另一方向，温度应当尽可能的恒定。总之，在一个区域内在设定温度附近的温度变动必须小于炉的最冷和最热区域之间的温度变化。
若干邻近区域可以形成“区域组”，换言之，在其内温度是大约恒定的热单元，形成受控的温度分布。例如，在包括9个炉区域(编号为1至9)的线性炉中，可以形成两个温度区域组，每一温度区域组包括被中央区域组隔开的三个炉区域(编号依次为1、2、3、7、8和9)，在所述中央区域组中，利用三个炉区域(编号依次为4、5和6)获得受控的温度梯度。在本专利中，术语“区域组”可包括仅仅单个炉区域。
根据申请人的观察，产生可以产业应用的性能差异的最小温差为五度，所述性能差异是根据本发明的产品具有极端性能的两片段之间的性能差异。优选至少十度的差异。温差可以更大，最高达到80℃或100℃，或者更多，但是这会引起温度和平行于线性炉的轴线的温度分布的控制的问题，对于相对小的部件尤其如此。如果要获得时效硬化状态退火态，则温差通常不超过五十度。大于五十度的温差可有利地用于制造这样的部件，具有极端性能的其中一片段处于接近T3或T4的状态中。对于Al-Zn-Cu-Mg型(系列7xxx)合金，相当小的温差(从大约十度到大约三十度)使得其可以被应用到用于航空器构造的结构构件上，而Al-Cu型(系列2xxx)合金通常要求较大的温差，诸如在大约五十至大约百度之间的值，或甚至更高。
申请人观察到，不仅具有极端性能端部的两片段之间的温差是有关的，而且具有极端性能端部的片段之间的温度的控制也有关。这就是为什么本发明使用包括多个相邻炉区域的炉。“多个”表示至少两个，并优选至少三个炉区域。在专利EP630986中推荐的两相邻区域之间的间隔既不是必要的也不是有用的。其不允许充分地控制在两区域之间的温度。类似的，在EP630986中推荐的、使用将冷室连接到热室的热泵使得炉内的温度分布极不稳定。在本发明的上下文中，炉内温度分布的良好控制对于制造适于航空产品质量保证要求的结构构件是必要的。
为此目的，必须能够控制并优选调节每一炉区域的温度。在本发明的一有利实施方案中，炉包括至少三个单位长度至少一米的炉区域。例如，为制造具有大约三十四米长的结构构件，本发明人使用了具有总长度为三十六米同时具有三十个大约长度相等的、彼此独立可调的炉区域的线性炉。有利的是，这三十个炉区域被分组使得形成较少数量的温度区域组，例如三至五个组。
根据本发明的工艺包括生产由铝合金制成的应变硬化部件，其中利用了组织硬化、固溶热处理、淬火、具有至少0.5％的永久伸长的可能的拉伸以及在炉中的受控温度分布的退火处理。具有受控温度分布的炉中所述退火处理可包括一个或若干温度平台，并通常为两个或三个平台，或者或多或少具有没有清楚限定平台的连续的温度斜坡，用于构成温度梯度的温度区域组的至少其中一个。可选的，在具有温度分布的炉内的退火处理可先于或在均匀炉(可以同样为线性炉，被调节到在所有区域获得均匀温度，或其它的炉)中的另一退火处理之后。当目的是获得可用于时效成形的状态时，均匀炉中的这种最终退火尤其有用。在这种情况下，最终退火被用于时效成形。在另一实施方案中，部件可在具有受控温度分布炉中进行退火，接下来是至少一步成形或机加工操作，然后在均匀炉中进行退火处理步骤。
本发明可被用于制造由铝合金制成的、具有组织硬化的、长度L大于其宽度B和厚度E的、尤其适用于航空构造的整体式结构构件，所述整体式结构构件特征在于，在所述结构构件的不同长度上的至少两个片段P1和P2具有从这些组中选择的物理性能(在中间厚度测量的)：a)P1：KIC(L-T)＞38MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa(并优选＞590Mpa，甚至更佳的是＞600MPa)b)P1：KIC(L-T)＞40MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa(并优选＞590Mpa)c)P1：KIC(L-T)＞41MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa(并优选＞590Mpa)d)P1：KIC(L-T)＞42MPa√m和P2：Rm(L)＞590Mpae)P1：KIC(L-T)＞39MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa和P2：Rm(TL)＞550Mpaf)P1：KIC(L-T)＞39MPa√m和P2：Rm(L)＞580Mpa和P2：Rp0.2(L)＞550Mpa
i)P1：KIC(L-T)＞39MPa√m和P1：Rm(L)＞530Mpa和P2：Rm(L)＞580Mpaj)P1：KIC(L-T)＞40MPa√m和P1：Rm(L)＞540Mpa和P2：Rm(L)＞590Mpak)P1：Kapp(L-T)(CCT406)＞125MPa√m和P2：Rm(L)＞590Mpa。
优选的是，如果该工艺的实施以致于在片段P1和P2中的失效伸长率A(L)大于9％并优选＞10％。当工件在时效后要进行成形操作时，这尤其有利。类似的，更可取的是这些片段P1和P2以外的A(L)大于9％。可以制造这样的半成品，其中(在中间厚度测量)a)Rp0.2，在L方向或在LT方向，具有至少50Mpa的差Rp0.2(P2)-Rp0.2(P1)，并优选至少＞75Mpa，和/或b)Rp0.2，在TC方向，具有至少30Mpa的差Rp0.2(p2)-Rp0.2(P1)，并优选至少50Mpa，和/或c)KIC，在L-T方向测量，具有至少5MPa√m的差KIC(P1)-KIC(P2)，并优选至少7MPa√m，和/或d)Kapp，在L-T方向测量，具有至少10MPa√m的差Kapp(P1)-Kapp(P2)，并优选至少15MPa√m。
根据本发明的工艺可用于生产具有组织硬化的任何合金制成的半成品，诸如2xxx、4xxx、6xxx和7xxx系列的铝合金，以及包含锂的8xxx系列的具有组织硬化的合金。
当为Al-Zn-Cu-Mg型合金(7xxx系列)时，根据本发明的工艺可用于使得片段之一具有处于接近T6状态中的极端性能，而另一片段具有处于接近T74或T73状态中的极端性能。
在2xxx或6xxx系列的合金中，以及在含锂的8xxx系列合金中，根据本发明的工艺可用于使得片段之一具有处于接近T3或T4状态中的极端性能，而另一片段具有处于接近T6或T8状态中的极端性能。
在本发明的一有利实施方案中，该合金包括在7至15％之间的锌，在1至3％之间的铜和在1.5至3.5％之间的镁。在另一有利实施方案中，锌含量为至少7％，并优选在8至13％之间，而尤其优选在8.5至11％之间。铜含量有利地在1.3至2.1％之间，和镁含量在1.8至2.7％之间。这些合金包括7449，和7349和7056，都可以产生非常高的机械强度(例如在T651或T7951状态)和非常高的韧性(例如在T76、T7651或T74状态，或在T7451、T73或T7351状态)，同时保持可接受的耐腐蚀性并兼顾了机械强度和韧性，以及对应于产品的具有极端性能的两片段的两状态和中间区域中的可接受的(也就是至少EA等级)抗剥蚀性能(EXCO测试)。
在本发明的一有利实施方案中，在进行过固溶热处理、淬火和拉伸的板材、型材或锻件上实施退火，在两步骤中：第一匀均步骤在115℃至125℃之间的温度下持续2至12个小时，在第二步骤期间在115℃至125℃之间处理一个片段或一端，同时，在150℃和160℃的温度之间处理另一片段或另一端，这两者都持续8至24小时。
该退火特别适于7xxx合金制的产品，并且尤其适合于7349、7449或7056合金制的产品。
在本发明的另一有利实施方案中，在由2xxx合金(诸如2024或2023)制的产品的一片段或一端P1上在约120℃时进行退火，同时在另一片段或另一端P2上进行约190℃的退火达到峰值机械强度的(状态T851)。在该实施方案的变形中，没有被峰值时效的片段或端(即P1)在大约100℃(或80℃)被时效，此为不完全时效状态。
在另一有利实施方案中，在约120℃在7xxx合金(诸如7349，或7449或7056)制的产品的片段或一端上进行退火到峰值机械强度(状态T651)，同时在两个平台120℃和150-165℃上在另一片段或另一端进行过退火(状态T7651，T7451或T7351)。
然而在另一有利实施方案中，在大约190℃在6xxx合金(诸如6056)制成的产品上进行退火达到峰值机械强度(状态T6)，而在两个平台在另一端进行过退火(状态T7851)。
由根据本发明的工艺所获得的金属部件可用作航空构造中的结构构件。这些结构构件可以是双功能或多功能的，换句话说，它们可以是在单一整体式部件中组合了不同的功能，而这些工艺在现有技术中只有通过将不同部件组装才能组合而成。这些结构构件也可简化和减轻航空器的重量构造和制造，对于非常高容量的货运机和客机尤其如此。
根据本发明的工艺的一个特别的优点是在产品良好受控的长度上，每一端或具有极端性能的每一片段上可获得最佳性能。因此，航空器设计师知道精确的长度，在该长度上产品具有推荐并确保的最佳性能。在一特别推荐的优选实施方案中，根据本发明的工艺用于制造沿着其整个长度不具有连续变化的性能结构构件，但是其中在产品的特定长度上具有物理性能(或至少某些物理性能)保持恒定的至少两个区域。在本发明的一有利实施方案中，该区域的长度为至少一米，并优选至少两米。这种产品，以及在航空器机翼中作为结构元件的使用在图1中示意地示出。
根据本发明的工艺的另一特别的优点是精确控制在两片段组P1和P2(这里也可为两或更多组，取决于温度区组的数量)之间的过渡片段P1，2的性能，其中P1和P2可以是具有极端性能的片段。对于要被优化的任何特殊性能(或性能组)，航空器设计师不需要过渡区域中的最大性能，例如纵向的极限强度Rm(L)和韧性KIC(L-T)。但是他需要这些性能或性能组之间的某种兼顾，因为在这过渡区域中结构构件实际上起到了结构性的作用并必须满足精确的规范。
特别地，结构构件是：-上或下机翼(蒙皮)板；-上或下机翼桁条；-翼加强杆；-机身加强件；-拼接片，尤其是用于上或下机翼(蒙皮)片的拼接片；-机身板。
根据本发明的方法可用于长部件或结构构件的热处理。通常，它们垂直于长度的截面在其长度上大约恒定，但这不是必要的情况。类似的，部件可为或可不为直的；例如可以处理略微弯曲的锻造结构构件。该方法也可用于处理铸件，但是长铸件是非常不寻常的并难于制造的。在一优选实施方案中，部件的长度至少为5米，优选为至少7米，但是优选15米或至少25米的长度，以充分地利用建立分布在部件的整个长度上的若干功能性片段的可能性。因而，结构构件被制成具有具有至少两个区域P1和P2，其中所述至少两片段P1和P2的长度FP1和FP2(表示为总长度L的百分比)是这样的，FP1＞25％和FP2＞25％并优选FP1＞30％和FP2＞30％。在另一实施方案中，FP1＞35％和FP2＞30％或FP1＞40％和FP2＞30％。
根据本发明的结构构件可有利地用于航空构造。例如，可以用于这样的高容量航空器，其包括了至少一机翼，该机翼包括由根据本发明的结构构件制成的至少一个(蒙皮)板，其特征在于，片段P1位于靠近机身，而片段P2靠近机翼的几何端部(参见图1)。在一有利实施方案中，所述机翼(蒙皮)板至少15米长，并优选至少25米长。如以下实例所讨论的，发明者制造的机翼(蒙皮)板可以长于30米。
所述部件和结构构件可以是整体式的。根据本发明的方法还可用于非整体式的部件或结构构件的热处理，但是这些部件或结构构件可以是由至少两个轧制、挤压或锻造部件或半成品部件(优选由组织硬化的铝合金制成)组装而成，例如由焊接、铆接或结合而成。还可以的是，这种组件中的一个或多个部件可由不同于铝合金的其它基础材料制成。
在该实施方案中，例如可以的是，利用铆接、焊接或结合将具有组织硬化的至少一铝合金板和具有组织硬化的至少一铝合金型材进行组装作为开始，然后利用根据本发明的方法对所述组件进行处理。在根据本发明的方法的该变形的一有利实施方案中，该板和型材处于T351状态，并且该组件由激光束焊接(LBW)、摩擦搅拌焊接(FSW)或电子束焊接(EBW)制成。申请人观察到，可以优选在焊接后利用根据本发明的方法处理这种焊接组件，而不是在焊接前处理将在所述组件中使用的半成品(板或型材)，因为这可以改进焊接接头的机械强度并提高其耐腐蚀性。当焊接接头铺展到结构构件的整个长度时(例如大致平行于产品的纵向)，该效果是显著的。
在阅读完下面的实例后将会更加理解本发明，这些实例并不是限制性的。
实例：通过热轧轧板而制成36米长，2.5米宽和30mm厚的板。
合金组成为：Zn 9.1％，Mg 1.89％，Cu 1.57％，Fe 0.06％，Si 0.03％，Ti 0.03％，Zr 0.11％，其它元素分别为＜0.01％。
所述轧板在475℃下均质处理14小时。到热轧辊的输入温度为428℃，而热轧板的输出温度为401℃。该板在下列条件下进行固溶热处理、淬火和拉伸：在471℃下保持6小时，在大约15至16℃之间在水中淬火，然后进行大约2.5％永久伸长的受控拉伸。然后将板切割成34米长的板。它被延长度方向地放置到由三十个1200mm长的区域构成的线性炉中。所有退火温度在设定值附近的小于±3℃的区间范围内调节。
退火处理包括在120℃下进行6小时的第一匀均处理步骤(“第一平台”)，并紧接着的是第二步骤，在该步骤期间一18米的几何端部(称为Z1，对应于15个炉区域)在155℃下处理15小时(“第二平台”之前是大约1小时调整阶段)，同时另一10.8米的几何端部(称为Z2，对应于9个炉区域)在120℃下保持16小时。在这两端之间的过渡区域为7.2米长(称为Z1，2对应于6个炉区域)。
在该第二步骤之后，测量该板不同位置的电导率：片段P1：在18.2至19.5MS/m之间片段P2：在22.5至23.5MS/m之间片段P1，2：在18.2至23.6MS/m之间然后对该板进行第三退火处理，即将温度升高到148℃持续1小时30分钟接着在150℃下保持15小时的匀均退火。该第三步骤旨在在结构构件成型后模拟时效成型或退火。
该板被切割并表征。表1概述了由拉伸试验获得的静态机械性能。它们是在中间厚度上测量并沿着板宽度分布的不同位置上所获得的平均数。在板的宽度上没有观察到性能显著变化。
对于L和LT方向上的Rp0.2，由压缩获得其值；这些值放在表1的括号中。
表1
韧性结果KIC和Kapp(后者在CT127型测试件以及在CCT406型测试件获得)在表2中给出表2
该34米长的板可用于高容量载货或载客航空器的机翼(蒙皮)板。对于该应用，板的具有极端性能X边缘的片段(对应于高韧性KIC，静态机械性能低)安装在机身侧，而板的具有极端性能Z边缘的片段(对应于高静态机械强度与低韧性KIC)在机翼的几何端部。
在表3中示出了用于退火的线性炉在第二时效步骤期间的温度设定值和在板上以及在炉区域的空气中测量的温度的分布。其包括在稳定温度阶段在120℃和155℃退火步骤期间的温度分布；在表3中所给出的值是在中间宽度测量的。
表3