众所周知，当制造用于航空构造的半成品和结构元件时，通常不能同时彼此独立地优化某些所需性能。这有时是一方面关于术语“静态力学性能”总括下的性能(尤其是极限抗拉强度UTS和屈服应力YS)，另一方面关于术语“损伤容限”总括下的性能(尤其是韧度和抗疲劳裂纹扩展性)的情况。对于结构元件的每一种预期应用，需要寻求在静态力学性能和损伤容限性能之间的适当平衡。这在本说明书中指“性能平衡”。在性能平衡中根据需要可包括其他诸如抗腐蚀性之类的性能，并且在某些情况下，甚至有必要来限定在一组称之为静态力学性能或者损伤容限之内的两种或更多种性能之间的平衡，例如趋向于矛盾的屈服强度和拉伸度。对于某些部件或者结构构件尤其需要使性能平衡最优化，对于它们如果在一个几何端进行了静态力学性能的优化并且在另一个几何端进行了损伤容限的优化，则可以获得最好的效果。一般地，对顶部表层覆盖物进行静态力学性能优化，而对底部表层覆盖物进行损伤容限优化。在过去的几年里，已经开发了新的合金用于顶部和底部表层镶板(panel)，并且所述镶板之间的性能差异越来越明显。在连接顶部表层镶板到底部表层镶板的翼梁中，对上部进行静态力学性能优化并对底部进行损伤容限优化是非常有意义的。但是，作为未焊接的整体结构，翼梁由具有一种韧度的一种合金制成，必须做出选择，目前一般选择T76或T74韧度中的7040来利用这一合金所提供的屈服应力和韧度之间的最佳折衷。例如，为了分别优化翼梁的上部和下部，已经提出用两种不同的材料来制造翼梁。可以制造一种机械固定结构，但是成本高昂。提出了使用焊接连接该结构。图2示出了用于翼梁的这样一种装置。
在焊接技术中，可以分为两种主要类别。在熔焊工艺例如电阻点焊、闪光对接焊、激光焊、电弧焊、电子束焊等工艺中，在液相中，在要焊接元件的熔点之上产生焊缝。在摩擦焊接中，其中要焊接部件的相对运动产生用于连接或者在摩擦搅动焊接中的热量，其中一非自耗的旋转摩擦焊接头绕在两个部件之间的接缝运动来产生用于连接的热量，在固相的熔点之下产生焊缝。
无论使用何种焊接技术，均会产生热量，并且通过降低在焊缝和邻近焊缝的区域(在此称为热影响区)的强度，焊接对于所述不同材料的性能通常都具有损害。但是，熔焊技术的表现的确不同，并且不能通过所述熔焊技术进行可靠焊接的许多合金，例如大多数2XXX和7XXX铝合金系列，可以通过摩擦焊接或者摩擦搅动焊接来连接。
文献WO 98/58759(British Aerospace)公开了一种通过摩擦搅动焊接来连接两个部件以构造机身部件的方法。可以使用所述方法获得诸如翼片表层镶板、翼梁和翼肋等结构化机身部件。该文献描述了包括例如摩擦对焊到2000系列的7000系列铝合金的混合铝合金板坯。但是，在这一专利申请中没有提供如何解决与可回火硬化铝合金的摩擦搅动焊接有关的冶金学难题的提示。特别是，没有谈及热影响区的低强度和低抗腐蚀性。
文献US 6168067(McDonnell Douglas Corporation)中指出了一种在摩擦搅动焊接中减少材料性能下降的方法。具体而言，在溶液热处理和淬火之后以及进行回火之前进行摩擦搅动焊接操作。铝-锌合金作为对于本发明有用的二元或三元合金的例子没有提到。该专利也没有提到连接不同的合金或者连接同一合金制成的不同韧度的构件的可能性。在连接之前进行的热机处理对于要连接的两个部件是相同的。该专利没有提到在通过摩擦搅动焊接连接元件之前的回火，在摩擦搅动焊接操作过程中，结构构件处于不平衡的状态。
文献EP 0 995 511(Alcoa)中描述了在组合变形之前如何连接分层的材料。该用于连接材料的方法目的在于保持组合变形时的位置，该方法的目的与本发明的目的不同。
文献US 2004/0056075(Universal Alloys)描述了一种用于提高在热影响区和焊接区内强度性能的方法。对所要焊接的可沉淀硬化的铝合金构件进行如下处理：第一回火步骤、焊接步骤和第二回火步骤。所要连接的构件由相同的铝合金制成，并且在焊接之前经受了同样的第一回火处理。该专利申请并没有说明关于连接不同合金的构件或连接由不同韧度的相同合金制成的构件的具体问题。
在文献US 6802444(NASA)中，提出了一种用于改进摩擦搅动焊接组合材料的热处理的方案。首先将铝-锌合金放置在溶液中，再用空气将它冷却到室温，接着通过摩擦搅动焊接组合该合金，而后第二次将它放置在溶液中，然后淬火并且最后回火。
在文献JP 2000-237882(Sky Aluminium)中，使用摩擦搅动焊接来连接诸如Al-Mg合金、Al-Zn-Mg合金、Al-Zn-Mg-Cu合金、Al-Cu合金、A1-Li合金、Al-Mg-Si合金、A1-Si合金等超塑性铝合金，并且获得了有限的晶粒尺寸，优选＜＝30微米。对超塑性铝合金进行特别的热处理。
显然需要一种方法能够提供对于以下问题(下文中称为“该问题”)的解决方案：能够焊接两个或更多个显示出不同性能平衡的铝合金部件，而不明显地损害所述铝合金部件性能，例如在焊缝内、在热影响区或在没有被焊接影响到的区域内的静态力学性能和/或损伤容限和/或抗腐蚀性。

本发明的一个目的在于，获得包括至少两个显示出不同性能平衡的铝合金部件的结构构件。所述铝合金部件通过焊接连接。为了避免损害所述铝合金部件性能，在焊接之前对该至少两个部件中的一个进行预回火，并且对该结构构件进行焊接后回火，所述焊接后回火赋予所述至少两个部件中的每一个以最终韧度。为了获得具有不同性能平衡的至少两个部件，所述至少两个部件中的一个或者选自与所述至少两个部件中的另一个不同的铝合金，和/或选自与所述至少两个部件中的另一个部件不同的初始韧度。
本发明的另一个目的在于，提供一种制造包括焊接至少两个显示出不同性能平衡的铝合金部件的结构构件的方法。
附图说明
图1显示了一种典型的机翼设计。1：上表层翼板(panneau)，2：前翼梁，3：下表层翼板，4：槽端(extrémitéde réservoir)，5：板式翼肋，6：后翼梁，7：桁架翼肋，8：板式翼肋，9：外翼端翼肋，10：锻件翼肋。
图2显示了穿过本发明的翼梁的横截面图。11：上部件，12：下部件，13：焊缝。
图3显示了拉伸试验后在穿过由摩擦搅动焊接获得的焊接区的横截面中的裂缝的位置。14a：具有最低屈服应力的材料，14b：具有最高屈服应力的材料，15：塑性变形区，16：热机影响区，17：裂缝，18：热影响区，19：焊核(nugget)。
图4显示了摩擦搅动焊接过程的表示。13：焊缝，20：受拉侧，21：受压侧，22：旋转方向，23，焊接方向，24：摩擦焊接头。
图5：在试验中焊接的薄板。13：焊缝，23：焊接方向，25a：第一种材料，25b：第二种材料。
图6：拉伸试件。13：焊缝，18：热影响区，25a：第一种材料，25b：第二种材料。
图7、8和9示出了根据本发明的实施方案制造结构构件的步骤的流程图。

a)定义
除非另有说明，所有与合金的化学成分有关的表示都以基于合金总重量的质量百分比来表示。合金标号遵循本领域技术人员已知的铝业协会(The Aluminium Association)的规定。在欧洲标准EN 515中定义了冶金的韧度。例如，在欧洲标准EN573-3及铝业协会的出版物(publication)中定义了标准铝合金的化学成分。这些规定、标准和出版物是本领域技术人员已知的。除非另有说明，通过根据标准EN 10002-1的拉伸试验确定静态力学性能，也就是金属板或板材的极限抗拉强度(UTS，也标为Rm)、抗拉屈服强度(YS，也标为TYS或Rp0.2)、在断裂延伸A和最大应力下的延伸Ag。在标准EN485-1中定义了试件的位置和方向。除非另有说明，采用在欧洲标准EN 12258-1中给出的定义。
在本说明书中，机械结构中的“结构构件”指其失效可能危及所述结构或其使用者或乘客或其他人的安全的任何机械元件。对航空器而言，这些结构构件具体包括组成机身的构件(例如机身外壳、桁条、舱壁、环形框架)、机翼零件(例如机翼外壳、桁条、翼肋、翼梁)、尾翼(例如水平和竖直稳定器)以及地楞横梁、座椅轨道、门等。图1中显示了典型的机翼结构。
在本说明书的范围内，“整体结构”指航空器构件的结构，该结构被设计为在最大可能范围上实现材料的连续性，以减少机械装配点的数目。可以通过深加工，或者通过利用诸如通过挤压、锻造或者铸造获得的成型部件，或者通过焊接由可焊接合金制成的结构构件来制造整体结构。“机械固定结构”指这样的结构：在该结构中根据结构构件(例如机身构件或机翼构件)的目标，通常通过铆接将薄的或厚的板材固定到加强肋和/或框架(可通过对挤压或者轧制产品进行加工获得)上。
根据标准ATSM G34通过EXCO式试验来确定剥落腐蚀。
b)发明详述
根据本发明，上述问题通过以下步骤解决：将所要结合部件中的一个部件预回火到预期韧度，用所要连接的其他部件焊接所述部件并对包括所述部件的结构构件回火以获得每一个部件的优化的最终韧度。通过进行单独的预回火和定制焊接后回火，能够最小化或者甚至避免在焊接所影响区域内的静态力学性能和/或损伤容限和/或抗腐蚀性的损失，并且在未受焊接影响的区域内获得了最佳的韧度。
根据本发明，适当的结构构件包括至少两个显示出不同性能平衡的铝合金部件，所述至少两个部件被焊接并且其中所述部件中的一个是(i)选自与所述至少两个部件中的另一个部件不同的铝合金和/或(ii)选自与所述至少两个部件中的另一个部件不同的初始韧度的部件，并且其中所述至少两个部件中的至少一个在被焊接之前进行了预回火，以及其中所述结构构件进行了焊接后回火，所述焊接后回火赋予所述至少两个部件中的每一个以最终的韧度。
在本发明的一个实施方案中，所述至少两个部件是相邻的。相邻是指，该至少两个部件具有互相对接的边缘或侧面。例如，相邻的组合包括：并接、对接、搭接、顶端相互连接(au sommet l’unde l’outre)、T型连接、边连接、角连接等。
在本发明的另一个实施方案中，在所述至少两个部件之间的所述不同性能平衡通过以下方式中的至少一种获得：(i)所述部件的化学成分，(ii)所述部件的初始韧度，和/或(iii)所述焊接后回火。
最终韧度是指，在焊接后回火之后获得的韧度，例如它是预回火和焊接后回火的结果。在本发明范围内的韧度包括但不限于对于本发明特别重要的：T韧度(热处理的用来产生除F、O或H以外的韧度)和甚至更精确的放置在溶液中然后回火的T6韧度、放置在溶液中并过高温回火/稳定的T7韧度，具体是T73、T7351、T74、T7451、T76、T7651、T77、T7751、T79和T7951韧度，或者放置在溶液中、冷却、然后回火的T8和T851韧度。
焊接后回火指的是，所述焊接的结构构件的人工实效的热处理。为了获得所述至少两个部件的预期最终韧度，将设计焊接后回火。该焊接后回火可以包括在不同温度下的若干步骤。在一个有利的实施方案中，当结构构件的部件由2xxx合金制成时，该焊接后回火的最高温度包括在150℃到200℃之间，并且优选在170℃到180℃之间。在另一个有利的实施方案中，当结构构件只包括7XXX合金时，该焊接后回火的最高温度可包括在110℃到180℃之间，并且优选在140℃到160℃之间。这种焊接后回火允许在焊接前还未进行处理的合金比在焊接前已经进行了预回火的合金具有更好的压缩应力，以及更好的刚度和耐腐蚀性，该进行了预回火的合金是过度时效的。
如在现有技术的描述中所确定的，不能同时彼此独立地优化结构元件的某些所需性能。这对于诸如“静态力学性能”或“机械强度”(尤其是极限抗拉强度UTS和屈服应力YS)和“损伤容限”(尤其是韧度和抗裂缝扩展性)尤其确切。
在本发明的另一个实施方案中，选择至少一个部件以使得该部件的化学成分和/或最终韧度赋予所述结构构件强度性能，并且选择至少另一邻近部件以使得该邻近部件的化学成分和/或最终韧度向所述结构构件提供损伤容限。
就化学成分而言，所述至少两个铝合金部件可以选自相同或不同系列的铝合金，例如2XXX合金或7XXX合金。能够用于本发明的2XXX合金包括但不限于2014、2022、2023、2024、2026、2027、2050、2056、2098、2099、2139、2196、2224、2324和2524。2XXX合金制成的部件通常呈现良好的损伤容限性能并且例如用于诸如机翼下表层的要求最佳拉伸性能的部件中。可以用于本发明的7XXX合金制成的部件包括但不限于7010、7040、7050、7150、7250、7055、7056、7068、7049、7140、7149、7249、7349、7449、7075、7175和7475。由7XXX合金制成的部件在达到最大韧度上呈现高机械强度，并且也用于诸如机翼上表面的要求最佳压缩质量的部件中。在不同的韧度下，由7XXX合金制成的部件也能够呈现良好的损伤容限性能。在本发明的一个优选实施方案中，所述7XXX合金部件在焊接之前已经进行了预回火。在本发明的另一实施方案中，2XXX合金制成的所述部件在焊接之前已经进行了预回火。
但是，难以同时优化的性能不只是机械强度和损伤容限，对于机械强度和抗应力和/或剥落腐蚀性也是如此。在本发明的另一个实施方案中，选择至少一个部件使得该部件的化学成分和/或最终韧度赋予所述结构构件机械强度，并且选择至少另一邻近部件使得该邻近部件的化学成分和/或最终韧度提供抗应力和/或剥落腐蚀性。
本领域技术人员已知的是，抗应力和/或剥落腐蚀性常常与冶金韧度相关。更确切地，在标准EN515中描述如下，抗应力腐蚀性和抗剥落腐蚀性以T79(和T7951)、T76(和T7651)、T74(和T7451)、T73(和T7351)的顺序改善，T79(和T7951)呈现最差的抗腐蚀性而T73(和T7351)呈现最好的抗腐蚀性。
本发明的另一目的在于，提供一种制造包括至少两个部件的结构构件的方法，所述至少两个部件可以具有不同的最终韧度，以获得结构构件的每一个部件的抗腐蚀性能和机械强度性能的最佳折衷。
在诸如点焊、闪光对接焊、激光焊、电弧焊、电子束焊、摩擦焊和摩擦搅动焊等已知的焊接技术中，在本发明最有利的实施方案中使用摩擦搅动焊接。
摩擦搅动焊接起源于20世纪90年代早期的联合国中的TWI(焊接学会)，并且已用于组合铝合金中。它的原理是通过借助于搅动所要组合的两种材料的旋转摩擦焊接头施加强剪切力到金属上来实现焊接而无需熔化金属。首先，通过使用旋转摩擦焊接头的割肩施加摩擦到金属表面来加热金属降低了屈服应力，其次将摩擦焊接头逐渐向前移动而进行焊接。该摩擦焊接头的割肩也容纳金属并且保持压力以防止金属喷射出焊接区。
已知的是，摩擦搅动焊接法能够避免热裂问题，这尤其意味着现在能够焊接以前通过熔融无法焊接的合金，例如，通常在飞机制造中使用的包含镁的2XXX合金或包含铜的7XXX合金。
已知的是，在摩擦搅动焊接区域内侧和附近的金相组织具有非常典型的明显不同于用熔融焊接获得的相。如图3所示，除了远离焊缝、完全不受影响的区域之外，可以区分出三个不同区域：
19-受塑性变形影响最大的区域被称为“焊核”。在焊接期间，在此区域中的温度可以达到560℃。焊核的宽度通常稍微大于摩擦焊接头的直径。
16-在焊核的每一个侧面上的第二区域是热机影响区，其在更小的程度上变形并且根据合金其可能表现出结晶的迹象。
15-在焊核上的第三区域被称为“塑性变形区”并由摩擦焊接头割肩的旋转效应形成。
18-热影响区围绕上述严重变形区域并且经受与增加的温度相关的冶金上的变换。
图4描述了摩擦搅动焊接操作。受拉侧20是由于摩擦焊接头旋转的摩擦焊接头表面局部方向和焊接方向23相同的一侧。受压侧21是由于摩擦焊接头旋转的摩擦焊接头表面局部方向和焊接方向23相反方向的一侧。摩擦焊接头旋转速度是摩擦焊接头在旋转方向22上的速度。焊接速度是摩擦焊接头沿着焊接方向23移动的速度。在本发明中发现，该两侧不是相等的，特别是将不同的合金焊接到一起时，并且在抗剥落腐蚀性方面受拉侧表现效果最差。当2XXX合金部件连接到7XXX合金部件上时，如果2XXX合金部件放置在受拉侧，在静态力学性能方面会获得最好的效果。当7XXX合金部件连接到另一具有不同静态力学性能的7XXX合金部件上时，如果具有最高的极限抗拉强度的7XXX合金部件放置在受拉侧时会获得最好的效果。
在图7中，显示了可以用于本发明的步骤序列。在此实施方案中，将预回火过的第一部件和第二部件(可能预回火)焊接到一起以形成结构构件的坯件。该坯件然后被加工成其最终形状。在图8所描述的本发明另一个实施方案中，在淬火和可选的拉伸之后并在用于预回火的至少一个部件的预回火之前进行第一粗加工步骤。在图9描述的本发明又一实施方案中，在用于预回火的至少一个部件的预回火之后和焊接之前进行第一粗加工步骤。
在本发明有利的实施方案中，所述结构构件使用在航空器构造中，并且包括例如机身构件(例如机身外壳)、桁条、舱壁、环形框架、机翼零件(例如机翼外壳、桁条、翼肋、翼梁)、尾翼(例如水平和竖直稳定器等)、地楞横梁、座椅轨道、门等构件。来自本发明的方法的翼肋和翼梁的结构构件是特别有利的。在本发明的一个优选实施方案中，翼肋或者翼梁包括至少上部件和下部件，其中所述上部件包括7449 T79或7449 T7951，并且所述下部件包括7040 T76或7040T7651。
实施例
实施例1
在此实施例中，实现了一种包括两个具有不同韧度的相同合金制成的部件的结构构件。铸造了由铝合金7449和7040制成的板，在表1中给出了在此铸件中获得的成分。
  元素   Si   Fe   Cu   Mg   Cr   Zn   Ti   Zr   7040   0.03   0.07   1.72   1.89   0.04   6.37   0.04   0.11   7449   0.05   0.07   1.94   2.15   8.50   0.03   0.11
表1：化学成分(重量百分比)
7040的板在475℃是均质的，热轧到100mm的厚度，放置在480℃溶液中，淬火并拉伸3％。此处理产生了W51韧度。然后切割合成的板材到预期的尺寸，并且某些获得的部件接受6h 120℃+16h 155℃的预回火处理以产生T7651韧度。然后在W51部件和T7651部件上进行第一加工步骤，以获得准备用于焊接的16mm的样板。
7449的板在473℃是均质的，热轧到18mm的厚度，放置在473℃溶液中，淬火并拉伸3％。此处理产生了W51韧度。然后切割合成的板材到预期的尺寸，并且某些获得的部件接受24h 120℃+17h 150℃的预回火处理以产生T7951韧度。然后在W51部件和T7951部件上进行第一加工步骤，以获得准备用于焊接的16mm的样板。这些合金的典型屈服应力是，对于7449 T7951为600MPa，而对于7040 T7651为500MPa。
使用摩擦搅动焊接作为焊接方法。在试验中改变与此焊接技术相关的两个参数：与摩擦焊接头的旋转相关的该部件相对位置(受拉侧和受压侧)和焊接速度。在ESAB SuperStir设备上执行焊接。根据“外观良好的焊缝”设置焊接参数，换言之，没有根部和表面缺陷并且具有良好表面光洁度的焊缝被认为是良好的。尽管在高温下的流体应力不均衡，仍成功地焊接了表2中所描述的所有结合。
从初步研究所进行的试验中选择焊接参数。所有的结合在230rpm(每分钟转数)下进行并且试验了两种焊接速度：80和100mm/min。由于没有观察到焊接的可视缺陷，只描述了“100mm/min”焊接的特征。作出此选择的考虑在于，较高速度的焊接对于经过最小化热能输入的力学性能和生产率都是有益的。

表2组件说明和焊接后回火条件
如表2中所述，在力学试验之前在每一种组合(combinaison)上应用焊接后回火。如图5和6中所示，对所有的焊缝在中等厚度并且垂直于焊缝的试件上进行拉伸试验。
对于具有良好再现性的每一种情况都试验了至少三个试件。所获得的强度等级接近于所有测试的制品：在350MPa到385MPa之间。该结果显示在表3中。
  试件编号   TYS  (MPa)   UTS  (MPa)   Ag％   A％   A   270   365   2.49   3.80   B   290   383   2.35   3.03   C   288   379   2.10   2.68
表3结合处的力学性能
值得注意的是，断裂主要但并非系统地在合金具有最低屈服应力的侧产生(参见图3)。因而，7040-T7451在7040-T7651之前屈服，而7449-T7651通常在7449-T7951之前屈服。组合7449-T7651/7449-T7951(受拉/收缩)与相反的组合7449-T7951/7449-T7651(受拉/收缩)情况相同。
为了评估剥落腐蚀性，在48h内将每一种合金组合浸入用去离子水和NaCl(234g/l)、KNO3(50g/l)和HNO3(6，3ml/l)制备的溶液中，并且恒定地保持在25℃±3℃。根据标准ASTM G34进行测定，N代表未腐蚀、P代表点蚀、PF代表点蚀剥落、EA代表浅层剥落、EB代表中度剥落、EC代表重度剥落、以及ED代表剥落非常严重。表4给出了在清洗之前EXCO试验的评估值(cotations)。
应该注意到，在清洗之后显露了在热影响区和基底金属之间的中间区。这些结果显示了该焊核和基底金属在EXCO实验中具有良好的性能，在各种情况下评估值均为PF。至于热影响区，除了在B情况下的7449-T7651(ED)，一般都能获得EB。
在合金7449的情况下，似乎是合金的位置(受拉/收缩)对于腐蚀结果具有影响，当具有最低过度时效(7449-T7951)和如此一来的最高力学性能(UTS，YS)的铝合金部件放置在受拉侧时，获得了最好的结果。

表4EXCO试验结果
实施例2：
在此实施例中，实现了包括两个由两种不同合金构成的部件的结构构件。铸造了由铝合金7449、7040和2022制成的板并且在表5中给出了在这些铸件中获得的成分。
  元素   Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Zn   Ti   Zr   7040   0.03   0.07   1.72   -   1.89   6.37   0.04   0.11   7449   0.05   0.07   1.94   -   2.15   8.50   0.03   0.11   2022   0.04   0.08   4.89   0.34   2.15   -   0.02   -
表5：化学成分(重量百分比)
如实施例1中所述，将7040和7449合金的板进行转换。将2022合金的板在475℃进行预加热，热轧到40mm的厚度，放置在530℃的溶液中，淬火并拉伸3％。这一处理产生了T351韧度。然后切割所得到板材到预期尺寸，并且对所得到部件进行产生T851韧度的16h 173℃的预回火处理。接着进行第一加工步骤以获得准备用于焊接的16mm厚的样板。在焊接之前所使用的回火目的在于，使所述样板一旦经过焊接后回火焊接和热处理就获得合金的最佳性能。在表6中给出了用于试验的回火组合。
焊接条件与实施例1中的相同。再一次，在焊缝表面也没有观察到可视缺陷，只描述“100mm/min”的焊缝特性。


表6  组件说明和焊接后热处理条件
如图5和6中所示，尽管观察到了一些缺陷，仍对所有的焊缝在中等厚度并且垂直于焊缝的试件上进行拉伸试验。在表7中提供了焊接结合处的力学性能。
  试件编号   TYS  (MPa)   UTS  (MPa)   Ag％   A％   D   275   367   2.21   2.70   E   230   353   4.14   4.94   F   249   371   4.27   5.22
表7：结合处的力学性能
取决于受拉侧合金的结合2022/7040的结果中出现了不对称。实际上，如果2022合金放置在受压侧，则其拉伸性能明显低于2022合金放置在受拉侧的拉伸性能。进行如实施例1中所述的EXCO试验。在表8中提供了该结果。

表8：剥离腐蚀试验结果
这些结果显示出，在EXCO试验中焊核具有良好的性能，在各种情况下评估值都为P或PF。也观察到了基底金属的良好性能，除了在E和F情况下7040-T7651与2022合金结合之外，评估值都是PF。就热影响区而言，除了在情况D下的7040-T7651(PE/EA)和在情况E和F下的2022(P)之外，一般都获得EB或者EB/EC的评估值。
当然，本发明不限于以上描述和示出的实施例，由此，不脱离本发明主旨和精神的改体和变形都在本发明的范围之内。