複合特性が改善されたアルミニウム合金製品及び該製品の製造方法
【解決手段】厚さ約４インチ以下のアルミニウム合金製品であって、溶体化熱処理され、焼入れされ、人工時効された前記合金製品から作られた部品は、強度、破壊靱性及び耐食性について改良された複合特性を有しており、前記合金は、Ｚｎ：約６.８〜約８.５重量％、Ｍｇ：約１.５〜約２.００重量％、Ｃｕ：約１.７５〜約２.３重量％、Ｚｒ：約０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、Ｃｒ：約０.０５重量％未満、残部Ａｌ、随伴元素及び不純物である。また、前記アルミニウム合金製品を製造する方法である。本開示合金は、商業用航空機の構造部材の製造に有用であり、前記構造部材として、限定するものではないが、組立式又は一体型構造の上ウイングスキン、上ウィングストリンガー、スパーキャップ、スパーウェブ、リブ、リブフィート又はリブウェブが挙げられる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
＜関連出願の説明＞
本願は、2007年5月14日に出願された米国一部継続出願第11/748,021号、発明の名称「複合特性が改善されたアルミニウム合金製品(aluminum alloy products)及び該製品の人工時効方法」の優先権を主張し、該出願は、引用を以てその全体が本願に組み込まれるものとする。
【背景技術】
【０００２】
＜発明の分野＞
本開示は、アルミニウム合金に関するものであり、特にアルミニウム協会による７０００系(又は７ＸＸＸ)アルミニウム(“Ａｌ”)合金に関する。より具体的には、商業用航空機の構造部材の製造に有用で、厚さが最大４インチのアルミニウム合金製品に関する。
【０００３】
＜関連技術の説明＞
航空宇宙産業が新たなシリーズの航空機を製造するに伴い、アルミニウム合金に対する産業の需要はますます高まってきている。新しいジェット機のサイズが大きくなり、また、現在のジェット旅客機モデルの最大積量がより重くなり、及び／又は、飛行距離がより長くなり、性能及びコストの改善が進むにつれて、ウィング構成部品などの構造部品における軽量化への需要は増え続けている。
【０００４】
従来の航空機のウィング構造は図１に示されており、全体が符号(2)で示されるウィングボックス(wing box)を含んでいる。ウィングボックス(2)は、ウィングの主要強度部品として機体から外方に延在し、図１の紙面とほぼ直交している。ウィングボックス(2)において、上ウィングスキン(4)と下ウィングスキン(6)は離間し、その間には、垂直構造部材又はスパー(spar)(12)(20)が設けられている。ウィングボックス(2)はまた、一方のスパーから他方のスパーに延在するリブを含んでいる。これらのリブは図１の紙面と平行に存在するのに対し、ウィングのスキンとスパーは図１の紙面と直交している。
【０００５】
上ウィングのカバーは、典型的には、スキン(4)と補強要素又はストリンガー(8)とを具えている。これらの補強要素は別々の構成にして締結することもできるが、スキンと一体に作ることで、ストリンガーとリベットを別々に設ける必要性をなくすこともできる。飛行中、商業用航空機の上ウィングの構造は圧縮負荷を受けるため、高い圧縮強度をもつ合金が求められる。この要請により、所定の破壊靱性レベルを維持しつつ、より高い圧縮強度を有する合金が開発されてきた。今日の大型航空機の上ウィングの構造部材は、典型的には、７１５０アルミニウム(米国再発行特許第34,008号)、７４９９アルミニウム(米国特許第5,560,789号)又は７０５５アルミニウム(米国特許第5,221,377号)のように、高強度７ＸＸＸ系アルミニウム合金から作られている。より最近では、改善された７０５５アルミニウム合金が米国特許第7,097,719号に開示されている。
【０００６】
しかしながら、超大型航空機の開発により、新たな設計条件が要求されている。ウィングの大型化及び高重量化により、航空機の総離陸重量が増加するため、これらの航空機は着陸時の下方曲げ負荷(down-bending loads)が大きく、上ウィング構造部材に高い引張負荷が作用する。現在の上ウィング用合金の引張強度はこれら下方曲げ負荷に十分耐えることはできるが、これら合金の破壊靱性は不足するため、上カバーの胴体側部分(inboard portions)の設計基準が制限される。このため、超大型航空機の上側構造部材用合金は、強度を多少犠牲にしても、非常に高い破壊靱性を有する合金が要請されるようになった。この合金は、２３２４合金(米国特許第4,294,625号)のような下ウィングスキン合金により近いものである。つまり、超大型航空機の上ウィング構造部材における強度と靱性の最適な組合せは、最大限の軽量化を達成するために、高破壊靱性化と低強度化へ移行したのである。
【０００７】
ウィングスパー及びリブ要素において、減量化及びコスト削減のために用いられる設計及び合金製品に対しては、摩擦攪拌溶接等の新たな溶接技術もまた、多くの新たな可能性を有している。スパーの性能を最大限にするには、上ウィングスキンに接合するスパーの部分は上ウィングスキンと同様な特性を有し、下ウィングスキンに接合するスパーの部分は下ウィングスキンと同様な特性を有する必要がある。このため、上側スパーキャップ(14)又は(22)と、ウェブ(18)又は(20)と、下側スパーキャップ(16)又は(24)とを具え、締結具(図示せず)によって接合された“組立(ビルトアップ、built-up)式”のスパーが用いられるようになった。この“組立式”スパーの構造により、各構成部品に最適な合金製品を用いることができる。しかしながら、取付けに必要な締結具の数が多いため、組立て費用が増大する。また、締結具と締結具孔は構造的に弱い連結であるため、部品の厚みを厚くせねばならず、複数の合金を用いることの性能の利点は幾分低下する。
【０００８】
組立式スパーに関連する組立て費用を抑える方策の一例として、単一合金を厚板からスパー全体を機械加工すること、押出し又は鍛造することが挙げられる。この機械加工処理は、部品の“ホッギングアウト(hogging out)”としても知られている。この設計では、ウェブと上スパーの接合及びウェブと下スパーの接合は必要でなくなる。このようにして作られるワンピース型のスパーは、“一体型スパー(integral spar)”として称されることもある。一体型スパーを作るのに理想的な合金は、上ウィング合金がもつ強度特性と、下ウィング合金がもつ破壊靱性及び他の損傷許容特性とを兼ね備えているものである。通常は、両方の特性を同時に達成することは難しく、上スキンの特性条件と下スキンの特性条件との間で中間的なものとなる。一体型スパーが解消させなければならない問題の一つとして、出発材料(starting stock)として用いられる厚肉製品の強度と靱性は、同じ合金及び質別(temper)から作られたものでも、典型的には、“組立式”スパーに一般的に用いられる薄肉製品の特性より劣ることがある。それゆえ、中間的特性と一体型スパーでの厚肉製品の使用は、重量の面で不利となってしまう。上スパーキャップと下スパーキャップの両方に必要な特性を適度に具えると共に、焼入れ感受性が低く厚肉の製品でも良好な特性を保有する厚肉製品用の合金として、米国特許第6,972,110号に開示された７０８５合金がある。一体型スパーのもう一つの問題は、合金の如何に拘わらず、購入重量(buy weight)(つまり、購入される材料)と飛行重量(fly weight)(航空機で飛行する材料の重量)の比率(“購入対飛行(buy to fly)”とも称される)が高いことである。このため、一体型スパーが組立式スパーと比べて、組立て費用の削減によってもたらされるコスト高の利点が、少なくとも一部は損なわれる。
【０００９】
しかしながら、摩擦攪拌溶接等の新たな技術は、重量と費用の両面でさらに改善できる可能性がある。複数の要素が、摩擦攪拌溶接もしくは他の先進溶接又は接合方法によって接合されたスパーは、組立式スパーと一体型スパーの利点を兼ね備えている。このような方法を用いることで、より薄肉の製品のほか、各スパー構成部品用に最適化された複数種類の合金、製品形態及び／又は質別を利用することが可能となる。このことで、一体型スパーの組立費用面での利点という重要な部分を維持しつつ、合金製品／質別に対する選択肢が拡がり、組立式スパーにおけるのと同様、材料の購入対飛行を向上させることができる。
【００１０】
米国特許第5,865,911号には、超大型航空機の下ウィングスキン構造部材及びウィングスパー部材として、７０００系合金が開示されている。この合金は、２０２４及び２３２４(米国特許第4,294,625号)のような現在使われている下ウィング合金と比べて、薄肉プレートの強度、靱性、及び耐疲労性が改善されている。強度と靱性における同様な特性は、表１に示すように、７０８５合金(米国特許第6,972,110号)の薄肉プレートでも得られている。薄肉製品形態におけるこれら合金のいずれも、下ウィングカバーの構造部材用として、また、複数の要素が機械的締結又は溶接によって接合されたスパーの下スパーキャップ及びウェブ用材料として有用であろう。これらの合金はまた、組立式又は一体型設計のいずれにおいても、リブ用として適している。ところが、これらの合金で達成できる強度レベルは大型商業用航空機の上ウィング構造部材に用いるには一般的に不十分である。上スパーキャップ、スパーウェブ及びリブには、適切な靱性が維持されることを条件として、強度をより高めることが有利である。
【表１】
【００１１】
それゆえ、超大型航空機において、上ウィング構造部材に用いられている現在の合金の許容強度レベルを維持しつつ、それよりも有意に高い靱性を有する合金が必要とされている。このような合金は、複数の要素が機械的締結又は溶接によって接合された上スパーキャップ及びスパーウェブに使用される他、組立式又は一体型設計のウィングリブにも有益であろう。超大型航空機及びウィングでの必要性について具体的に説明したが、このような合金はまた、機体用としても、また、小型機の組立式及び一体型両方の構造用としても有益である。加えて、軍用車両の装甲等の非航空機用部品としても、本発明合金から作られることはできるだろう。
【発明の概要】
【００１２】
＜発明の要旨＞
宇宙航空機の構造部品として特に適した新規なアルミニウム合金製品を提供する。一態様において、新規なアルミニウム合金(“本開示合金又は本発明合金”と称することもある)は、Ｚｎ：約６.８０〜約８.５重量％、Ｍｇ：約１.５又は１.５５〜約２.００重量％、Ｃｕ：約１.７５〜約２.３０重量％、Ｚｒ：約０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、Ｃｒ：約０.０５重量％未満、残部実質的にＡｌ、随伴元素及び不純物である。アルミニウム合金製品は、厚さ約４インチ以下、場合によっては約２.５インチ以下又は２.０インチ以下であって、許容レベルの強度を維持しつつ、これら用途に用いられる従来合金よりも有意に高い破壊靱性を有しており、その逆もしかりである。
【００１３】
一の発明では、アルミニウム合金製品を提供する。該製品のアルミニウム合金は、Ｚｎ：約６.８０〜約８.５重量％、Ｍｇ：約１.５又は１.５５〜約２.００重量％、Ｃｕ：約１.７５〜約２.３０重量％、Ｚｒ：約０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、Ｃｒ：約０.０５重量％未満、残部Ａｌ、随伴元素及び不純物である。アルミニウム合金に溶体化熱処理、焼入れ(quenched)及び人工時効が施されると、製造された部品は、改善された強度と破壊靱性を具える。一実施例において、合金は少量の鉄及び珪素不純物を含んでいる。一実施例において、合金は不純物として、Ｆｅ：約０.１５重量％以下及びＳｉ：約０.１２重量％以下を含んでいる。一実施例において、合金は不純物として、Ｆｅ：約０.０８重量％以下及びＳｉ：約０.０６重量％以下を含んでいる。一実施例において、合金は不純物として、Ｆｅ：約０.０４重量％以下及びＳｉ：約０.０３重量％以下を含んでいる。アルミニウム合金は、例えば、圧延シート、圧延プレート、押出又は鍛造の形態である。幾つかの実施例において、アルミニウム合金製品は、厚みが最も厚い位置での厚さは２.５インチ又は２.０インチ未満である。幾つかの実施例において、アルミニウム合金製品は、厚みが最も厚い位置での厚さは約２.５インチ〜４インチである。
【００１４】
一の発明では、アルミニウム合金は、圧延プレートの形態であり、厚さは、２.５インチ未満で、例えば２.００インチ以下である。一実施例において、圧延プレートのアルミニウム合金は、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７．５〜８．５重量％、Ｃｕ：１．９〜２．３重量％、Ｍｇ：１．５〜２．０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.８〜８.５重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.９〜８.２重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.１５重量％、Ｍｇ：１.７５〜１.８５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.３重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.９５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.８〜１.９重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.６５重量％以下を含んでいる。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含んでもよい。これらの実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。これらの実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金製品は、厚みが最も厚い位置での厚さは約２.５又は２.０インチ未満である。
【００１５】
一の発明では、アルミニウム合金は、プレートの形態であり、厚さは、２.５又は３.０インチ又は２.５１インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４.０インチである。一実施例において、プレートのアルミニウム合金は、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９〜２.３重量％、Ｍｇ：１.５５〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.６〜１.７５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下を含んでいる。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含むこともできる。これら実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。
【００１６】
アルミニウム合金製品は、改良された強度及び靱性特性を実現する。一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ約２.５インチ又は２.００インチ以下のセクションを含み、長手方向に最小引張降伏強度を有し、図３Ａ又は図３ＢのＡ−Ａ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｌ−Ｔ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。一実施例において、合金は厚さ約２.５インチ又は２.００インチ以下のセクションを含み、引張降伏強度を有し、図４のＢ−Ｂ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｌ−Ｔ方向に見かけの平面応力破壊靱性を有しており、これらは、初期亀裂長さ(２ａｏ)が約４インチ、厚さ約０.２５インチの中央亀裂入りの幅１６インチパネルで計測したものである。
【００１７】
一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ約２.００インチ又は２.５インチ〜３.０インチ又は３.１２５インチ又は３.２５インチのセクションを含み、ＬＴ(long transverse)方向に引張降伏強度を有し、図７のＣ−Ｃ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｔ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ(例えば、最も厚い位置)約２.００インチ又は２.５インチ〜３.０インチ又は３.１２５インチ又は３.２５インチのセクションを含み、ＳＴ(short transverse)方向に引張降伏強度を有し、図９のＥ−Ｅ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｓ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している
【００１８】
一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ(例えば、最も厚い位置)約２.７５インチ、３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４インチのセクションを含み、ＬＴ方向に引張降伏強度を有し、図８のＤ−Ｄ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｔ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ約２.７５インチ、３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４インチのセクションを含み、ＳＴ方向に引張降伏強度を有し、図１０のＤ−Ｄ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｓ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。
【００１９】
アルミニウム合金製品は優れた耐食性をも実現する。一実施例において、合金製品の耐食性は、ＥＸＣＯランクで常に“ＥＢ”以上である。一実施例において、合金製品は、交互浸漬での応力腐食割れ抵抗性試験を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiである。一実施例において、アルミニウム合金製品は、海岸環境の応力腐食割れ抵抗性試験を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiである。一実施例において、アルミニウム合金製品の耐食性はＥＸＣＯランクで常に“ＥＢ”以上であり、交互浸漬の応力腐食割れ抵抗性試験及び海岸環境での応力腐食割れ抵抗性試験の両方を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiである。一実施例において、アルミニウム合金製品の耐食性はＥＸＣＯランクで常に“ＥＢ”以上であり、交互浸漬での応力腐食割れ抵抗性試験及び沿岸環境での応力腐食割れ抵抗性試験の両方を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiであり、上述した引張降伏強度及び破壊靱性の特性を達成している。アルミニウム合金製品は、他の応力腐食割れ抵抗性試験についても同じ様にパスするであろう。
【００２０】
アルミニウム合金製品は、様々な用途に用いることができる。一実施例において、アルミニウム合金製品は宇宙航空機の構造部品である。宇宙航空機の構造部品は、上ウィングパネル(スキン)、上ウィングストリンガー、一体ストリンガーを有する上ウィングカバー、スパーキャップ、スパーウェブ、リブ、リブフィート又はリブウェブ、補強要素及びそれらの組合せのいずれでもよい。一実施例において、アルミニウム合金製品は機体部品(例えば、機体のスキン)である。一実施例において、アルミニウム合金製品は装甲部品(例えば、電動式車両の)である。一実施例において、アルミニウム合金製品は石油・ガス産業において用いられる(例えば、パイプ等の構造部品として)。
【００２１】
アルミニウム合金製品は、様々な方法で生成することができる。例えば、部品の作製は、融接又は固相溶接法により、質別が同じか又は異なる略同じ合金から作られた１又は複数のアルミニウム合金製品に溶接された合金製品から行なうことができる。一実施例において、アルミニウム合金製品は、異なる合金組成の１又は複数のアルミニウム合金製品に接合されて、マルチ合金部品が作製される。一実施例において、前記製品は機械的締結によって接合される。一実施例において、アルミニウム合金製品は融接又は固相溶接法によって接合される。一実施例において、アルミニウム合金製品は、部品の製造プロセスにおいて、単独で時効成形されるか、又は他の合金製品に接合後に時効成形される。一実施例において、アルミニウム合金製品は繊維金属積層材又は他の強化材によって強化される。
【００２２】
アルミニウム合金及びアルミニウム合金製品の製造方法も提供する。一の発明において、方法は、アルミニウム合金を航空機の構造部品に成形又は形成するステップを含んでいる。方法は、アルミニウム合金(例えば、前記組成の何れかを有するアルミニウム合金)を生成すること、圧延、押出及び鍛造からなる群から選択される１又は複数の方法によって合金を均質化及び熱間加工を行なうこと、合金を溶体化熱処理すること、合金を焼入れすること、並びに合金を応力除去することを含むことができる。人工時効処理された構造部品は、強度と破壊靱性について改良された複合特性を具備する。一実施例において、合金は焼入れされるとき厚さは約４インチ未満である。一実施例において、方法は、部品は単独で時効成形するか、又は他の合金製品に接合後に時効成形することを含んでいる。
【００２３】
一実施例において、構造部品を成形又は形成するステップは機械加工を含んでいる。一実施例において、機械加工は人工時効を施した後か、又は複数の時効段階の間に行われる。一実施例において、機械加工は溶体化熱処理より前に行われる。
【００２４】
一実施例において、構造部品を成形又は形成するステップは、他の部品に接合する前又は後のどちらかに時効成形することを含んでいる。一実施例において、構造部品を成形又は形成するステップの少なくとも一部は、人工時効の前に行われるか、又は人工時効の少なくとも一部を行なっている間に行われる。
【００２５】
一実施例において、合金は、(i)約１５０〜２７５°Ｆでの第１時効段階と、(ii)約２９０〜３３５°Ｆの第２時効段階とを含む方法によって人工時効が施される。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２００〜２６０°Ｆで行われる。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２〜約１８時間行われる。一実施例において、第２時効段階は約２９０〜３２５°Ｆで約４〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約２９０〜３１５°Ｆで約６〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約３００〜３２５°Ｆで約７〜約２６時間行われる。一実施例において、時効段階の一方又は両方は、複数の温度時効効果の統合を含んでいる。一実施例において、部品を、該部品と同じ合金又は異なる合金又は質別の別の部品に溶接するために、時効段階の一方又は両方が中断される。
【００２６】
他の実施例において、合金は、(i)約２９０〜３３５°Ｆでの第１時効段階と、(ii)約２００〜２７５°Ｆの第２時効段階とを含む方法によって人工時効が施される。一実施例において、第１時効段階(i)は約２９０〜３２５°Ｆで約４〜約３０時間行われる。一実施例において、第１時効段階(ii)は約２９０〜３１５°Ｆで約６〜約３０時間行われる。一実施例において、第１時効段階(i)は約３００〜３２５°Ｆで約７〜約２６時間行われる。一実施例において、時効段階の一方又は両方は、複数の温度時効効果の統合を含んでいる。一実施例において、部品を、該部品と同じ合金又は異なる合金又は質別の別の部品に溶接するために、時効段階の一方又は両方が中断される。
【００２７】
他の実施例において、合金は、(i)約１５０〜２７５°Ｆでの第１時効段階と、(ii)約２９０〜３３５°Ｆの第２時効段階と、(iii)約２００〜２７５°Ｆでの第３時効段階とを含む方法によって人工時効が施される。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２００〜２６０°Ｆで行われる。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２〜約１８時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約２９０〜３２５°Ｆで約４〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約２９０〜３１５°Ｆで約６〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約３００〜３２５°Ｆで約７〜約２６時間行われる。一実施例において、第３時効段階(iii)は約２３０〜２６０°Ｆで少なくとも約２時間以上行われる。一実施例において、第３時効段階(iii)は約２４０〜２５５°Ｆで約１８時間以上行われる。一実施例において、時効段階のうちの１、２又は全部の段階は、複数の温度時効効果の統合を含んでいる。一実施例において、部品を、該部品と同じ合金又は異なる合金又は質別の別の部品に溶接するために、時効段階のうちの１、２又は全部の段階は中断される。
【００２８】
この方法は、合金部品を接合することを含むこともできる。一実施例において、１又は複数の部品は機械的締結によって接合される。一実施例において、１又は複数の部品は溶接によって接合される。一実施例において、部品は電子ビーム溶接によって接合される。一実施例において、部品は摩擦攪拌溶接によって接合される。一実施例において、一部品は他のアルミニウム製品に締結又は溶接されることにより、マルチ合金及び／又は複数質別(multi-temper)の部品が作られる。
【００２９】
前記の態様、取組及び／又は実施例の様々な組合せによって、有用な種々アルミニウム合金製品及び部品を作られることは理解されるであろう。ここでの開示のこれら及び他の態様、利点並びに新規な特徴の一部を以下に説明するが、当業者であれば、以下の説明及び図面の審査の際に明らかであろうし、開示の実施すによって理解できるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
本開示の理解をより完全なものとするために、添付図面を参照して、以下に説明する。
【００３１】
【図１】図１は、航空機のウィングの典型的なウィングボックス構造の横断面図である。
【００３２】
【図２Ａ】図２Ａは、本発明の合金組成の実施例を示しており、主要合金元素であるＣｕ及びＺｎについて、７０８５合金、７０５５合金及び７４９９合金との含有量の比較を示している。
【図２Ｂ】図２Ｂは、本発明の合金組成の実施例を示しており、主要合金元素であるＭｇ及びＺｎについて、７０８５合金、７０５５合金及び７４９９合金との含有量の比較を示している。
【００３３】
【図２Ｃ−１】図２Ｃ−１は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｃ−２】図２Ｃ−２は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｄ−１】図２Ｄ−１は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｄ−２】図２Ｄ−２は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【００３４】
【図２Ｅ】図２Ｅは、本開示の合金組成(例えば、厚さが約２又は２.５インチ以上のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｆ】図２Ｆは、本開示の合金組成(例えば、厚さが約２又は２.５インチ以上のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【００３５】
【図３Ａ】図３Ａは、(i)Ｔ７９質別のプレート状発明例合金Ａ−Ｄと、(ii)プレート状の幾つかの他の従来合金について、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと長手方向の最小引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００３６】
【図３Ｂ】図３Ｂは、(i)Ｔ７９質別のプレート状発明例合金Ａ−Ｄと、(ii)プレート状の幾つかの他の従来合金について、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと長手方向の最小引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００３７】
【図４】図３Ａは、(i)Ｔ７９質別のプレート状発明例合金Ａ−Ｄと、(ii)プレート状の幾つかの他の従来合金について、典型的なＬ−Ｔ平面応力破壊靱性Ｋappと実際の又は測定された引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００３８】
【図５】図５は、発明例合金組成物のうちの２つについて、腐食曝露後、０時間、６時間及び１２時間の３種類の第３ステップ時効を施したもので、ＬＴ方向における残存強度率を比較するグラフである。
【００３９】
【図６】図６は、発明例合金と従来の７０５５合金について、腐食曝露後、１２時間の第２ステップ時効を施したもので、ＬＴ方向における残存強度率を比較するグラフである。
【００４０】
【図７】図７は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約３インチ)とについて、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＬＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４１】
【図８】図８は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｆ(厚さ４.０インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約４インチ)とについて、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＬＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４２】
【図９】図９は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約３インチ)とについて、典型的なＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＳＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４３】
【図１０】図１０は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｆ(厚さ４.０インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約４インチ)とについて、典型的なＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＳＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４４】
図面全体を通じて、同じ引用符号は、同じ要素を表している。
【００４５】
＜詳細な説明＞
図１は、上ウイングスキン(4)及びストリンガー(8)と、下ウイングスキン(6)及びストリンガー(10)とがスパー(12)(18)によって隔てられた典型的なウイングボックス構造(2)の横断面を示す概略図である。ストリンガー(4)(10)は締結によって別途取り付けられることができるが、別個のストリンガー及びリベットを不要にするためにスキンと一体に作られることもできる。ウイングの上面及び下面の各々を被覆するのに必要なウイングパネル(4)(6)は、航空機サイズ及びウイング設計に応じて、典型的には、２又は３又は４である。一体型スキン及びストリンガー設計の場合、もっと多くのパネルが必要となることもある。上スキン及び下スキンを具える複数のパネルは、典型的には、機械的締結によって接合される。これらの継手は、航空機の重量を増加する。
【００４６】
スパーは例えば“組立式”にて、上スパーキャップ(14)又は(22)と、下スパーキャップ(16)又は(24)と、ウエブ(18)又は(26)とが機械的締結によって接合されることができるし、一体型のワンピース構造とすることもできるが、夫々に利点と不利とがある。組立式スパーは、スパー部品の各々に最適な合金製品を用いることができ、一体型スパーに比べて“購入対飛行”が改善される。典型的には、上スパーキャップは、高い圧縮強度を必要とするのに対し、下スパーキャップは、強度は低くても、破壊靱性及び疲労亀裂成長抵抗性等の損傷許容特性はより高いものが必要とされる。一体型スパーは組立費用は低減されるが、その特性は、上側スキンと下側スキンに要求される条件の折衷的なものとならざるを得ないため、その性能は組立式構造のものよりも劣る。また、一体型スパー用の出発材料として用いられる厚肉製品の強度と靱性は、典型的には、組立式スパー用に用いられる薄肉製品に劣る。
【００４７】
ウイングボックスは、一方のスパーから他方のスパーへ全体的に延在するリブ(図示せず)をさらに含んでいる。これらのリブは、図１の紙面と平行である。一方、ウイングスキンとスパーは図１の紙面と直交している。スパーと同様、リブは、組立式でも一体型でもよいが、スパーの場合と同じ様に、夫々に利点と不利とがある。しかしながら、リブの最適特性は幾分異なり、上下ウイングスキンとストリンガーに接続するリブ脚部は高い強度が有利であるが、リブのウエブは高い剛性(stiffness)が有利である。より典型的には、ウイングリブは一体型構造であり、特性は、リブ脚部とリブウエブに要求される条件の折衷的なものである。
【００４８】
摩擦撹拌溶接や電子ビーム溶接等の新しい溶接技術は、現在の組立式及び一体型構造の利点を維持しつつ、それらの不利を最小にできる新たな構造概念が可能となる。例えば、上スキンを作るために用いられる異なるウイングパネル(4)は、機械的締結継手に代えて摩擦撹拌溶接によって接合することにより、上スキンの重量を低減できる。スパーとリブは最適化された複数の合金、質別から作られ、各スパー及びリブ要素は摩擦撹拌溶接によって接合されるので、組立式スパーにおける薄肉製品の性能の利点と良好な購入対飛行を維持しつつ、一体型スパー又はリブと同様の組立費用の削減が可能となる。例えば、上スパーキャップ(14)(22)は高強度合金又は質別押出品から作られ、下スパーキャップ(16)(24)は低強度損傷許容合金又は質別押出品から作られ、スパーウエブ(18)(26)は中強度合金又は質別プレートから作られ、３要素は、摩擦撹拌溶接又は電子ビーム溶接によって接合されることができる。一体型と組立式とがミックスされた構造を用いることで、組立費用の低減と共に、要素のフェイル・セーフティ及び損傷許容性が改善される。例えば、上スパーキャップ(14)(22)は、摩擦撹拌溶接によってスパーウエブ(12)(20)に接合されることで組立費用が低減され、下スパーキャップ(16)(24)は機械的に締結されることで損傷許容性が改善される。組立式と一体型とがミックスされた溶接構造における損傷許容性の更なる改善は、繊維金属積層材及び米国特許第6595467号に記載された他の強化材で強化することによって達成される。
【００４９】
米国特許第6972110号に記載された合金(商品名称は７０８５)は、主として、低焼入れ感受性が重要な厚肉品(厚さ４〜８インチ又はそれ以上)に用いられる。低焼入れ感受性は、厚肉品の焼入れが可能な組成を注意深く制御することによって達成され、強度、靱性及び耐食性について、従来の厚肉品(例えば、７０５０、７０１０、７０４０材)よりも優れた組合せが達成される。ＡＡ７０８５として登録された組成は、低Ｃｕ(約１.３〜約１.９重量％)及び低Ｍｇ(約１.３〜約１.６８重量％)であり、これは商業用航空宇宙用合金に用いられる最も希薄レベルである。特性が最も最適化されたＺｎレベル(約７〜約９.５重量％)は、７０５０、７０１０、７０４０材で規定された量よりもずっと多いレベルである。これは、Ｚｎ含有量が多いほど焼入れ感受性(quench sensitivity)が大きくなるというこれまでの教唆に反するものである。それどころか、７０８５材ではＺｎ量が多くなるほど、実際には、厚肉ピースの遅い焼入れ条件に対して効果的あることがわかった。米国特許第6972110号は、厚肉の本願合金の強度び靱性改善のかなりの部分は、合金成分の特定された組合せによるものである。
【００５０】
米国特許第5221377号は、典型的には、厚さ２インチ以下のプレート及び押出に用いられる７０５５合金に関するもので、Ｍｇ量が少ないと破壊靱性が向上することを教唆している。溶質量の増加によって強度が向上すると、典型的には、靱性が低下することも、先行技術において認識されている。
【００５１】
本発明合金は、主として、厚さ約４インチ以下、場合によっては約２.０又は２.５以下の薄肉合金製品を目的として、大型商業用航空機におけるウイングスキン、ウイングストリンガー及び上スパーキャップを含む上側構造部材に適している。これらの用途では、多くの場合高い強度を必要とし、その利点を享受するが、これは、７０８５材の組成によって達成されることができる。同じように、スパーウエブ、リブ及びその他の航空宇宙部品等の他の部品にも有用である。強度向上のために、本発明合金では、Ｍｇを増加させて、約１.５又は１.５５〜約２.０重量％であり、Ｃｕの範囲は約１.７５〜約２.３０重量％である。Ｚｎの量は幾分少なく、約６.８〜約８.５重量％である。図２Ａ及び図２Ｂは、主要合金元素のＣｕとＺｎ、ＭｇとＺｎについて、本発明合金の実施例と、７０８５(米国特許第6972110号)及び７０５５(米国特許第5221377号)及び７４４９との比較を示している。本発明合金の適当な組成は、実線の四角枠によって示されている。図２Ａ及び図２Ｂに含まれる発明例合金Ａ−Ｆの組成は以下に記載する。
【００５２】
一の発明において、本開示合金は、厚さ２.５インチ未満(例えば、２.００インチ以下)のプレートの形態である。一実施例において、アルミニウム合金プレートは、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下である(図２Ａ及び図２Ｂ参照)。他の実施例として、図２Ｃ−１、図２Ｃ−２、図２Ｄ−１及び図２Ｄ−２を参照すると、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７．５〜８．５重量％、Ｃｕ：１．９〜２．３重量％、Ｍｇ：１．５〜２．０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１重量％以下である(図２Ｃ−１及び図２Ｃ−２の発明例１参照)。他の実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.８〜８.５重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下である(図２Ｃ−１及び図２Ｃ−２の発明例２参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.９〜８.２重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.１５重量％、Ｍｇ：１.７５〜１.８５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.３重量％以下である(図２Ｃ−１及び図２Ｃ−２の発明例３参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.９５重量％以下である(図２Ｄ−１及び図２Ｄ−２の発明例４参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.８〜１.９重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.６５重量％以下である(図２Ｄ−１及び図２Ｄ−２の発明例５参照)。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含んでもよい。これらの実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。
【００５３】
他の一の発明では、アルミニウム合金は、プレートの形態であり、厚さは、２.５又は３.０インチ又は２.５１インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４.０インチである。一実施例において、プレートのアルミニウム合金は、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下である(図２Ａ及び図２Ｂ参照)。他の実施例として、図２Ｅ及び図２Ｆを参照すると、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９〜２.３重量％、Ｍｇ：１.５５〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１５重量％以下である(図２Ｅ及び図２Ｆの発明例１参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.６〜１.７５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下である(図２Ｅ及び図２Ｆの発明例２参照)。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含むこともできる。これら実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。
【００５４】
米国特許第6972110号の開示からは、本開示合金の組成を変えることで、合金の焼入れ感受性が７０８５合金よりも幾分大きくなるであろうが、これはかなり可能性がある。しかしながら、７０８５合金の組成の利点の一部を保持するが、どの場合も、本開示合金が企図する薄肉合金製品では焼入れ感受性に対する懸念は少ない。組成が変わると、強度が高くなり、Ｍｇ含有量が多くなるため、破壊靱性に対して悪影響を有することも考えられた。本開示合金の強度と靱性は、Ｍｇの範囲が７０８５合金と現在の上ウイング用合金７０５５及び７４４９合金との間にあるとき、本開示合金の強度と靱性は、これら合金の間に含まれるであろう。これは強度の場合にも同じであった。しかしながら、本開示合金の強度と破壊靱性の複合特性の改善は、予想された７０５５合金と７４４９合金だけではなく、７０８５合金にももたらさせれたことは驚くべきことであった。それゆえ、本開示合金は、現在用いられている合金よりもすぐれた強度及び靱性の複合特性をもたらすことができる“最適な(sweet)”組成領域を特定するもので、これは予期し得なかったものである。
【００５５】
本開示の合金製品は、溶融及びダイレクトチル(ＤＣ)のインゴット鋳造を含む多少なりとも公知の方法に作製されることができ、インゴットに特徴的な内部構造特性を具備することができる。当該分野で広く知られているように、例えば、チタン及びボロン、又はチタン及び炭素を含む従来の結晶粒微細化材を用いることもできる。この組成のインゴットが鋳造された後、表面が削られ(必要に応じて)、約８００°〜約９００°Ｆ、又は約８５０°〜約９００°Ｆの１又は複数の温度まで加熱することにより均質化処理される。均質化処理の後、プレート又はシートへ圧延加工されるか、特別形状のセクションに押出又は鍛造加工される。多くの航空宇宙用の場合、本開示組成から作られた合金製品は、断面厚さが４インチ以下、３.７５インチ以下又は３.５インチ以下であり、約２.５インチ以下又は２.０インチ以下である。製品は、所望により、約８５０°〜約９００°Ｆの間の１又は複数の温度で加熱することによって溶体化熱処理が施され、可溶性の亜鉛、マグネシウム及び銅の大部分、場合によっては全部又は略全部が溶液にされる。物理的プロセスは必ずしも完全とは限らないので、溶体化処理工程において、おそらく、これら主要合金元素が全て残らずに溶解されることはないだろう。前述した温度に加熱した後、製品は急速冷却又は焼入れされ、溶体化熱処理が完了する。このような冷却は、適当サイズのタンクに入れられた冷水中での浸漬又は水スプレーによって行われる。また、補助又は代替の冷却手段として空気冷却を用いることもできる。冷却後、製品によっては機械的に応力除去される必要があり、最大約８％、例えば約１％〜約３％の延伸及び／又は圧縮等が施される。
【００５６】
溶体化熱処理及び焼入れされた製品は、冷間加工の有無に拘わらず、析出硬化可能状態、又は人工時効の準備が整った状態にあると考えられる。人工時効は、２ステップ処理又は３ステップ処理でもよいが、用途によっては単一ステップでも十分な場合がある。しかしながら、各ステップの間又は各段階の間で境界となるような明確なラインはない。所定の(又は目標とする)処理温度から上方及び／又は下方への温度傾斜を付与することで析出(時効)効果を生成することができる。このような傾斜条件及びそれらの析出硬化効果を時効処理プログラム全体に組み入れることが必要な場合もある。この傾斜条件の組み入れについては、米国特許第3645804号に詳細に記載されており、その開示の全ては引用を以て本願へ記載加入されるものとする。
【００５７】
米国特許第6972110号は、７０７５合金に対する３ステップの時効処理を開示しており、その開示全体は、引用を以て本願への記載加入されるものとする。米国特許第6972110号と同じ温度範囲の３ステップ時効処理は本開示合金に用いられることができるが、主要用途の中には２ステップ処理が適している場合もある。２ステップ処理は、低温度ステップの後に高温度ステップを行なうもので、その逆の場合もある。例えば２ステップ処理は、上ウイングスキン及びストリンガーにも用いられる。これらの部品は航空機製造者によってしばしば時効成形され、ウイングの輪郭が得られる。時効成形中、部品は、通常は約２５０〜４００°Ｆの高温のダイの中で数時間乃至数十時間保持され、クリープ及び応力緩和プロセスを通じて所望輪郭に成形される。時効成形は、人工時効処理と共に行われることもあり、特の高温度ではクリープは最も迅速に起こる。時効成形は、典型的には、オートクレーブ炉の中で行われる。大型商業用航空機の航空機ウイングパネルを時効成形するのに必要なオートクレーブ炉及びダイは大きくて費用がかかるため、結果的には、製造プロセス中に殆ど用いられていない。それゆえ、生産処理量を最大化するためには、時効成形はできるだけ短いサイクルで合金製品に所望される輪郭及び特性を達成できることが好ましい。この目的を達成するには、第３ステップを短縮するか又は完全に省略することが有利である。低温−高温の２ステップ処理において、第１ステップは合金製造者によって行われることにより、時効成形プロセスに必要な時間を最小にすることができる。
【００５８】
発明例合金に関するＳＣＣの考察結果では、第３ステップを短縮するか又は省略した場合でも、上ウイングスキン及びストリンガーに対するＳＣＣの条件を充足させることができることを示している。厚肉製品用途では７０８５合金に３ステップ処理が施されるが、この処理は、上ウイング及び他の高強度用途での本開示合金に対しては一般的に不要であるが、これには幾つかの理由がある。例えば、上ウィング部品に対するＳＣＣの条件は、リブ又はスパーのような厚肉製品用途に対する条件よりは厳しくはない。スパー、具体的には、下部分は引張応力を受けるのに対し、上ウイング部品は主として圧縮応力を受けるからである。引張応力のみがＳＣＣに関係する。また、厚肉製品から機械加工された一体型スパー又はリブは、ＳＴ方向に大きな設計応力を有することもできる。例えば、プレートから作られた一体型スパーのスパーキャップは、母材プレートのＬ−ＳＴ平面内にある。これに対し、上ウィングスキン及びストリンガーの主要設計応力は、大部分がＬ−ＬＴ平面内にあり、ＳＣＣが起こり難い。これらの差異があるため、現在用いられている上ウィング用７０５５合金及び７４４９合金のＳＴ方向における最小限のＳＣＣ条件は１５又は１６ksiであり、これらの合金は高強度Ｔ７９質別で用いられることができるのに対し、スパー、リブその他の厚肉製品は、典型的には、ＳＣＣの最小限条件が夫々２５ksi及び３５ksiである低強度Ｔ７６質別及びＴ７４質別に用いられる。
【００５９】
本開示合金はまた、機械的締結または溶接により接合される複数部品、複数種類の合金からなるスパー又はリブでの使用が想定されている。前述したように、これらの用途でのＳＣＣ条件は、上ウィングスキン及びストリンガーよりも厳しくなるであろう。しかしながら、薄肉品から作られる複数部品のスパーの場合、結晶粒組織は、厚板から機械加工された一体型スパーよりも、ＳＣＣ抵抗に対してはより好ましい配向である。例えばスパーキャップは、Ｌ−ＳＴ面ではなく、母材プレート又は押出品のＳＣＣ抵抗がより大きなＬ−ＬＴ面から機会加工されることができる。Ｌ及びＬＴ方向での最小限のＳＣＣ特性は、低ＳＣＣ抵抗及び高強度の質別であったとしても、典型的には４０ksiよりは大きく、これは、低強度及び高ＳＣＣ抵抗の質別におけるＳＴ方向の２５ksi及び３５ksiよりも大きい。このように、７０８５合金に対してしばしば用いられる第３ステップの時効処理は、本開示合金に対しては、より厳しいＳＣＣ条件が要求されるスパー、リブその他の用途においてさえ短縮又は省略されることができるだろう。第３ステップが短縮又は省略されると、典型的には約１〜約２ksi程度の僅かな強度低下を招くことにはなるが、この強度低下は厚肉製品では実施されることができない高強度質別を用いることによって補うことができる。その場合でも、本開示の組立用、一体型用又は複数部品用の中には、耐食性のさらなる改良のために、或いは破壊靱性のさらなる向上のために、Ｔ７４又はＴ７３のような低強度質別が好ましい場合もある。
【００６０】
複数種類の合金からなるスパー又はリブが溶接によって接合される場合、本開示合金によって行われる時効処理にフレキシビリティがもたらされることは好ましい特性である。溶接は、融接法又は摩擦攪拌溶接などの固体状態法のどちらの場合も、溶接後の時効は典型的には溶接部の強度及び腐食特性を向上させる上で好ましいため、最終合金の調質ではなく、中間の調質において行われる。例えば、本開示合金を、下スパーキャップにより適した強度及び損傷許容特性を有する別の合金に溶接する場合、本開示合金の２ステップ処理又は３ステップ処理のどちらかの処理の中で最初の時効ステップを実施した後に行われることができる。他方の合金は、別の７ＸＸＸ合金か、又は組成がかなり異なる合金、例えば米国特許第4,961,792号に係るアルミニウム−リチウム合金を挙げることができる。この合金は、１ステップ又は２ステップ又は３ステップからなる独自の典型的な時効処理が施される。２種類の合金製品が接合されると、溶接後時効処理は必ず一緒に行われなければならないため、本開示合金に対する時効実施は、接合される合金の時効条件に応じて２ステップ又は３ステップの処理が必要となる場合がある。それゆえ、本願合金が、利用可能な時効ステップの数及び時間に関してフレキシビリティを有することは、溶接された複数種類合金部品に対して有用である。その場合でも、用いられる特定の合金によっては、各合金の典型的な時効処理に対する条件をある程度妥協する必要がある。
【００６１】
溶接によって接合された本開示合金を用いることで複数種類の合金からなる複合部品を製造及び時効する際、本開示合金と同様な組成を有するが、各部品の強度及び靱性についてバランスのとれた所望特性を得るために添加される合金元素量が増減されている７ＸＸＸ合金を用いることで幾分簡素化されることはできる。このような合金に対する典型的な溶接前及び溶接後の時効処理は、組成が異なる合金の場合よりも適合性が大きいため、それらの典型的な処理に対する調節はほとんど必要でない。或いはまた、強度と靱性に所望の差異を設けるのに、本開示合金だけを使用して異なる調質処理を行なうことで達成できる場合がある。例えば、本開示合金のみから作られたスパーについて、上キャップに高強度Ｔ７９質別、スパーウエブに中強度で高靱性のＴ７６質別、下スパーキャップには低強度で靱性が最も高いＴ７３質別を用いることができる。典型的には、Ｔ７６及びＴ７３の時効時間はＴ７９質別よりも長い。複数種類の調質処理が施された溶接スパーの場合、例えばＴ７９の上スパーに対する溶接前時効は第１ステップのみで行われ、Ｔ７６のスパーウェブに対しては第１ステップと第２ステップの一部が行われ、Ｔ７３の下スパーキャップに対しては第１ステップと第２ステップの大部分が行われる。これは、各部品に対して別々に行われることができるし、又は同じ炉からの取出しをずらすことによって行われることができる。一旦溶接されると、接合された部品に対して同じ溶接後時効処理が行われることになる。溶接前及び溶接後の時効処理の選択が適切であれば、各部品に対する典型的な時効処理を妥協することなく行なうことができる。
【実施例１】
【００６２】
本開示合金族の前記実施例と同様な組成を有するインゴットＡ〜Ｄを、商業的大規模のインゴットとして鋳造した。また、７０８５アルミニウム合金の１インゴットを、対照として鋳造した。これらのインゴットは、表面を切削した後、約８７０°〜約９００°Ｆの最終均熱温度で均質化処理を施した。合金Ａと合金Ｂの各々について１インゴットを、厚さ１.０７インチ、幅１３５インチのプレートに熱間圧延した。合金Ａと合金Ｂの各々について別のインゴットを、厚さ１.１０インチ及び幅１１１インチのプレートに熱間圧延した。以下では、前者のプレートをプレート１、後者のプレートをプレート２と称する。合金Ｃと合金Ｄの各々について１インゴットを、プレート２と同じ厚さ及び幅に熱間圧延した。プレート１とプレート２の大きさは、超大型航空機の上ウィングパネルの代表的なサイズである。７０８５対照合金は、プレート１と同じ厚さ及び幅に熱間圧延した。プレートは、約８８０°〜約８９５°Ｆで約７０〜１００分間の溶体化熱処理が行われ、水スプレーによって室温まで焼入れし、約１.５〜約３％の冷延伸が施された。合金Ａ−Ｄ及び７０８５対照のプレートから採取した試料に対し、公知の３ステップ時効処理(例えば、米国特許第6,972,110号に開示されている)を使用し、上ウィング部品に適した高強度Ｔ７９型質別に時効処理した。３ステップ処理は、第１ステップが約２５０°Ｆで約６時間、第２ステップが約３０８°Ｆで約７時間、第３ステップが約２５０°Ｆで約２４時間で構成される。また、７０５５アルミニウム合金の改良型(米国特許第7,097,719号)の試料を、厚さ及び幅が同じか又は同様で、生産ロットが異なるプレートから切り出し、高強度Ｔ７９５１調質と数回の過時効調質処理を施して、強度レベルを低下させて破壊靱性を向上させた。インゴットＡ−Ｄの組成、及び様々な従来合金の組成を表２に示している。７０５５改良型のＴ７９５１調質に対する時効処理は２ステップ処理で、第１ステップが３０２°Ｆで１０時間、第２ステップが６時間である。過時効調質は、第１ステップの時間を約１０時間から、約１９〜約２４時間へ延ばすことで行なった。
【表２】
【００６３】
発明例合金Ａ〜Ｄ並びに７０８５及び改良型７０５５対照について、引張強度、圧縮強度、平面ひずみ(ＫIc)破壊靱性、見掛け平面応力(Ｋapp)破壊靱性及び剥離抵抗特性を測定した。引張試験はASTM規格E8及びB557に基づいて行ない、圧縮試験はASTM規格E9に基づいて行なった。平面ひずみ(ＫIc)破壊靱性試験は、ASTM規格E399に基づいて行なった。平面ひずみ破壊靱性試験の試験片は、厚さはプレートの全厚で、幅Ｗは３インチである。平面応力(Ｋapp)破壊靱性試験は、ASTM規格E561及びB646に基づいて行なった。当業者であれば、Ｋappの数値は、典型的には、試験片の幅が大きくなるにつれて大きくなるということは認識し得るであろう。Ｋappはまた、試験片の厚さ、初期亀裂長さ及び試験クーポンの幾何学的形状にも影響を受ける。それゆえ、Ｋapp値の比較で信頼性があるのは、幾何学的形状、幅、厚さ及び初期亀裂長さが同じ試験片どうしの比較のみである。それゆえ、発明例合金並びに７０８５及び７０５５対照に関する試験は全て、呼び寸法が同じで、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ及び初期疲労予亀裂長さ(2ao)が４インチの中央亀裂入りＭ(Ｔ)試験片を用いて行なった。該試験片は、プレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。ASTM G34に準拠したＥＸＣＯ法を用いた剥離試験もまた行われた。採取した試験片は、板厚中央(Ｔ/２)及び１０分の１厚さ(Ｔ/１０)である。
【００６４】
発明例合金Ａ〜Ｄ及び７０８５名目組成について、測定された特性を表３に示している。合金Ａのプレート１サイズは、７０８５名目組成と比べ、引張降伏強度及び最終引張強度では、Ｌ方向及びＬＴ方向の両方向で約３ksiの増加が認められ、強度は約４％向上した。一方、合金Ｂは、引張降伏強度及び最終引張強度で約５ksiの増加が認められ、約６％向上した。合金Ｃ及び合金Ｄは、さらに高い強度を示した。両合金における引張降伏強度及び最終引張強度の増加は約７ksiであり、約８％の向上である。これらの強度の向上は、航空機製造業者にとって大きな意義を有すると考えられている。優れた剥離抵抗特性を保持しつつ強度の向上を得ることができ、発明例合金の全ての試料はＥＸＣＯランクでＥＡを達成している。
【表３】
【００６５】
図３Ａ、図３Ｂ及び図４は、強度と靱性について、発明例合金Ａ〜Ｄと従来合金との比較を示している。図３Ａ及び図３Ｂは、Ｌ−Ｔ方向における平面ひずみ破壊靱性ＫIcの比較を示しており、これは、発明例合金Ａ〜Ｄ、７０８５材試料対照ロット(表３)、下ウイング用としてより好適な低強度時効処理が施された７０８５材薄肉プレートの別の４ロット(表１)、Ｔ７９５１質別及び過時効調質処理された改良型７０５５材について、Ｌ(圧延)方向の最小引張降伏強度の関数として示しており、上ウイングにおける負荷の主方向に対応する値である。さらに、薄肉プレート形態における他の従来合金の代表的な破壊ＫIC破壊靱性を示している。発明例合金と過時効調質の７０５５材については、材料仕様が現在存在しないため、最小引張降伏強度は、測定値から３ksiを差し引くことによって推定した。本開示合金に対する１つの最小性能ラインは、Ａ−Ａ線で示される。このＡ−Ａ線は、式FT＝−2.3*(TYS)＋229であり、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。
【００６６】
図３Ａは、本開示の薄肉プレート合金製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、３６ksi√インチの最小Ｌ−Ｔ靱性と、７４ksiの最小強度と、前記式FT＝−2.3*(TYS)＋229で表されるＡ−Ａ線である。図３Ａの網掛け領域は、Ｔ７４材の薄肉プレート合金製品に特に適しているが、他の質別合金(例えば、Ｔ６、Ｔ７３、Ｔ７６、Ｔ７９)についても、網掛け領域に含まれる特性を具備させることができる。
【００６７】
図３Ｂもまた、本開示の薄肉プレート合金製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、３０ksi√インチの最小靱性と、７９ksiの最小強度と、前記式FT＝−2.3*(TYS)＋229で表されるＡ−Ａ線である。図３Ｂの網掛け領域は、Ｔ７６材の薄肉プレート合金製品に特に適しているが、他の質別合金(例えば、Ｔ６、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７９)についても、網掛け領域に含まれる特性を具備させることができる。
【００６８】
図４は、Ｌ−Ｔ方向における本開示合金の実施例と、７０８５材の５ロット及び改良型７０５５材との値について、Ｌ引張降伏強度と見かけの平面応力破壊靱性(Ｋapp)の比較を示している。７０８５材の強度と靱性の複合特性は、改良型７０５５材よりも向上していることは明らかである。本開示合金の最小性能の１つは、式FT＝−4.0*(TYS)＋453であるＢ−Ｂ線によって示され、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びASTM規格B557に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、プレートのＬ−Ｔ平面応力破壊靱性(Ｋapp)であり、ＦＴは、アルミニウム合金プレートのＴ/２位置から採取した中央亀裂アルミニウム合金試料について、ASTM規格E561及びB646に準拠して測定したものであり、前記試料は、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチである。
【００６９】
本開示合金と同じ又は同程度の強度レベルを達成するために有意の過時効を行なったときも、７０５５材の破壊靱性はかなり低い。本開示合金のＣｕとＭｇ量は７０８５材と改良型７０５５材との間にあり、ＦｅとＳｉの含有量は同様に低いから、本開示合金で達成可能な強度と靱性の複合特性は、７０８５材と改良型７０５５材との間になることが予想された。しかしながら、驚いたことに、本開示合金の強度と靱性の複合特性は、改良型７０５５材より向上するだけでなく、７０８５材に対しても向上することを示した。このように、本開示合金のこれら実施例は、従来合金よりもすぐれた強度及び靱性の複合特性をもたらすことができる最適な(sweet)組成領域である。Ｋapp値及び相対的向上は、用いられる種類及び寸法の試験クーポンに対応するので、同様な相対的向上は、試験クーポンの他の種類及びサイズにも観察されることが予想される。しかしながら、当該分野の専門家であれば、実際のＫapp値は、前述した他の種類及びサイズの試料では有意の相違があり、その相違の大きさも異なることは認識し得るであろう。
【００７０】
図４はまた、本開示の薄肉プレート合金製品の潜在特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、１００ksi√インチの最小靱性(Ｋapp)、８０ksiの最小引張降伏強度、及び前述の式FT＝−4.0*(TYS)＋453であるＢ−Ｂ線である。図４の網掛け領域は、Ｔ７９材の薄肉プレート合金製品に特に適しているが、他の質別合金(例えば、Ｔ６、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６)についても、網掛け領域に含まれる特性を具備させることができる。本開示の薄肉プレート製品の中には、図４の網掛け領域によって画定される平面応力破壊靱性と引張降伏強度の値を両方とも実現できるだけでなく、図３Ａ及び／又は図３Ｂの網掛け領域によって画定される平面ひずみ破壊靱性と引張降伏強度の値を実現できるものがある。
【実施例２】
【００７１】
実施例１で作製した発明例合金Ａ及び合金Ｂのプレートについて、溶体化熱処理、焼入れ処理及び延伸処理(Ｗ５１質別)した４組の試料について、実施例１で用いられた３ステップ時効のうち最初の２つの時効ステップを施した。続いて、第１組の試料について、実施例１と同じ２４時間時効による第３ステップを行なった。第２組と第３組については、時効時間は第１組よりも短く、６時間と１２時間である。第４組の試料については、第３ステップは行なっていない(０時間)。直径０.１２５インチの引張試料を、圧延直角方向(ＬＴ)と厚さ方向(ＳＴ)に機械加工し、交互浸漬(ＡＩ)応力腐食割れ抵抗性試験及び海岸(seacoast; ＳＣ)曝露試験(海岸環境下の応力腐食割れ抵抗性試験と称されることもある)の両試験を行なった。交互浸漬試験は、ASTM規格G44, G47及び／又はG49に従って行なった。より具体的に説明すると、３.５％NaCl水溶液に１０分間浸漬した後、５０分間空気乾燥するサイクルに曝露し、その間、所定の応力レベルを達成するのに必要な一定応力の応力が加えられた。海岸曝露試験は、アルコアのロードアイランド、Pt.Judith海岸曝露サイトにて、以下に記載のとおり実施した。
【００７２】
ＳＴ方向については、第３ステップ時効時間は、０時間、１２時間及び２４時間の３種類、応力レベルは、１６ksi及び２０ksiの２種類の中から選択した。第１の応力レベルは、現在の上ウイング合金である７０５５材及び７４９９材のＳＴ方向における最小条件を表している。第２の応力レベルは、２５％高い応力レベルに対応する。７ＸＸＸ合金のＳＴ方向におけるＡＩ試験の曝露日数は、典型的には２０又は３０日間であるか、又は破損が起こるまでである。これらの試験において、ＡＩ試験の最大曝露日数は、異なる時効処理の性能をより良く評価するために、１５０日まで延長した。海岸曝露では、最大曝露時間は４７７日であった。応力腐食割れ(ＳＣＣ)試験の結果を表４に示している。
【表４】
【００７３】
合金Ａの結果では、第３ステップの時効時間が０時間(第３ステップなし)、１２時間及び２４時間のパネル２は、第３時効ステップの有無に関係なく、また第３時効ステップの時効時間が短い場合も長い場合も、本開示合金のＳＣＣ抵抗性に有意な違いはなかった。全ての場合において、７ＸＸＸ合金のＡＩ ＳＣＣでは、標準曝露日数破損までの日数は、現在の上ウイング合金の最小条件である１６ksi及びそれより２０％高い応力レベルの２０ksiの両方で２０日又は３０日の標準曝露時間を超えた。破損までの日数は、時効時間が異なる３種類について同じであった。第３ステップの３種類の時効時間のＳＣＣ抵抗は海岸曝露でも同じであった。合金Ａ、パネル１と、発明例合金Ｂ、パネル２について、第３ステップの時効時間１２時間だけで評価した。パネル１は、パネル２よりも薄肉・幅広であるので、異なる粒度・軸比をもつことが予想され、ＳＣＣ抵抗についても異なることが予想される。合金Ａ、パネル１の試験結果はパネル２よりも僅かに良好であった。合金Ｂ、パネル２の結果は、合金Ａ、パネル２と同等以上であった。
【００７４】
ＳＣＣ試験はＬＴ方向でも行なった。ＬＴ方向について、曝露を３０日、４７日及び９０日後に中断し、試料をASTM G139に準拠した破壊荷重試験を行なった。曝露した試料の残存強度率(％)と曝露していない試料の引張強度との比較を求めた。ＬＴ方向の応力レベルは、４２ksi及び６３ksiであり、夫々、本開示合金のＬＴ降伏強度の約５０％及び７５％に相当する。この試験はより短時間でより多くの定量情報を得るための手段であり、ＳＣＣ抵抗がより大きいＬＴ方向に有用である。ＬＴ方向は、ＳＣＣ抵抗性がより小さなＳＴ方向よりも、試料の破損時間がより長いため、分散(scatter)がより大きくなるためである。第１の実験では、発明例合金Ａ及びＢについて、４７日の曝露期間の後、０時間、６時間及び１２時間の第３ステップの時効処理を施して、破壊荷重試験を行なった。第２の実験では、発明例合金Ａ及び７０５５-Ｔ７９51対照について、ＡＩでの３０日及び４７日の曝露期間の後及び９０日の海岸曝露の後、各合金に対してＬＴ降伏強度の５０％及び７５％に相当する応力レベルで破壊荷重試験を行なった。両方の実験では、応力を印加しない試料も含まれている。応力を印加した試料と応力を印加していない試料を含めることにより、全面腐食及び孔食で生じる強度損失とＳＣＣで生じる損失は分離されることができる。
【００７５】
第１実験の結果は図３に示されており、プロットされている各データポイントは５試料の結果を平均したものである。残存強度率(percentage retained strength)は、曝露試料の強度と非曝露試料の強度の比を百分率で表したものである。試験結果では、第３時効ステップを省略したとき、全面腐食抵抗(応力印加なし)又はＳＣＣ抵抗(応力印加)に損失はなかった。第３ステップを行わない試料は、６時間又は１２時間の第３ステップを行なった試料よりも残存強度は大きかった。時効時間に関しては、合金Ｂが合金Ａよりも優れていた。第２の実験の結果は図４に示されており、プロットされている各データポイントは５試料の結果を平均したものである。図６は、本開示合金と従来合金７０５５についてＬＴ方向における残存強度率の比較を示すグラフであり、各合金は、３.５％NaCl溶液で３０日及び４７日間の曝露の後及び９０日間の海岸曝露の後、各合金の降伏強度の５０％及び７５％の応力レベルで１２時間の第２ステップの時効処理したものである。３種類の曝露について、発明例合金Ａは７０５５合金と比べて、応力印加していないものも応力印加したものも、２種類の応力レベルでの残存強度率は大きかった。
【００７６】
腐食試験結果では、２ステップと３ステップの時効処理は両方とも、本開示合金の耐食性能は上ウイング用途の許容レベルであることを示している。２ステップ処理の不利な点は、表４に示されるように、発明例合金Ａの強度が僅かに低いことである。第３ステップの時効時間２４時間の場合と比べると、第３ステップなしの降伏強度約は1ksi大きかった。前述したように、本開示合金の時効処理の適応性(flexibility)は有利な特性である。２ステップ処理の典型的が用途は、上ウイングスキン及びストリンガー等であり、時効は、航空機の製造業者又は請負業者による時効成形プロセス中に部分的又は完全に行われ、最大の生産処理量を達成するためには時効成形サイクルはできるだけ短いことが好ましい。この点について、２ステップ処理を行なった本開示合金の場合、合計均熱時間は１３時間であり、現在の上ウイング用合金に対する改善をもたらす。第１ステップが材料メーカーで行われ、第２ステップだけが時効成形プロセスで行われる場合、時効成形条件によっては、この時間を約７時間までさらに短縮することができる。
【００７７】
３ステップ処理が適用されるのは、組立式構造の上ウイングスパー又はスパーウエブ等の用途として、材料メーカーにより、材料が完全時効状態で供給されるときである。Ｔ７６質別又はＴ７４質別等の低強度質別品は、２ステップ処理又は３ステップ処理のどちらかのステップを使用し、合金製品の結晶粒配向に関する設計応力の要件及び方向によっては、これら用途に適用することもできる。本開示合金がマルチ合金部材の一部として他の合金製品に溶接され、溶接後時効されるとき、本開示合金が接合されるべき合金の時効処理条件によっては、２ステップ処理又は３ステップ処理を用いられることができる。本開示合金によってもたらされる適応性は、補強材料を取り付けるのに用いられる接着剤の硬化サイクルと本開示合金の時効とを組み合わせるのにも有用である。
【実施例３】
【００７８】
実施例１で溶体化熱処理、焼入れ処理及び延伸処理(Ｗ５１質別)して作製した合金Ａプレートを機械加工し、厚さ０.５インチ、幅６インチ、長さ３５インチでのパネルを作製した。２０９９材の押出試料は、Ｔ３５１１質別であり、機械加工で同じ寸法のものを作製した。両方とも。長さ寸法は圧延方向であり、２０９９材はアルミニウム協会に登録された商業的に入手可能なアルミニウム−リチウム合金であり、組成は、Ｃｕ：２.４−３.０重量％、Ｍｇ：０.１−０.５重量％、Ｚｎ：０.４−１.０重量％、Ｍｎ：０.１−０.５重量％、Ｚｒ：０.０５−０.１２％、Ｌｉ：１.６−２.０重量％、残部Ａｌ及び随伴不純物である。発明例合金Ａ及び２０９９材のパネルは、摩擦撹拌溶接により、溶接ラインがパネルの長さに沿うように接合される。本開示合金と２０９９材の複合化は組成が大きく異なる組合せであり、例えば、マルチ合金のスパー又はリブに用いられることができる。スパーの場合、本開示合金は、高圧縮強度が必要とされる上側キャブ及びウエブに用いられることができ、２０９９材は、高い疲労亀裂進展抵抗性が有利な下側スパーキャップに用いられることができる。同様に、リブでは、本開示合金は高強度が重要な脚に用いられることができ、２０９９材は高合成及び低密度が有利なスパーウエブに用いられることができる。
【００７９】
合金Ａ及び２０９９材のパネルは、摩擦撹拌溶接作業を行う前に、別々に時効処理される。合金Ａの溶接前時効処理は第１ステップが２５０°Ｆで６時間であり、２０９９材の溶接前時効処理は、第１ステップと第２ステップが本開示合金の場合とは異なる時間及び／又は温度である。接合されたパネルの溶接後時効処理は、必然的に同じであり、第１ステップが２５０°Ｆで６時間であり、第２ステップが３０５°Ｆで１８時間である。溶接後時効は、溶接された部位の強度と耐食特性を向上させるのに好ましい。溶接特性、特に強度と耐食特性を向上させるためには、溶接後時効はできるだけ多く行なうべきである。しかしながら、異なる合金の場合、各合金の時効条件が別々であり、各合金に所望される最終質別は異なるため、時効処理は制限される。各合金の溶接前時効処理及びマルチ合金パネルの溶接後時効処理は、本開示合金ではＴ７６型質別をターゲットとするように、２０９９材ではＴ８３型質別をターゲットとするようにに注意深く選択される。それでも、両合金の時効処理はある程度の妥協(compromise)が必要であるが、本開示合金の場合、良好な特性を得るために利用可能な時効ステップの数及び時間に関する適応性が大きいため、この点で有利である。
【００８０】
溶接後時効の後、母材金属(溶接部及び熱影響部の外側)、熱影響部(ＨＡＺ)及び溶接部について、引張強度、圧縮強度、引張弾性係数、圧縮弾性係数及び破壊靱性を含む機械的特性を測定した。各部位の程度及びその内部の試料の位置は、溶接部の横断面をビッカースの微小硬度(ＶＨＮ)値及び光学顕微鏡写真を用いて測定した。試験は、ASTM試験方法に準拠して行なった。引張試験はASTM規格のE8及びB557、圧縮試験はE9、引張及び圧縮弾性係数試験はE111、平面ひずみ破壊靱性はE399に準拠して行なった。引張特性はＬ方向及びＬＴ方向を測定した。圧縮強度及び弾性係数の測定はＬ方向だけである。平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向であり、幅２インチで、全パネル厚さである。破壊試料は、機械加工溝(亀裂進展の予想平面を表す)が対象部位に合致するように、パネルから切除した。溶接部及びＨＡＺ部から２つの試料を採取し、一方の試料の機械加工ノッチ方向は、溶接工程で摩擦撹拌溶接ツールが移動した方向と同じ方向であり、別の試料の機械加工ノッチ方向は、摩擦撹拌溶接ツールの移動方向と反対方向である。これらの試験結果を表５に示している。
【表５】
【００８１】
溶接前時効処理(合金毎に異なる)及び溶接後時効処理(全ての合金に対して同じ)が施された各合金の母材金属は、各合金に対する時効処理条件に妥協をした場合でも、標的とされる質別で要求される強度及び靱性を達成した。なお、ＨＡＺ及び溶接部は、一般的な溶接部と同様、これら特性は低かった。溶接部位は、摩擦撹拌溶接が行われている間、本質的に溶体化熱処理されるので、この部位の人工時効は溶接後時効処理中にだけ起こる。同じように、ＨＡＺは溶接が行われている間に加熱されるが、温度は溶体化熱処理温度よりも低いので、合金元素を完全に溶体化させるには不十分である。このため、溶接後時効処理中、ＨＡＺの時効作用は制限を受けるので、その強度及び破壊靱性は損なわれる。これらの要因があるにも拘わらず、溶接効率(溶接部の強度と母材金属の強度の比)はかなり良好であった。溶接部とＨＡＺが含まれる試料を、溶接ラインと直交する方向に溶接効率を測定したところ、２０９９材のＬＴ方向の母材金属強度と比べて、引張降伏強度(ＴＹＳ)は７１％、最大引張強度は８１％であった。
【００８２】
溶接部とＨＡＺにおける破壊靱性も満足すべきものであった。溶接部の破壊靱性は、合金Ａの母材金属と同等であったが、ＨＡＺでの破壊靱性は、合金Ａと２０９９材の両方とも、溶接部側の方が母材側よりも低かったが、それでも、殆どの航空機構造の条件を充足するのに十分であった。
【００８３】
溶接後時効の後、接合されたパネルに対して、応力腐食割れ(ＳＣＣ)試験及び剥離試験を行なった。ＳＣＣ試験では、厚さ０.２３５インチの板状引張試験片を、板厚中央位置で、溶接部及びＨＡＺを直交して横切るように機械加工した。これらの試験片について、２６ksi及び３５ksiの２種類の応力レベルで、ASTM規格G44, G47及び／又はG49に準拠した交互浸漬試験を行なった。２５０日間の曝露日数を経過しても破損は起こらなかった。剥離試験では、溶接部、ＨＡＺ及び母材金属を含む全パネル厚の２種類の矩形試料について、ASTM規格G34に準拠したＥＸＣＯ試験方法を用いて試験を行なった。この試験法は、本開示合金のような７ＸＸＸ合金に対しては、適度に加速された試験法である。全パネル厚の第２組の試料について、ASTM規格G85に準拠した乾式ボトムMASTMAASISを用いて試験を行なった。この試験方法は、２０９９材に対しては適当に加速された試験法である。合金Ａ及び２０９９材の母材金属は両方とも、剥離腐食性の等級はＥＡであった。この等級は、良好な耐食性を有することを示しており、各合金が目標とする質別品の代表的な性能と一致する。両合金が混合された溶接部では、ＥＸＣＯ試験方法の等級はＥＢであり、これも十分良好な剥離耐食性を示している。溶接部については、溶接後時効処理が施されるのみであるので、この部位の耐食性能は幾分低下すると考えられる。２０９９材のＨＡＺはMASTMAASISでの等級はＰであったが、合金ＡのＨＡＺは部分腐食があり、ＥＸＣＯの等級はＥＤであった。この耐食性は、スパーやリブ等の航空機の内部構造には不合格であるかもしれないが、摩擦撹拌溶接のパラメータを最適化したり、溶接中に冷却手段を用いてＨＡＺへの熱入力を低減することによって改善されることはできるであろう。この部位は、腐食防止手段を用いることによって使用中に保護されることもできる。例えば、陽極酸化処理及び内部構造の腐食防止用として既に一般的に用いられている腐食防止塗料を適用する前に、本開示合金よりもアノード性のアルミニウム合金を、溶射又はその他方法により溶接ラインに沿って施すことができる。合金Ａと２０９９材との腐食電位の差によって起こる電解腐食は、合金の局部腐食の原因となることがある。この場合、本開示合金と同様な組成で成分を増減した合金を用いると、組成が大きく異なる２種類の合金よりも腐食電位の差が小さくなるであろう。また、異なる質別に本開示合金を単独使用することも、ＨＡＺの耐食性向上に有効である。
【実施例４】
【００８４】
２つのインゴットを商業的規模の大きなインゴットとして鋳造した。インゴットの組成は、本開示のものと同じである。第１インゴットは合金Ｅであり、第２インゴットは合金Ｆである。また、アルミニウム協会７０８５合金を４インゴット、アルミニウム協会７０５０合金６インゴットを対照として鋳造した。合金Ｅ及び合金Ｆのインゴット、７０５０対照及び７０８５対照のインゴットの組成、並びにアルミニウム協会に規定された７０８５及び７０５０合金の組成範囲を表６に記載している。
【表６】
【００８５】
インゴットは表面を削り取った後、約８７０°〜９１０°Ｆの最終均熱温度で均質化処理を施した。合金Ｅのインゴットは、厚さ３.１２５インチのプレートに熱間圧延され、合金Ｆのインゴットは、厚さ４.０インチのプレートに熱間圧延された。これらの寸法は、一体化された機械加工部品に用いられる航空宇宙用プレートの代表例である。７０８５対照インゴットのロット１−３は、厚さ約４インチのプレートに熱間圧延される。７０８５対照インゴットのロット４は厚さ約３インチのプレートに熱間圧延される。３つの７０５０対照インゴットは厚さ約４インチのプレートに熱間圧延される。別の７０５０対照インゴットは厚さ約３インチのプレートに熱間圧延される。全てのインゴットは、ＬＴ方向に１５％未満の交差圧延が施された。全てのプレートは、約８８０°Ｆ〜９００°Ｆの温度で約２〜４時間の溶体化熱処理が行われ、水スプレーによって室温まで焼入れし、約１．５〜３％の冷延伸が施された。
【００８６】
合金Ｅプレート及び合金Ｆプレートから試料を得た。これらの試料は、従来の３ステップ処理を用いてＴ７４型質別(一体化された機械加工部品に適している)に時効処理された。この３ステップ処理は、第１ステップが２５０°Ｆで約６時間、第２ステップが３１０°Ｆで１５〜２０時間、第３ステップが２５０°Ｆで約２４時間である。合金Ｅ及び合金Ｆの試料の一部は、第２ステップの時効処理を１５時間行なった(試料１)。合金Ｆの他の試料は、第２ステップの時効処理を１８時間行なった(試料２)。合金Ｅの他の試料は、第２ステップの時効処理を２０時間行なった(試料２)。７０８５材の４インチ対照ロットについても、従来の３ステップ時効処理を用いて、Ｔ７４質別まで時効処理した。７０８５対照ロットのロット４(３インチプレート)の試料１は、従来の３ステップ式時効処理を用いて、Ｔ７６質別まで時効処理した。７０８５対照ロットのロット４(３インチプレート)の試料２は、従来の３ステップ時効処理を用いて、Ｔ７４質別まで時効処理した。７０５０対照ロットは、従来の２ステップ時効処理を用いて、Ｔ７４質別まで時効処理した。
【００８７】
合金Ｅ、合金Ｆ、７０８５対照ロット及び７０５０対照ロットの試料について、引張特性及び平面ひずみ(ＫIc)の破壊靱性を測定した。引張試験は、ASTM規格E8及びB557に従って行なった。平面ひずみ(ＫIc)の破壊靱性試験は、ASTM規格E399に従って行なった。合金Ｅの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向で厚さ２インチ、幅Ｗが４インチであり、Ｓ−Ｌ方向で厚さ１インチ、幅Ｗが２インチである。合金Ｆの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向及びＳ−Ｌ方向の両方とも厚さ１インチ、幅Ｗが２インチである。合金Ｅ及びＦの破壊靱性試料は、プレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。４インチ対照７０８５プレートの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向で厚さ２インチ、幅Ｗが４インチであり、Ｓ−Ｌ方向で厚さ1.５インチ、幅Ｗが３インチである。３インチ対照７０８５プレートの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向で厚さ１.７５インチ、幅Ｗが５インチであり、Ｓ−Ｌ方向で厚さ１.２５インチ、幅Ｗが２.５インチである。４インチ対照７０８５プレートの破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向でプレートの４分の１厚さ(Ｔ/４)、Ｓ−Ｌ方向でプレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。３インチ対照７０８５プレートの破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向及びＳ−Ｌ方向の両方でプレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。対照７０５０プレートのＴ−Ｌ方向の平面ひずみ破壊靱性試料は、厚さ２インチ、幅Ｗが４インチである。３インチ対照７０５０プレートのＳ−Ｌ方向の平面ひずみ破壊靱性試料は、厚さ１インチ、幅Ｗが２インチである。４インチ厚対照７０５０プレートのＳ−Ｌ方向の平面ひずみ破壊靱性試料は、厚さ1.５インチ、幅Ｗが３インチである。対照７０５０プレートの破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向及びＳ−Ｌ方向の両方ともプレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。合金Ｆについて、ASTM規格G34に準拠したＥＸＣＯ法を用いた剥離試験を行なった。採取した試験片は、２分の１厚さ(Ｔ/２)、４分の１厚さ(Ｔ/４)及び１０分の１厚さ(Ｔ/１０)である。
【００８８】
合金Ｅ、合金Ｆ、７０８５対照ロット及び７０５０対照ロットは表７に示されている。約３インチのプレート厚さでは、合金Ｅは７０５０対照ロットと比べて、ＬＴ方向で、引張降伏強度で約９〜１２ksi、最終引張強度で約６〜８ksiの増加が認められた。同様に、合金Ｅは７０５０対照ロットと比べて、ＳＴ方向で、引張降伏強度で約８〜１０ksi、最終引張強度で約６〜８ksiの増加が認められた。約４インチのプレート厚さでは、合金Ｆは７０５０対照ロットと比べて、ＬＴ方向で、引張降伏強度で約７〜９ksi、最終引張強度で約３〜４ksiの増加が認められた。同様に、合金Ｆは７０５０対照ロットと比べて、ＳＴ方向で、引張降伏強度で約５〜７ksi、最終引張強度で約４〜５ksiの増加が認められた。合金Ｆは、Ｔ７４質別の７０８５対照ロットと比べて、ＬＴ方向及びＳＴ方向の両方とも引張降伏強度及び最終引張強度が約２〜５ksi向上した。これらの強度の向上は、航空機製造業者により、意義深いものと考えられている。
【表７】
【００８９】
合金Ｅ及び厚さ約３インチの様々な従来合金の特性を図７に示している。より具体的には、図７は、ＬＴ(long transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＴ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約３インチ)及び３インチの７０８５ロットのデータとの比較を示している。合金Ｅは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｅはまた、７０８５合金と同等の強度対靱性関係を有しているが、以下に記載するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験に合格することはできない。換言すれば、合金Ｅは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＬＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＬＴ強度、Ｔ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｅの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９０】
図７は、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２２ksi√インチの最小靱性と、７２ksiの最小強度と、式FT_TL＝−1.0*(TYS_LT)＋98で表されるＣ−Ｃ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定されたプレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図７の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約２.０乃至２.５インチから約３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９１】
合金Ｆと厚さ４インチの様々な従来合金の特性を図８に示している。より具体的には、図８は、ＬＴ(long transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＴ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｆ(厚さ４.０インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約４インチ)及び４インチの７０８５対照ロットのデータとの比較を示している。合金Ｆは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｆはまた、７０８５合金と同等の強度対靱性関係を有しているが、以下に記載するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験に合格することはできない。換言すれば、合金Ｆは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＬＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＬＴ強度、Ｔ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｆの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９２】
図８は、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２１ksi√インチの最小靱性と、７１ksiの最小強度と、式FT_TL＝−1.0*(TYS_LT)＋98で表されるＤ−Ｄ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定されたプレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図８の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約３.０乃至３.１２５インチ又は３.２５インチから約３.５インチ、３.７５インチ又は４インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９３】
合金Ｅと厚さ約３インチの様々な従来合金の特性を図９に示している。より具体的には、図８は、ＳＴ(short transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＳ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約３インチ)及び３インチの７０８５対照ロットのデータとの比較を示している。合金Ｅは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｅは、７０８５対照ロットと同等の強度対靱性関係を有しているが、後記するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験をパスすることはできない。換言すれば、合金Ｅは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＳＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＳＴ強度、Ｓ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｅの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９４】
図９はまた、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２２ksi√インチの最小靱性と、６９ksiの最小強度と、式FT_SL＝−1.1*(TYS_ST)＋99で表されるＥ−Ｅ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定されたプレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図９の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約２.０乃至２.５インチから約３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９５】
合金Ｆと厚さ４インチの様々な従来合金の特性を図１０に示している。より具体的には、図１０は、ＳＴ(short transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＳ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｆ(厚さ４.０インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約４インチ)及び４インチの７０８５対照ロットのデータとの比較を示している。合金Ｆは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｆはまた、７０８５合金と同等の強度対靱性関係を有しているが、以下に記載するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験をパスすることはできない。換言すれば、合金Ｆは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＳＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＳＴ強度、Ｓ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｆの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９６】
図１０はまた、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２０ksi√インチの最小靱性と、６６ksiの最小強度と、式FT_SL＝−1.1*(TYS_ST)＋99で表されるＦ−Ｆ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定されたプレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図１０の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約２.０乃至２.５インチから約３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９７】
両方の時効条件における合金Ｆについて、ASTM規格G34に準拠した剥離腐食抵抗性(ＥＸＣＯ)試験を用いて試験を行なった。合金ＦのＥＸＣＯランクは“ＥＡ”であり、これは７ＸＸＸ合金の良好な剥離腐食抵抗性と一致する。同様な結果は、合金ＥをＥＸＣＯ試験した場合にも得られた。このように、合金Ｆの全ての試験片はＥＸＣＯランクがＥＡであり、本開示合金は、優れた剥離抵抗特性を保有しつつ、強度の向上を達成する。
【００９８】
合金Ｅ、合金Ｆ及び７０８５合金について２種類の応力腐食割れ試験を行なった。第１の試験は、交互浸漬(ＡＩ)の加速された応力腐食割れ(ＳＣＣ)試験であり、合金Ｅ及び合金Ｆの試料１及び試料２、７０８５合金対照プレートについて行なった。試験片は、ＳＴ方向のＴ/２位置から採取し、試験は、ASTM規格G44、G47及び／又はG49に従って行なった。ＡＩ ＳＣＣ試験結果を表８(４インチ)及び表９(３インチ)に示している。
【表８】
【表９】
【００９９】
合金Ｅ及び合金Ｆは、４０ksi及び５０ksiの応力レベル(Ｔ７４質別としての最小条件よりも夫々、５ksi及び１５ksi高い)での性能は満足すべきものであった。
【０１００】
合金Ｅの試料１及び試料２についてＳＴ方向のＴ/２位置から試験片を採取し、海岸環境ＳＣＣ試験を行なった。７０８５合金についても海岸環境試験を行なった。海岸環境ＳＣＣ試験の試験片は、一定ひずみフィクスチャー(加速された実験室ＳＣＣ試験で用いられるものと同様)の中で試験が行われた。海岸ＳＣＣ試験条件は、試料をラックを介して海岸環境に連続的に曝露することを含んでおり、試料は地面から約１.５ｍの位置で、水平から４５°向いていおり、試料の面は卓越風(prevailing wind)に面している。試料は、海岸線から約１００ｍの位置である。一実施例において、海岸線は岩場であり、卓越風が試料に向かうようにして、塩水ミストにアグレッシブに曝露されるようにした(Alcoa Inc.のUSA, Rohde Island, Pt.Judithの海岸曝露ステーションと同様な場所にて)。合金Ｅ及び７０８５合金の海岸ＳＣＣ試験結果は表１０に示されている。
【表１０】
【０１０１】
合金Ｅの多くの試料は、４０ksi及び５０ksiで２６２日間曝露しても破損(試験片が２つに分離した時又は割れが裸眼で観察された時)は起こらなかった。合金ＥのＬＴ強度は、試料１が７４.７ksi、試料２が７７.６ksiであった。これに対し、同様な厚さの７０８５合金のＬＴ強度は６８.６ksi及び６９.４ksiしかなく、前者は５試料に破損はなかったが、後者は５試料中２試料が破損した。７０８５合金の場合、厚さ３インチでＬＴ強度レベルが７２ksiになるように処理すると、海岸環境ＳＣＣ試験(３５ksiでＳＴ方向)は常に不合格となるが、合金Ｅ(本開示によって規定される他の合金)は、同じ強度及びＳＣＣ応力レベルでの海岸環境ＳＣＣ試験は常に合格する。
【０１０２】
このように、本開示合金は、前記厚さ範囲において、強度、靱性及び耐食性について今まで実現されていない複合特性を達成することができる。一実施例において、Ｔ７４質別のアルミニウム合金製品が提供される。アルミニウム合金製品は、第１プレート、第２プレート及び／又は第３プレートから作られる。第１プレートが用いられるとき、第１プレートの厚さは約２.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第２プレートが用いられるとき、第２プレートの厚さは２.００インチ超３.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第３プレートが用いられるとき、第３プレートの厚さは３.００インチ超４.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。アルミニウム合金製品は、他の成分(例えば、前述した組成レベルの他の成分)を含むことができる。また、これらのどの実施例についても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分からなり(アルミニウムを除く)、残部アルミニウム及び随伴元素及び不純物である。
【０１０３】
この実施例において、どの第１プレートも、強度対靱性は、式FT≧−2.3*(TYS)＋229で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第１プレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、ASTM規格E399に基づいて測定された第１プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第１プレートのＴＹＳは７４ksi以上、第１プレートのＦＴは３６ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７５ksi以上、例えば約７６ksi以上又は約７７ksi以上又は約７８ksi以上又は約７９ksi以上又は約８０ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約４０ksi√インチ以上、例えば約４２ksi√インチ以上又は約４４ksi√インチ以上又は約４６ksi√インチ以上又は約４８ksi√インチ以上又は約５０ksi√インチ以上である。
【０１０４】
この実施例において、どの第２プレートも、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第２プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７２ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＴＬは２４.５ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７３ksi以上、例えば約７４ksi以上又は約７５ksi以上又は約７６ksi以上又は約７７ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２５ksi√インチ以上、例えば約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上である。
【０１０５】
この実施例において、どの第２プレートも、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定された第２プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＳＴは６９ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２５ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約６９.５ksi以上、例えば約７０ksi以上又は約７０.５ksi以上又は約７１ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２６ksi√インチ以上、例えば約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上又は約２９ksi√インチ以上又は約３０ksi√インチ以上又は約３１ksi√インチ以上である。
【０１０６】
この実施例において、どの第３プレートも、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定された第３プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７１ksi以上、第３プレートのＦＴ＿ＴＬは２３ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７１.５ksi以上、例えば約７２ksi以上又は約７２.５ksi以上又は約７３ksi以上又は約７３.５ksi以上又は約７４ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２４ksi√インチ以上、例えば約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上又は約２９ksi√インチ以上である。
【０１０７】
この実施例において、どの第３プレートも、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第３プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＳＴは６６ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２３ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約６６.５ksi以上、例えば約６７ksi以上又は約６７.５ksi以上又は約６８ksi以上又は約６８.５ksi以上又は約６９ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２４ksi√インチ以上、例えば約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上である。
【０１０８】
この実施例において、第１プレート、第２プレート又は第３プレートのどのプレートも１又は複数の応力腐食割れ試験を常に合格する。特定の実施例において、Ｔ７４質別の規定に基づくと、プレートは、ＳＴ方向３５ksi以上又はＳＴ方向約４０ksi以上又はＳＴ方向約４５ksi以上で１８０日間の海岸環境応力腐食割れ(ＳＣＣ)抵抗性試験(後述する)に常に合格である。幾つかの実施例において、プレートは、前記応力レベルにおける海岸環境ＳＣＣ試験に合格し、２３０日以上又は２８０日以上又は３３０日以上又は３６５日以上である。特定の実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験(ASTM規格G44, G47及び／又はG49に基づく)の３０日間以上に常に合格する。幾つかの実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験結果は、４０日以上又は６０日以上又は８０日以上又は１００日以上である。従来の７ＸＸＸ系合金のＴ７４質別では、(i)所定厚さ範囲における前記強度、(ii)所定厚さ範囲における前記靱性、(iii)所定厚さ範囲における前記強度対靱性関係、及び(iv)所定厚さ範囲における前記ＳＣＣ試験の一方又は両方に常に合格すること、の全部を達成することはできない。
【０１０９】
他の実施例において、Ｔ７６質別のアルミニウム合金製品が提供される。アルミニウム合金製品は、第１プレート、第２プレート及び／又は第３プレートから作られる。第１プレートが用いられるとき、第１プレートの厚さは約２.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第２プレートが用いられるとき、第２プレートの厚さは２.００インチ超３.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第３プレートが用いられるとき、第３プレートの厚さは３.００インチ超４.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。アルミニウム合金製品は、他の成分(例えば、前述した組成レベルの他の成分)を含むことができる。また、これらのどの実施例についても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分からなり(アルミニウムを除く)、残部アルミニウム及び随伴元素及び不純物である。
【０１１０】
この実施例において、全ての第１プレートは、強度と靱性の関係が、式FT≧−2.3*(TYS)＋229を充足し、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第１プレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、ASTM規格E399に基づいて測定された第１プレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第１プレートのＴＹＳは７９ksi以上、第１プレートのＦＴは３０ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約８０ksi以上、例えば約８１ksi以上又は約８２ksi以上又は約８３ksi以上又は約８４ksi以上又は約８５ksi以上又は約８６ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約３２ksi√インチ以上、例えば約３４ksi√インチ以上又は約３６ksi√インチ以上又は約３８ksi√インチ以上又は約４０ksi√インチ以上又は約４２ksi√インチ以上である。
【０１１１】
この実施例において、全ての第２プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第２プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７６ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＴＬは２２ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７７ksi以上、例えば約７８ksi以上又は約７９ksi以上又は約８０ksi以上又は約８１ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２２.５ksi√インチ以上、例えば約２３ksi√インチ以上又は約２３.５ksi√インチ以上又は約２４ksi√インチ以上又は約２４.５ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上である。
【０１１２】
この実施例において、全ての第２プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第２プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＳＴは７１ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２２ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７１.５ksi以上、例えば約７２ksi以上又は約７２.５ksi以上又は約７３ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２３ksi√インチ以上、例えば約２４ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上である。
【０１１３】
この実施例において、全ての第３プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第３プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７５ksi以上、第３プレートのＦＴ＿ＴＬは２１ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７５.５ksi以上、例えば約７６ksi以上又は約７６.５ksi以上又は約７７ksi以上又は約７７.５ksi以上又は約７８ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２２ksi√インチ以上、例えば約２３ksi√インチ以上又は約２４ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上である。
【０１１４】
この実施例において、全ての第３プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第３プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＳＴは７０ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２０ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７０.５ksi以上、例えば約７１ksi以上又は約７１.５ksi以上又は約７２ksi以上又は約７２.５ksi以上又は約７３ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２１ksi√インチ以上、例えば約２２ksi√インチ以上又は約２３ksi√インチ以上又は約２４ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上である。
【０１１５】
この実施例において、第１プレート、第２プレート又は第３プレートのどのプレートも１又は複数の応力腐食割れ試験に常に合格する。特定の実施例において、Ｔ７６質別の規定に基づくと、プレートは、ＳＴ方向約２５ksi以上(例えば２５ksi〜３４ksi)で１８０日間の海岸環境応力腐食割れ(ＳＣＣ)抵抗性試験(後述する)に常に合格である。幾つかの実施例において、プレートは、前記応力レベルにおける海岸環境ＳＣＣ試験に合格し、２３０日以上又は２８０日以上又は３３０日以上又は３６５日以上である。特定の実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験(ASTM規格G44, G47及び／又はG49に基づく)の３０日間以上に常に合格する。幾つかの実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験結果は、４０日以上又は６０日以上又は８０日以上又は１００日以上である。従来の７ＸＸＸ系合金のＴ７４質別では、(i)所定厚さ範囲における前記強度、(ii)所定厚さ範囲における前記靱性、(iii)所定厚さ範囲における前記強度対靱性関係、及び(iv)所定厚さ範囲における前記ＳＣＣ試験の一方又は両方に常に合格すること、の全部を達成することはできない。
【０１１６】
一実施例において、アルミニウム合金は宇宙航空機の上ウイングスキンに用いられる。上ウイングスキンは厚さ約２.００インチ以下のアルミニウム合金プレートから作られることができ、アルミニウム合金は、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成を有する。アルミニウム合金製品は、他の成分(例えば、前述した組成レベルの他の成分)を含むことができる(頻度は低いが)。また、これらのどの実施例についても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分からなり(アルミニウムを除く)、残部アルミニウム及び随伴元素及び不純物である。これらの実施例において、アルミニウム合金は、強度対靱性が、式FT≧−4.0*(TYS)＋453で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、アルミニウム合金プレートのＴ/２位置から採取した中央亀裂アルミニウム合金試料について、ASTM規格E561及びB646に準拠して測定されたＬ−Ｔ平面応力破壊靱性(Ｋapp)であり、ＦＴは、アルミニウム合金プレートのＴ/２位置から採取した中央亀裂アルミニウム合金試験片について、ASTM規格E561及びB646に準拠して測定したものであり、前記試験片は、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチである。幾つかの実施例において、プレートのＴＹＳは約８０ksi以上、例えば約８１ksi以上又は約８２ksi以上又は約８３ksi以上又は約８４ksi以上又は約８５ksi以上である。幾つかの実施例において、プレートの靱性は約１００ksi√インチ以上、例えば約１０１ksi√インチ以上又は約１０２ksi√インチ以上又は約１０３ksi√インチ以上又は約１０４ksi√インチ以上又は約１０５ksi√インチ以上である。上ウイングスキンプレートは、引張降伏強度及び平面応力破壊靱性の改良の他に、平面ひずみ破壊靱性(Ｋ1c)の向上をも達成することができる。このように、これらの実施例において、プレートの強度対靱性の関係は、式FT-K1C≧−2.3*(TYS)＋229を充足し、前記式中、ＴＹＳは、前記のＬ引張降伏強度であり、ＦＴ-Ｋ１Ｃは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、プレートのＦＴ-Ｋ１Ｃは３４ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートのＦＴ-Ｋ１Ｃ破壊靱性が約３６ksi√インチ以上、例えば約３８ksi√インチ以上又は約４０ksi√インチ以上又は約４２ksi√インチ以上である。従来の７ＸＸＸ系合金では、(i)所定厚さ範囲における前記強度、(ii)所定厚さ範囲における前記靱性、及び(iii)所定厚さ範囲における前記強度対靱性関係、の全部を達成することはできない。なお、これら合金は、前記実施例２に示された耐食性を達成することができるかもしれない。
【０１１７】
本開示の大部分は合金プレートに関するものであるが、本開示合金に対する同様な改善は、例えば押出及び鍛造等の他の製品形態においても実現できるであろう。本開示について具体的実施例を詳細に説明したが、当該分野の専門家であれば、開示の教唆全体を参照することにより、開示の詳細に種々の改変及び代替をなし得るであろう。それゆえ、開示された具体的構成は例示にしかすぎず、本開示の範囲を限定するものではないから、本開示の範囲は特許請求の範囲の全範囲及びその均等物全体によって定められるべきである。
【技術分野】
【０００１】
＜関連出願の説明＞
本願は、2007年5月14日に出願された米国一部継続出願第11/748,021号、発明の名称「複合特性が改善されたアルミニウム合金製品(aluminum alloy products)及び該製品の人工時効方法」の優先権を主張し、該出願は、引用を以てその全体が本願に組み込まれるものとする。
【背景技術】
【０００２】
＜発明の分野＞
本開示は、アルミニウム合金に関するものであり、特にアルミニウム協会による７０００系(又は７ＸＸＸ)アルミニウム(“Ａｌ”)合金に関する。より具体的には、商業用航空機の構造部材の製造に有用で、厚さが最大４インチのアルミニウム合金製品に関する。
【０００３】
＜関連技術の説明＞
航空宇宙産業が新たなシリーズの航空機を製造するに伴い、アルミニウム合金に対する産業の需要はますます高まってきている。新しいジェット機のサイズが大きくなり、また、現在のジェット旅客機モデルの最大積量がより重くなり、及び／又は、飛行距離がより長くなり、性能及びコストの改善が進むにつれて、ウィング構成部品などの構造部品における軽量化への需要は増え続けている。
【０００４】
従来の航空機のウィング構造は図１に示されており、全体が符号(2)で示されるウィングボックス(wing box)を含んでいる。ウィングボックス(2)は、ウィングの主要強度部品として機体から外方に延在し、図１の紙面とほぼ直交している。ウィングボックス(2)において、上ウィングスキン(4)と下ウィングスキン(6)は離間し、その間には、垂直構造部材又はスパー(spar)(12)(20)が設けられている。ウィングボックス(2)はまた、一方のスパーから他方のスパーに延在するリブを含んでいる。これらのリブは図１の紙面と平行に存在するのに対し、ウィングのスキンとスパーは図１の紙面と直交している。
【０００５】
上ウィングのカバーは、典型的には、スキン(4)と補強要素又はストリンガー(8)とを具えている。これらの補強要素は別々の構成にして締結することもできるが、スキンと一体に作ることで、ストリンガーとリベットを別々に設ける必要性をなくすこともできる。飛行中、商業用航空機の上ウィングの構造は圧縮負荷を受けるため、高い圧縮強度をもつ合金が求められる。この要請により、所定の破壊靱性レベルを維持しつつ、より高い圧縮強度を有する合金が開発されてきた。今日の大型航空機の上ウィングの構造部材は、典型的には、７１５０アルミニウム(米国再発行特許第34,008号)、７４９９アルミニウム(米国特許第5,560,789号)又は７０５５アルミニウム(米国特許第5,221,377号)のように、高強度７ＸＸＸ系アルミニウム合金から作られている。より最近では、改善された７０５５アルミニウム合金が米国特許第7,097,719号に開示されている。
【０００６】
しかしながら、超大型航空機の開発により、新たな設計条件が要求されている。ウィングの大型化及び高重量化により、航空機の総離陸重量が増加するため、これらの航空機は着陸時の下方曲げ負荷(down-bending loads)が大きく、上ウィング構造部材に高い引張負荷が作用する。現在の上ウィング用合金の引張強度はこれら下方曲げ負荷に十分耐えることはできるが、これら合金の破壊靱性は不足するため、上カバーの胴体側部分(inboard portions)の設計基準が制限される。このため、超大型航空機の上側構造部材用合金は、強度を多少犠牲にしても、非常に高い破壊靱性を有する合金が要請されるようになった。この合金は、２３２４合金(米国特許第4,294,625号)のような下ウィングスキン合金により近いものである。つまり、超大型航空機の上ウィング構造部材における強度と靱性の最適な組合せは、最大限の軽量化を達成するために、高破壊靱性化と低強度化へ移行したのである。
【０００７】
ウィングスパー及びリブ要素において、減量化及びコスト削減のために用いられる設計及び合金製品に対しては、摩擦攪拌溶接等の新たな溶接技術もまた、多くの新たな可能性を有している。スパーの性能を最大限にするには、上ウィングスキンに接合するスパーの部分は上ウィングスキンと同様な特性を有し、下ウィングスキンに接合するスパーの部分は下ウィングスキンと同様な特性を有する必要がある。このため、上側スパーキャップ(14)又は(22)と、ウェブ(18)又は(20)と、下側スパーキャップ(16)又は(24)とを具え、締結具(図示せず)によって接合された“組立(ビルトアップ、built-up)式”のスパーが用いられるようになった。この“組立式”スパーの構造により、各構成部品に最適な合金製品を用いることができる。しかしながら、取付けに必要な締結具の数が多いため、組立て費用が増大する。また、締結具と締結具孔は構造的に弱い連結であるため、部品の厚みを厚くせねばならず、複数の合金を用いることの性能の利点は幾分低下する。
【０００８】
組立式スパーに関連する組立て費用を抑える方策の一例として、単一合金を厚板からスパー全体を機械加工すること、押出し又は鍛造することが挙げられる。この機械加工処理は、部品の“ホッギングアウト(hogging out)”としても知られている。この設計では、ウェブと上スパーの接合及びウェブと下スパーの接合は必要でなくなる。このようにして作られるワンピース型のスパーは、“一体型スパー(integral spar)”として称されることもある。一体型スパーを作るのに理想的な合金は、上ウィング合金がもつ強度特性と、下ウィング合金がもつ破壊靱性及び他の損傷許容特性とを兼ね備えているものである。通常は、両方の特性を同時に達成することは難しく、上スキンの特性条件と下スキンの特性条件との間で中間的なものとなる。一体型スパーが解消させなければならない問題の一つとして、出発材料(starting stock)として用いられる厚肉製品の強度と靱性は、同じ合金及び質別(temper)から作られたものでも、典型的には、“組立式”スパーに一般的に用いられる薄肉製品の特性より劣ることがある。それゆえ、中間的特性と一体型スパーでの厚肉製品の使用は、重量の面で不利となってしまう。上スパーキャップと下スパーキャップの両方に必要な特性を適度に具えると共に、焼入れ感受性が低く厚肉の製品でも良好な特性を保有する厚肉製品用の合金として、米国特許第6,972,110号に開示された７０８５合金がある。一体型スパーのもう一つの問題は、合金の如何に拘わらず、購入重量(buy weight)(つまり、購入される材料)と飛行重量(fly weight)(航空機で飛行する材料の重量)の比率(“購入対飛行(buy to fly)”とも称される)が高いことである。このため、一体型スパーが組立式スパーと比べて、組立て費用の削減によってもたらされるコスト高の利点が、少なくとも一部は損なわれる。
【０００９】
しかしながら、摩擦攪拌溶接等の新たな技術は、重量と費用の両面でさらに改善できる可能性がある。複数の要素が、摩擦攪拌溶接もしくは他の先進溶接又は接合方法によって接合されたスパーは、組立式スパーと一体型スパーの利点を兼ね備えている。このような方法を用いることで、より薄肉の製品のほか、各スパー構成部品用に最適化された複数種類の合金、製品形態及び／又は質別を利用することが可能となる。このことで、一体型スパーの組立費用面での利点という重要な部分を維持しつつ、合金製品／質別に対する選択肢が拡がり、組立式スパーにおけるのと同様、材料の購入対飛行を向上させることができる。
【００１０】
米国特許第5,865,911号には、超大型航空機の下ウィングスキン構造部材及びウィングスパー部材として、７０００系合金が開示されている。この合金は、２０２４及び２３２４(米国特許第4,294,625号)のような現在使われている下ウィング合金と比べて、薄肉プレートの強度、靱性、及び耐疲労性が改善されている。強度と靱性における同様な特性は、表１に示すように、７０８５合金(米国特許第6,972,110号)の薄肉プレートでも得られている。薄肉製品形態におけるこれら合金のいずれも、下ウィングカバーの構造部材用として、また、複数の要素が機械的締結又は溶接によって接合されたスパーの下スパーキャップ及びウェブ用材料として有用であろう。これらの合金はまた、組立式又は一体型設計のいずれにおいても、リブ用として適している。ところが、これらの合金で達成できる強度レベルは大型商業用航空機の上ウィング構造部材に用いるには一般的に不十分である。上スパーキャップ、スパーウェブ及びリブには、適切な靱性が維持されることを条件として、強度をより高めることが有利である。
【表１】
【００１１】
それゆえ、超大型航空機において、上ウィング構造部材に用いられている現在の合金の許容強度レベルを維持しつつ、それよりも有意に高い靱性を有する合金が必要とされている。このような合金は、複数の要素が機械的締結又は溶接によって接合された上スパーキャップ及びスパーウェブに使用される他、組立式又は一体型設計のウィングリブにも有益であろう。超大型航空機及びウィングでの必要性について具体的に説明したが、このような合金はまた、機体用としても、また、小型機の組立式及び一体型両方の構造用としても有益である。加えて、軍用車両の装甲等の非航空機用部品としても、本発明合金から作られることはできるだろう。
【発明の概要】
【００１２】
＜発明の要旨＞
宇宙航空機の構造部品として特に適した新規なアルミニウム合金製品を提供する。一態様において、新規なアルミニウム合金(“本開示合金又は本発明合金”と称することもある)は、Ｚｎ：約６.８０〜約８.５重量％、Ｍｇ：約１.５又は１.５５〜約２.００重量％、Ｃｕ：約１.７５〜約２.３０重量％、Ｚｒ：約０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、Ｃｒ：約０.０５重量％未満、残部実質的にＡｌ、随伴元素及び不純物である。アルミニウム合金製品は、厚さ約４インチ以下、場合によっては約２.５インチ以下又は２.０インチ以下であって、許容レベルの強度を維持しつつ、これら用途に用いられる従来合金よりも有意に高い破壊靱性を有しており、その逆もしかりである。
【００１３】
一の発明では、アルミニウム合金製品を提供する。該製品のアルミニウム合金は、Ｚｎ：約６.８０〜約８.５重量％、Ｍｇ：約１.５又は１.５５〜約２.００重量％、Ｃｕ：約１.７５〜約２.３０重量％、Ｚｒ：約０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、Ｃｒ：約０.０５重量％未満、残部Ａｌ、随伴元素及び不純物である。アルミニウム合金に溶体化熱処理、焼入れ(quenched)及び人工時効が施されると、製造された部品は、改善された強度と破壊靱性を具える。一実施例において、合金は少量の鉄及び珪素不純物を含んでいる。一実施例において、合金は不純物として、Ｆｅ：約０.１５重量％以下及びＳｉ：約０.１２重量％以下を含んでいる。一実施例において、合金は不純物として、Ｆｅ：約０.０８重量％以下及びＳｉ：約０.０６重量％以下を含んでいる。一実施例において、合金は不純物として、Ｆｅ：約０.０４重量％以下及びＳｉ：約０.０３重量％以下を含んでいる。アルミニウム合金は、例えば、圧延シート、圧延プレート、押出又は鍛造の形態である。幾つかの実施例において、アルミニウム合金製品は、厚みが最も厚い位置での厚さは２.５インチ又は２.０インチ未満である。幾つかの実施例において、アルミニウム合金製品は、厚みが最も厚い位置での厚さは約２.５インチ〜４インチである。
【００１４】
一の発明では、アルミニウム合金は、圧延プレートの形態であり、厚さは、２.５インチ未満で、例えば２.００インチ以下である。一実施例において、圧延プレートのアルミニウム合金は、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７．５〜８．５重量％、Ｃｕ：１．９〜２．３重量％、Ｍｇ：１．５〜２．０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.８〜８.５重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.９〜８.２重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.１５重量％、Ｍｇ：１.７５〜１.８５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.３重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.９５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.８〜１.９重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.６５重量％以下を含んでいる。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含んでもよい。これらの実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。これらの実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金製品は、厚みが最も厚い位置での厚さは約２.５又は２.０インチ未満である。
【００１５】
一の発明では、アルミニウム合金は、プレートの形態であり、厚さは、２.５又は３.０インチ又は２.５１インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４.０インチである。一実施例において、プレートのアルミニウム合金は、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９〜２.３重量％、Ｍｇ：１.５５〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１５重量％以下を含んでいる。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.６〜１.７５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下を含んでいる。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含むこともできる。これら実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。
【００１６】
アルミニウム合金製品は、改良された強度及び靱性特性を実現する。一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ約２.５インチ又は２.００インチ以下のセクションを含み、長手方向に最小引張降伏強度を有し、図３Ａ又は図３ＢのＡ−Ａ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｌ−Ｔ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。一実施例において、合金は厚さ約２.５インチ又は２.００インチ以下のセクションを含み、引張降伏強度を有し、図４のＢ−Ｂ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｌ−Ｔ方向に見かけの平面応力破壊靱性を有しており、これらは、初期亀裂長さ(２ａｏ)が約４インチ、厚さ約０.２５インチの中央亀裂入りの幅１６インチパネルで計測したものである。
【００１７】
一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ約２.００インチ又は２.５インチ〜３.０インチ又は３.１２５インチ又は３.２５インチのセクションを含み、ＬＴ(long transverse)方向に引張降伏強度を有し、図７のＣ−Ｃ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｔ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ(例えば、最も厚い位置)約２.００インチ又は２.５インチ〜３.０インチ又は３.１２５インチ又は３.２５インチのセクションを含み、ＳＴ(short transverse)方向に引張降伏強度を有し、図９のＥ−Ｅ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｓ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している
【００１８】
一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ(例えば、最も厚い位置)約２.７５インチ、３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４インチのセクションを含み、ＬＴ方向に引張降伏強度を有し、図８のＤ−Ｄ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｔ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。一実施例において、アルミニウム合金製品は、厚さ約２.７５インチ、３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４インチのセクションを含み、ＳＴ方向に引張降伏強度を有し、図１０のＤ−Ｄ線の線上、線より上及び右側の領域(すなわち、網掛け領域)には、Ｓ−Ｌ方向に平面ひずみ破壊靱性を有している。
【００１９】
アルミニウム合金製品は優れた耐食性をも実現する。一実施例において、合金製品の耐食性は、ＥＸＣＯランクで常に“ＥＢ”以上である。一実施例において、合金製品は、交互浸漬での応力腐食割れ抵抗性試験を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiである。一実施例において、アルミニウム合金製品は、海岸環境の応力腐食割れ抵抗性試験を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiである。一実施例において、アルミニウム合金製品の耐食性はＥＸＣＯランクで常に“ＥＢ”以上であり、交互浸漬の応力腐食割れ抵抗性試験及び海岸環境での応力腐食割れ抵抗性試験の両方を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiである。一実施例において、アルミニウム合金製品の耐食性はＥＸＣＯランクで常に“ＥＢ”以上であり、交互浸漬での応力腐食割れ抵抗性試験及び沿岸環境での応力腐食割れ抵抗性試験の両方を常にパスし、Ｔ７４質別の応力レベルは３５ksi、Ｔ７６質別の応力レベルは２５ksi、Ｔ７９質別の応力レベルは１５ksiであり、上述した引張降伏強度及び破壊靱性の特性を達成している。アルミニウム合金製品は、他の応力腐食割れ抵抗性試験についても同じ様にパスするであろう。
【００２０】
アルミニウム合金製品は、様々な用途に用いることができる。一実施例において、アルミニウム合金製品は宇宙航空機の構造部品である。宇宙航空機の構造部品は、上ウィングパネル(スキン)、上ウィングストリンガー、一体ストリンガーを有する上ウィングカバー、スパーキャップ、スパーウェブ、リブ、リブフィート又はリブウェブ、補強要素及びそれらの組合せのいずれでもよい。一実施例において、アルミニウム合金製品は機体部品(例えば、機体のスキン)である。一実施例において、アルミニウム合金製品は装甲部品(例えば、電動式車両の)である。一実施例において、アルミニウム合金製品は石油・ガス産業において用いられる(例えば、パイプ等の構造部品として)。
【００２１】
アルミニウム合金製品は、様々な方法で生成することができる。例えば、部品の作製は、融接又は固相溶接法により、質別が同じか又は異なる略同じ合金から作られた１又は複数のアルミニウム合金製品に溶接された合金製品から行なうことができる。一実施例において、アルミニウム合金製品は、異なる合金組成の１又は複数のアルミニウム合金製品に接合されて、マルチ合金部品が作製される。一実施例において、前記製品は機械的締結によって接合される。一実施例において、アルミニウム合金製品は融接又は固相溶接法によって接合される。一実施例において、アルミニウム合金製品は、部品の製造プロセスにおいて、単独で時効成形されるか、又は他の合金製品に接合後に時効成形される。一実施例において、アルミニウム合金製品は繊維金属積層材又は他の強化材によって強化される。
【００２２】
アルミニウム合金及びアルミニウム合金製品の製造方法も提供する。一の発明において、方法は、アルミニウム合金を航空機の構造部品に成形又は形成するステップを含んでいる。方法は、アルミニウム合金(例えば、前記組成の何れかを有するアルミニウム合金)を生成すること、圧延、押出及び鍛造からなる群から選択される１又は複数の方法によって合金を均質化及び熱間加工を行なうこと、合金を溶体化熱処理すること、合金を焼入れすること、並びに合金を応力除去することを含むことができる。人工時効処理された構造部品は、強度と破壊靱性について改良された複合特性を具備する。一実施例において、合金は焼入れされるとき厚さは約４インチ未満である。一実施例において、方法は、部品は単独で時効成形するか、又は他の合金製品に接合後に時効成形することを含んでいる。
【００２３】
一実施例において、構造部品を成形又は形成するステップは機械加工を含んでいる。一実施例において、機械加工は人工時効を施した後か、又は複数の時効段階の間に行われる。一実施例において、機械加工は溶体化熱処理より前に行われる。
【００２４】
一実施例において、構造部品を成形又は形成するステップは、他の部品に接合する前又は後のどちらかに時効成形することを含んでいる。一実施例において、構造部品を成形又は形成するステップの少なくとも一部は、人工時効の前に行われるか、又は人工時効の少なくとも一部を行なっている間に行われる。
【００２５】
一実施例において、合金は、(i)約１５０〜２７５°Ｆでの第１時効段階と、(ii)約２９０〜３３５°Ｆの第２時効段階とを含む方法によって人工時効が施される。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２００〜２６０°Ｆで行われる。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２〜約１８時間行われる。一実施例において、第２時効段階は約２９０〜３２５°Ｆで約４〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約２９０〜３１５°Ｆで約６〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約３００〜３２５°Ｆで約７〜約２６時間行われる。一実施例において、時効段階の一方又は両方は、複数の温度時効効果の統合を含んでいる。一実施例において、部品を、該部品と同じ合金又は異なる合金又は質別の別の部品に溶接するために、時効段階の一方又は両方が中断される。
【００２６】
他の実施例において、合金は、(i)約２９０〜３３５°Ｆでの第１時効段階と、(ii)約２００〜２７５°Ｆの第２時効段階とを含む方法によって人工時効が施される。一実施例において、第１時効段階(i)は約２９０〜３２５°Ｆで約４〜約３０時間行われる。一実施例において、第１時効段階(ii)は約２９０〜３１５°Ｆで約６〜約３０時間行われる。一実施例において、第１時効段階(i)は約３００〜３２５°Ｆで約７〜約２６時間行われる。一実施例において、時効段階の一方又は両方は、複数の温度時効効果の統合を含んでいる。一実施例において、部品を、該部品と同じ合金又は異なる合金又は質別の別の部品に溶接するために、時効段階の一方又は両方が中断される。
【００２７】
他の実施例において、合金は、(i)約１５０〜２７５°Ｆでの第１時効段階と、(ii)約２９０〜３３５°Ｆの第２時効段階と、(iii)約２００〜２７５°Ｆでの第３時効段階とを含む方法によって人工時効が施される。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２００〜２６０°Ｆで行われる。一実施例において、第１時効段階(i)は、約２〜約１８時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約２９０〜３２５°Ｆで約４〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約２９０〜３１５°Ｆで約６〜約３０時間行われる。一実施例において、第２時効段階(ii)は約３００〜３２５°Ｆで約７〜約２６時間行われる。一実施例において、第３時効段階(iii)は約２３０〜２６０°Ｆで少なくとも約２時間以上行われる。一実施例において、第３時効段階(iii)は約２４０〜２５５°Ｆで約１８時間以上行われる。一実施例において、時効段階のうちの１、２又は全部の段階は、複数の温度時効効果の統合を含んでいる。一実施例において、部品を、該部品と同じ合金又は異なる合金又は質別の別の部品に溶接するために、時効段階のうちの１、２又は全部の段階は中断される。
【００２８】
この方法は、合金部品を接合することを含むこともできる。一実施例において、１又は複数の部品は機械的締結によって接合される。一実施例において、１又は複数の部品は溶接によって接合される。一実施例において、部品は電子ビーム溶接によって接合される。一実施例において、部品は摩擦攪拌溶接によって接合される。一実施例において、一部品は他のアルミニウム製品に締結又は溶接されることにより、マルチ合金及び／又は複数質別(multi-temper)の部品が作られる。
【００２９】
前記の態様、取組及び／又は実施例の様々な組合せによって、有用な種々アルミニウム合金製品及び部品を作られることは理解されるであろう。ここでの開示のこれら及び他の態様、利点並びに新規な特徴の一部を以下に説明するが、当業者であれば、以下の説明及び図面の審査の際に明らかであろうし、開示の実施すによって理解できるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
本開示の理解をより完全なものとするために、添付図面を参照して、以下に説明する。
【００３１】
【図１】図１は、航空機のウィングの典型的なウィングボックス構造の横断面図である。
【００３２】
【図２Ａ】図２Ａは、本発明の合金組成の実施例を示しており、主要合金元素であるＣｕ及びＺｎについて、７０８５合金、７０５５合金及び７４９９合金との含有量の比較を示している。
【図２Ｂ】図２Ｂは、本発明の合金組成の実施例を示しており、主要合金元素であるＭｇ及びＺｎについて、７０８５合金、７０５５合金及び７４９９合金との含有量の比較を示している。
【００３３】
【図２Ｃ−１】図２Ｃ−１は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｃ−２】図２Ｃ−２は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｄ−１】図２Ｄ−１は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｄ−２】図２Ｄ−２は、本開示の合金組成(例えば、厚さが２又は２.５インチ以下のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【００３４】
【図２Ｅ】図２Ｅは、本開示の合金組成(例えば、厚さが約２又は２.５インチ以上のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【図２Ｆ】図２Ｆは、本開示の合金組成(例えば、厚さが約２又は２.５インチ以上のアルミニウム合金プレートを製造するのに有用な組成)の実施例を示している。
【００３５】
【図３Ａ】図３Ａは、(i)Ｔ７９質別のプレート状発明例合金Ａ−Ｄと、(ii)プレート状の幾つかの他の従来合金について、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと長手方向の最小引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００３６】
【図３Ｂ】図３Ｂは、(i)Ｔ７９質別のプレート状発明例合金Ａ−Ｄと、(ii)プレート状の幾つかの他の従来合金について、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと長手方向の最小引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００３７】
【図４】図３Ａは、(i)Ｔ７９質別のプレート状発明例合金Ａ−Ｄと、(ii)プレート状の幾つかの他の従来合金について、典型的なＬ−Ｔ平面応力破壊靱性Ｋappと実際の又は測定された引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００３８】
【図５】図５は、発明例合金組成物のうちの２つについて、腐食曝露後、０時間、６時間及び１２時間の３種類の第３ステップ時効を施したもので、ＬＴ方向における残存強度率を比較するグラフである。
【００３９】
【図６】図６は、発明例合金と従来の７０５５合金について、腐食曝露後、１２時間の第２ステップ時効を施したもので、ＬＴ方向における残存強度率を比較するグラフである。
【００４０】
【図７】図７は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約３インチ)とについて、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＬＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４１】
【図８】図８は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｆ(厚さ４.０インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約４インチ)とについて、典型的なＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＬＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４２】
【図９】図９は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約３インチ)とについて、典型的なＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＳＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４３】
【図１０】図１０は、(i)Ｔ７４質別の発明例合金Ｆ(厚さ４.０インチ)と、(ii)幾つかの他の従来合金(厚さ約４インチ)とについて、典型的なＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性ＫIcと典型的なＳＴ引張降伏強度との関係を示すグラフである。
【００４４】
図面全体を通じて、同じ引用符号は、同じ要素を表している。
【００４５】
＜詳細な説明＞
図１は、上ウイングスキン(4)及びストリンガー(8)と、下ウイングスキン(6)及びストリンガー(10)とがスパー(12)(18)によって隔てられた典型的なウイングボックス構造(2)の横断面を示す概略図である。ストリンガー(4)(10)は締結によって別途取り付けられることができるが、別個のストリンガー及びリベットを不要にするためにスキンと一体に作られることもできる。ウイングの上面及び下面の各々を被覆するのに必要なウイングパネル(4)(6)は、航空機サイズ及びウイング設計に応じて、典型的には、２又は３又は４である。一体型スキン及びストリンガー設計の場合、もっと多くのパネルが必要となることもある。上スキン及び下スキンを具える複数のパネルは、典型的には、機械的締結によって接合される。これらの継手は、航空機の重量を増加する。
【００４６】
スパーは例えば“組立式”にて、上スパーキャップ(14)又は(22)と、下スパーキャップ(16)又は(24)と、ウエブ(18)又は(26)とが機械的締結によって接合されることができるし、一体型のワンピース構造とすることもできるが、夫々に利点と不利とがある。組立式スパーは、スパー部品の各々に最適な合金製品を用いることができ、一体型スパーに比べて“購入対飛行”が改善される。典型的には、上スパーキャップは、高い圧縮強度を必要とするのに対し、下スパーキャップは、強度は低くても、破壊靱性及び疲労亀裂成長抵抗性等の損傷許容特性はより高いものが必要とされる。一体型スパーは組立費用は低減されるが、その特性は、上側スキンと下側スキンに要求される条件の折衷的なものとならざるを得ないため、その性能は組立式構造のものよりも劣る。また、一体型スパー用の出発材料として用いられる厚肉製品の強度と靱性は、典型的には、組立式スパー用に用いられる薄肉製品に劣る。
【００４７】
ウイングボックスは、一方のスパーから他方のスパーへ全体的に延在するリブ(図示せず)をさらに含んでいる。これらのリブは、図１の紙面と平行である。一方、ウイングスキンとスパーは図１の紙面と直交している。スパーと同様、リブは、組立式でも一体型でもよいが、スパーの場合と同じ様に、夫々に利点と不利とがある。しかしながら、リブの最適特性は幾分異なり、上下ウイングスキンとストリンガーに接続するリブ脚部は高い強度が有利であるが、リブのウエブは高い剛性(stiffness)が有利である。より典型的には、ウイングリブは一体型構造であり、特性は、リブ脚部とリブウエブに要求される条件の折衷的なものである。
【００４８】
摩擦撹拌溶接や電子ビーム溶接等の新しい溶接技術は、現在の組立式及び一体型構造の利点を維持しつつ、それらの不利を最小にできる新たな構造概念が可能となる。例えば、上スキンを作るために用いられる異なるウイングパネル(4)は、機械的締結継手に代えて摩擦撹拌溶接によって接合することにより、上スキンの重量を低減できる。スパーとリブは最適化された複数の合金、質別から作られ、各スパー及びリブ要素は摩擦撹拌溶接によって接合されるので、組立式スパーにおける薄肉製品の性能の利点と良好な購入対飛行を維持しつつ、一体型スパー又はリブと同様の組立費用の削減が可能となる。例えば、上スパーキャップ(14)(22)は高強度合金又は質別押出品から作られ、下スパーキャップ(16)(24)は低強度損傷許容合金又は質別押出品から作られ、スパーウエブ(18)(26)は中強度合金又は質別プレートから作られ、３要素は、摩擦撹拌溶接又は電子ビーム溶接によって接合されることができる。一体型と組立式とがミックスされた構造を用いることで、組立費用の低減と共に、要素のフェイル・セーフティ及び損傷許容性が改善される。例えば、上スパーキャップ(14)(22)は、摩擦撹拌溶接によってスパーウエブ(12)(20)に接合されることで組立費用が低減され、下スパーキャップ(16)(24)は機械的に締結されることで損傷許容性が改善される。組立式と一体型とがミックスされた溶接構造における損傷許容性の更なる改善は、繊維金属積層材及び米国特許第6595467号に記載された他の強化材で強化することによって達成される。
【００４９】
米国特許第6972110号に記載された合金(商品名称は７０８５)は、主として、低焼入れ感受性が重要な厚肉品(厚さ４〜８インチ又はそれ以上)に用いられる。低焼入れ感受性は、厚肉品の焼入れが可能な組成を注意深く制御することによって達成され、強度、靱性及び耐食性について、従来の厚肉品(例えば、７０５０、７０１０、７０４０材)よりも優れた組合せが達成される。ＡＡ７０８５として登録された組成は、低Ｃｕ(約１.３〜約１.９重量％)及び低Ｍｇ(約１.３〜約１.６８重量％)であり、これは商業用航空宇宙用合金に用いられる最も希薄レベルである。特性が最も最適化されたＺｎレベル(約７〜約９.５重量％)は、７０５０、７０１０、７０４０材で規定された量よりもずっと多いレベルである。これは、Ｚｎ含有量が多いほど焼入れ感受性(quench sensitivity)が大きくなるというこれまでの教唆に反するものである。それどころか、７０８５材ではＺｎ量が多くなるほど、実際には、厚肉ピースの遅い焼入れ条件に対して効果的あることがわかった。米国特許第6972110号は、厚肉の本願合金の強度び靱性改善のかなりの部分は、合金成分の特定された組合せによるものである。
【００５０】
米国特許第5221377号は、典型的には、厚さ２インチ以下のプレート及び押出に用いられる７０５５合金に関するもので、Ｍｇ量が少ないと破壊靱性が向上することを教唆している。溶質量の増加によって強度が向上すると、典型的には、靱性が低下することも、先行技術において認識されている。
【００５１】
本発明合金は、主として、厚さ約４インチ以下、場合によっては約２.０又は２.５以下の薄肉合金製品を目的として、大型商業用航空機におけるウイングスキン、ウイングストリンガー及び上スパーキャップを含む上側構造部材に適している。これらの用途では、多くの場合高い強度を必要とし、その利点を享受するが、これは、７０８５材の組成によって達成されることができる。同じように、スパーウエブ、リブ及びその他の航空宇宙部品等の他の部品にも有用である。強度向上のために、本発明合金では、Ｍｇを増加させて、約１.５又は１.５５〜約２.０重量％であり、Ｃｕの範囲は約１.７５〜約２.３０重量％である。Ｚｎの量は幾分少なく、約６.８〜約８.５重量％である。図２Ａ及び図２Ｂは、主要合金元素のＣｕとＺｎ、ＭｇとＺｎについて、本発明合金の実施例と、７０８５(米国特許第6972110号)及び７０５５(米国特許第5221377号)及び７４４９との比較を示している。本発明合金の適当な組成は、実線の四角枠によって示されている。図２Ａ及び図２Ｂに含まれる発明例合金Ａ−Ｆの組成は以下に記載する。
【００５２】
一の発明において、本開示合金は、厚さ２.５インチ未満(例えば、２.００インチ以下)のプレートの形態である。一実施例において、アルミニウム合金プレートは、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下である(図２Ａ及び図２Ｂ参照)。他の実施例として、図２Ｃ−１、図２Ｃ−２、図２Ｄ−１及び図２Ｄ−２を参照すると、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７．５〜８．５重量％、Ｃｕ：１．９〜２．３重量％、Ｍｇ：１．５〜２．０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１重量％以下である(図２Ｃ−１及び図２Ｃ−２の発明例１参照)。他の実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.８〜８.５重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下である(図２Ｃ−１及び図２Ｃ−２の発明例２参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.９〜８.２重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.１５重量％、Ｍｇ：１.７５〜１.８５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.３重量％以下である(図２Ｃ−１及び図２Ｃ−２の発明例３参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９５〜２.２５重量％、Ｍｇ：１.７〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.９５重量％以下である(図２Ｄ−１及び図２Ｄ−２の発明例４参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.８〜１.９重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.６５重量％以下である(図２Ｄ−１及び図２Ｄ−２の発明例５参照)。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含んでもよい。これらの実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。
【００５３】
他の一の発明では、アルミニウム合金は、プレートの形態であり、厚さは、２.５又は３.０インチ又は２.５１インチ〜約３.５インチ、３.７５インチ又は４.０インチである。一実施例において、プレートのアルミニウム合金は、Ｚｎ：６.８〜８.５重量％、Ｍｇ：１.５〜２.０重量％、Ｃｕ：１.７５〜２.３重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.９５重量％以下である(図２Ａ及び図２Ｂ参照)。他の実施例として、図２Ｅ及び図２Ｆを参照すると、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.４〜８.０重量％、Ｃｕ：１.９〜２.３重量％、Ｍｇ：１.５５〜２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８９.１５重量％以下である(図２Ｅ及び図２Ｆの発明例１参照)。一実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｎ：７.５〜７.９重量％、Ｃｕ：２.０５〜２.２０重量％、Ｍｇ：１.６〜１.７５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶの少なくとも一種：０.２５重量％以下、及びＡｌ：約８８.５５重量％以下である(図２Ｅ及び図２Ｆの発明例２参照)。これらの様々な実施例において、アルミニウム合金は、Ｚｒ：０.０５〜約０.３重量％、Ｍｎ：約０.１重量％未満、及びＣｒ：約０.０５重量％未満を含むこともできる。これら実施例のいずれにおいても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分(アルミニウムを除く)から構成され、残部はアルミニウム並びに随伴元素及び不純物である。
【００５４】
米国特許第6972110号の開示からは、本開示合金の組成を変えることで、合金の焼入れ感受性が７０８５合金よりも幾分大きくなるであろうが、これはかなり可能性がある。しかしながら、７０８５合金の組成の利点の一部を保持するが、どの場合も、本開示合金が企図する薄肉合金製品では焼入れ感受性に対する懸念は少ない。組成が変わると、強度が高くなり、Ｍｇ含有量が多くなるため、破壊靱性に対して悪影響を有することも考えられた。本開示合金の強度と靱性は、Ｍｇの範囲が７０８５合金と現在の上ウイング用合金７０５５及び７４４９合金との間にあるとき、本開示合金の強度と靱性は、これら合金の間に含まれるであろう。これは強度の場合にも同じであった。しかしながら、本開示合金の強度と破壊靱性の複合特性の改善は、予想された７０５５合金と７４４９合金だけではなく、７０８５合金にももたらさせれたことは驚くべきことであった。それゆえ、本開示合金は、現在用いられている合金よりもすぐれた強度及び靱性の複合特性をもたらすことができる“最適な(sweet)”組成領域を特定するもので、これは予期し得なかったものである。
【００５５】
本開示の合金製品は、溶融及びダイレクトチル(ＤＣ)のインゴット鋳造を含む多少なりとも公知の方法に作製されることができ、インゴットに特徴的な内部構造特性を具備することができる。当該分野で広く知られているように、例えば、チタン及びボロン、又はチタン及び炭素を含む従来の結晶粒微細化材を用いることもできる。この組成のインゴットが鋳造された後、表面が削られ(必要に応じて)、約８００°〜約９００°Ｆ、又は約８５０°〜約９００°Ｆの１又は複数の温度まで加熱することにより均質化処理される。均質化処理の後、プレート又はシートへ圧延加工されるか、特別形状のセクションに押出又は鍛造加工される。多くの航空宇宙用の場合、本開示組成から作られた合金製品は、断面厚さが４インチ以下、３.７５インチ以下又は３.５インチ以下であり、約２.５インチ以下又は２.０インチ以下である。製品は、所望により、約８５０°〜約９００°Ｆの間の１又は複数の温度で加熱することによって溶体化熱処理が施され、可溶性の亜鉛、マグネシウム及び銅の大部分、場合によっては全部又は略全部が溶液にされる。物理的プロセスは必ずしも完全とは限らないので、溶体化処理工程において、おそらく、これら主要合金元素が全て残らずに溶解されることはないだろう。前述した温度に加熱した後、製品は急速冷却又は焼入れされ、溶体化熱処理が完了する。このような冷却は、適当サイズのタンクに入れられた冷水中での浸漬又は水スプレーによって行われる。また、補助又は代替の冷却手段として空気冷却を用いることもできる。冷却後、製品によっては機械的に応力除去される必要があり、最大約８％、例えば約１％〜約３％の延伸及び／又は圧縮等が施される。
【００５６】
溶体化熱処理及び焼入れされた製品は、冷間加工の有無に拘わらず、析出硬化可能状態、又は人工時効の準備が整った状態にあると考えられる。人工時効は、２ステップ処理又は３ステップ処理でもよいが、用途によっては単一ステップでも十分な場合がある。しかしながら、各ステップの間又は各段階の間で境界となるような明確なラインはない。所定の(又は目標とする)処理温度から上方及び／又は下方への温度傾斜を付与することで析出(時効)効果を生成することができる。このような傾斜条件及びそれらの析出硬化効果を時効処理プログラム全体に組み入れることが必要な場合もある。この傾斜条件の組み入れについては、米国特許第3645804号に詳細に記載されており、その開示の全ては引用を以て本願へ記載加入されるものとする。
【００５７】
米国特許第6972110号は、７０７５合金に対する３ステップの時効処理を開示しており、その開示全体は、引用を以て本願への記載加入されるものとする。米国特許第6972110号と同じ温度範囲の３ステップ時効処理は本開示合金に用いられることができるが、主要用途の中には２ステップ処理が適している場合もある。２ステップ処理は、低温度ステップの後に高温度ステップを行なうもので、その逆の場合もある。例えば２ステップ処理は、上ウイングスキン及びストリンガーにも用いられる。これらの部品は航空機製造者によってしばしば時効成形され、ウイングの輪郭が得られる。時効成形中、部品は、通常は約２５０〜４００°Ｆの高温のダイの中で数時間乃至数十時間保持され、クリープ及び応力緩和プロセスを通じて所望輪郭に成形される。時効成形は、人工時効処理と共に行われることもあり、特の高温度ではクリープは最も迅速に起こる。時効成形は、典型的には、オートクレーブ炉の中で行われる。大型商業用航空機の航空機ウイングパネルを時効成形するのに必要なオートクレーブ炉及びダイは大きくて費用がかかるため、結果的には、製造プロセス中に殆ど用いられていない。それゆえ、生産処理量を最大化するためには、時効成形はできるだけ短いサイクルで合金製品に所望される輪郭及び特性を達成できることが好ましい。この目的を達成するには、第３ステップを短縮するか又は完全に省略することが有利である。低温−高温の２ステップ処理において、第１ステップは合金製造者によって行われることにより、時効成形プロセスに必要な時間を最小にすることができる。
【００５８】
発明例合金に関するＳＣＣの考察結果では、第３ステップを短縮するか又は省略した場合でも、上ウイングスキン及びストリンガーに対するＳＣＣの条件を充足させることができることを示している。厚肉製品用途では７０８５合金に３ステップ処理が施されるが、この処理は、上ウイング及び他の高強度用途での本開示合金に対しては一般的に不要であるが、これには幾つかの理由がある。例えば、上ウィング部品に対するＳＣＣの条件は、リブ又はスパーのような厚肉製品用途に対する条件よりは厳しくはない。スパー、具体的には、下部分は引張応力を受けるのに対し、上ウイング部品は主として圧縮応力を受けるからである。引張応力のみがＳＣＣに関係する。また、厚肉製品から機械加工された一体型スパー又はリブは、ＳＴ方向に大きな設計応力を有することもできる。例えば、プレートから作られた一体型スパーのスパーキャップは、母材プレートのＬ−ＳＴ平面内にある。これに対し、上ウィングスキン及びストリンガーの主要設計応力は、大部分がＬ−ＬＴ平面内にあり、ＳＣＣが起こり難い。これらの差異があるため、現在用いられている上ウィング用７０５５合金及び７４４９合金のＳＴ方向における最小限のＳＣＣ条件は１５又は１６ksiであり、これらの合金は高強度Ｔ７９質別で用いられることができるのに対し、スパー、リブその他の厚肉製品は、典型的には、ＳＣＣの最小限条件が夫々２５ksi及び３５ksiである低強度Ｔ７６質別及びＴ７４質別に用いられる。
【００５９】
本開示合金はまた、機械的締結または溶接により接合される複数部品、複数種類の合金からなるスパー又はリブでの使用が想定されている。前述したように、これらの用途でのＳＣＣ条件は、上ウィングスキン及びストリンガーよりも厳しくなるであろう。しかしながら、薄肉品から作られる複数部品のスパーの場合、結晶粒組織は、厚板から機械加工された一体型スパーよりも、ＳＣＣ抵抗に対してはより好ましい配向である。例えばスパーキャップは、Ｌ−ＳＴ面ではなく、母材プレート又は押出品のＳＣＣ抵抗がより大きなＬ−ＬＴ面から機会加工されることができる。Ｌ及びＬＴ方向での最小限のＳＣＣ特性は、低ＳＣＣ抵抗及び高強度の質別であったとしても、典型的には４０ksiよりは大きく、これは、低強度及び高ＳＣＣ抵抗の質別におけるＳＴ方向の２５ksi及び３５ksiよりも大きい。このように、７０８５合金に対してしばしば用いられる第３ステップの時効処理は、本開示合金に対しては、より厳しいＳＣＣ条件が要求されるスパー、リブその他の用途においてさえ短縮又は省略されることができるだろう。第３ステップが短縮又は省略されると、典型的には約１〜約２ksi程度の僅かな強度低下を招くことにはなるが、この強度低下は厚肉製品では実施されることができない高強度質別を用いることによって補うことができる。その場合でも、本開示の組立用、一体型用又は複数部品用の中には、耐食性のさらなる改良のために、或いは破壊靱性のさらなる向上のために、Ｔ７４又はＴ７３のような低強度質別が好ましい場合もある。
【００６０】
複数種類の合金からなるスパー又はリブが溶接によって接合される場合、本開示合金によって行われる時効処理にフレキシビリティがもたらされることは好ましい特性である。溶接は、融接法又は摩擦攪拌溶接などの固体状態法のどちらの場合も、溶接後の時効は典型的には溶接部の強度及び腐食特性を向上させる上で好ましいため、最終合金の調質ではなく、中間の調質において行われる。例えば、本開示合金を、下スパーキャップにより適した強度及び損傷許容特性を有する別の合金に溶接する場合、本開示合金の２ステップ処理又は３ステップ処理のどちらかの処理の中で最初の時効ステップを実施した後に行われることができる。他方の合金は、別の７ＸＸＸ合金か、又は組成がかなり異なる合金、例えば米国特許第4,961,792号に係るアルミニウム−リチウム合金を挙げることができる。この合金は、１ステップ又は２ステップ又は３ステップからなる独自の典型的な時効処理が施される。２種類の合金製品が接合されると、溶接後時効処理は必ず一緒に行われなければならないため、本開示合金に対する時効実施は、接合される合金の時効条件に応じて２ステップ又は３ステップの処理が必要となる場合がある。それゆえ、本願合金が、利用可能な時効ステップの数及び時間に関してフレキシビリティを有することは、溶接された複数種類合金部品に対して有用である。その場合でも、用いられる特定の合金によっては、各合金の典型的な時効処理に対する条件をある程度妥協する必要がある。
【００６１】
溶接によって接合された本開示合金を用いることで複数種類の合金からなる複合部品を製造及び時効する際、本開示合金と同様な組成を有するが、各部品の強度及び靱性についてバランスのとれた所望特性を得るために添加される合金元素量が増減されている７ＸＸＸ合金を用いることで幾分簡素化されることはできる。このような合金に対する典型的な溶接前及び溶接後の時効処理は、組成が異なる合金の場合よりも適合性が大きいため、それらの典型的な処理に対する調節はほとんど必要でない。或いはまた、強度と靱性に所望の差異を設けるのに、本開示合金だけを使用して異なる調質処理を行なうことで達成できる場合がある。例えば、本開示合金のみから作られたスパーについて、上キャップに高強度Ｔ７９質別、スパーウエブに中強度で高靱性のＴ７６質別、下スパーキャップには低強度で靱性が最も高いＴ７３質別を用いることができる。典型的には、Ｔ７６及びＴ７３の時効時間はＴ７９質別よりも長い。複数種類の調質処理が施された溶接スパーの場合、例えばＴ７９の上スパーに対する溶接前時効は第１ステップのみで行われ、Ｔ７６のスパーウェブに対しては第１ステップと第２ステップの一部が行われ、Ｔ７３の下スパーキャップに対しては第１ステップと第２ステップの大部分が行われる。これは、各部品に対して別々に行われることができるし、又は同じ炉からの取出しをずらすことによって行われることができる。一旦溶接されると、接合された部品に対して同じ溶接後時効処理が行われることになる。溶接前及び溶接後の時効処理の選択が適切であれば、各部品に対する典型的な時効処理を妥協することなく行なうことができる。
【実施例１】
【００６２】
本開示合金族の前記実施例と同様な組成を有するインゴットＡ〜Ｄを、商業的大規模のインゴットとして鋳造した。また、７０８５アルミニウム合金の１インゴットを、対照として鋳造した。これらのインゴットは、表面を切削した後、約８７０°〜約９００°Ｆの最終均熱温度で均質化処理を施した。合金Ａと合金Ｂの各々について１インゴットを、厚さ１.０７インチ、幅１３５インチのプレートに熱間圧延した。合金Ａと合金Ｂの各々について別のインゴットを、厚さ１.１０インチ及び幅１１１インチのプレートに熱間圧延した。以下では、前者のプレートをプレート１、後者のプレートをプレート２と称する。合金Ｃと合金Ｄの各々について１インゴットを、プレート２と同じ厚さ及び幅に熱間圧延した。プレート１とプレート２の大きさは、超大型航空機の上ウィングパネルの代表的なサイズである。７０８５対照合金は、プレート１と同じ厚さ及び幅に熱間圧延した。プレートは、約８８０°〜約８９５°Ｆで約７０〜１００分間の溶体化熱処理が行われ、水スプレーによって室温まで焼入れし、約１.５〜約３％の冷延伸が施された。合金Ａ−Ｄ及び７０８５対照のプレートから採取した試料に対し、公知の３ステップ時効処理(例えば、米国特許第6,972,110号に開示されている)を使用し、上ウィング部品に適した高強度Ｔ７９型質別に時効処理した。３ステップ処理は、第１ステップが約２５０°Ｆで約６時間、第２ステップが約３０８°Ｆで約７時間、第３ステップが約２５０°Ｆで約２４時間で構成される。また、７０５５アルミニウム合金の改良型(米国特許第7,097,719号)の試料を、厚さ及び幅が同じか又は同様で、生産ロットが異なるプレートから切り出し、高強度Ｔ７９５１調質と数回の過時効調質処理を施して、強度レベルを低下させて破壊靱性を向上させた。インゴットＡ−Ｄの組成、及び様々な従来合金の組成を表２に示している。７０５５改良型のＴ７９５１調質に対する時効処理は２ステップ処理で、第１ステップが３０２°Ｆで１０時間、第２ステップが６時間である。過時効調質は、第１ステップの時間を約１０時間から、約１９〜約２４時間へ延ばすことで行なった。
【表２】
【００６３】
発明例合金Ａ〜Ｄ並びに７０８５及び改良型７０５５対照について、引張強度、圧縮強度、平面ひずみ(ＫIc)破壊靱性、見掛け平面応力(Ｋapp)破壊靱性及び剥離抵抗特性を測定した。引張試験はASTM規格E8及びB557に基づいて行ない、圧縮試験はASTM規格E9に基づいて行なった。平面ひずみ(ＫIc)破壊靱性試験は、ASTM規格E399に基づいて行なった。平面ひずみ破壊靱性試験の試験片は、厚さはプレートの全厚で、幅Ｗは３インチである。平面応力(Ｋapp)破壊靱性試験は、ASTM規格E561及びB646に基づいて行なった。当業者であれば、Ｋappの数値は、典型的には、試験片の幅が大きくなるにつれて大きくなるということは認識し得るであろう。Ｋappはまた、試験片の厚さ、初期亀裂長さ及び試験クーポンの幾何学的形状にも影響を受ける。それゆえ、Ｋapp値の比較で信頼性があるのは、幾何学的形状、幅、厚さ及び初期亀裂長さが同じ試験片どうしの比較のみである。それゆえ、発明例合金並びに７０８５及び７０５５対照に関する試験は全て、呼び寸法が同じで、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ及び初期疲労予亀裂長さ(2ao)が４インチの中央亀裂入りＭ(Ｔ)試験片を用いて行なった。該試験片は、プレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。ASTM G34に準拠したＥＸＣＯ法を用いた剥離試験もまた行われた。採取した試験片は、板厚中央(Ｔ/２)及び１０分の１厚さ(Ｔ/１０)である。
【００６４】
発明例合金Ａ〜Ｄ及び７０８５名目組成について、測定された特性を表３に示している。合金Ａのプレート１サイズは、７０８５名目組成と比べ、引張降伏強度及び最終引張強度では、Ｌ方向及びＬＴ方向の両方向で約３ksiの増加が認められ、強度は約４％向上した。一方、合金Ｂは、引張降伏強度及び最終引張強度で約５ksiの増加が認められ、約６％向上した。合金Ｃ及び合金Ｄは、さらに高い強度を示した。両合金における引張降伏強度及び最終引張強度の増加は約７ksiであり、約８％の向上である。これらの強度の向上は、航空機製造業者にとって大きな意義を有すると考えられている。優れた剥離抵抗特性を保持しつつ強度の向上を得ることができ、発明例合金の全ての試料はＥＸＣＯランクでＥＡを達成している。
【表３】
【００６５】
図３Ａ、図３Ｂ及び図４は、強度と靱性について、発明例合金Ａ〜Ｄと従来合金との比較を示している。図３Ａ及び図３Ｂは、Ｌ−Ｔ方向における平面ひずみ破壊靱性ＫIcの比較を示しており、これは、発明例合金Ａ〜Ｄ、７０８５材試料対照ロット(表３)、下ウイング用としてより好適な低強度時効処理が施された７０８５材薄肉プレートの別の４ロット(表１)、Ｔ７９５１質別及び過時効調質処理された改良型７０５５材について、Ｌ(圧延)方向の最小引張降伏強度の関数として示しており、上ウイングにおける負荷の主方向に対応する値である。さらに、薄肉プレート形態における他の従来合金の代表的な破壊ＫIC破壊靱性を示している。発明例合金と過時効調質の７０５５材については、材料仕様が現在存在しないため、最小引張降伏強度は、測定値から３ksiを差し引くことによって推定した。本開示合金に対する１つの最小性能ラインは、Ａ−Ａ線で示される。このＡ−Ａ線は、式FT＝−2.3*(TYS)＋229であり、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。
【００６６】
図３Ａは、本開示の薄肉プレート合金製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、３６ksi√インチの最小Ｌ−Ｔ靱性と、７４ksiの最小強度と、前記式FT＝−2.3*(TYS)＋229で表されるＡ−Ａ線である。図３Ａの網掛け領域は、Ｔ７４材の薄肉プレート合金製品に特に適しているが、他の質別合金(例えば、Ｔ６、Ｔ７３、Ｔ７６、Ｔ７９)についても、網掛け領域に含まれる特性を具備させることができる。
【００６７】
図３Ｂもまた、本開示の薄肉プレート合金製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、３０ksi√インチの最小靱性と、７９ksiの最小強度と、前記式FT＝−2.3*(TYS)＋229で表されるＡ−Ａ線である。図３Ｂの網掛け領域は、Ｔ７６材の薄肉プレート合金製品に特に適しているが、他の質別合金(例えば、Ｔ６、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７９)についても、網掛け領域に含まれる特性を具備させることができる。
【００６８】
図４は、Ｌ−Ｔ方向における本開示合金の実施例と、７０８５材の５ロット及び改良型７０５５材との値について、Ｌ引張降伏強度と見かけの平面応力破壊靱性(Ｋapp)の比較を示している。７０８５材の強度と靱性の複合特性は、改良型７０５５材よりも向上していることは明らかである。本開示合金の最小性能の１つは、式FT＝−4.0*(TYS)＋453であるＢ−Ｂ線によって示され、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びASTM規格B557に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、プレートのＬ−Ｔ平面応力破壊靱性(Ｋapp)であり、ＦＴは、アルミニウム合金プレートのＴ/２位置から採取した中央亀裂アルミニウム合金試料について、ASTM規格E561及びB646に準拠して測定したものであり、前記試料は、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチである。
【００６９】
本開示合金と同じ又は同程度の強度レベルを達成するために有意の過時効を行なったときも、７０５５材の破壊靱性はかなり低い。本開示合金のＣｕとＭｇ量は７０８５材と改良型７０５５材との間にあり、ＦｅとＳｉの含有量は同様に低いから、本開示合金で達成可能な強度と靱性の複合特性は、７０８５材と改良型７０５５材との間になることが予想された。しかしながら、驚いたことに、本開示合金の強度と靱性の複合特性は、改良型７０５５材より向上するだけでなく、７０８５材に対しても向上することを示した。このように、本開示合金のこれら実施例は、従来合金よりもすぐれた強度及び靱性の複合特性をもたらすことができる最適な(sweet)組成領域である。Ｋapp値及び相対的向上は、用いられる種類及び寸法の試験クーポンに対応するので、同様な相対的向上は、試験クーポンの他の種類及びサイズにも観察されることが予想される。しかしながら、当該分野の専門家であれば、実際のＫapp値は、前述した他の種類及びサイズの試料では有意の相違があり、その相違の大きさも異なることは認識し得るであろう。
【００７０】
図４はまた、本開示の薄肉プレート合金製品の潜在特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、１００ksi√インチの最小靱性(Ｋapp)、８０ksiの最小引張降伏強度、及び前述の式FT＝−4.0*(TYS)＋453であるＢ−Ｂ線である。図４の網掛け領域は、Ｔ７９材の薄肉プレート合金製品に特に適しているが、他の質別合金(例えば、Ｔ６、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６)についても、網掛け領域に含まれる特性を具備させることができる。本開示の薄肉プレート製品の中には、図４の網掛け領域によって画定される平面応力破壊靱性と引張降伏強度の値を両方とも実現できるだけでなく、図３Ａ及び／又は図３Ｂの網掛け領域によって画定される平面ひずみ破壊靱性と引張降伏強度の値を実現できるものがある。
【実施例２】
【００７１】
実施例１で作製した発明例合金Ａ及び合金Ｂのプレートについて、溶体化熱処理、焼入れ処理及び延伸処理(Ｗ５１質別)した４組の試料について、実施例１で用いられた３ステップ時効のうち最初の２つの時効ステップを施した。続いて、第１組の試料について、実施例１と同じ２４時間時効による第３ステップを行なった。第２組と第３組については、時効時間は第１組よりも短く、６時間と１２時間である。第４組の試料については、第３ステップは行なっていない(０時間)。直径０.１２５インチの引張試料を、圧延直角方向(ＬＴ)と厚さ方向(ＳＴ)に機械加工し、交互浸漬(ＡＩ)応力腐食割れ抵抗性試験及び海岸(seacoast; ＳＣ)曝露試験(海岸環境下の応力腐食割れ抵抗性試験と称されることもある)の両試験を行なった。交互浸漬試験は、ASTM規格G44, G47及び／又はG49に従って行なった。より具体的に説明すると、３.５％NaCl水溶液に１０分間浸漬した後、５０分間空気乾燥するサイクルに曝露し、その間、所定の応力レベルを達成するのに必要な一定応力の応力が加えられた。海岸曝露試験は、アルコアのロードアイランド、Pt.Judith海岸曝露サイトにて、以下に記載のとおり実施した。
【００７２】
ＳＴ方向については、第３ステップ時効時間は、０時間、１２時間及び２４時間の３種類、応力レベルは、１６ksi及び２０ksiの２種類の中から選択した。第１の応力レベルは、現在の上ウイング合金である７０５５材及び７４９９材のＳＴ方向における最小条件を表している。第２の応力レベルは、２５％高い応力レベルに対応する。７ＸＸＸ合金のＳＴ方向におけるＡＩ試験の曝露日数は、典型的には２０又は３０日間であるか、又は破損が起こるまでである。これらの試験において、ＡＩ試験の最大曝露日数は、異なる時効処理の性能をより良く評価するために、１５０日まで延長した。海岸曝露では、最大曝露時間は４７７日であった。応力腐食割れ(ＳＣＣ)試験の結果を表４に示している。
【表４】
【００７３】
合金Ａの結果では、第３ステップの時効時間が０時間(第３ステップなし)、１２時間及び２４時間のパネル２は、第３時効ステップの有無に関係なく、また第３時効ステップの時効時間が短い場合も長い場合も、本開示合金のＳＣＣ抵抗性に有意な違いはなかった。全ての場合において、７ＸＸＸ合金のＡＩ ＳＣＣでは、標準曝露日数破損までの日数は、現在の上ウイング合金の最小条件である１６ksi及びそれより２０％高い応力レベルの２０ksiの両方で２０日又は３０日の標準曝露時間を超えた。破損までの日数は、時効時間が異なる３種類について同じであった。第３ステップの３種類の時効時間のＳＣＣ抵抗は海岸曝露でも同じであった。合金Ａ、パネル１と、発明例合金Ｂ、パネル２について、第３ステップの時効時間１２時間だけで評価した。パネル１は、パネル２よりも薄肉・幅広であるので、異なる粒度・軸比をもつことが予想され、ＳＣＣ抵抗についても異なることが予想される。合金Ａ、パネル１の試験結果はパネル２よりも僅かに良好であった。合金Ｂ、パネル２の結果は、合金Ａ、パネル２と同等以上であった。
【００７４】
ＳＣＣ試験はＬＴ方向でも行なった。ＬＴ方向について、曝露を３０日、４７日及び９０日後に中断し、試料をASTM G139に準拠した破壊荷重試験を行なった。曝露した試料の残存強度率(％)と曝露していない試料の引張強度との比較を求めた。ＬＴ方向の応力レベルは、４２ksi及び６３ksiであり、夫々、本開示合金のＬＴ降伏強度の約５０％及び７５％に相当する。この試験はより短時間でより多くの定量情報を得るための手段であり、ＳＣＣ抵抗がより大きいＬＴ方向に有用である。ＬＴ方向は、ＳＣＣ抵抗性がより小さなＳＴ方向よりも、試料の破損時間がより長いため、分散(scatter)がより大きくなるためである。第１の実験では、発明例合金Ａ及びＢについて、４７日の曝露期間の後、０時間、６時間及び１２時間の第３ステップの時効処理を施して、破壊荷重試験を行なった。第２の実験では、発明例合金Ａ及び７０５５-Ｔ７９51対照について、ＡＩでの３０日及び４７日の曝露期間の後及び９０日の海岸曝露の後、各合金に対してＬＴ降伏強度の５０％及び７５％に相当する応力レベルで破壊荷重試験を行なった。両方の実験では、応力を印加しない試料も含まれている。応力を印加した試料と応力を印加していない試料を含めることにより、全面腐食及び孔食で生じる強度損失とＳＣＣで生じる損失は分離されることができる。
【００７５】
第１実験の結果は図３に示されており、プロットされている各データポイントは５試料の結果を平均したものである。残存強度率(percentage retained strength)は、曝露試料の強度と非曝露試料の強度の比を百分率で表したものである。試験結果では、第３時効ステップを省略したとき、全面腐食抵抗(応力印加なし)又はＳＣＣ抵抗(応力印加)に損失はなかった。第３ステップを行わない試料は、６時間又は１２時間の第３ステップを行なった試料よりも残存強度は大きかった。時効時間に関しては、合金Ｂが合金Ａよりも優れていた。第２の実験の結果は図４に示されており、プロットされている各データポイントは５試料の結果を平均したものである。図６は、本開示合金と従来合金７０５５についてＬＴ方向における残存強度率の比較を示すグラフであり、各合金は、３.５％NaCl溶液で３０日及び４７日間の曝露の後及び９０日間の海岸曝露の後、各合金の降伏強度の５０％及び７５％の応力レベルで１２時間の第２ステップの時効処理したものである。３種類の曝露について、発明例合金Ａは７０５５合金と比べて、応力印加していないものも応力印加したものも、２種類の応力レベルでの残存強度率は大きかった。
【００７６】
腐食試験結果では、２ステップと３ステップの時効処理は両方とも、本開示合金の耐食性能は上ウイング用途の許容レベルであることを示している。２ステップ処理の不利な点は、表４に示されるように、発明例合金Ａの強度が僅かに低いことである。第３ステップの時効時間２４時間の場合と比べると、第３ステップなしの降伏強度約は1ksi大きかった。前述したように、本開示合金の時効処理の適応性(flexibility)は有利な特性である。２ステップ処理の典型的が用途は、上ウイングスキン及びストリンガー等であり、時効は、航空機の製造業者又は請負業者による時効成形プロセス中に部分的又は完全に行われ、最大の生産処理量を達成するためには時効成形サイクルはできるだけ短いことが好ましい。この点について、２ステップ処理を行なった本開示合金の場合、合計均熱時間は１３時間であり、現在の上ウイング用合金に対する改善をもたらす。第１ステップが材料メーカーで行われ、第２ステップだけが時効成形プロセスで行われる場合、時効成形条件によっては、この時間を約７時間までさらに短縮することができる。
【００７７】
３ステップ処理が適用されるのは、組立式構造の上ウイングスパー又はスパーウエブ等の用途として、材料メーカーにより、材料が完全時効状態で供給されるときである。Ｔ７６質別又はＴ７４質別等の低強度質別品は、２ステップ処理又は３ステップ処理のどちらかのステップを使用し、合金製品の結晶粒配向に関する設計応力の要件及び方向によっては、これら用途に適用することもできる。本開示合金がマルチ合金部材の一部として他の合金製品に溶接され、溶接後時効されるとき、本開示合金が接合されるべき合金の時効処理条件によっては、２ステップ処理又は３ステップ処理を用いられることができる。本開示合金によってもたらされる適応性は、補強材料を取り付けるのに用いられる接着剤の硬化サイクルと本開示合金の時効とを組み合わせるのにも有用である。
【実施例３】
【００７８】
実施例１で溶体化熱処理、焼入れ処理及び延伸処理(Ｗ５１質別)して作製した合金Ａプレートを機械加工し、厚さ０.５インチ、幅６インチ、長さ３５インチでのパネルを作製した。２０９９材の押出試料は、Ｔ３５１１質別であり、機械加工で同じ寸法のものを作製した。両方とも。長さ寸法は圧延方向であり、２０９９材はアルミニウム協会に登録された商業的に入手可能なアルミニウム−リチウム合金であり、組成は、Ｃｕ：２.４−３.０重量％、Ｍｇ：０.１−０.５重量％、Ｚｎ：０.４−１.０重量％、Ｍｎ：０.１−０.５重量％、Ｚｒ：０.０５−０.１２％、Ｌｉ：１.６−２.０重量％、残部Ａｌ及び随伴不純物である。発明例合金Ａ及び２０９９材のパネルは、摩擦撹拌溶接により、溶接ラインがパネルの長さに沿うように接合される。本開示合金と２０９９材の複合化は組成が大きく異なる組合せであり、例えば、マルチ合金のスパー又はリブに用いられることができる。スパーの場合、本開示合金は、高圧縮強度が必要とされる上側キャブ及びウエブに用いられることができ、２０９９材は、高い疲労亀裂進展抵抗性が有利な下側スパーキャップに用いられることができる。同様に、リブでは、本開示合金は高強度が重要な脚に用いられることができ、２０９９材は高合成及び低密度が有利なスパーウエブに用いられることができる。
【００７９】
合金Ａ及び２０９９材のパネルは、摩擦撹拌溶接作業を行う前に、別々に時効処理される。合金Ａの溶接前時効処理は第１ステップが２５０°Ｆで６時間であり、２０９９材の溶接前時効処理は、第１ステップと第２ステップが本開示合金の場合とは異なる時間及び／又は温度である。接合されたパネルの溶接後時効処理は、必然的に同じであり、第１ステップが２５０°Ｆで６時間であり、第２ステップが３０５°Ｆで１８時間である。溶接後時効は、溶接された部位の強度と耐食特性を向上させるのに好ましい。溶接特性、特に強度と耐食特性を向上させるためには、溶接後時効はできるだけ多く行なうべきである。しかしながら、異なる合金の場合、各合金の時効条件が別々であり、各合金に所望される最終質別は異なるため、時効処理は制限される。各合金の溶接前時効処理及びマルチ合金パネルの溶接後時効処理は、本開示合金ではＴ７６型質別をターゲットとするように、２０９９材ではＴ８３型質別をターゲットとするようにに注意深く選択される。それでも、両合金の時効処理はある程度の妥協(compromise)が必要であるが、本開示合金の場合、良好な特性を得るために利用可能な時効ステップの数及び時間に関する適応性が大きいため、この点で有利である。
【００８０】
溶接後時効の後、母材金属(溶接部及び熱影響部の外側)、熱影響部(ＨＡＺ)及び溶接部について、引張強度、圧縮強度、引張弾性係数、圧縮弾性係数及び破壊靱性を含む機械的特性を測定した。各部位の程度及びその内部の試料の位置は、溶接部の横断面をビッカースの微小硬度(ＶＨＮ)値及び光学顕微鏡写真を用いて測定した。試験は、ASTM試験方法に準拠して行なった。引張試験はASTM規格のE8及びB557、圧縮試験はE9、引張及び圧縮弾性係数試験はE111、平面ひずみ破壊靱性はE399に準拠して行なった。引張特性はＬ方向及びＬＴ方向を測定した。圧縮強度及び弾性係数の測定はＬ方向だけである。平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向であり、幅２インチで、全パネル厚さである。破壊試料は、機械加工溝(亀裂進展の予想平面を表す)が対象部位に合致するように、パネルから切除した。溶接部及びＨＡＺ部から２つの試料を採取し、一方の試料の機械加工ノッチ方向は、溶接工程で摩擦撹拌溶接ツールが移動した方向と同じ方向であり、別の試料の機械加工ノッチ方向は、摩擦撹拌溶接ツールの移動方向と反対方向である。これらの試験結果を表５に示している。
【表５】
【００８１】
溶接前時効処理(合金毎に異なる)及び溶接後時効処理(全ての合金に対して同じ)が施された各合金の母材金属は、各合金に対する時効処理条件に妥協をした場合でも、標的とされる質別で要求される強度及び靱性を達成した。なお、ＨＡＺ及び溶接部は、一般的な溶接部と同様、これら特性は低かった。溶接部位は、摩擦撹拌溶接が行われている間、本質的に溶体化熱処理されるので、この部位の人工時効は溶接後時効処理中にだけ起こる。同じように、ＨＡＺは溶接が行われている間に加熱されるが、温度は溶体化熱処理温度よりも低いので、合金元素を完全に溶体化させるには不十分である。このため、溶接後時効処理中、ＨＡＺの時効作用は制限を受けるので、その強度及び破壊靱性は損なわれる。これらの要因があるにも拘わらず、溶接効率(溶接部の強度と母材金属の強度の比)はかなり良好であった。溶接部とＨＡＺが含まれる試料を、溶接ラインと直交する方向に溶接効率を測定したところ、２０９９材のＬＴ方向の母材金属強度と比べて、引張降伏強度(ＴＹＳ)は７１％、最大引張強度は８１％であった。
【００８２】
溶接部とＨＡＺにおける破壊靱性も満足すべきものであった。溶接部の破壊靱性は、合金Ａの母材金属と同等であったが、ＨＡＺでの破壊靱性は、合金Ａと２０９９材の両方とも、溶接部側の方が母材側よりも低かったが、それでも、殆どの航空機構造の条件を充足するのに十分であった。
【００８３】
溶接後時効の後、接合されたパネルに対して、応力腐食割れ(ＳＣＣ)試験及び剥離試験を行なった。ＳＣＣ試験では、厚さ０.２３５インチの板状引張試験片を、板厚中央位置で、溶接部及びＨＡＺを直交して横切るように機械加工した。これらの試験片について、２６ksi及び３５ksiの２種類の応力レベルで、ASTM規格G44, G47及び／又はG49に準拠した交互浸漬試験を行なった。２５０日間の曝露日数を経過しても破損は起こらなかった。剥離試験では、溶接部、ＨＡＺ及び母材金属を含む全パネル厚の２種類の矩形試料について、ASTM規格G34に準拠したＥＸＣＯ試験方法を用いて試験を行なった。この試験法は、本開示合金のような７ＸＸＸ合金に対しては、適度に加速された試験法である。全パネル厚の第２組の試料について、ASTM規格G85に準拠した乾式ボトムMASTMAASISを用いて試験を行なった。この試験方法は、２０９９材に対しては適当に加速された試験法である。合金Ａ及び２０９９材の母材金属は両方とも、剥離腐食性の等級はＥＡであった。この等級は、良好な耐食性を有することを示しており、各合金が目標とする質別品の代表的な性能と一致する。両合金が混合された溶接部では、ＥＸＣＯ試験方法の等級はＥＢであり、これも十分良好な剥離耐食性を示している。溶接部については、溶接後時効処理が施されるのみであるので、この部位の耐食性能は幾分低下すると考えられる。２０９９材のＨＡＺはMASTMAASISでの等級はＰであったが、合金ＡのＨＡＺは部分腐食があり、ＥＸＣＯの等級はＥＤであった。この耐食性は、スパーやリブ等の航空機の内部構造には不合格であるかもしれないが、摩擦撹拌溶接のパラメータを最適化したり、溶接中に冷却手段を用いてＨＡＺへの熱入力を低減することによって改善されることはできるであろう。この部位は、腐食防止手段を用いることによって使用中に保護されることもできる。例えば、陽極酸化処理及び内部構造の腐食防止用として既に一般的に用いられている腐食防止塗料を適用する前に、本開示合金よりもアノード性のアルミニウム合金を、溶射又はその他方法により溶接ラインに沿って施すことができる。合金Ａと２０９９材との腐食電位の差によって起こる電解腐食は、合金の局部腐食の原因となることがある。この場合、本開示合金と同様な組成で成分を増減した合金を用いると、組成が大きく異なる２種類の合金よりも腐食電位の差が小さくなるであろう。また、異なる質別に本開示合金を単独使用することも、ＨＡＺの耐食性向上に有効である。
【実施例４】
【００８４】
２つのインゴットを商業的規模の大きなインゴットとして鋳造した。インゴットの組成は、本開示のものと同じである。第１インゴットは合金Ｅであり、第２インゴットは合金Ｆである。また、アルミニウム協会７０８５合金を４インゴット、アルミニウム協会７０５０合金６インゴットを対照として鋳造した。合金Ｅ及び合金Ｆのインゴット、７０５０対照及び７０８５対照のインゴットの組成、並びにアルミニウム協会に規定された７０８５及び７０５０合金の組成範囲を表６に記載している。
【表６】
【００８５】
インゴットは表面を削り取った後、約８７０°〜９１０°Ｆの最終均熱温度で均質化処理を施した。合金Ｅのインゴットは、厚さ３.１２５インチのプレートに熱間圧延され、合金Ｆのインゴットは、厚さ４.０インチのプレートに熱間圧延された。これらの寸法は、一体化された機械加工部品に用いられる航空宇宙用プレートの代表例である。７０８５対照インゴットのロット１−３は、厚さ約４インチのプレートに熱間圧延される。７０８５対照インゴットのロット４は厚さ約３インチのプレートに熱間圧延される。３つの７０５０対照インゴットは厚さ約４インチのプレートに熱間圧延される。別の７０５０対照インゴットは厚さ約３インチのプレートに熱間圧延される。全てのインゴットは、ＬＴ方向に１５％未満の交差圧延が施された。全てのプレートは、約８８０°Ｆ〜９００°Ｆの温度で約２〜４時間の溶体化熱処理が行われ、水スプレーによって室温まで焼入れし、約１．５〜３％の冷延伸が施された。
【００８６】
合金Ｅプレート及び合金Ｆプレートから試料を得た。これらの試料は、従来の３ステップ処理を用いてＴ７４型質別(一体化された機械加工部品に適している)に時効処理された。この３ステップ処理は、第１ステップが２５０°Ｆで約６時間、第２ステップが３１０°Ｆで１５〜２０時間、第３ステップが２５０°Ｆで約２４時間である。合金Ｅ及び合金Ｆの試料の一部は、第２ステップの時効処理を１５時間行なった(試料１)。合金Ｆの他の試料は、第２ステップの時効処理を１８時間行なった(試料２)。合金Ｅの他の試料は、第２ステップの時効処理を２０時間行なった(試料２)。７０８５材の４インチ対照ロットについても、従来の３ステップ時効処理を用いて、Ｔ７４質別まで時効処理した。７０８５対照ロットのロット４(３インチプレート)の試料１は、従来の３ステップ式時効処理を用いて、Ｔ７６質別まで時効処理した。７０８５対照ロットのロット４(３インチプレート)の試料２は、従来の３ステップ時効処理を用いて、Ｔ７４質別まで時効処理した。７０５０対照ロットは、従来の２ステップ時効処理を用いて、Ｔ７４質別まで時効処理した。
【００８７】
合金Ｅ、合金Ｆ、７０８５対照ロット及び７０５０対照ロットの試料について、引張特性及び平面ひずみ(ＫIc)の破壊靱性を測定した。引張試験は、ASTM規格E8及びB557に従って行なった。平面ひずみ(ＫIc)の破壊靱性試験は、ASTM規格E399に従って行なった。合金Ｅの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向で厚さ２インチ、幅Ｗが４インチであり、Ｓ−Ｌ方向で厚さ１インチ、幅Ｗが２インチである。合金Ｆの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向及びＳ−Ｌ方向の両方とも厚さ１インチ、幅Ｗが２インチである。合金Ｅ及びＦの破壊靱性試料は、プレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。４インチ対照７０８５プレートの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向で厚さ２インチ、幅Ｗが４インチであり、Ｓ−Ｌ方向で厚さ1.５インチ、幅Ｗが３インチである。３インチ対照７０８５プレートの平面ひずみ破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向で厚さ１.７５インチ、幅Ｗが５インチであり、Ｓ−Ｌ方向で厚さ１.２５インチ、幅Ｗが２.５インチである。４インチ対照７０８５プレートの破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向でプレートの４分の１厚さ(Ｔ/４)、Ｓ−Ｌ方向でプレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。３インチ対照７０８５プレートの破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向及びＳ−Ｌ方向の両方でプレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。対照７０５０プレートのＴ−Ｌ方向の平面ひずみ破壊靱性試料は、厚さ２インチ、幅Ｗが４インチである。３インチ対照７０５０プレートのＳ−Ｌ方向の平面ひずみ破壊靱性試料は、厚さ１インチ、幅Ｗが２インチである。４インチ厚対照７０５０プレートのＳ−Ｌ方向の平面ひずみ破壊靱性試料は、厚さ1.５インチ、幅Ｗが３インチである。対照７０５０プレートの破壊靱性試料は、Ｔ−Ｌ方向及びＳ−Ｌ方向の両方ともプレートの板厚中央(Ｔ/２)に中心がある。合金Ｆについて、ASTM規格G34に準拠したＥＸＣＯ法を用いた剥離試験を行なった。採取した試験片は、２分の１厚さ(Ｔ/２)、４分の１厚さ(Ｔ/４)及び１０分の１厚さ(Ｔ/１０)である。
【００８８】
合金Ｅ、合金Ｆ、７０８５対照ロット及び７０５０対照ロットは表７に示されている。約３インチのプレート厚さでは、合金Ｅは７０５０対照ロットと比べて、ＬＴ方向で、引張降伏強度で約９〜１２ksi、最終引張強度で約６〜８ksiの増加が認められた。同様に、合金Ｅは７０５０対照ロットと比べて、ＳＴ方向で、引張降伏強度で約８〜１０ksi、最終引張強度で約６〜８ksiの増加が認められた。約４インチのプレート厚さでは、合金Ｆは７０５０対照ロットと比べて、ＬＴ方向で、引張降伏強度で約７〜９ksi、最終引張強度で約３〜４ksiの増加が認められた。同様に、合金Ｆは７０５０対照ロットと比べて、ＳＴ方向で、引張降伏強度で約５〜７ksi、最終引張強度で約４〜５ksiの増加が認められた。合金Ｆは、Ｔ７４質別の７０８５対照ロットと比べて、ＬＴ方向及びＳＴ方向の両方とも引張降伏強度及び最終引張強度が約２〜５ksi向上した。これらの強度の向上は、航空機製造業者により、意義深いものと考えられている。
【表７】
【００８９】
合金Ｅ及び厚さ約３インチの様々な従来合金の特性を図７に示している。より具体的には、図７は、ＬＴ(long transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＴ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約３インチ)及び３インチの７０８５ロットのデータとの比較を示している。合金Ｅは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｅはまた、７０８５合金と同等の強度対靱性関係を有しているが、以下に記載するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験に合格することはできない。換言すれば、合金Ｅは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＬＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＬＴ強度、Ｔ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｅの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９０】
図７は、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２２ksi√インチの最小靱性と、７２ksiの最小強度と、式FT_TL＝−1.0*(TYS_LT)＋98で表されるＣ−Ｃ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定されたプレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図７の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約２.０乃至２.５インチから約３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９１】
合金Ｆと厚さ４インチの様々な従来合金の特性を図８に示している。より具体的には、図８は、ＬＴ(long transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＴ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｆ(厚さ４.０インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約４インチ)及び４インチの７０８５対照ロットのデータとの比較を示している。合金Ｆは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｆはまた、７０８５合金と同等の強度対靱性関係を有しているが、以下に記載するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験に合格することはできない。換言すれば、合金Ｆは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＬＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＬＴ強度、Ｔ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｆの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９２】
図８は、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２１ksi√インチの最小靱性と、７１ksiの最小強度と、式FT_TL＝−1.0*(TYS_LT)＋98で表されるＤ−Ｄ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定されたプレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図８の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約３.０乃至３.１２５インチ又は３.２５インチから約３.５インチ、３.７５インチ又は４インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９３】
合金Ｅと厚さ約３インチの様々な従来合金の特性を図９に示している。より具体的には、図８は、ＳＴ(short transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＳ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｅ(厚さ３.１２５インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約３インチ)及び３インチの７０８５対照ロットのデータとの比較を示している。合金Ｅは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｅは、７０８５対照ロットと同等の強度対靱性関係を有しているが、後記するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験をパスすることはできない。換言すれば、合金Ｅは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＳＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＳＴ強度、Ｓ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｅの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９４】
図９はまた、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２２ksi√インチの最小靱性と、６９ksiの最小強度と、式FT_SL＝−1.1*(TYS_ST)＋99で表されるＥ−Ｅ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定されたプレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図９の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約２.０乃至２.５インチから約３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９５】
合金Ｆと厚さ４インチの様々な従来合金の特性を図１０に示している。より具体的には、図１０は、ＳＴ(short transverse)方向の引張降伏強度の関数としてＳ−Ｌ方向における平面ひずみ破壊靱性(ＫIc)と、合金Ｆ(厚さ４.０インチ)、７０５０対照ロット(厚さ約４インチ)及び４インチの７０８５対照ロットのデータとの比較を示している。合金Ｆは、７０５０対照ロットと同等の靱性を有し、有意に高い引張強度を具えている。合金Ｆはまた、７０８５合金と同等の強度対靱性関係を有しているが、以下に記載するように、７０８５合金では、海岸環境ＳＣＣ試験をパスすることはできない。換言すれば、合金Ｆは、同じように作製された同サイズの７０８５合金と同等以上の応力腐食抵抗性を具えつつ、該７０８５合金よりも高いＳＴ強度を具えている。このように、前述の厚さ範囲におけるＳＴ強度、Ｓ−Ｌ靱性及び耐食性に関する合金Ｆの複合特性は、これまで達成されなかったものである。
【００９６】
図１０はまた、本開示の合金プレート製品の潜在的特性を強調表示した網掛け領域を含んでいる。網掛け領域の境界線は、２０ksi√インチの最小靱性と、６６ksiの最小強度と、式FT_SL＝−1.1*(TYS_ST)＋99で表されるＦ−Ｆ線である。前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定されたプレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)である。図１０の網掛け領域は、Ｔ７３、Ｔ７４、Ｔ７６又はＴ７９質別の厚さ約２.０乃至２.５インチから約３.０インチ、３.１２５インチ又は３.２５インチのプレート合金製品に特に適している。
【００９７】
両方の時効条件における合金Ｆについて、ASTM規格G34に準拠した剥離腐食抵抗性(ＥＸＣＯ)試験を用いて試験を行なった。合金ＦのＥＸＣＯランクは“ＥＡ”であり、これは７ＸＸＸ合金の良好な剥離腐食抵抗性と一致する。同様な結果は、合金ＥをＥＸＣＯ試験した場合にも得られた。このように、合金Ｆの全ての試験片はＥＸＣＯランクがＥＡであり、本開示合金は、優れた剥離抵抗特性を保有しつつ、強度の向上を達成する。
【００９８】
合金Ｅ、合金Ｆ及び７０８５合金について２種類の応力腐食割れ試験を行なった。第１の試験は、交互浸漬(ＡＩ)の加速された応力腐食割れ(ＳＣＣ)試験であり、合金Ｅ及び合金Ｆの試料１及び試料２、７０８５合金対照プレートについて行なった。試験片は、ＳＴ方向のＴ/２位置から採取し、試験は、ASTM規格G44、G47及び／又はG49に従って行なった。ＡＩ ＳＣＣ試験結果を表８(４インチ)及び表９(３インチ)に示している。
【表８】
【表９】
【００９９】
合金Ｅ及び合金Ｆは、４０ksi及び５０ksiの応力レベル(Ｔ７４質別としての最小条件よりも夫々、５ksi及び１５ksi高い)での性能は満足すべきものであった。
【０１００】
合金Ｅの試料１及び試料２についてＳＴ方向のＴ/２位置から試験片を採取し、海岸環境ＳＣＣ試験を行なった。７０８５合金についても海岸環境試験を行なった。海岸環境ＳＣＣ試験の試験片は、一定ひずみフィクスチャー(加速された実験室ＳＣＣ試験で用いられるものと同様)の中で試験が行われた。海岸ＳＣＣ試験条件は、試料をラックを介して海岸環境に連続的に曝露することを含んでおり、試料は地面から約１.５ｍの位置で、水平から４５°向いていおり、試料の面は卓越風(prevailing wind)に面している。試料は、海岸線から約１００ｍの位置である。一実施例において、海岸線は岩場であり、卓越風が試料に向かうようにして、塩水ミストにアグレッシブに曝露されるようにした(Alcoa Inc.のUSA, Rohde Island, Pt.Judithの海岸曝露ステーションと同様な場所にて)。合金Ｅ及び７０８５合金の海岸ＳＣＣ試験結果は表１０に示されている。
【表１０】
【０１０１】
合金Ｅの多くの試料は、４０ksi及び５０ksiで２６２日間曝露しても破損(試験片が２つに分離した時又は割れが裸眼で観察された時)は起こらなかった。合金ＥのＬＴ強度は、試料１が７４.７ksi、試料２が７７.６ksiであった。これに対し、同様な厚さの７０８５合金のＬＴ強度は６８.６ksi及び６９.４ksiしかなく、前者は５試料に破損はなかったが、後者は５試料中２試料が破損した。７０８５合金の場合、厚さ３インチでＬＴ強度レベルが７２ksiになるように処理すると、海岸環境ＳＣＣ試験(３５ksiでＳＴ方向)は常に不合格となるが、合金Ｅ(本開示によって規定される他の合金)は、同じ強度及びＳＣＣ応力レベルでの海岸環境ＳＣＣ試験は常に合格する。
【０１０２】
このように、本開示合金は、前記厚さ範囲において、強度、靱性及び耐食性について今まで実現されていない複合特性を達成することができる。一実施例において、Ｔ７４質別のアルミニウム合金製品が提供される。アルミニウム合金製品は、第１プレート、第２プレート及び／又は第３プレートから作られる。第１プレートが用いられるとき、第１プレートの厚さは約２.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第２プレートが用いられるとき、第２プレートの厚さは２.００インチ超３.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第３プレートが用いられるとき、第３プレートの厚さは３.００インチ超４.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。アルミニウム合金製品は、他の成分(例えば、前述した組成レベルの他の成分)を含むことができる。また、これらのどの実施例についても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分からなり(アルミニウムを除く)、残部アルミニウム及び随伴元素及び不純物である。
【０１０３】
この実施例において、どの第１プレートも、強度対靱性は、式FT≧−2.3*(TYS)＋229で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第１プレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、ASTM規格E399に基づいて測定された第１プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第１プレートのＴＹＳは７４ksi以上、第１プレートのＦＴは３６ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７５ksi以上、例えば約７６ksi以上又は約７７ksi以上又は約７８ksi以上又は約７９ksi以上又は約８０ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約４０ksi√インチ以上、例えば約４２ksi√インチ以上又は約４４ksi√インチ以上又は約４６ksi√インチ以上又は約４８ksi√インチ以上又は約５０ksi√インチ以上である。
【０１０４】
この実施例において、どの第２プレートも、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第２プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７２ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＴＬは２４.５ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７３ksi以上、例えば約７４ksi以上又は約７５ksi以上又は約７６ksi以上又は約７７ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２５ksi√インチ以上、例えば約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上である。
【０１０５】
この実施例において、どの第２プレートも、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定された第２プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＳＴは６９ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２５ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約６９.５ksi以上、例えば約７０ksi以上又は約７０.５ksi以上又は約７１ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２６ksi√インチ以上、例えば約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上又は約２９ksi√インチ以上又は約３０ksi√インチ以上又は約３１ksi√インチ以上である。
【０１０６】
この実施例において、どの第３プレートも、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びASTM B557に基づいて測定された第３プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７１ksi以上、第３プレートのＦＴ＿ＴＬは２３ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７１.５ksi以上、例えば約７２ksi以上又は約７２.５ksi以上又は約７３ksi以上又は約７３.５ksi以上又は約７４ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２４ksi√インチ以上、例えば約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上又は約２９ksi√インチ以上である。
【０１０７】
この実施例において、どの第３プレートも、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第３プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＳＴは６６ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２３ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約６６.５ksi以上、例えば約６７ksi以上又は約６７.５ksi以上又は約６８ksi以上又は約６８.５ksi以上又は約６９ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２４ksi√インチ以上、例えば約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上である。
【０１０８】
この実施例において、第１プレート、第２プレート又は第３プレートのどのプレートも１又は複数の応力腐食割れ試験を常に合格する。特定の実施例において、Ｔ７４質別の規定に基づくと、プレートは、ＳＴ方向３５ksi以上又はＳＴ方向約４０ksi以上又はＳＴ方向約４５ksi以上で１８０日間の海岸環境応力腐食割れ(ＳＣＣ)抵抗性試験(後述する)に常に合格である。幾つかの実施例において、プレートは、前記応力レベルにおける海岸環境ＳＣＣ試験に合格し、２３０日以上又は２８０日以上又は３３０日以上又は３６５日以上である。特定の実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験(ASTM規格G44, G47及び／又はG49に基づく)の３０日間以上に常に合格する。幾つかの実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験結果は、４０日以上又は６０日以上又は８０日以上又は１００日以上である。従来の７ＸＸＸ系合金のＴ７４質別では、(i)所定厚さ範囲における前記強度、(ii)所定厚さ範囲における前記靱性、(iii)所定厚さ範囲における前記強度対靱性関係、及び(iv)所定厚さ範囲における前記ＳＣＣ試験の一方又は両方に常に合格すること、の全部を達成することはできない。
【０１０９】
他の実施例において、Ｔ７６質別のアルミニウム合金製品が提供される。アルミニウム合金製品は、第１プレート、第２プレート及び／又は第３プレートから作られる。第１プレートが用いられるとき、第１プレートの厚さは約２.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第２プレートが用いられるとき、第２プレートの厚さは２.００インチ超３.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。第３プレートが用いられるとき、第３プレートの厚さは３.００インチ超４.００インチ以下であり、前述したように、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成、又は図２Ｅ及び２Ｆの発明例１又は２の何れかの合金組成を有する。アルミニウム合金製品は、他の成分(例えば、前述した組成レベルの他の成分)を含むことができる。また、これらのどの実施例についても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分からなり(アルミニウムを除く)、残部アルミニウム及び随伴元素及び不純物である。
【０１１０】
この実施例において、全ての第１プレートは、強度と靱性の関係が、式FT≧−2.3*(TYS)＋229を充足し、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第１プレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、ASTM規格E399に基づいて測定された第１プレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第１プレートのＴＹＳは７９ksi以上、第１プレートのＦＴは３０ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約８０ksi以上、例えば約８１ksi以上又は約８２ksi以上又は約８３ksi以上又は約８４ksi以上又は約８５ksi以上又は約８６ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約３２ksi√インチ以上、例えば約３４ksi√インチ以上又は約３６ksi√インチ以上又は約３８ksi√インチ以上又は約４０ksi√インチ以上又は約４２ksi√インチ以上である。
【０１１１】
この実施例において、全ての第２プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第２プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７６ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＴＬは２２ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７７ksi以上、例えば約７８ksi以上又は約７９ksi以上又は約８０ksi以上又は約８１ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２２.５ksi√インチ以上、例えば約２３ksi√インチ以上又は約２３.５ksi√インチ以上又は約２４ksi√インチ以上又は約２４.５ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上である。
【０１１２】
この実施例において、全ての第２プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第２プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第２プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第２プレートのＴＹＳ＿ＳＴは７１ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２２ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７１.５ksi以上、例えば約７２ksi以上又は約７２.５ksi以上又は約７３ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２３ksi√インチ以上、例えば約２４ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上又は約２８ksi√インチ以上である。
【０１１３】
この実施例において、全ての第３プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_TL≧−1.0*(TYS_LT)＋98を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＬＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第３プレートのＬＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＴＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＬＴは７５ksi以上、第３プレートのＦＴ＿ＴＬは２１ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７５.５ksi以上、例えば約７６ksi以上又は約７６.５ksi以上又は約７７ksi以上又は約７７.５ksi以上又は約７８ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２２ksi√インチ以上、例えば約２３ksi√インチ以上又は約２４ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上又は約２６ksi√インチ以上又は約２７ksi√インチ以上である。
【０１１４】
この実施例において、全ての第３プレートは、強度と靱性の関係が、式FT_SL≧−1.1*(TYS_ST)＋99を充足し、前記式中、ＴＹＳ＿ＳＴは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定された第３プレートのＳＴ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴ＿ＳＬは、ASTM規格E399に基づいて測定された第３プレートのＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、第３プレートのＴＹＳ＿ＳＴは７０ksi以上、第２プレートのＦＴ＿ＳＬは２０ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの引張降伏強度が約７０.５ksi以上、例えば約７１ksi以上又は約７１.５ksi以上又は約７２ksi以上又は約７２.５ksi以上又は約７３ksi以上である。これら実施例の幾つかは、プレートの靱性が約２１ksi√インチ以上、例えば約２２ksi√インチ以上又は約２３ksi√インチ以上又は約２４ksi√インチ以上又は約２５ksi√インチ以上である。
【０１１５】
この実施例において、第１プレート、第２プレート又は第３プレートのどのプレートも１又は複数の応力腐食割れ試験に常に合格する。特定の実施例において、Ｔ７６質別の規定に基づくと、プレートは、ＳＴ方向約２５ksi以上(例えば２５ksi〜３４ksi)で１８０日間の海岸環境応力腐食割れ(ＳＣＣ)抵抗性試験(後述する)に常に合格である。幾つかの実施例において、プレートは、前記応力レベルにおける海岸環境ＳＣＣ試験に合格し、２３０日以上又は２８０日以上又は３３０日以上又は３６５日以上である。特定の実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験(ASTM規格G44, G47及び／又はG49に基づく)の３０日間以上に常に合格する。幾つかの実施例において、プレートの交互浸漬ＳＣＣ試験結果は、４０日以上又は６０日以上又は８０日以上又は１００日以上である。従来の７ＸＸＸ系合金のＴ７４質別では、(i)所定厚さ範囲における前記強度、(ii)所定厚さ範囲における前記靱性、(iii)所定厚さ範囲における前記強度対靱性関係、及び(iv)所定厚さ範囲における前記ＳＣＣ試験の一方又は両方に常に合格すること、の全部を達成することはできない。
【０１１６】
一実施例において、アルミニウム合金は宇宙航空機の上ウイングスキンに用いられる。上ウイングスキンは厚さ約２.００インチ以下のアルミニウム合金プレートから作られることができ、アルミニウム合金は、図２Ｃ−１、２Ｃ−２、２Ｄ−１及び２Ｄ−２の発明例１、２、３、４又は５の何れかの合金組成を有する。アルミニウム合金製品は、他の成分(例えば、前述した組成レベルの他の成分)を含むことができる(頻度は低いが)。また、これらのどの実施例についても、アルミニウム合金は、本質的に前記成分からなり(アルミニウムを除く)、残部アルミニウム及び随伴元素及び不純物である。これらの実施例において、アルミニウム合金は、強度対靱性が、式FT≧−4.0*(TYS)＋453で表される関係を充足し、前記式中、ＴＹＳは、ASTM規格E8及びB557に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ksi)であり、ＦＴは、アルミニウム合金プレートのＴ/２位置から採取した中央亀裂アルミニウム合金試料について、ASTM規格E561及びB646に準拠して測定されたＬ−Ｔ平面応力破壊靱性(Ｋapp)であり、ＦＴは、アルミニウム合金プレートのＴ/２位置から採取した中央亀裂アルミニウム合金試験片について、ASTM規格E561及びB646に準拠して測定したものであり、前記試験片は、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチである。幾つかの実施例において、プレートのＴＹＳは約８０ksi以上、例えば約８１ksi以上又は約８２ksi以上又は約８３ksi以上又は約８４ksi以上又は約８５ksi以上である。幾つかの実施例において、プレートの靱性は約１００ksi√インチ以上、例えば約１０１ksi√インチ以上又は約１０２ksi√インチ以上又は約１０３ksi√インチ以上又は約１０４ksi√インチ以上又は約１０５ksi√インチ以上である。上ウイングスキンプレートは、引張降伏強度及び平面応力破壊靱性の改良の他に、平面ひずみ破壊靱性(Ｋ1c)の向上をも達成することができる。このように、これらの実施例において、プレートの強度対靱性の関係は、式FT-K1C≧−2.3*(TYS)＋229を充足し、前記式中、ＴＹＳは、前記のＬ引張降伏強度であり、ＦＴ-Ｋ１Ｃは、ASTM規格E399に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ksi√インチ)であり、プレートのＦＴ-Ｋ１Ｃは３４ksi√インチ以上である。これら実施例の幾つかは、プレートのＦＴ-Ｋ１Ｃ破壊靱性が約３６ksi√インチ以上、例えば約３８ksi√インチ以上又は約４０ksi√インチ以上又は約４２ksi√インチ以上である。従来の７ＸＸＸ系合金では、(i)所定厚さ範囲における前記強度、(ii)所定厚さ範囲における前記靱性、及び(iii)所定厚さ範囲における前記強度対靱性関係、の全部を達成することはできない。なお、これら合金は、前記実施例２に示された耐食性を達成することができるかもしれない。
【０１１７】
本開示の大部分は合金プレートに関するものであるが、本開示合金に対する同様な改善は、例えば押出及び鍛造等の他の製品形態においても実現できるであろう。本開示について具体的実施例を詳細に説明したが、当該分野の専門家であれば、開示の教唆全体を参照することにより、開示の詳細に種々の改変及び代替をなし得るであろう。それゆえ、開示された具体的構成は例示にしかすぎず、本開示の範囲を限定するものではないから、本開示の範囲は特許請求の範囲の全範囲及びその均等物全体によって定められるべきである。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙航空機の上ウイングスキンであって、該上ウイングスキンはアルミニウム合金からなり、該アルミニウム合金は、本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：１.９５−２.２５重量％、Ｍｇ：１.７−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物であり、
前記上ウイングスキンは、厚さ２.００インチ以下のプレートから作られ、
前記プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＬＴ≧−４.０＊(ＴＹＳ＿Ｌ)＋４５３を充足し、
プレートはＴＹＳ＿Ｌが８０ｋｓｉ以上であり、
プレートはＦＴ＿ＬＴが１００ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿Ｌは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＬＴは、プレートのＴ/２位置から採取した、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチの中央亀裂アルミニウム合金試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｅ５６１及びＢ６４６に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面応力破壊靱性Ｋapp(ｋｓｉ√インチ)である、上ウイングスキン。
【請求項２】
アルミニウム合金は、本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：２.０５−２.１５重量％、Ｍｇ：１.７５−１.８５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物である請求項１の上ウイングスキン。
【請求項３】
本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：１.９５−２.２５重量％、Ｍｇ：１.７−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の薄肉プレート製品であって、
前記薄肉プレートは、厚さ２.００インチ以下であり、
前記薄肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿Ｋ１Ｃ≧−２.３＊(ＴＹＳ＿Ｌ)＋２２９を充足し、
薄肉プレートはＴＹＳ＿Ｌが７４ｋｓｉ以上であり、
薄肉プレートはＦＴ＿Ｋ１Ｃが３６ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿Ｌは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された薄肉プレートのＬ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿Ｋ１ＣはＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定された薄肉プレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)であり、
前記破壊靱性試験片の厚みは、プレートの全厚みである、アルミニウム合金の薄肉プレート製品。
【請求項４】
本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：１.９−２.３重量％、Ｍｇ：１.５−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の薄肉プレート製品であって、
前記薄肉プレートは、厚さ２.００インチ以下であり、
前記薄肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＬＴ≧−４.０＊(ＴＹＳ＿Ｌ)＋４５３を充足し、
薄肉プレートはＴＹＳ＿Ｌが８０ｋｓｉ以上であり、
薄肉プレートはＦＴ＿ＬＴが１００ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿Ｌは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された薄肉プレートのＬ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＬＴは、薄肉プレートのＴ/２位置から採取した、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチの中央亀裂アルミニウム合金試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｅ５６１及びＢ６４６に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面応力破壊靱性Ｋapp(ｋｓｉ√インチ)である、アルミニウム合金の薄肉プレート製品。
【請求項５】
本質的に、Ｚｎ：７.４−８.０重量％、Ｃｕ：１.９−２.３重量％、Ｍｇ：１.５５−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の厚肉プレート製品であって、
前記厚肉プレートは、厚さ２.００インチ〜３.２５インチであり、
前記厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＴＬ≧−１.０＊(ＴＹＳ＿ＬＴ)＋９８を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＬＴが７２ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＴＬが２２ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＬＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＬＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＴＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、アルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項６】
ＦＴ＿ＴＬは２４.５ｋｓｉ√インチ以上である請求項５の厚肉プレート製品。
【請求項７】
ＴＹＳ＿ＴＬは７６ｋｓｉ以上である請求項５又は６の厚肉プレート製品。
【請求項８】
厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＳＬ≧−１.１＊(ＴＹＳ＿ＳＴ)＋９９を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＳＴが６９ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＳＬが２２ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＳＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＳＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＳＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、請求項５乃至７の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項９】
ＦＴ＿ＳＬは２５ｋｓｉ√インチ以上である請求項８の厚肉プレート製品。
【請求項１０】
ＴＹＳ＿ＳＴは７１ｋｓｉ以上である請求項８又は９の厚肉プレート製品。
【請求項１１】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項５乃至１０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１２】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項５乃至１０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１３】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１１又は１２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１４】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１１又は１２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１５】
本質的に、Ｚｎ：７.４−８.０重量％、Ｃｕ：１.９−２.３重量％、Ｍｇ：１.５５−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の厚肉プレート製品であって、
前記厚肉プレートは、厚さ２.７５インチ〜４インチであり、
前記厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＴＬ≧−１.０＊(ＴＹＳ＿ＬＴ)＋９８を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＬＴが７１ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＴＬが２１ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＬＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＬＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＴＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、アルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１６】
ＦＴ＿ＴＬは２３ｋｓｉ√インチ以上である請求項１５の厚肉プレート製品。
【請求項１７】
ＴＹＳ＿ＬＴは７４ｋｓｉ以上である請求項１５又は１６の厚肉プレート製品。
【請求項１８】
厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＳＬ≧−１.１＊(ＴＹＳ＿ＳＴ)＋９９を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＳＴが６６ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＳＬが２０ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＳＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＳＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＳＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、請求項１５乃至１７の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１９】
ＦＴ＿ＳＬは２３ｋｓｉ√インチ以上である請求項１８の厚肉プレート製品。
【請求項２０】
ＴＹＳ＿ＳＴは６９ｋｓｉ以上である請求項１８又は１９の厚肉プレート製品。
【請求項２１】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１５乃至２０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２２】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１５乃至２０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２３】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項２１又は２２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２４】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項２１又は２２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２５】
本質的に、Ｚｎ：７.５−７.９重量％、Ｃｕ：２.０５−２.２０重量％、Ｍｇ：１.６−１.７５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物であるアルミニウム合金。
【請求項１】
宇宙航空機の上ウイングスキンであって、該上ウイングスキンはアルミニウム合金からなり、該アルミニウム合金は、本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：１.９５−２.２５重量％、Ｍｇ：１.７−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物であり、
前記上ウイングスキンは、厚さ２.００インチ以下のプレートから作られ、
前記プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＬＴ≧−４.０＊(ＴＹＳ＿Ｌ)＋４５３を充足し、
プレートはＴＹＳ＿Ｌが８０ｋｓｉ以上であり、
プレートはＦＴ＿ＬＴが１００ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿Ｌは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定されたプレートのＬ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＬＴは、プレートのＴ/２位置から採取した、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチの中央亀裂アルミニウム合金試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｅ５６１及びＢ６４６に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面応力破壊靱性Ｋapp(ｋｓｉ√インチ)である、上ウイングスキン。
【請求項２】
アルミニウム合金は、本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：２.０５−２.１５重量％、Ｍｇ：１.７５−１.８５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物である請求項１の上ウイングスキン。
【請求項３】
本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：１.９５−２.２５重量％、Ｍｇ：１.７−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の薄肉プレート製品であって、
前記薄肉プレートは、厚さ２.００インチ以下であり、
前記薄肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿Ｋ１Ｃ≧−２.３＊(ＴＹＳ＿Ｌ)＋２２９を充足し、
薄肉プレートはＴＹＳ＿Ｌが７４ｋｓｉ以上であり、
薄肉プレートはＦＴ＿Ｋ１Ｃが３６ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿Ｌは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された薄肉プレートのＬ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿Ｋ１ＣはＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定された薄肉プレートのＬ−Ｔ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)であり、
前記破壊靱性試験片の厚みは、プレートの全厚みである、アルミニウム合金の薄肉プレート製品。
【請求項４】
本質的に、Ｚｎ：７.５−８.５重量％、Ｃｕ：１.９−２.３重量％、Ｍｇ：１.５−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の薄肉プレート製品であって、
前記薄肉プレートは、厚さ２.００インチ以下であり、
前記薄肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＬＴ≧−４.０＊(ＴＹＳ＿Ｌ)＋４５３を充足し、
薄肉プレートはＴＹＳ＿Ｌが８０ｋｓｉ以上であり、
薄肉プレートはＦＴ＿ＬＴが１００ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿Ｌは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された薄肉プレートのＬ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＬＴは、薄肉プレートのＴ/２位置から採取した、幅１６インチ、厚さ０.２５インチ、初期疲労予亀裂長さ４インチの中央亀裂アルミニウム合金試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｅ５６１及びＢ６４６に基づいて測定されたプレートのＬ−Ｔ平面応力破壊靱性Ｋapp(ｋｓｉ√インチ)である、アルミニウム合金の薄肉プレート製品。
【請求項５】
本質的に、Ｚｎ：７.４−８.０重量％、Ｃｕ：１.９−２.３重量％、Ｍｇ：１.５５−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の厚肉プレート製品であって、
前記厚肉プレートは、厚さ２.００インチ〜３.２５インチであり、
前記厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＴＬ≧−１.０＊(ＴＹＳ＿ＬＴ)＋９８を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＬＴが７２ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＴＬが２２ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＬＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＬＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＴＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、アルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項６】
ＦＴ＿ＴＬは２４.５ｋｓｉ√インチ以上である請求項５の厚肉プレート製品。
【請求項７】
ＴＹＳ＿ＴＬは７６ｋｓｉ以上である請求項５又は６の厚肉プレート製品。
【請求項８】
厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＳＬ≧−１.１＊(ＴＹＳ＿ＳＴ)＋９９を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＳＴが６９ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＳＬが２２ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＳＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＳＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＳＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、請求項５乃至７の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項９】
ＦＴ＿ＳＬは２５ｋｓｉ√インチ以上である請求項８の厚肉プレート製品。
【請求項１０】
ＴＹＳ＿ＳＴは７１ｋｓｉ以上である請求項８又は９の厚肉プレート製品。
【請求項１１】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項５乃至１０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１２】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項５乃至１０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１３】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１１又は１２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１４】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１１又は１２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１５】
本質的に、Ｚｎ：７.４−８.０重量％、Ｃｕ：１.９−２.３重量％、Ｍｇ：１.５５−２.０重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物からなるアルミニウム合金の厚肉プレート製品であって、
前記厚肉プレートは、厚さ２.７５インチ〜４インチであり、
前記厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＴＬ≧−１.０＊(ＴＹＳ＿ＬＴ)＋９８を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＬＴが７１ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＴＬが２１ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＬＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＬＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＴＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＴ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、アルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１６】
ＦＴ＿ＴＬは２３ｋｓｉ√インチ以上である請求項１５の厚肉プレート製品。
【請求項１７】
ＴＹＳ＿ＬＴは７４ｋｓｉ以上である請求項１５又は１６の厚肉プレート製品。
【請求項１８】
厚肉プレートは、強度−靱性の関係が、式ＦＴ＿ＳＬ≧−１.１＊(ＴＹＳ＿ＳＴ)＋９９を充足し、
厚肉プレートはＴＹＳ＿ＳＴが６６ｋｓｉ以上であり、
厚肉プレートはＦＴ＿ＳＬが２０ｋｓｉ√インチ以上であり、
ＴＹＳ＿ＳＴは、ＡＳＴＭ規格Ｅ８及びＢ５５７に基づいて測定された厚肉プレートのＳＴ引張降伏強度(ｋｓｉ)であり、
ＦＴ＿ＳＬは、厚肉プレートのＴ/２位置で、ＡＳＴＭ規格Ｅ３９９に基づいて測定されたＳ−Ｌ平面ひずみ破壊靱性(ｋｓｉ√インチ)である、請求項１５乃至１７の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項１９】
ＦＴ＿ＳＬは２３ｋｓｉ√インチ以上である請求項１８の厚肉プレート製品。
【請求項２０】
ＴＹＳ＿ＳＴは６９ｋｓｉ以上である請求項１８又は１９の厚肉プレート製品。
【請求項２１】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１５乃至２０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２２】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、ＡＳＴＭ規格Ｇ４４、Ｇ４７及びＧ４９に基づき、３０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された交互浸漬応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項１５乃至２０の何れかのアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２３】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、２５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項２１又は２２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２４】
厚肉プレートは、板厚中央(Ｔ/２)でＳＴ方向に採取された試験片について、１８０日間以上、３５ｋｓｉの応力レベルで試験された海岸環境応力腐食割れ抵抗試験に常に合格する、請求項２１又は２２のアルミニウム合金の厚肉プレート製品。
【請求項２５】
本質的に、Ｚｎ：７.５−７.９重量％、Ｃｕ：２.０５−２.２０重量％、Ｍｇ：１.６−１.７５重量％、Ｚｒ、Ｈｆ、Ｓｃ、Ｍｎ及びＶのうちの少なくとも１種：０.２５重量％以下、残部アルミニウム、随伴元素及び不純物であるアルミニウム合金。
【図１】
【図２Ａ】
【図２Ｂ】
【図２Ｃ−１】
【図２Ｃ−２】
【図２Ｄ−１】
【図２Ｄ−２】
【図２Ｅ】
【図２Ｆ】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図２Ａ】
【図２Ｂ】
【図２Ｃ−１】
【図２Ｃ−２】
【図２Ｄ−１】
【図２Ｄ−２】
【図２Ｅ】
【図２Ｆ】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【公表番号】特表２０１０−５２７４０８（Ｐ２０１０−５２７４０８Ａ）
【公表日】平成２２年８月１２日（２０１０．８．１２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５０８４２９（Ｐ２０１０−５０８４２９）
【出願日】平成２０年５月１４日（２００８．５．１４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００８／００６２５３
【国際公開番号】ＷＯ２００８／１５６５３２
【国際公開日】平成２０年１２月２４日（２００８．１２．２４）
【出願人】（５００２７７６２９）アルコア インコーポレイテッド (49)
【公表日】平成２２年８月１２日（２０１０．８．１２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年５月１４日（２００８．５．１４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００８／００６２５３
【国際公開番号】ＷＯ２００８／１５６５３２
【国際公開日】平成２０年１２月２４日（２００８．１２．２４）
【出願人】（５００２７７６２９）アルコア インコーポレイテッド (49)
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