(57)【要約】本発明は、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の、圧延、引抜きまたは鍛造製品において、（質量パーセントで）：ａ）Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０、Ｍｇ  ０．５−４．５、Ｚｒ  ０．０３−０．１５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．２５、ｂ）Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物を含有すること、ならびに、ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４、および、ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）の条件を満足することを特徴とする製品に関するものである。これらの製品は、航空機建造において、構造要素（例えば、翼のボックス構造、翼の上面）として使用可能である。
2005528521.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の圧延、引抜きまたは鍛造製品において、（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０、Ｍｇ  ０．５−４．５、Ｚｒ  ０．０３−０．１５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．２５
ｂ）Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４と
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴とする製品。
【請求項２】
下記の元素の最大含有率が（質量パーセントで）：
Ｓｃ  ０．５０；Ｈｆ  ０．６０；Ｌａ  ０．３５また好適には０．３０；Ｔｉ  ０．１５；Ｃｅ  ０．３５また好適には０．３０；Ｎｄ  ０．３５また好適には０．３０；Ｅｕ  ０．３５また好適には０．３０；Ｇｄ  ０．３５；Ｔｂ  ０．３５；Ｄｙ  ０．４０；Ｈｏ  ０．４０；Ｅｒ  ０．４０；Ｙｂ  ０．４０；Ｙ  ０．２０
であることを特徴とする、請求項１に記載の製品。
【請求項３】
元素Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂ、Ｃｒ、Ｍｎの質量濃度が合計で１．５％を超えないことを特徴とする、請求項１または２に記載の製品。
【請求項４】
Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の圧延、引抜きまたは鍛造製品において、（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ９．５−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０、Ｍｇ  ０．５−４．５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．２５
ｂ）Ｚｒ、Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂ、Ｃｒ、Ｍｎから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４と
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴とする製品。
【請求項５】
下記の元素の最大含有率が（質量パーセントで）：
Ｓｃ  ０．５０；Ｈｆ  ０．６０；Ｌａ  ０．３５また好適には０．３０；Ｔｉ  ０．１５；Ｃｅ  ０．３５また好適には０．３０；Ｎｄ  ０．３５また好適には０．３０；Ｅｕ  ０．３５また好適には０．３０；Ｇｄ  ０．３５；Ｔｂ  ０．３５；Ｄｙ  ０．４０；Ｈｏ  ０．４０；Ｅｒ  ０．４０；Ｙｂ  ０．４０；Ｙ  ０．２０；Ｃｒ  ０．４０；Ｍｎ  ０．６０、
であることを特徴とする、請求項４に記載の製品。
【請求項６】
元素Ｚｒ、Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂ、Ｃｒ、Ｍｎの質量濃度が合計で１．５％を超えないことを特徴とする、請求項４または５に記載の製品。
【請求項７】
比Ｍｇ／Ｃｕが２．０未満、また好適には１．７未満であることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一つに記載の製品。
【請求項８】
Ｚｎ＞９．０％、また好適にはＺｎ＞９．５％であることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一つに記載の製品。
【請求項９】
Ｃｕ含有率および／またはＭｎ含有率がそれぞれ３．０％を超えないことを特徴とする、請求項１から８のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１０】
Ｚｎ含有率が９．０と１１．０％の間に含まれることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１１】
マグネシウム、銅、亜鉛およびケイ素の含有率が
Ｍｇ＞１．９５＋０．５（Ｃｕ−２．３）＋０．１６（Ｚｎ−６）＋１．９（Ｓｉ−０．０４）
となる様に選択されることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１２】
Ｃｄ、Ｇｅ、Ｉｎ、Ｓｎ、Ａｇから成る群から選択された少なくとも一つの元素を、それぞれの選択された元素当たり０．０５から０．１５％の、また好適には０．０５から０．１０％の割合で、さらに含有することを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１３】
弾性限界Ｒp0.2（Ｌ）＞６３０ＭＰａ、また好適には＞６４０ＭＰａであることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１４】
ＫIC（Ｌ−Ｔ）＞２３ＭＰａ√ｍであることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１５】
幅Ｗ＝４０６ｍｍの試験片上で中間厚みにおいてＡＳＴＭ Ｅ５６１に従って測定したＫapp(L-T)値が、少なくとも７０ＭＰａ√ｍに等しい、また好適には少なくとも７５ＭＰａ√ｍに等しいことを特徴とする、請求項１から１４のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１６】
ＫIC（Ｌ−Ｔ）＞２５ＭＰａ√ｍであることを特徴とする、請求項１５に記載の製品。
【請求項１７】
破断伸びＡ％（Ｌ）＞８％であることを特徴とする、請求項１から１６のいずれか一つに記載の製品。
【請求項１８】
Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の圧延または引抜き製品を少なくとも一つ組み込んだ航空機建造のための構造要素において、前記圧延または引抜き製品が（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０また好適には０．３−３．０、Ｍｇ  ０．５−４．５また好適には０．５−３．０、Ｚｒ  ０．０３−０．１５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．１５
ｂ）Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
また、前記圧延または引抜き製品が
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４また好適には＜１．７；と
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴とする製品。
【請求項１９】
上面がＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製金属板から製造された、翼のボックス構造において、前記金属板が（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０また好適には０．３−３．０、Ｍｇ  ０．５−４．５また好適には０．５−３．０、Ｚｒ  ０．０３−０．１５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．１５
ｂ）Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
また、前記金属板が
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４また好適には＜１．７；と
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴とする、翼のボックス構造。
【請求項２０】
前記上面が、厚みが６０ｍｍを超える金属板から一体加工によって製造されることを特徴とする、請求項１９に記載の翼のボックス構造。
【請求項２１】
前記金属板が０．０２と０．５０％の間のスカンジウムを含有することを特徴とする、請求項１９または２０に記載の翼のボックス構造。
【請求項２２】
補剛材の少なくとも一つがＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の引抜き製品から製造された翼のボックス構造において、前記引抜き製品が（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０また好適には０．３−３．０、Ｍｇ  ０．５−４．５また好適には０．５−３．０、Ｚｒ  ０．０３−０．１５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．１５
ｂ）Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
また前記金属板が
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴とする、翼のボックス構造。
【請求項２３】
前記引抜き製品が０．０２と０．５０％の間のスカンジウムを含有することを特徴とする、請求項２２に記載の翼のボックス構造。
【請求項２４】
前記金属板または前記形材が冶金組織Ｔ６またはＴ６５１で使用されることを特徴とする、請求項１９から２３のいずれか一つに記載の翼のボックス構造。
【請求項２５】
前記金属板または前記形材が冶金組織Ｔ７で使用されることを特徴とする、請求項１９から２３のいずれか一つに記載の翼のボックス構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
発明の技術的分野
本発明は、Ｚｎ含有率が８．３％を超える、静的機械的特性／耐損傷性の調和が向上したＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型の合金、ならびにこれらの合金から作成した熱間加工半製品を組み込んだ航空機建造のための構造要素に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金（７ｘｘｘ合金族に属する）は航空機建造に、またとくに民間航空機の翼の建造に広く用いられている。翼の上面には、例えば、７１５０、７０５５、７４４９合金製の強い金属板製の外被、また場合によっては７１５０、７０５５、または７４４９合金製の形材製の補剛材が用いられる。当業者には周知のこれらの合金名称は、アルミニウム協会の名称に対応する。
【０００３】
これらの合金のいくつかは数十年前から知られており、例えば、７０７５および７１７５（亜鉛含有率が質量で５．１と６．１％の間）、７０５０（亜鉛含有率が５．７と６．７％の間）、７１５０（亜鉛含有率が５．９と６．９％の間）および７０４９（亜鉛含有率が７．２と８．２％の間）合金などが知られている。それらは高い弾性限界、ならびに、優れた靱性、および優れた耐応力腐食性と耐剥離腐食性を示す。もっと最近では、特定の用途分野について、亜鉛含有率がもっと高い合金を使用すれば、弾性限界をさらに増加させることができるので利益があるかもしれないことが明らかになった。７３４９および７４４９合金は、７．５と８．７％の間の亜鉛を含有している。亜鉛含有率がもっと高い熱間加工合金は、文献には記載されているが、航空機建造に使用されているとは思われない。
【０００４】
米国特許第５５６０７８９号明細書（Ｐｅｃｈｉｎｅｙ  Ｒｅｃｈｅｒｃｈｅ）は、組成がＺｎ１０．７％、Ｍｇ２．８４％、Ｃｕ０．９２％で、引抜きによって加工される合金を開示している。これらの合金は、静的機械的特性−靱性の調和のためにとくに至適化されてない。
【０００５】
米国特許第５２２１３７７号明細書（Ａｌｕｍｉｎｕｍ  Ｃｏｍｐａｎｙ  ｏｆ  Ａｍｅｒｉｃａ）は、亜鉛含有率が最大１１．４％のＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金をいくつか開示している。これらの合金は、後述のごとく、やはり本発明の目的に答えていない。
【０００６】
他方で、例えば圧搾ガスボンベなどの、高圧に耐えるための中空体の製造のために、亜鉛含有率の高いＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金の使用が提案された。欧州特許出願公開第０２０２８２号明細書（Ｓｏｃｉｅｔｅ  Ｍｅｔａｌｌｕｒｇｉｑｕｅ  ｄｅ  Ｇｅｒｚａｔ）は、亜鉛含有率が７．６と９．５％の間に含まれる合金を開示している。欧州特許出願公開第０８１４４１号明細書（Ｓｏｃｉｅｔｅ  Ｍｅｔａｌｌｕｒｇｉｑｕｅ  ｄｅ  Ｇｅｒｚａｔ）は、かかるボンベを得るための方法を開示している。欧州特許出願公開第２５７１６７号明細書（Ｓｏｃｉｅｔｅ  Ｍｅｔａｌｌｕｒｇｉｑｕｅ  ｄｅ  Ｇｅｒｚａｔ）は、既知のＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金のどれも、この特定の用途分野によって課される苛酷な技術的要求条件を確実かつ再現可能な形で満たすことができないことを確認している；同出願は、もっと低い、すなわち６．２５％と８．０％の間に含まれる、亜鉛含有率を指向することを提案している。
【０００７】
これらの特許の教示は、とくに圧搾ガスボンベの破裂圧力の最大化に関して、これらのボンベの諸問題に固有であり、他の熱間加工製品に当てはめられない。
【特許文献１】米国特許第５５６０７８９号明細書
【特許文献２】米国特許第５２２１３７７号明細書
【０００８】
一般的に、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金において、優れた静的機械的特性（弾性限界、破断限界）を得るためには、亜鉛だけでなく、ＭｇとＣｕの高い含有率が必要である。しかし、同じく周知の如く（例えば、米国特許第５２２１３７７号明細書参照）、７ｘｘｘ族の合金内の亜鉛含有率を約７から８％を超えて増加させたとき、耐剥離腐食性および耐応力腐食性の不足に関連する問題に遭遇する。もっと一般的に、もっとも充填率の高いＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金は腐食の問題が生じるおそれがあることがわかっている。これらの問題は、特定の熱処理または熱的な機械的処理を用いて、例えば、Ｔ７型の処理の際に、とくに焼き戻し処理をピークを越えて進めることによって一般的に解決される。しかし、これらの処理は、そのとき、静的機械的特性の低下を招く可能性がある。言い換えれば、対象とする耐食性最低レベルについて、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金の至適化は、静的機械的特性（弾性限界Ｒp0.2、破断限界Ｒm、破断伸びＡ）と耐損傷性（靱性、亀裂伝播速度など）の間の調和を模索しなければならない。対象とする耐食性最低レベルによって、静的機械的特性に有利に働く靱性−Ｒp0.2の調和を一般的に提供する、焼き戻しピークに近い組織（組織Ｔ６）を使用するか、または、靱性に有利に働く調和を求めてピークを越えて（組織Ｔ７）焼き戻しが進められる。これらの冶金組織は規格ＥＮ５１５に定義されている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
したがって、本発明が解決しようとする課題は、靱性と静的機械的特性（破断限界、弾性限界）の間の向上した調和を特徴とし、十分な耐食性と高い破断伸びを示し、航空機産業の高い要求条件と両立する信頼性条件で工業的に製造することのできる、８．３％を超える高い亜鉛含有率のＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金製の新規な熱間加工製品を提案することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
出願人は、添加元素Ｚｎ、ＣｕおよびＭｇ、ならびに特定の不純物（とくにＦｅとＳｉ）の濃度を微細に調節し、場合によっては他の元素を添加することによって課題を解決することができることを発見した。
【００１１】
本発明の第一の対象は、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の圧延、引抜きまたは鍛造製品によって構成され、該製品は（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０また好適には０．３−３．０、Ｍｇ  ０．５−４．５また好適には０．５−３．０、Ｚｒ  ０．０３−０．１５、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．２５
ｂ）Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４と
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴としている。
【００１２】
本発明の第二の対象は、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の圧延、引抜きまたは鍛造製品によって構成され、該製品は（質量パーセントで）：
ａ）Ｚｎ  ９．５−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０また好適には０．３−３．０、Ｍｇ  ０．５−４．５また好適には０．５−３．０、Ｆｅ＋Ｓｉ＜０．２５
ｂ）Ｚｒ、Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙ、Ｙｂ、Ｃｒ、Ｍｎから成る群から選択された少なくとも一つの元素であって、選択された場合、前記元素のそれぞれの含有率は０．０２と０．７％の間に含まれる、
ｃ）残りのアルミニウムと不可避の不純物、
を含有し、
ｄ）Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４と
ｅ）（７．７−０．４Ｚｎ）＞（Ｃｕ＋Ｍｇ）＞（６．４−０．４Ｚｎ）
の条件を満足することを特徴としている。
【００１３】
本発明の第三の対象は、前記製品のうちの一つを組み込んだ航空機建造のための構造要素であり、またとくに、翼の上面など、民間航空機の翼のボックス構造の建造に用いられる構造要素である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図面の簡単な説明
図１は航空機の翼のボックス構造を模式的に示している。記号は次の通りである：
１、４  上面
２  下面
３  縦通材
５  補剛材
６  ボックス構造高さ
７  ボックス構造幅
【００１５】
図２は、実施例３の合金について、Ｒp0.2−Ｋappグラフにおける機械的耐性−耐損傷性の調和を示している。
【００１６】
図３は、実施例５の合金についてＲp0.2−Ｋappグラフにおける機械的耐性−耐損傷性の調和を示している。
【００１７】
本発明の詳細な説明
特記事項なき限り、合金の化学組成に関するすべての記事は質量パーセントで表現する。結果として、数式において、「０．４  Ｚｎ」は、質量パーセントで表した、０．４倍の亜鉛含有率を意味する；これは、しかるべき所を変えれば他の化学元素にも適用される。合金の命名はアルミニウム協会の規則に従う。冶金組織は欧州規格ＥＮ５１５に定義されている。特記事項なき限り、静的機械的特性、すなわち、破断限界Ｒm、弾性限界Ｒp0.2および破断伸びＡは、規格ＥＮ１０００２−１に従った引張試験によって決定される。圧縮における静的機械的特性は、規格ＡＳＴＭ  Ｅ９に従って決定された。平面変形における靱性ＫICは、規格ＡＳＴＭ  Ｅ３９９に従って決定された。パラメータＫappは、幅Ｗが１２７ｍｍに等しいＣＴ型の試験片で規格ＡＳＴＭ  Ｅ５６１に従って測定された。「引抜き製品」という用語には、「延伸」とよばれる製品、すなわち引抜きの後、延伸によって作製した製品も含まれる。
【００１８】
本出願人は、いくつかの予備研究の過程で、かなり向上した調和を示す新規材料が、十分な、典型的には約８．３％を超える亜鉛含有率をどんな場合でも示すであろうとの結論に達した。しかしながら、この条件は十分ではない。
【００１９】
本発明によれば、この問題は、合金元素と特定の不純物の含有率の微調整を用いて、また合金組成に他の特定の元素を濃度を制御して添加することによって、解決される。
【００２０】
本発明は、
Ｚｎ  ８．３−１４．０、Ｃｕ  ０．３−４．０、Ｍｇ  ０．５−４．５、
ならびに後述の他のいくつかの特有の元素を含有し、残りがアルミニウムとそれらに不可避の不純物である、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金に適用される。
【００２１】
本発明による合金は、少なくとも０．５％のマグネシウムを含有しなければならないが、なぜなら、マグネシウム含有率がもっと低いときには十分な静的機械的特性を得ることができないからである。本出願人が確認したところでは、８．３％未満の亜鉛含有率では、既知の合金で得られるものより優れた結果は得られない。好適には、亜鉛含有率は９．０％を超え、さらに好適には９．５％を超える。しかしながら、後述の如く、特定の元素の間の特定の関係を尊重する必要がある。別の有利な実施態様によれば、亜鉛含有率は９．０と１１．０％の間に含まれる。如何なる場合にも、約１４％を超える亜鉛含有率は望ましくないのだが、なぜなら、この値を超えると、マグネシウムと銅の含有率のいかなるを問わず、結果は満足できるものではないからである。
【００２２】
少なくとも０．３％の銅の添加は耐食性を向上させる。しかし、十分な溶解を保証するために、Ｃｕ含有率は約４％を超えてはならず、Ｍｇ含有率は約４．５％を超えてはならない；これら二つの元素のそれぞれについて、３．０％の最大含有率が好ましい。
【００２３】
本出願人は、課題を解決するためには、Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ型合金において、いくつかの技術的特性を考慮しなければならないことを発見した。
【００２４】
まず、合金は、有益な静的機械的特性を示すことができるように、人工時効または焼き戻し処理の間に析出可能な添加元素を十分に加えられなけらばならない。そのためには、本出願人の確認したところでは、上記の亜鉛、マグネシウムおよび銅の含有率についての最低および最高限度にくわえて、これらの添加元素の含有率が、条件Ｍｇ＋Ｃｕ＞６．４−０．４Ｚｎを満たさなければならない。
【００２５】
他方で、本出願人は、十分な靱性レベルを得るためには、Ｍｇ／Ｃｕ＜２．４、好適には＜２．０またさらに好適には＜１．７でなければならないことを確認した。
【００２６】
この効果を高めるためには、十分な含有率のいわゆる再結晶化防止元素を添加しなければならない。より詳細には、亜鉛が９．５％を超える合金については、元素Ｚｒ、Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｙ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙｂ、Ｃｒ、Ｍｎを含む群から選択された少なくとも一つの元素を添加しなければならず、また、存在する元素のそれぞれについて、濃度は０．０２と０．７％の間に含まれていなければならない。前記群の元素全体の濃度は１．５％を超えないことが好ましい。
【００２７】
これらの再結晶化防止元素は、熱処理または熱的な機械的処理の際に形成された微細な析出物の形で、再結晶化を阻止する。しかしながら、出願人は、合金に加えられた亜鉛の量が多いとき（Ｚｎ＞９．５％）、熱間加工製品の焼き入れの際にあまりに多量の析出を回避する必要があるだろうことを発見した。したがって、焼き入れの際の析出に影響する再結晶化防止元素の含有率に関しては調和を見いだす必要がある。
【００２８】
本発明によれば、亜鉛含有率が８．３％と９．５％の間に含まれる合金については、０．０３％と０．１５％の間に含まれる含有率のジルコニウムと、さらに、Ｓｃ、Ｈｆ、Ｌａ、Ｔｉ、Ｙ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｙｂを含む群から選択された少なくとも一つの元素を添加しなければならず、また、存在するそれぞれの元素について、濃度は０．０２と０．７％の間に含まれなければならない。本出願人は、前記再結晶化防止元素について、亜鉛含有率のいかなるを問わず、下記の最大含有率を超えないことが有利であることを確認した：Ｃｒ  ０．４０；Ｍｎ  ０．６０；Ｓｃ  ０．５０；Ｚｒ  ０．１５；Ｈｆ  ０．６０；Ｔｉ  ０．１５；Ｃｅ  ０．３５また好適には０．３０；Ｎｄ  ０．３５また好適には０．３０；Ｅｕ  ０．３５また好適には０．３０；Ｇｄ  ０．３５；Ｔｂ  ０．３５；Ｈｏ  ０．４０；Ｄｙ  ０．４０；Ｅｒ  ０．４０；Ｙｂ  ０．４０；Ｙ  ０．２０；Ｌａ  ０．３５また好適には０．３０。有利には、これらの元素の合計は１．５％を超えない。
【００２９】
もう一つの技術的特徴は、航空機産業の高い要求条件と適合する信頼性条件において、また満足のいく経済的条件において、熱間加工製品を工業的に製造することができる必要性に関係する。したがって、板またはビレットの固化の際にクラックまたは割れ目の発生を最小にするような化学組成を選択する必要があり、前記クラックまたは割れ目は、前記板またはビレットの廃棄につながる致命的欠陥となる。本出願人が数多くの試験の際に確認したところによると、このようなクラックまたは割れ目の発生は、合金７０００が４７０℃未満で固化を終えるときにはるかに確率が高かった。工業的に許容できるレベルまで、鋳造でのクラックまたは割れ目の発生確率を大幅に減らすために、次のような化学組成を選択する方がよい：
Ｍｇ＞１．９５＋０．５（Ｃｕ−２．３）＋０．１６（Ｚｎ−６）＋１．９（Ｓｉ−０．０４）
【００３０】
この基準を、本発明の枠内で「鋳造性基準」と呼ぶ。本発明のこの変型に従って製錬された合金は、４７３℃と４７８℃の間に含まれる温度でその固化を終え、航空機産業の高い要求条件と両立する金属製錬方法の工業的信頼性（すなわち、鋳造板の品質恒常性）に達することを可能にする。
【００３１】
本発明のもう一つの技術的特徴は、均質化処理および溶解処理の後の不溶性析出物の量をできる限り最小にする必要性に関するものであるが、なぜなら、それが靱性を減じるからである；そのために、Ｍｇ＋Ｃｕ＜７．７−０．４Ｚｎとなるように、Ｍｇ、ＣｕおよびＺｎの含有率を選択する。前記析出物は、典型的に、Ｓ、ＭまたはＴ型の３元素または４元素相Ａｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕのものである。
【００３２】
最後に、出願人が確認したごとく、Ｓｎ、Ｃｄ、Ａｇ、Ｇｅ、Ｉｎから成る群から選択された一つまたは複数の元素を、元素当たり０．０２と０．１５％の間に含まれるように少量混入することによって、焼き戻し処理に対する合金の反応を向上させることが可能であり、製品の機械的耐性と耐食性に良い効果がある。０．０５と０．１０％の間に含まれる含有率が好ましい。これらの元素の中で、銀が好適な元素である。
【００３３】
本発明による製品はとくに圧延または引抜き製品である。それらは航空機建造における構造要素の製造に有利に使用できる。本発明による製品の推奨用途分野は、翼のボックス構造における、とくに、まず最初に耐圧縮性で現寸決定されるその上部（上面）における、構造要素としての用途である。図１は、民間航空機の翼のボックス構造の断面図を模式的に示している。かかる翼のボックス構造は、典型的には１０ｍと４０ｍの間に含まれる長さと、２ｍと１０ｍの間に含まれる幅を有する；その高さは翼における場所によって変動し、典型的には０．２ｍと２ｍの間に位置する。ボックス構造は、上面（１）と下面（２）で構成される。民間航空機の上面（１）は、納入時の典型的厚みが１５ｍｍと６０ｍｍの間に含まれる厚板と、補剛材（５）とで構成され、該補剛材は、形材を元にして製造し、機械的固定手段（リベットまたはボルトなど）を用いて、または溶接技術（アーク溶接、レーザービーム溶接、または摩擦溶接など）によって、外被に固定することが可能である。上面構造（外被−補剛材）は、アルミ合金製の他の半製品の組立によっても得られる。それはまた、厚板または形材の一体加工によっても、すなわち組立なしに、得ることもできる。
【００３４】
一般的に、かかる構造の重量をできる限り減らすために、固定手段（リベット、ボルトなど）または溶接接合部の数を減らすことが望ましい。したがって、その寸法が完成した翼のボックス構造の寸法にできるだけ近い金属板または引抜き製品を用いることが望ましい。例えば、幅が０．５ｍと４ｍの間に含まれ、厚みが１０ｍｍと６０ｍｍ、あるいはさらに１００ｍｍの間に含まれ、長さが６ｍと２０ｍ以上の間に含まれるきわめて大きな寸法の半製品を用いる必要があるので、使用可能な材料の選択が制限される。より詳細には、圧延製品の場合、満足できる工業的信頼性があり、きわめて大きな寸法の、これらの厚板を得ることができなければならない。きわめて大型の航空機の場合、航空機の翼の長さは、２０ｍ、さらには３０ｍを超えることがあり、それには、長さが２０ｍまたは３０ｍを超える金属板または形材を使用して、構造要素の組立を最小にする必要がある。充填率の高いＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金製の、かかる寸法の金属板または形材の製造には、鋳造、圧延ならびに熱処理および熱的な機械的処理の方法の優秀な制御が必要であり、本発明による化学組成の適用が必要である。
【００３５】
注目すべきは、薄いあるいは幅の小さい形材にはさらに、当業者には周知のプレス効果のおかげで静的機械的特性が大幅に向上するという利益があるということである。この効果は厚い形材では認められない。
【００３６】
本発明による製品は、航空機建造において、構造要素として使用可能である。上面として適用するには、Ｔ６型の冶金組織、例えば、Ｔ６５１が好ましい。Ｔ７組織での使用も考えられる。
【００３７】
既知のＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金と少なくとも同等のレベルで耐剥離腐食性および耐応力腐食性を維持しながら、とくに航空機建造のためにきわめて興味深い特性、すなわち、６３０ＭＰａを超える、さらには６４０ＭＰａを超える弾性限界Ｒp0.2（Ｌ）、２３ＭＰａ√ｍを超える、さらには２５ＭＰａ√ｍを超える靱性ＫIC（Ｌ−Ｔ）、８％を超える、さらには１０％を超える破断伸びＡ％、の調和を呈する、圧延、引抜きまたは鍛造半製品を製造することができる。これらの製品は、幅Ｗ＝４０６ｍｍの試験片でＴ／２でＡＳＴＭ  Ｅ５６１に従って測定したＫapp(L-T)値を、少なくとも７０ＭＰａ√ｍに等しく、また好適には少なくとも７５ＭＰａ√ｍに等しくすることができる。
【００３８】
本発明による製品は、翼のボックス構造における、例えば上面または補剛材の形での構造要素としての使用にとくに適している。本発明による製品の長所は、きわめて大寸法の航空機、とりわけ民間航空機の構造要素として、またとりわけ圧延または引抜き製品の形で、それらを使用することをとくに可能にする。とくに有利な用途分野において、これらの構造要素は、６０ｍｍを超える厚みの金属板から製造される。
【００３９】
形材の場合、スカンジウムなどの一つまたは複数の再結晶化防止元素の添加がとくに有利である；かかる効果は厚板の場合にも認められる。添加された再結晶化防止元素がスカンジウムである場合、０．０２と０．５０％の間に含まれる含有率が有利である。銀またはＣｄ、Ｇｅ、Ｉｎ、Ｓｎなどの他の元素の少量の添加（０．０５から０．１０％程度）は、焼き戻しの効率を向上させ、製品の機械的耐性と応力腐食に対する性質とにプラスの効果がある。
【００４０】
本発明は実施例によって一層良く理解できるものであるが、しかしながら、この実施例は制限的な特徴をもつものではない。
【実施例】
【００４１】
実施例１：
板の半連続鋳造によって複数のＡｌ−Ｚｎ−Ｍｇ−Ｃｕ合金を準備し、均質化過程と、それに続く熱間圧延、溶解過程と、それに続く焼き入れ、応力除去作業と、そして最後にＴ６５１組織への焼き戻しとを有する従来の一連の加工にかける。このようにして、Ｔ６５１組織で厚みが２０ｍｍの金属板を得た。
【００４２】
この試験を構成する金属板の組成は表１に示した。
【００４３】
【表１】
2005528521.tif 000003
【００４４】
合金Ａは現状技術による７４４９合金であり、合金ＢとＣはＺｎ含有率の高い合金で、本発明の技術的特徴を満たしていないものであり、合金Ｄは本発明による合金である。
【００４５】
中間厚みで採取した試験片について、ＥＮ  １０００２−１による引張に対する静的機械的特性、ＡＳＴＭ  Ｅ９による圧縮弾性限界Ｒp0.2C（上面のための現寸決定特性）、およびＡＳＴＭ  Ｅ３９９による平坦変形における靱性ＫICを求めた。結果は表２に示した：
【００４６】
【表２】
2005528521.tif 000004
【００４７】
以上から明らかなごとく、本発明による合金は、先行技術による合金７４４９よりも静的特性／靱性の調和が優れており（引張と圧縮のＲp0.2がより高く、ＫICは同等である）、また、本発明の技術特性を尊重していない、亜鉛含有率が高い合金は、成績が悪い。
【００４８】
実施例２：
表３に示す化学組成の２つの合金を鋳造し、実施例１のものと類似の一連の加工をそれらに加えたが、但し、得られた金属板の厚みは６ｍｍである。
【００４９】
【表３】
2005528521.tif 000005
【００５０】
合金Ｅは合金７４４９であり、また合金Ｆは、０．０８３％のスカンジウムの添加を含有する、本発明による合金である。
【００５１】
組織Ｔ６５１で得られた静的機械的特性を、下記の表４に示した。靱性は、当業者には周知であり、Ｍａｔｅｒｉａｌｓ  Ｒｅｓｅａｒｃｈ  ＆  Ｓｔａｎｄａｒｄｓのｐｐ．１５１−１５５に１９６４年に掲載されたＪ．Ｇ．  Ｋａｕｆｍａｎ  ｅｔ  Ａ．Ｈ．  Ｋｎｏｌｌの論文≪Ｋａｈｎ−Ｔｙｐｅ  Ｔｅａｒ  Ｔｅｓｔｓ  ａｎｄ  Ｃｒａｃｋ  Ｔｏｕｇｈｎｅｓｓ  ｏｆ  Ａｌｕｍｉｎｕｍ  Ｓｈｅｅｔ≫にとりわけ記載されているカーン指標を用いて特性化された。パラメータＫappは、幅Ｗが１２７ｍｍに等しいＣＴ型の試験片で、ＡＳＴＭ  Ｅ５６１規格に従って測定した。パラメータＫapp（「見かけＫ」）は、試験の間に測定された最大負荷と上述の規格に示された公式の初期亀裂長さ（前亀裂の終わり）を用いて計算された応力強度因子である。これらの指標は、平坦応力靱性の測定に従来用いられている。この試験の際に実施した靱性測定結果を、以下の表５に示した。
【００５２】
【表４】
2005528521.tif 000006
【００５３】
【表５】
2005528521.tif 000007
【００５４】
表４と５の結果は、同様な靱性について、さらには、スカンジウムのない合金のものに比べて優れている靱性について、本発明の対象の合金の静的機械的特性が向上していることを明らかに示している。
【００５５】
実施例３：
化学組成を表６に示した２つの合金を鋳造し、実施例１のものと類似の一連の加工をそれらに加えたが、但し、得られた金属板の厚みは２５ｍｍと１０ｍｍであり、二つの焼き戻し組織を作製した：引張に対する機械的耐性のピークと定義される組織Ｔ６５１（１２０℃で４８時間処理）と、組織Ｔ７ｘ５１（２４時間１２０℃＋１７時間１５０℃）。
【００５６】
【表６】
2005528521.tif 000008
【００５７】
合金Ｒは合金７４４９であり、また合金Ｓは、スカンジウムの０．０７８％の添加を含有する、本発明による合金である。
【００５８】
組織Ｔ６５１およびＴ７９５１で得られ、中間厚みで測定された静的機械的特性を、下記の表７に示した。
【００５９】
平坦変形靱性ＫICは、中間厚みで、ＡＳＴＭ  Ｅ３９９規格に従って決定した。平坦応力靱性は、幅Ｗが４０６ｍｍに等しいＣＣＴ型の試験片でＡＳＴＭ  Ｅ５６１規格に従って測定したパラメータＫappを用いて、中間厚みで特性化した。この試験の際に実施した靱性測定結果を以下の表８に示した。
【００６０】
【表７】
2005528521.tif 000009
【００６１】
【表８】
2005528521.tif 000010
【００６２】
図２では、実施例３の合金について、Ｒp0.2−Ｋappのグラフにおける機械的耐性−耐損傷性の調和を示した。ここでわかるように、符合「Ｒ」の合金は、通常の調和を示す（機械的耐性が増すと靱性が低下する）。逆に、また意外なことに、本発明による合金「Ｓ」は、機械的耐性が増加したときに、靱性がわずかしか低下しない（厚み１０ｍｍ）か、さらには顕著な増加を示す（厚み２５ｍｍ）。他方で、本発明による合金は、基準合金よりもはるかに高い機械的耐性レベルと、同等か、さらにはそれを上回る靱性とを示す。
【００６３】
実施例４：
組成を表９に示した複数の合金を、すべての合金についてＳｉ含有率をおよそ０．０４％に等しくして鋳造した。
【００６４】
合金Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３およびＧ４は本発明の範囲外であり、実施例１に記載した合金ＢとＣもそうである。合金Ｄは、実施例１に記載した本発明による合金である。これら全ての合金は、試験の際に十分な鋳造性を示し、すなわち、工業的規模の鋳造試験の際に割れ目やクラックは認められなかった。
【００６５】
合金Ｇ５、Ｇ６、Ｇ７およびＧ８は本発明の範囲外であり、合金Ｇ９は現状技術による合金７０６０である；これらの合金は、鋳造試験の際に割れ目が認められた。
【００６６】
これらの合金の鋳造の際に現れる障害は、これらの板から得られる熱間加工製品を必ずしも使用に不適にはしないが、コスト増の元になる、なぜなら、その利用（すなわち、廃棄された板の量に直結するパラメータである、投入した金属量に対する販売可能な金属量）が、本発明の推奨分野に対応する合金についてよりも大きくなるからである。くわえて、これらの合金の、固化の際に割れ目を形成する傾向のために、方法の統計的制御による品質保証プログラムの枠内での、鋳造方法の信頼性管理が非常に困難になる。
【００６７】
ここでわかるように、鋳造において割れ目またはクラックを形成する傾向が顕著な７ｘｘｘ合金はすべて、マグネシウム臨界含有率よりも低いマグネシウム含有率を有する；この臨界値は、鋳造性基準によって定義されたＭｇの限界値を計算することによって得られたものである。
【００６８】
【表９】
2005528521.tif 000011
【００６９】
実施例５：
実施例１に記載のものに類似の方法によって圧延板を作製した。化学組成は表１０に示した。実施例１に記載のものに類似の方法によって、厚みが２５ｍｍの金属板を熱間圧延で準備した。それらを４７２と４８０℃の間に含まれる温度（これらの温度は、当業者には古典的手順である、圧延粗板に対する熱量測定の予備試験で求めた）で２時間溶解し、水焼き入れし、１．５と２％の間に含まれる永久伸びで引張を行った。つぎに、金属板を、１３５℃の温度で、焼き戻し処理にかけた。
【００７０】
【表１０】
2005528521.tif 000012
【００７１】
上述の実施例で指定したごとく、引張および圧縮における静的機械的特性、ならびに靱性Ｋappを、中間厚みで測定した。
【００７２】
【表１１】
2005528521.tif 000013
【００７３】
金属板Ｎ、ＭおよびＫについて、１４．５時間の焼き戻しで組織Ｔ６５１に到ることが確認された。大幅にもっと長い焼き戻しについて、パラメータＲp0.2、Ｒp0.2CおよびＲmは低下し、平坦応力靱性Ｋappは増加する。
【００７４】
実施例３のごとく、Ｒp0.2−Ｋappのグラフにおける機械的耐性−耐損傷性の調和を示した。このグラフは、実施例５の合金についての図３に示されている。
【００７５】
亜鉛含有率が等しく、スカンジウム含有率が等しいとき、比Ｍｇ／Ｃｕがより小さい金属板Ｋは、金属板Ｎよりもはるかに優れた靱性値を示す。
【００７６】
実施例６：
組成を表１２に示した本発明による合金で、直径２９１ｍｍの引抜きビレットを縦型鋳造で準備した。
【００７７】
【表１２】
2005528521.tif 000014
【００７８】
均質化（７時間４６０℃＋２３時間４６６℃）し表層を削ったビレットを押出成形したが、コンテナと器具の温度は４００℃を超え、引抜き速度は０．５０ｍ／分未満である。形材の幾何は、底部（厚み１５ｍｍ、幅１５２ｍｍ）、リブ（厚み１５ｍｍ、高さ３８ｍｍ）、および補強材（厚み２３ｍｍ、幅７６ｍｍ）を含む。
【００７９】
溶解（平坦部で４時間４７２℃）、焼き入れ、制御された引張の後、形材をＴ７Ａ５１１（６時間１２０℃＋７時間１３５℃）およびＴ７Ｂ５１１（６時間１２０℃＋２８時間１３５℃）の焼き戻し処理にかけた；文字ＡとＢは、ここではこれらの異なる焼き戻し条件を象徴している。
【００８０】
正確な組成が本発明には対応しないが、７４４９合金製の類似の幾何の形材も、組織Ｔ７９５１１で参考として作製した。
【００８１】
これらの形材の特性化の結果を下記の表１３に示した（文字Ｘは、その製品について特性を決定しなかったことを示している）。
【００８２】
【表１３】
2005528521.tif 000015
【００８３】
明らかに、本発明による合金「Ｔ」は、機械的耐性−靱性の調和がはるかに優れている。
【図面の簡単な説明】
【００８４】
【図１】航空機の翼のボックス構造を模式的に示している。
【図２】実施例３の合金について、Ｒp0.2−Ｋappグラフにおける機械的耐性−耐損傷性の調和を示している。
【図３】実施例５の合金についてＲp0.2−Ｋappグラフにおける機械的耐性−耐損傷性の調和を示している。
【符号の説明】
【００８５】
１  上面
２  下面
【図１】
2005528521.tif 000016
【図２】
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【図３】
2005528521.tif 000018
【国際調査報告】
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2005528521.tif 000021
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