(57)【要約】本発明は、改良された耐食性と靱性の組合せを有する高強度Ａｌ−Ｚｎ合金製品に関し、該合金は、実質的に（重量％で）Ｚｎ６．０〜９．５、Ｃｕ１．３〜２．４、Ｍｇ１．５〜２．６、ＭｎおよびＺｒ＜０．２５、ただし、高Ｚｎ含有量には好ましくは０．０５〜０．１５、他の元素はそれぞれ０．０５未満、合計で０．２５未満、を含んでなり、残りがアルミニウムであり、その際、（重量％で）０．１［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．２［Ｃｕ］＋２．１５、好ましくは０．２［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋２．１５である。本発明は、これら合金製品の製造方法、およびそれらの幾つかの好ましい用途、例えば航空宇宙における上側翼用途、にも関する。【特許請求の範囲】
【請求項１】
改良された耐食性と靱性の組合せを有する鍛造された高強度Ａｌ−Ｚｎ合金製品であって、実質的に（重量％で）
Ｚｎ      ６．０〜９．５
Ｃｕ      １．３〜２．４
Ｍｇ      １．５〜２．６
Ｍｎ      ＜０．１２
Ｚｒ      ＜０．２０
Ｃｒ      ＜０．１０
Ｆｅ      ＜０．２５
Ｓｉ      ＜０．２５
Ｔｉ      ＜０．１０
Ｈｆおよび／またはＶ＜０．２５、
所望によりＣｅおよび／またはＳｃ＜０．２０
各０．０５未満で、かつ合計で０．２５未満の他の複数の元素、残部アルミニウムを含んでなり、（重量％で）
０．１［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．２［Ｃｕ］＋２．１５
である、合金。
【請求項２】
Ｍｇの量（重量％）が、
０．２［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋２．１５
の範囲内にある、請求項１に記載の合金。
【請求項３】
Ｍｇの量（重量％）が、
０．２［Ｃｕ］＋１．４＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋１．９
の範囲内にある、請求項１に記載の合金。
【請求項４】
前記合金製品が、ＥＢまたはそれより優れた剥離腐食耐性(「ＥＸＣＯ」)を有する、請求項１に記載の合金。
【請求項５】
前記合金製品が、ＥＡまたはそれより優れた剥離腐食耐性(「ＥＸＣＯ」)を有する、請求項１に記載の合金。
【請求項６】
Ｃｕの量（重量％）が１．５〜２．１である、請求項１に記載の合金。
【請求項７】
Ｃｕの量（重量％）が１．５〜２．０である、請求項１に記載の合金。
【請求項８】
Ｚｒの量（重量％）が０．０５〜０．１５である、請求項１に記載の合金。
【請求項９】
Ｚｎの量（重量％）が約８．１である場合、ＭｇおよびＣｕの量（重量％）が約１．９３である、請求項１に記載の合金。
【請求項１０】
Ｍｎが０．０５未満である場合、Ｚｎの量（重量％）が６．１〜８．３、好ましくは６．１〜７．０である、請求項１に記載の合金。
【請求項１１】
Ｍｎが０．０２未満である場合、Ｚｎの量（重量％）が６．１〜８．３、好ましくは６．１〜７．０である、請求項１に記載の合金。
【請求項１２】
Ｚｎの量（重量％）が７．６を超える場合、Ｍｎの量（重量％）が０．０６〜０．１２である、請求項１に記載の合金。
【請求項１３】
Ｆｅの量（重量％）が０．１２未満である、請求項１に記載の合金。
【請求項１４】
Ｓｉの量（重量％）が０．１２未満である、請求項１に記載の合金。
【請求項１５】
前記合金が、２工程時効処理手順でＴ７９またはＴ７６焼戻しに、人工的に時効処理されている、請求項１に記載の合金。
【請求項１６】
前記２工程時効処理手順が、温度１０５℃〜１３５℃で２〜２０時間の第一熱処理、および１３５℃より高いが、２１０℃未満の温度で４〜１２時間の第二熱処理からなる、請求項１５に記載の合金。
【請求項１７】
前記製品がプレート製品である、請求項１に記載の合金。
【請求項１８】
前記製品が、厚さ１５〜４５ｍｍのプレート製品である、請求項１に記載の合金。
【請求項１９】
前記プレート製品が、薄い航空機部材である、請求項１８に記載の合金。
【請求項２０】
前記プレート製品が、細長い構造的形状の航空機部材である、請求項１８に記載の合金。
【請求項２１】
前記プレート製品が、航空機の上側翼部材である、請求項１８に記載の合金。
【請求項２２】
前記プレート製品が、航空機の上側翼の薄い外板部材である、請求項１８に記載の合金。
【請求項２３】
前記プレート製品が、航空機のストリンガーである、請求項１８に記載の合金。
【請求項２４】
前記プレート製品が、航空機の上側翼のストリンガーである、請求項１８に記載の合金。
【請求項２５】
請求項１に記載の、改良された耐食性と靱性の組合せを有する鍛造された高強度Ａｌ−Ｚｎ合金製品の製造方法であって、
ａ）下記の組成（重量％で）、すなわち
Ｚｎ      ６．０〜９．５
Ｃｕ      １．３〜２．４
Ｍｇ      １．５〜２．６
Ｍｎ      ＜０．１２
Ｚｒ      ＜０．２０、好ましくは０．０５〜０．１５
Ｃｒ      ＜０．１０
Ｆｅ      ＜０．２５
Ｓｉ      ＜０．２５
Ｔｉ      ＜０．１０
Ｈｆおよび／またはＶ＜０．２５、所望によりＣｅおよび／またはＳｃ＜０．２０
各０．０５未満で、かつ合計で０．２５未満の他の複数の元素、残部アルミニウムの組成を有し、（重量％で）
０．１［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．２［Ｃｕ］＋２．１５
であるインゴットを鋳造する工程、
ｂ）鋳造後、前記インゴットを均質化および／または予備加熱する工程、
ｃ）前記インゴットを熱間加工し、所望により冷間加工し、加工製品を形成する工程、
ｄ）溶体化熱処理する工程、および
ｅ）前記溶体化熱処理した製品を急冷する工程
を含んでなる、方法。
【請求項２５】
前記加工した、溶体化熱処理した製品を人工的に時効処理し、前記時効処理工程が、温度１０５℃〜１３５℃で２〜２０時間の第一熱処理、および１３５℃より高いが、２１０℃未満の温度で４〜１２時間の第二熱処理を含んでなる、請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記加工した、溶体化熱処理した製品を人工的に時効処理し、前記時効処理工程が、温度１０５℃〜１３５℃で２０時間を超え、３０時間未満の第三熱処理を含んでなる、請求項２５に記載の方法。
【請求項２７】
前記加工した、溶体化熱処理した製品を人工的に時効処理し、前記時効処理工程が、温度１０５℃〜１３５℃で２〜２０時間の第一熱処理、および１３５℃より高いが、２１０℃未満の温度で４〜１２時間の第二熱処理を含んでなる、請求項２５に記載の方法。
【請求項２８】
前記加工した、溶体化熱処理した製品を２工程時効処理手順で、Ｔ７９またはＴ７６焼戻しに人工的に時効処理する、請求項２４に記載の方法。
【請求項２９】
前記鋳造後のインゴットを均質化および／または予備加熱した後、前記インゴットを熱間加工し、所望により、厚さ１５ｍｍ〜４５ｍｍの加工製品に冷間加工する、請求項２４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【発明の分野】
【０００１】
本発明は、請求項１に記載の、改良された耐食性と靱性の組合せを有する、鍛造された高強度Ａｌ−Ｚｎ合金、請求項９に記載の、改良された耐食性および靱性の組合せを有する、鍛造された高強度Ａｌ−Ｚｎ合金の製造方法、および所望により該方法により製造されたそのような合金のプレート製品に関する。より詳しくは、本発明は、構造的航空用途に関するアルミニウム協会(Aluminum Association)の国際命名法でＡＡ７０００シリーズと呼ばれる、鍛造された高強度Ａｌ−Ｚｎ合金に関する。さらに詳しくは、本発明は、改良された強度、靱性および耐食性の組合せを有するＡｌ−Ｚｎ合金を得るための、特別な時効または焼戻しを必要としない、新規な成分範囲(chemistry window)に関する。
【背景技術】
【０００２】
この分野では、熱処理可能なアルミニウム合金を、比較的高い強度、高い靱性および耐食性が関与する多くの用途、例えば航空機の機体、車両部材、その他の用途に使用することが公知である。アルミニウム合金ＡＡ７０５０およびＡＡ７１５０は、Ｔ６型焼戻しで高強度を示す（米国特許第６，３１５，８４２号参照）。析出硬化させたＡＡ７ｘ７５、ＡＡ７ｘ５５合金製品も、Ｔ６焼戻しで高い強度値を示す。Ｔ６焼戻しは、合金の強度を高めることが知られており、その際、大量の亜鉛、銅およびマグネシウムを含む上記のＡＡ７ｘ５０、ＡＡ７ｘ７５およびＡＡ７ｘ５５合金製品は、それらの強度−対−重量比が高いことで知られており、従って、特に航空機工業で使用されている。しかし、これらの用途では非常に様々な気象条件にさらされるので、応力腐食および剥離の両方を含む腐食に対する十分な強度および耐性を与えるために、作業および時効条件を慎重に管理する必要がある。
【０００３】
応力腐食および剥離ならびに破壊靱性に対する耐性を高めるために、これらのＡＡ７０００シリーズアルミニウム合金を人工的に過時効にかけることが公知である。Ｔ７９、Ｔ７６、Ｔ７４またはＴ７３型焼戻しに人工的に時効にかけると、それらの応力腐食、剥離腐食に対する耐性および破壊靱性が上記の順で、ただしＴ６焼戻し条件と比較したコスト対強度で、改良される（Ｔ７３が最良であり、Ｔ７９はＴ６に近い）。妥当な焼戻し条件は、Ｔ７４型焼戻しであり、これは、妥当なレベルの引張強度、応力腐食耐性、剥離腐食耐性および破壊靱性を得るための、Ｔ７３とＴ７６の間の制限された過時効である。そのようなＴ７４焼戻しは、アルミニウム製品を温度１２１℃で６〜２４時間、１７１℃で約１４時間過時効にかけることによって行われる。
【０００４】
特定の航空機構成部品のための設計基準に応じて、強度、靱性または耐食性における小さな改良でも、重量が低下し、航空機の耐用寿命全体にわたる燃費の向上につながる。これらの要求に応えるために、他の７０００シリーズ型合金が開発されている。
【０００５】
ヨーロッパ特許第０３７７７７９号は、航空宇宙分野における、高い靱性および良好な腐食特性を備えたシートまたは薄板用途、例えば上側翼部材、の製造方法であって、重量％で
Ｚｎ      ７．６〜８．４
Ｃｕ      ２．２〜２．６
Ｍｇ      １．８〜２．１、
および
Ｚｒ      ０．５〜０．２
Ｍｎ      ０．０５〜０．４
Ｖ        ０．０３〜０．２
Ｈｆ      ０．０３〜０．５
から選択された一種以上の元素（該元素の合計は０．６重量％を超えない）、残りの部分を構成するアルミニウムおよび不可避な不純物からなる組成を有する素地を加工する工程、該製品を溶体化熱処理および急冷する工程、および該製品を、順に７９℃〜１６３℃の一種以上の温度で３回熱処理するか、またはそのような製品を先ず７９℃〜１４１℃の一種以上の温度に２時間以上加熱するか、または該製品を１４８℃〜１７４℃の一種以上の温度に加熱することにより、人工的時効にかける工程を含んでなる方法を開示している。これらの製品は、「ＥＢ」またはそれより優れた、改良された剥離腐食耐性を示し、Ｔ７６焼戻し条件における類似サイズのＡＡ７ｘ５０製品よりも約１５％大きな降伏強度を示す。これらの製品は、さらに、類似サイズの７ｘ５０−Ｔ７７製品（ＡＡ７１５０−Ｔ７７は、以下に基準合金として使用する）より少なくとも約５％大きな強度を示す。
【０００６】
米国特許第５，３１２，４９８号は、剥離耐性および破壊靱性が改良されており、過剰の銅およびマグネシウムが無いようにバランスのとれた亜鉛、銅およびマグネシウムレベルを有するアルミニウム系合金製品の製造方法を開示している。このアルミニウム系合金製品の製造方法は、１または２工程の時効処理を行うと共に、銅、マグネシウムおよび亜鉛を化学量論的に釣り合わせる。開示されている２工程時効順序では、合金を先ず約１２１℃で約９時間時効にかけ、続いて約１５７℃で約１０〜１６時間の第二時効工程にかけ、続いて空気冷却している。そのような時効方法は、下側翼の外板用途または機体の外板に使用される薄板またはシートを対象としている。
【０００７】
米国特許第４，９５４，１８８号は、下記の合金化元素、すなわち重量％で
Ｚｎ      ５．９〜８．２
Ｃｕ      １．５〜３．０
Ｍｇ      １．５〜４．０
Ｃｒ      ＜０．０４
合計０．５未満の他の元素、例えばジルコニウム、マンガン、鉄、ケイ素およびチタン、および残りの部分を構成するアルミニウムからなる合金を使用し、該合金を形状が予め決められた製品に加工し、該成形された製品を溶体化熱処理し、急冷し、該熱処理および急冷した製品を温度１３２℃〜１４０℃で６〜３０時間時効にかける、耐剥離性が改良されていることを特徴とする高強度アルミニウム合金を製造する方法を開示している。所望の特性である高強度、高靱性および高耐食性は、この合金で、例えば米国特許第３，８８１，９６６号または第３，７９４，５３１号により以前に開示されているように時効温度を高くするのではなく、低くすることにより、達成された。
【０００８】
公知の析出硬化させたアルミニウム合金ＡＡ７０７５および他のＡＡ７０００シリーズ合金は、Ｔ６焼戻し条件では、特定の条件下における十分な耐食性が得られないことが報告されている。しかし、合金の応力腐食割れに対する耐性を改良するＴ７型焼戻しは、Ｔ６条件と比較して、強度を大きく低下させる。
【０００９】
従って、米国特許第５，２２１，３７７号は、実質的に約７．６〜８．４重量％のＺｎ、約１．８〜２．２重量％のＭｇおよび約２．０〜２．６重量％のＣｕからなる合金製品を開示している。そのような合金製品は、良好な靱性および耐食性を有するその７ｘ５０−Ｔ６製品より約１０％高い降伏強度を示す。この降伏強度は、５７９ＭＰａを超え、剥離耐性（ＥＸＣＯ）レベルが「ＥＣ」であるか、またはそれより優れていることが報告されている。
【００１０】
米国特許第５，４９６，４２６号は、米国特許第５，２２１，３７７号に開示されているような合金、および熱間圧延、焼きなましおよび冷間縮小範囲が好ましくは２０％〜７０％以内である冷間圧延を含み、続いて好ましくは制御しながら焼きなましにかけ、ＡＡ７０７５−Ｔ６特性よりも優れた特性を示す合金の製法を開示している。ＡＡ７０７５−Ｔ６は、応力腐食耐性試験（３５％ＮａＣｌ交互浸漬試験におけるＳＣＣ耐性４０日）に１３８ＭＰａで不合格であるが、開示されている処理された合金はＳＣＣ耐性が２４１ＭＰａである。
【００１１】
米国特許第５，１０８，５２０号および第４，４７７，２９２号は、（１）合金を、室温よりかなり高いが、１６３℃より低い一種以上の温度で、実質的にピーク降伏強度未満への時効にかけること、（２）続いて合金を、約１９０℃の一種以上の温度で時効にかけ、合金の耐食性を増加すること、および（３）合金を、室温よりかなり高いが、１６３℃より低い一種以上の温度で時効にかけ、降伏強度を増加すること、を含んでなる３工程の時効を含む、溶体化熱処理した、析出硬化合金の時効方法を開示している。得られる製品は、良好な強度特性および良好な腐食性能を示した。しかし、３工程時効手順は、手間が掛かり、実行するのが困難なので、そのような合金の製造コストが増加する。
【発明の具体的説明】
【００１２】
そこで、本発明の目的は、高い強度を有し、靱性と腐食性能のバランスが改良された、好ましくはプレート製品用の改良されたＡｌ−Ｚｎ合金を提供することである。より詳しくは、本発明の目的は、航空宇宙における上側翼用途に使用できる、圧縮降伏強度が改良された、Ｔ７７焼戻しにおける従来のＡＡ７０５５合金の特性よりも優れた特性を有する合金を提供することである。
【００１３】
本発明の別の目的は、Ｔ６型焼戻しの範囲における強度、およびＴ７３型焼戻しの範囲における靱性および耐食性を示すＡＡ７０００シリーズアルミニウム合金を得ることである。
【００１４】
本発明のさらに別の目的は、時効−クリープ成形方法に使用でき、複雑で手間の掛かる時効処理を必要としない合金を提供することである。
【００１５】
本発明は、多くの好ましい目的を有する。
【００１６】
本発明の上記目的は、請求項１の特徴を使用することにより達成できる。他の好ましい実施態様は、従属請求項に記載および規定されている。そのような合金の好ましい製造方法は、請求項９に規定されており、それぞれのプレート製品は、請求項１４および対応する従属請求項に特許権請求され、記載されている。
【００１７】
以下に記載するように、他に指示がない限り、合金の名称および焼戻しの名称は、米国アルミニウム協会(US Aluminum Association)から出版されているAluminum Standards and Data and the Regislation Recordsにおけるアルミニウム協会名称による。他に指示がない限り、百分率はすべて重量％である。
【００１８】
本発明の上記目的は、改良された耐食性と靱性の組合せを有する高強度Ａｌ−Ｚｎ合金製品を使用することにより達成され、該合金は、実質的に（重量％で）
Ｚｎ      約６．０〜９．５
Ｃｕ      約１．３〜２．４
Ｍｇ      約１．５〜２．６
Ｍｎ      ＜０．１２
Ｚｒ      ＜０．２０、好ましくは０．０５〜０．１５
Ｃｒ      ＜０．１０
Ｆｅ      ＜０．２５、好ましくは＜０．１２
Ｓｉ      ＜０．２５、好ましくは＜０．１２
Ｔｉ      ＜０．１０
Ｈｆおよび／またはＶ＜０．２５、および
所望によりＣｅおよび／またはＳｃ＜０．２０、特に０．０５〜０．１５、
各０．０５未満で、かつ合計で０．２５未満の他の複数の元素、残部アルミニウムを含んでなり、（重量％で）
０．１［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．２［Ｃｕ］＋２．１５、
好ましくは０．２［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋２．１５
である。
【００１９】
ＡＡ７０００シリーズ合金に対するそのような成分範囲は、好ましくは航空宇宙用上側翼用途に使用できる薄いプレート製品に製造した時に、優れた特性を示す。
【００２０】
上に規定する合金は、上記の手間の掛かる複雑なＴ７７時効サイクルを使用せずに、Ｔ７７焼戻しにおけるＡＡ７ｘ５０またはＡＡ７ｘ５５シリーズの既存の合金と同等であるか、またはより優れた特性を有する。この化学組成から得られるアルミニウム製品は、コストの問題に関して優れているのみならず、必要な処理工程が少ないので、製造も簡単である。さらに、この化学組成には、Ｔ７７焼戻し合金を使用した場合には適用できない新規な製造技術、例えば時効クリープ成形、が可能である。上に規定する化学組成は、Ｔ７７焼戻しに時効処理することもでき、その際、以下に説明するように、耐食性が２工程時効製法と比較してさらに改良され、特に剥離腐食性能が強化される。
【００２１】
本発明の、大量のＺｎおよび特別な範囲のＭｇとのＣｕの組合せを使用する、元素の選択された範囲により、強度、靱性および腐食性能、例えば剥離腐食耐性および応力腐食割れ耐性、の非常に優れた組合せが得られることが分かった。
【００２２】
剥離および応力腐食割れ性能を改良するには、銅含有量を高く維持すべきであることが報告されているのに対し、強度と密度のより優れた組合せは、比較的低い亜鉛含有量で達成できることが報告されている。
【００２３】
しかし、本発明では、亜鉛の量を多くすると共に、マグネシウムと銅の比を最適にすることにより、良好な腐食性能および従来のＴ７７焼戻し合金よりも優れた靱性を維持しながら、より優れた強度が得られることが分かった。従って、亜鉛、マグネシウムおよび銅の組み合わせ含有量を、マンガンを全く含まない場合には約１１．５０〜１２．５０（重量％）の範囲内に、好ましくは０．０６〜０．１２（重量％）であるマンガンの存在下では１１．００未満にするのが有利である。
【００２４】
マグネシウムの好ましい量は、０．２［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋２．１５、最も好ましくは０．２［Ｃｕ］＋１．４＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋１．９である。銅は、約１．５〜２．１、より好ましくは１．５〜２．０未満である。マグネシウムおよび銅のバランスは、本発明の化学にとって重要である。
【００２５】
銅およびマグネシウムは、合金に強度を付与するための重要な元素である。マグネシウムおよび銅の量が低過ぎると、強度が低下し、マグネシウムおよび銅の量が高過ぎると、腐食性能が悪くなり、合金製品の溶接性に関する問題が生じる。先行技術は、特殊な時効手順を使用して強度を改良し、良好な腐食性能を達成するために、少量のマグネシウムおよび銅を使用している。強度、靱性および腐食性能を調和させるために、銅およびマグネシウムの量（重量％）を約１．５〜２．３にすることにより、厚い合金製品で良好なバランスが得られることが分かった。しかし、腐食性能は薄い合金製品にとって不可欠なパラメータなので、使用する銅およびマグネシウムの量を少なくする必要があり、そのために強度が低下する。本発明で特許権請求する化学組成により、Ｔ７４焼戻し合金の特性に類似した腐食性能を維持しながら、Ｔ６焼戻し合金の領域にある強度レベルを達成することができる。
【００２６】
マグネシウムおよび銅の量とは別に、本発明は、マグネシウムおよび銅の亜鉛に対するバランス、特にマグネシウムの亜鉛に対するバランスを開示するが、これが合金にこれらの性能特性を与えている。本発明の合金の改良された耐食性は、ＥＢ以上の、好ましくはＥＡ以上の剥離耐性(「ＥＸＣＯ」)を有する。
【００２７】
これらの剥離特性は、Ｔ６の典型的な性能と共に、Ｔ７３、Ｔ７４およびＴ７６焼戻しに時効処理したＡＡ７０７５、ＡＡ７０５０およびＡＡ７１５０製品に現在必要とされる応力腐食割れ(「ＳＣＣ」)耐性および剥離耐性(「ＥＸＣＯ」)に関する標準により測定される。市販の合金がＳＣＣ標準に適合するか、否かを決定するために、特定の試験試料を予め規定された試験条件にかける。棒状の試料を３．５％ＮａＣｌ水溶液に１０分間浸漬し、続いて両端から一定ひずみ（応力レベル）で引っ張りながら、５０分間空気乾燥させるサイクルにかける。そのような試験は、通常、最少２０日間（または試料が２０日経過する前に破損した、または割れた場合には、より短い時間）行う。この試験は、ＡＳＴＭ標準Ｇ４７（Ｇ４７−９８）試験である。
【００２８】
ＡＳＴＭ標準Ｇ４７（Ｇ３８−７３）により行う、別の好ましいＳＣＣ試験を、薄いプレート製品を含む押出合金製品に使用する。この試験は、Ｃ字形リングの対向末端を、一定のひずみレベルおよび上記の条件と実質的に類似した交互浸漬条件を使用しながら、圧縮することからなる。ＡＡ７０７５、ＡＡ７０５０またはＡＡ７１５０−Ｔ６焼戻し処理した合金はＳＣＣ試験に２０日未満で不合格となり、剥離特性はＥＣまたはＥＤであり、耐食性は焼戻しＴ７６−、Ｔ７４−、Ｔ７３で向上する。Ｔ７３の剥離特性は、ＥＡであるか、またはそれより優れている。具体的な例は、以下に記載する。
【００２９】
本発明の合金は、亜鉛の量（重量％）が約８．１である場合、マグネシウムと銅の好ましい量は約１．９３である。しかし、マンガンが０．０５未満、好ましくは０．０２未満である場合、亜鉛の量（重量％）は６．１〜８．３、より好ましくは６．１〜７．０である。本発明の幾つかの好ましい実施態様を下記の例で説明する。
【００３０】
亜鉛の量（重量％）が約７．６を超える場合、マグネシウムの量は好ましくは約０．０６〜０．１２である。マンガンは、合金微小構造の再結晶を引き起こすことができる操作の際に粒度調整に寄与するか、または粒度調整を促進する。好ましいマンガンのレベルは、従来のＡＡ７０００シリーズ合金におけるよりも低いが、亜鉛を多くする場合、引き上げることができる。
【００３１】
追加の合金化元素Ｃｅおよび／またはＳｃの量は、０．２０未満、好ましくは０．０５〜０．１５、最も好ましくは約０．１０である。
【００３２】
改良された耐食性と靱性の組合せを有する高強度Ａｌ−Ｚｎ合金製品の好ましい製造方法は、
ａ）下記の組成（重量％で）、すなわち
Ｚｎ      約６．０〜９．５
Ｃｕ      約１．３〜２．４
Ｍｇ      約１．５〜２．６
Ｍｎ      ＜０．１２
Ｚｒ      ＜０．２０、好ましくは０．０５〜０．１５
Ｃｒ      ＜０．１０
Ｆｅ      ＜０．２５
Ｓｉ      ＜０．２５
Ｔｉ      ＜０．１０
Ｈｆおよび／またはＶ＜０．２５、所望によりＣｅおよび／またはＳｃ＜０．２０
各０．０５未満で、かつ合計で０．２５未満の他の複数の元素、残部アルミニウムの組成を有し、（重量％で）
０．１［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．２［Ｃｕ］＋２．１５
であるインゴットを鋳造する工程、
ｂ）鋳造後、該インゴットを均質化および／または予備加熱する工程、
ｃ）該インゴットを熱間加工し、所望により冷間加工し、加工製品を形成する工程、
ｄ）該合金中の実質的にすべての可溶性構成成分を固溶体にするのに十分な温度で、十分な時間、溶体化熱処理する工程、および
ｅ）溶体化熱処理した製品を、水または他の急冷媒体を使用し、噴霧急冷または浸漬急冷の一方により急冷する工程
を含んでなる。
【００３３】
本発明の特性は、加工した、溶体化熱処理した製品を人工的に時効処理することを含む好ましい方法により、さらに達成することができ、その際、時効処理工程は、温度１０５℃〜１３５℃、好ましくは約１２０℃で２〜２０時間、好ましくは約８時間第一熱処理し、１３５℃より高いが、２１０℃未満、好ましくは約１５５℃の温度で４〜１２時間、好ましくは８〜１０時間第二熱処理することを含んでなる。
【００３４】
そのような２工程時効処理を通して、Ｔ７６焼戻し合金の腐食性能と同等の腐食性能が達成される。しかし、加工し、熱処理した製品を人工的に時効処理にすることもでき、その場合、時効処理工程は、温度１０５℃〜１３５℃で、２０時間を超え、３０時間未満で行う第三熱処理を含んでなる。このＴ７７焼戻し時効処理手順は、公知であり、２工程時効処理手順と比較して性能特性をさらに向上させる。しかし、２工程時効処理手順により、Ｔ７７焼戻し製品に部分的に匹敵し、部分的により優れた、薄いアルミニウム合金製品が得られる。
【００３５】
さらに、加工し、熱処理した製品を、２工程時効処理手順でＴ７９−またはＴ７６−焼戻しに人工的に時効処理にすることもできる。鋳造後のインゴットを均質化および／または予備加熱した後、好ましくはインゴットを熱間加工し、所望により、熱間加工した製品を１５ｍｍ〜４５ｍｍの加工製品に冷間加工し、薄いプレートを得ることを推奨できる。
【００３６】
そのような高強度Ａｌ−Ｚｎ合金のプレート製品は、上記の組成を有するか、または上記の方法により製造される合金により、得ることができる。そのようなプレート製品は、好ましくは薄い航空機部材として、より好ましくは細長い構造的形状の部材として使用できる。上側翼部材、好ましくは航空機の上側翼またはストリンガーの薄い外板部材として使用するプレート製品がさらに好ましい。
【実施例】
【００３７】
本発明の合金の、上記の、および他の特徴および利点は、下記の好ましい実施態様の詳細な説明から容易に理解できる。
【００３８】
例１
本発明の合金およびＡＡ７１５０−Ｔ７７合金を比較する試験を行った。本発明の合金例は、従来のＡＡ７１５０−Ｔ７７焼戻し合金よりも改良されていることが分かった。
【００３９】
工業的規模で、４種類の異なったアルミニウム合金をインゴットに鋳造し、均質化し、４１０℃で６時間以上予備加熱し、３０ｍｍプレートに熱間圧延した。その後、プレートを４７５℃で溶体化熱処理し、水で急冷した。その後、急冷した製品を２工程Ｔ７９−Ｔ７６時効処理手順により時効処理した。化学的組成を表１に示す。
【００４０】
表１
薄いプレート合金の化学組成（重量％）、残りはアルミニウムおよび不可避な不純物、合金１〜４はＭｎ≦０．０２

Ｓｉ    Ｆｅ    Ｃｕ    Ｍｎ    Ｍｇ    Ｃｒ    Ｚｎ    Ｔｉ    Ｚｒ  
合金１  0.03    0.06    2.23    0.00    2.08    0.00    6.24    0.03    0.10  
(7050)                                                                        
合金２  0.05    0.08    2.05    0.01    2.04    0.01    6.18    0.04    0.11  
合金３  0.05    0.09    2.20    0.01    2.30    0.01    7.03    0.04    0.10  
合金４  0.04    0.07    1.91    0.02    2.13    0.00    6.94    0.03    0.11  
【００４１】
次いで、時効処理した合金を下記の試験条件で試験した。
【００４２】
引張降伏強度は、ＥＮ１０．００２により測定し、剥離耐性(「ＥＸＣＯ」)は、ＡＳＴＭ  Ｇ−３４−９７により測定し、応力腐食割れ(「ＳＣＣ」)は、すべてＳＴ方向で、ＡＳＴＭ  Ｇ−４７−９８により測定し、Kahn−引裂き（靱性）は、ＡＳＴＭ  Ｅ−３９９により測定し、圧縮降伏強度(「ＣＹＳ」)は、ＡＳＴＭ  Ｅ−９により測定した。
【００４３】
表１に示す４種類の合金の、Ｔ７９−Ｔ７６時効処理したプレート製品の結果を、表２ａに、従来のＡＡ７１５０−Ｔ７７焼戻し合金と比較して示し、表２ｂに、従来のＡＡ７１５０−Ｔ７６／Ｔ７４／Ｔ６焼戻し合金と比較して示す。
【００４４】
表２ａ
３種類の基準合金（ＡＡ７１５０−Ｔ７７）と比較した表１の合金（３０ｍｍプレート）の強度および靱性の概観、合金１〜４はＴ７９−Ｔ７６に時効処理

Ｒｐ−Ｌ      ＣＹＳ−ＬＴ        ＥＸＣＯ        Ｋ１Ｃ−ＬＴ  
(MPa)           (MPa)                             (MPa√m)     
合金１          555             565               ＥＣ             35.1       
合金２          561             604             ＥＡ／Ｂ           34.5       
合金３          565             590               ＥＢ             29.1       
合金４          591             632               ＥＢ             28.9       
AA7150-T77      586             -                 ＥＢ             28.6       
AA7150-T77      579             -                 ＥＢ             29.2       
AA7150-T77      537             -                 ＥＡ             33.2       
ＮＦ＝４０日後に損傷無し
【００４５】
表２ｂ
３種類の基準合金（ＡＡ７１５０−Ｔ７６、ＡＡ７１５０−Ｔ７４、ＡＡ７１５０−Ｔ６）と比較した表１の合金（３０ｍｍプレート）の腐食性能の概観、合金１〜４はＴ７９−Ｔ７６に時効処理

ＳＣＣ閾              
合金１                １７２ＭＰａでＮＦ    
合金２                ２４０ＭＰａでＮＦ    
合金３                ２４０ＭＰａでＮＦ    
合金４                ２４０ＭＰａでＮＦ    
AA7150-T76            １１７−１７２ＭＰａ  
AA7150-T74                ２４０ＭＰａ      
AA7150-T6                 ＜４８ＭＰａ      
ＮＦ＝４０日後に損傷無し
【００４６】
表２ａ、ｂから分かるように、合金１、２および４は、より優れた強度／靱性の組合せを示す。合金２、３および４は、すべて妥当なＥＸＣＯ性能を有し、合金２、３および４は、合金Ｎｏ．１（ＡＡ７０５０合金）よりも大幅に高い圧力降伏強度を有する。合金２および４は、航空宇宙における上側翼用途に非常に好適な特性バランスを示し、従来の７１５０−Ｔ７７合金の特性バランスよりも優れた特性バランスを示している。しかし、表３に示すように、本発明の合金にＴ７７焼戻しを使用することも可能である。
【００４７】
表３
Ｔ７７焼戻し条件により焼き戻した合金２および４、強度、靱性および腐食性能の概観

Rp-L        CYS-LT        EXCO        K１Ｃ-LT        SCC閾     
(MPa)        (MPa)                    (MPa√m)                   
合金２      585          613           EA          32.2         240MPaでNF  
合金４      607          641           EA          26.4         240MPaでNF  
【００４８】
別のＳＣＣ試験を有望な合金Ｎｏ．４に行ったが、そこでは、合金４の試料をＡＳＴＭ  Ｇ−４７−９８（ＡＡ７０００シリーズアルミニウム合金製品の応力腐食割れに対する感受性を測定するための標準的な試験方法）に記載されている手順により調製し、ＡＳＴＭ  Ｇ−４４−９４（３．５％ＮａＣｌ溶液に交互浸漬することにより、金属および合金の応力腐食割れ耐性を評価するための標準的な方法に従う交互浸漬）に規定される腐食性雰囲気に露出した。
【００４９】
表４に示すように、４種類の応力レベルを合金４の試料に対して選択した。各応力レベルに対して、３個の試料を試験環境（ＡＳＴＭ  Ｇ−４４）に露出した。１個は１週間後に取り出し、他の２個は４０日間露出した。露出中に亀裂が生じなかった場合、引張特性を表４に示すように測定した。
【００５０】
表４
４種類の異なった応力レベルに露出した後の試料４の引張強度特性、予備応力はＬＴ方向に作用していた。

合金４    予備応力                引張強度[MPa]           
[MPa]          １週間            ４０日間      
３００        ５２４．３        ４２８．０    
３４０        ５１３．１        ４１６．９    
３８０        ５０３．１        ４２４．５    
４２０        ５１５．５        ４２５．１    
【００５１】
図４から分かるように、負荷の増加と共に残留強度の低下は測定されなかった、すなわち、引張強度特性に関する限り、測定できる応力腐食は４０日後にも現れなかった。
【００５２】
例２
より高い強度レベルが必要とされ、靱性はあまり重要ではない場合、上側翼用途には、ＡＡ７１５０−Ｔ７７合金の代わりに、従来のＡＡ７０５５−Ｔ７７合金が好ましい。従って、本発明は、従来のＡＡ７０５５−Ｔ７７合金と等しいか、またはそれより優れた特性を示す最適な銅およびマグネシウムの範囲を開示する。
【００５３】
表５に示すような化学組成を有する１１種類の異なったアルミニウム合金をインゴットに鋳造した。
【００５４】
表５
１１種類の合金の化学組成（重量％）、残りの部分はアルミニウムおよび不可避な不純物、Ｚｒ＝０．０８、Ｓｉ＝０．０５、Ｆｅ＝０．０８である。

合金      Ｃｕ        Ｍｇ        Ｚｎ        Ｍｎ    
１      2.40        2.20        8.2         0.00    
２      1.94        2.33        8.2         0.00    
３      1.26        2.32        8.1         0.00    
４      2.36        1.94        8.1         0.00    
５      1.94        1.92        8.1         0.00    
６      1.30        2.09        8.2         0.00    
７      1.92        1.54        8.1         0.00    
８      1.27        1.57        8.1         0.00    
９      2.34        2.25        8.1         0.07    
１０     2.38        2.09        8.1         0.00    
１１     2.35        1.53        8.2         0.00    
【００５５】
強度および靱性は、鋳造合金を４１０℃で６時間予備加熱し、次いで合金を２８ｍｍゲージに熱間圧延してから測定した。その後、溶体化熱処理を４７５℃で行い、水で急冷した。時効処理は、１２０℃で８時間、および１５５℃で８〜１０時間（Ｔ７９−Ｔ７６焼戻し）行った。結果を表６に示す。
【００５６】
表６
表５に示す１１種類の合金の、指定する方向における強度および靱性の概観

Ｒｐ                      Ｒｍ                  Ｋｑ        
合金        Ｌ          ＬＴ          Ｌ          ＬＴ            Ｌ−Ｔ      
１        628         596           651         633             28.9        
２        614         561           642         604             29.3        
３        566         544           596         582             39.0        
４        614         568           638         604             33.0        
５        595         556           620         590             37.1        
６        562         513           590         552             38.6        
７        549         509           573         542             41.7        
８        530         484           556         522             41.9        
９        628         584           644         618             26.6        
１０       614         575           631         606             28.1        
１１       568         529           594         568             36.6        
【００５７】
合金３〜８および１１は良好な靱性を示したのに対し、合金１〜５および９および１０は良好な強度特性を示した。従って、合金３、４および５は、強度と靱性の良好なバランスを示すので、亜鉛が８．１の量で存在する場合、銅含有量が１．３を超え、マグネシウム含有量が１．６（重量％で）を超えることは明らかである。そのような量は、銅およびマグネシウム範囲の下限である。表６から分かるように、銅およびマグネシウムレベルが高過ぎる場合（合金１、２、９および１０）、靱性は許容できない低いレベルに低下する
。
【００５８】
例３
本発明の合金の特性に対するマンガンの影響を調べた。最適マンガンレベルは、亜鉛量が高い合金では０．０５〜０．１２であることが分かった。これらの結果を表７および８に示す。記載していない化学特性および処理パラメータは、すべて例２の特性およびパラメータと同等である。
【００５９】
表７
３種類の合金（Ｍｎ−０、Ｍｎ−１およびＭｎ−２）の化学組成（重量％）、残りはアルミニウムおよび不可避な不純物、Ｚｒ＝０．０８、Ｓｉ＝０．０５、Ｆｅ＝０．０８

合金          Ｃｕ            Ｍｇ            Ｚｎ            Ｍｎ        
Ｍｎ−０      １．９４        ２．３３        ８．２          ０．００    
Ｍｎ−１      １．９４        ２．２７        ８．１          ０．０６    
Ｍｎ−２      １．９６        ２．２９        ８．２          ０．１２    
【００６０】
表８
表７に示す３種類の合金の、指定する方向における強度および靱性の概観

合金              Ｒｐ                      Ｒｍ                  Ｋｑ      
Ｌ          ＬＴ          Ｌ          ＬＴ            Ｌ−Ｔ    
Ｍｎ−０    614         561           642         604             29.3      
Ｍｎ−１    612         562           635         602             31.9      
Ｍｎ−２    612         560           639         596             29.9      
【００６１】
表８に示すように、強度特性が増加するにつれて、靱性は低下する。亜鉛量が高い合金では、最適マンガンレベルは０．０５〜０．１２である。
【００６２】
例４
より高い強度レベルが必要であり、靱性はあまり重要ではない場合、上側翼用途用の合金としては、ＡＡ７１５０−Ｔ７７合金の代わりに、従来のＡＡ７０５５−Ｔ７７合金が好ましい。従って、本発明は、従来のＡＡ７０５５−Ｔ７７合金と等しいか、またはそれより優れた特性を示す、銅およびマグネシウムの最適範囲を開示する。
【００６３】
２種類の異なったアルミニウム合金を、表９に示す化学組成を有するインゴットに鋳造した。
【００６４】
表９
３種類の合金の化学組成（重量％）、残りはアルミニウムおよび不可避な不純物、Ｚｒ＝０．０８、Ｓｉ＝０．０５、Ｆｅ＝０．０８、（Ｒｅｆ＝ＡＡ７０５５合金）

合金    Ｓｉ    Ｆｅ    Ｃｕ    Ｍｎ    Ｍｇ    Ｃｒ    Ｚｎ    Ｔｉ    Ｚｒ  
１    0.05    0.09    2.24    0.01    2.37    0.01    7.89    0.04    0.10  
２    0.04    0.07    1.82    0.08    2.18    0.00    8.04    0.03    0.10  
Ref.                    2.1-            1.8-            7.6-
2.6             2.2             8.4                   
【００６５】
合金１および２を、それらの強度特性に関して試験した。これらの特性を表１０に示す。合金２は、２種類の焼戻し条件（Ｔ７９−Ｔ７６およびＴ７７）により焼戻し処理した。基準合金ＡＡ７０５５は、Ｔ７７焼戻し（Ｍ−Ｒｅｆ）で測定し、Ｔ７７焼戻しにおけるＡＡ７０５５基準合金の技術的データも示す（Ｒｅｆにより）。
【００６６】
表１０
表９に示す本発明の２種類の合金の、合金Ｎｏ．２は２種類の焼戻し条件における強度の概観、基準合金（ＡＡ７０５５）測定（Ｍ−Ｒｅｆ）および技術シート（Ｒｅｆ）

合金    焼戻し       Rp-L      Rp-LT     Rp-ST     Rm-L      Rm-LT     Rm-ST  
１    T79-T76      604       593       559       634       631       613    
２    T79-T76      612       598       571       645       634       618    
２     T77         619       606       569       640       631       610    
Ref      T77         614       614        -        634       641        -     
M-Ref    T77         621       611       537       638       634       599    
【００６７】
ＬＴおよびＴＬ方向における靱性ならびにＬおよびＬＴ方向における圧縮降伏強度ならびに腐食性能特性を表１１に示す。
【００６８】
表１１
表９に示す本発明の２種類の合金の、異なった焼戻し条件および異なった試験方向における靱性およびＣＹＳ特性、ＮＦ＝指定する応力レベルで４０日後に損傷無し、その他は試料が破損した日を示す。

合金    焼戻し      ＫＩＣ   ＫＩＣ   CYS-L     CYS-LT    EXCO     SCC   
(L-T)    (T-L)                                            
１    T79-T76     21.0      -       596       621        EC      2,3,8      
２    T79-T76     28.9     27.1     630       660        EB      172MPaで  
NF         
２     T77        28.8     26.5     628       656        EA      210MPaで   
NF         
Ref      T77        28.6     26.4     621       648        EB      103MPaで
NF         
M-Ref    T77         -        -        -         -         EB      103MPaで  
NF         
【００６９】
本発明の合金は、従来のＡＡ７０５５−Ｔ７７合金と同等の引張特性を有する。しかし、ＳＴ方向における特性は、従来のＡＡ７０５５−Ｔ７７合金のそれよりも優れている。応力腐食性能もＡＡ０５５−Ｔ７７合金よりも優れている。従って、本発明の合金は、ＡＡ７０５５−Ｔ７７焼戻し合金の安価な代替品として使用でき、時効クリープ成形にも使用でき、その際、優れた圧縮降伏強度および耐食性を示す。
【００７０】
以上、本発明を十分に説明したが、当業者には明らかな様に、ここで説明した本発明の精神または範囲から離れることなく、多くの変形および修正を行うことが可能である。本発明は、付随する請求項により規定される。
【国際調査報告】
2006522872.tif 000002
2006522872.tif 000003
2006522872.tif 000004