(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
重量％において２．００〜３．００％の銅、
重量％において１．４０〜１．９０％のマグネシウム、
重量％において０．２０〜０．７０％のマンガン、
重量％において０〜０．３０％の鉄、
重量％において０〜０．３０％のニッケル、
重量％において０〜０．１５％のチタン、
重量％において少なくとも０．０５％のシリコン、および、
重量％において０〜１．１０％の銀を含有し、残部がアルミニウムとされてなるような、アルミニウムを主成分とする合金から形成される航空機用構造材料であって、
前記合金のシリコン含有量Ｔ（Ｓｉ）、前記合金のマグネシウム含有量Ｔ（Ｍｇ）、および、前記合金の銀含有量Ｔ（Ａｇ）は、関係式
０．４０≦Ｔ（Ｓｉ）＋０．４  Ｔ（Ａｇ）≦０．６０    （１）
、および、
Ｔ（Ｓｉ）＋Ｔ（Ａｇ）＋１．１Ｔ（Ｍｇ）≦２．６      （２）
を満足することを特徴とする航空機用構造材料。
【請求項２】
銀を一切含有することなく、かつ、重量％において０．４０〜０．６０％のシリコンを含有する合金から形成されることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項３】
重量％において０．２０〜０．４０％のシリコンを含有し、かつ、重量％において０．４０〜０．６０％の銀を含有する合金から形成されることを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項４】
前記材料は、超音速航空機における表層材料を形成することを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項５】
前記材料は、超音速航空機におけるフレームを形成することを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項６】
前記材料は、超音速航空機における表層補強材料を形成することを特徴とする請求項１記載の材料。
【請求項７】
前記合金から形成される金属シートから形成されたことを特徴とする請求項４〜６のいずれか１項に記載の材料。
【請求項８】
前記合金から形成される押出品から形成されたことを特徴とする請求項４〜６のいずれか１項に記載の材料。
【請求項９】
前記合金から形成される鍛造品から形成されたことを特徴とする請求項４〜６のいずれか１項に記載の材料。
【請求項１０】
前記合金から形成される型鍛造品から形成されたことを特徴とする請求項４〜６のいずれか１項に記載の材料。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、アルミニウムを主成分とする新規な合金から形成される航空機用構造材料に関するものである。この場合、アルミニウムを主成分とする新規な合金自体の性質は、応力腐食に対して良好な耐性を示し、高温高応力条件のもとで意義深く長寿命であり、そして、従来のアルミニウム合金からなる材料と比較してずっと大きなダメージに対する許容度を有している。
【０００２】
本発明の構造材料の好ましい応用は、超音速航空機の機体表層あるいは翼の製造に関するものであり、また、そのような表層のフレームや補強材の製造に関するものである。
【０００３】
より一般的には、本発明の構造材料は、１００℃〜１３０℃の温度において最小飛行時間の仕様が６０，０００時間であるようないかなる航空機におけるいかなる材料としても使用することができる。この状況においては、本発明の構造材料は、また、ヘリコプターにおける高温領域において、また、航空機車輪において使用することができる。
【０００４】
【従来の技術および発明が解決しようとする課題】
Ｃｏｎｃｏｒｄｅ社が超音速航空機を開発したときに、アルミニウムを主成分とする新規な合金が開発・完成された。この合金は、ＡＵ２ＧＮ合金、あるいは、２６１８Ａ合金（Ａｌ−２Ｃｕ−Ｍｇ−Ｎｉ）と称される。この工業的構成には、また、重量％において、０．２０％のシリコン、１．０６％の鉄、および、０．０９％のチタンが含有されている。
【０００５】
応力１５０ＭＰａ、温度１３０℃におけるこの合金２６１８Ａのクリープ変形が、約１５，０００時間という超音速飛行持続時間を可能とする。この超音速飛行持続時間は、Ｃｏｎｃｏｒｄｅ社の超音速プログラムに定めた時間的な目的に適するものであるけれども、このタイプの合金に基づく新規な超音速航空機の開発にとっては、低すぎるものである。
【０００６】
特に、将来の商業的な超音速航空機は、現在の商業的な亜音速航空機と同等の寿命を有していなければならない。これは、６０，０００時間の超音速飛行を含む少なくとも８０，０００時間の飛行をしなければならないことになることを意味する。機体、および、翼の下表面を形成する材料のように、最も高温および引っ張り応力に曝される構造材料は、したがって、１３０℃の温度および１５０ＭＰａの応力において、１２０，０００時間（すなわち、目標の超音速飛行時間の２倍）の飛行後に、０．１％以下のクリープ変形を有する材料から形成されなければならないことになる。
【０００７】
フランス特許明細書Ａ−２ ２７９ ８５２号においては、合金２６１８Ａを、通常、合金２６５０（Ａｌ−２Ｃｕ−Ｍｇ）と称される新規なアルミニウム合金の形態に改良するための提案がなされている。その工業的な形態においては、合金は、また、重量％において、０．３４％のマンガンと、０．２１％のシリコンと、０．２０％の鉄と、０．２１％のニッケルと、０．１０％のチタンと、０．０２％のジルコニウムとを含有している。
【０００８】
合金２６１８Ａと比較して、合金２６５０は、ダメージに対する許容度が改良された。言い換えれば、合金２６５０は、一定負荷のもとでのクラック伝搬に対するより良好な耐性を有している。他方、１３０℃に近い温度および１５０ＭＰａの負荷におけるクリープ変形特性は、合金２６１８Ａに対する値とほとんど変わらないままである。
【０００９】
同時に、異なる温度での合金２６１８Ａのクリープ耐性を解析するために、合金２６１８Ａに関して多数の研究が行われた。特に、この主題に関しては、Ｈ．ＭＡＲＴＩＮＯＤ氏他による”Fluage de longue duree de l'alliage AU2GN” と題する Memoires Scientifiques Revue Metallurgique, LXVI, No. 4, 1969における文献、および、Ｄ．ＡＤＥＮＩＳ氏他による”Relation entre la resis-tance au fluage et la microstructure de l'AU2GN” と題する Memoires Sci-entifiques Revue Metallurgique, LXVI, No. 10, 1969における文献に注意されたい。
【００１０】
特に、これら文献においては、合金２６１８Ａにおけるシリコン含有量が、高温での長期にわたるクリープ耐性に与える影響について、研究がなされている。とりわけ、ＭＡＲＴＩＮＯＤ氏他による上記文献においては、１７５℃において０．１５％の最小シリコン含有量が良好なクリープ耐性に必要であることが示されている。さらに、ＡＤＥＮＩＳ氏他による上記文献においては、１３０℃の温度では、０．０３％のシリコン含有量に対して非常に大きなクリープ歪が起こり、また、この現象は、シリコン含有量が０．０９％にまで増加したときには消失することが観測されている。しかしながら、この比率よりもシリコン含有量を増加させてもクリープ歪には何ら意味のある影響は与えないことが示されている。
【００１１】
合金２６５０に関する上記フランス特許明細書Ａ−２ ２７９ ８５２号における提案の１つは、合金に０〜１％の銀を添加することである。しかしながら、この添加の影響については言及されていない。
【００１２】
また、欧州特許明細書Ａ−０− ２２４ ０１６号は、多量の銅を含有したアルミニウムを主成分とする合金を提案している。これは、合金２６１８Ａおよび２６５０とは大きく異なるものである。この合金は、０．１０％よりも少ないシリコン、および、０．２〜１．０％の銀を含有している。１８０℃および２５０ＭＰａの応力において、５００時間の後に０．２％のクリープ変形が得られている。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明の目的は、本来的な性質が、構造材料に対して、応力腐食に対して良好な耐性を与え、またダメージに対する大きな強度を与え、さらに長い寿命を与え、しかも構造の他の機械的特性をもたらすことがないようなアルミニウムを主成分とする合金から形成される航空機用構造材料にある。
【００１４】
本発明の他の目的は、材料のクリープ変形を、１３０℃の温度および１５０ＭＰａの応力における１２０，０００時間の使用後において０．１％よりも小さな値に制限し得るアルミニウムを主成分とする合金から形成される航空機用構造材料にある。
【００１５】
本発明の他の目的は、応力腐食に鈍感な、言い換えれば、２５０ＭＰａの応力において３．５％のＮａＣｌ溶液中への３０日にわたる標準的な浸漬−引上を繰り返す試験の後にも降伏しないアルミニウムを主成分とする合金から形成される航空機用構造材料にある。
【００１６】
出願人は、２６５０合金から派生したアルミニウム合金、特にマグネシウム、シリコン、そして可能であれば銀を含有するアルミニウム合金から構造材料を構成することにより上記目的が達成されることを発見した。この場合、シリコンとマグネシウムの含有量が、加えてもし存在するならば銀の含有量が２つの与えられた関係式に従うこと、および、ジルコニウムの含有量が０．０５％より少ないかまたは等しいことが条件である。
【００１７】
さらに厳密には、上記目的は、重量％において２．００〜３．００％の銅、重量％において１．４０〜１．９０％のマグネシウム、重量％において０．２０〜０．７０％のマンガン、重量％において０〜０．３０％の鉄、重量％において０〜０．３０％のニッケル、重量％において０〜０．１５％のチタン、重量％において少なくとも０．０５％のシリコン、および、重量％において０〜１．１０％の銀を含有し、残部がアルミニウムとされてなるような、アルミニウムを主成分とする合金から形成される航空機用構造材料であって、合金のシリコン含有量Ｔ（Ｓｉ）、合金のマグネシウム含有量Ｔ（Ｍｇ）、および、合金の銀含有量Ｔ（Ａｇ）が、関係式
０．４０≦Ｔ（Ｓｉ）＋０．４  Ｔ（Ａｇ）≦０．６０    （１）
、および、
Ｔ（Ｓｉ）＋Ｔ（Ａｇ）＋１．１Ｔ（Ｍｇ）≦２．６      （２）
を満足する航空機用構造材料を使用することにより達成される。
【００１８】
本発明の第１の実施形態においては、航空機用構造材料は、銀を一切含有することなく、かつ、重量％において０．４０〜０．６０％のシリコンを含有する合金から形成される。
【００１９】
本発明の第２の実施形態においては、航空機用構造材料は、重量％において０．２０〜０．４０％のシリコンを含有し、かつ、重量％において０．４０〜０．６０％の銀を含有する合金から形成される。
【００２０】
本発明の材料は、超音速航空機における表層材料、あるいは、表層のフレーム、あるいは、表層補強材料に利用することができる。この場合、材料は、合金から形成される金属シート、あるいは、押出品、あるいは、鍛造品、あるいは、型鍛造品から形成される。
【００２１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明を何ら制限するものではない例示により、そして添付図面を参照して、本発明の異なる実施形態について説明する。
【００２２】
図１は、１５０℃の温度かつ２５０ＭＰａの応力のもとにおける時間（単位：時間）の関数としてクリープ変形（単位：％）を示す図である。各曲線は、Ｃｏｎｃｏｒｄｅ社の超音速航空機において使用されたタイプの２６１８Ａ合金（曲線Ｒｅｆ）、本発明による２つの合金（曲線Ｅ１およびＥ３）、および、２６５０合金から派生する７つの比較例をなす合金（曲線Ｅ２、Ｅ４〜Ｅ９）に対応している。
【００２３】
図２は、０．１％のクリープ変形および破断に対するＬＡＲＳＯＮ  ＭＩＬＬＥＲパラメータＰの関数として応力変化（単位：ＭＰａ）を示す図である。第１に、Ｃｏｎｃｏｒｄｅ社の超音速航空機において使用されたタイプの２６１８Ａ合金（直線Ｃ１およびＣ２）について、第２に、本発明による合金（直線Ｃ’１およびＣ’２）について示している。
【００２４】
図３は、本発明による２つの合金Ｅ１およびＥ３におけるシリコン含有量（単位：％）と銀含有量（単位：％）との関係を示している。また、２６５０合金から派生する７つの比較例をなす合金Ｅ２、Ｅ４〜Ｅ９におけるシリコン含有量（単位：％）と銀含有量（単位：％）との関係を示している。この場合、ハッチングされた領域にある合金は、関係式（１）を満たしていない。
【００２５】
図４は、標準的な応力腐食試験におけるそれぞれの合金Ｅ１〜Ｅ９の寿命を示すヒストグラムである。
【００２６】
図５は、本発明による２つの合金Ｅ１およびＥ３におけるマグネシウム含有量（単位：％）とシリコンおよび銀の合計含有量（単位：％）との関係を示す図である。また、２６５０合金から派生する７つの比較例をなす合金Ｅ２、Ｅ４〜Ｅ９におけるマグネシウム含有量（単位：％）とシリコンおよび銀の合計含有量（単位：％）との関係を示す図である。この場合、ハッチングされた領域にある合金は、関係式（２）を満たしていない。
【００２７】
図６は、本発明による２つの合金Ｅ１およびＥ３における温度（単位：℃）の関数として降伏応力（単位：ＭＰａ）の変化を示す図である。
【００２８】
図７は、本発明による２つの合金Ｅ１およびＥ３における１５０℃での、エージング時間（単位：時間）の関数として降伏応力（単位：ＭＰａ）の変化を示す図である。
【００２９】
本発明の航空機用構造材料は、普通、超音速航空機の翼あるいは機体表層材料、あるいは、この表層材料に直接接触されるフレームまたは補強材のような内部構造に使用される。
【００３０】
また、本発明の構造材料は、引っ張り応力を受ける領域での使用に特に適している。これは、本発明の構造要素が翼および機体の下部表面における使用に特に適していることを意味している。しかしながら、このタイプの材料は、本発明の範囲を超えることなく、翼の上部表面のような引っ張り応力を受けない領域においても使用することができる。
【００３１】
また、本発明の構造材料は、超音速航空機以外の航空機の高温部分においても使用することができる。特に、本発明の構造材料は、ヘリコプターの高温領域において使用される材料として、あるいは、いかなるタイプの航空機の車輪の材料として使用することができる。
【００３２】
表層材料の場合には、本発明の構造材料は、プレートの圧延によって形成される。表層以外の構造材料、例えば、補強材料またはフレームの場合には、本発明の構造材料は、押出、鍛造、または、型鍛造によって形成される。
【００３３】
すべての場合において、本発明の航空機用構造材料は、以下において説明する独自の性質を備えたアルミニウムを主成分とする合金から形成される。
【００３４】
フランス特許明細書Ａ−２ ２７９ ８５２号に記載されているような２６５０タイプの合金に基づいて、出願人は、マグネシウム含有量が１．９％以下であり、かつ、合金のシリコン含有量と銀含有量との間において特別の関係式を満たすいくつかの２６５０タイプの合金だけが、１３０℃かつ１５０ＭＰａにおける１２０，０００時間の使用後において、０．１％以下のクリープ変形で済むことを発見した。他方、同様の合金であっても、マグネシウム含有量が１．９０％を超えるようなもの、あるいは、関係式を満たさないものは、低級なクリープ特性を示す。
【００３５】
出願人は、また、これら合金の中でも、２５０ＭＰａの応力における３．５％のＮａＣｌ溶液中への標準的な浸漬−引上を繰り返す試験にも降伏しない合金だけが、合金のシリコン含有量と銀含有量との間の特別の関係式を満たし、かつ、ジルコニウム含有量が０．０５％以下であることを発見した。
【００３６】
さらに詳細には、本発明の航空機用構造材料は、２６５０合金と同じタイプのアルミニウムを主成分とする合金から形成される。特に、この合金は、重量％において２．００〜３．００％の銅、重量％において１．４０〜１．９０％のマグネシウム、重量％において０．２０〜０．７０％のマンガン、重量％において０〜０．３０％の鉄、重量％において０〜０．３０％のニッケル、重量％において０〜０．１５％のチタン、重量％において少なくとも０．０５％のシリコン、および、重量％において０〜１．１０％の銀を含有している。
【００３７】
したがって、この合金は、ジルコニウムを一切含有していない。ジルコニウムが不純物として存在している場合には、重量％において０．０５％を超えてはいけない。
【００３８】
このタイプの合金から形成される航空機用構造材料に基づいて、上記のような顕著なクリープ耐性特性は、構造材料に、ダメージに対する満足のいく許容度および長寿命を与える。そして、上記のような顕著なクリープ耐性特性は、合金のシリコン含有量Ｔ（Ｓｉ）および銀含有量Ｔ（Ａｇ）が以下の関係式を満足する場合に得られる。
０．４０≦Ｔ（Ｓｉ）＋０．４  Ｔ（Ａｇ）≦０．６０    （１）
【００３９】
アルミニウムを主成分とする合金においては、シリコンの最小限の存在が必要であることは長年知られていたけれども、このタイプの合金のクリープ耐性がこの合金中でのシリコンと銀との合計含有量に依存することは、過去においては観測されていなかった。
【００４０】
第１に、ＭＡＲＴＩＮＯＤ氏他、および、ＡＤＥＮＩＳ氏他による結論とは逆に、銀を一切含有しない合金においては、クリープ特性は、上記制限を超えてシリコン含有量を増加させることにより改良され得ることが示された。
【００４１】
第２に、合金中への比較的少ない量の銅添加を伴った銀の添加が、また、非常に意義深く、合金のクリープ特性を改良することが示された。しかしながら、この効果は、合金が多量のシリコンを含有している場合には、低減される。
【００４２】
上記のような顕著な応力腐食耐性特性は、合金のマグネシウム含有量Ｔ（Ｍｇ）、シリコン含有量Ｔ（Ｓｉ）、銀含有量Ｔ（Ａｇ）が次の関係式を満足する場合に得られる。
Ｔ（Ｓｉ）＋Ｔ（Ａｇ）＋１．１Ｔ（Ｍｇ）≦２．６      （２）
【００４３】
出願人は、シート状の金属テストピースでの多くの試験を行って、上記の結論に到達した。これらのテストピースは、厚さが１．６ｍｍである。
【００４４】
テストピースは、２６５０合金のタイプの、また、異なるタイプの様々な合金とされたことに注意が必要である。２６５０合金系に属さない合金に関する試験結果は、すべて満足のいくものではなかったので、これらテストピースについて得られた結果については、説明しない。
【００４５】
マグネシウム含有量が１．９０％以下でありかつ関係式（１）（２）を満たす２６５０合金に基づいて形成されたテストピースＥ１およびＥ３の組成を、以下の表１に示す。
【表１】
0003791972.tif 000002
【００４６】
比較のために、マグネシウム含有量が１．９％を超えるか、あるいは、関係式（１）（２）を同時に満たさない７つのテストピースＥ２、Ｅ４〜Ｅ９の組成を、表２に示す。
【表２】
0003791972.tif 000003
【００４７】
組成が表１および表２において与えられている各テストピースＥ１〜Ｅ９は、インゴットの圧延により得られた。インゴット自体は、対応するアルミニウム合金の鋳込みにより得られた。各タイプの複数のテストピースが、腐食試験や機械的強度試験のような異なるタイプの試験を冷たい状態と１５０℃の温度とにおいて並行して行い得るように、形成されていることは明らかである。
【００４８】
応力条件下での変形試験は、１５０℃の試験温度において２５０ＭＰａの一定応力を印加することにより行われた。この試験は、各テストピースが降伏するまで継続された。各テストピースＥ１〜Ｅ９に対する試験結果を図１に示す。比較の目的のために、図１における曲線Ｒｅｆは、Ｃｏｎｃｏｒｄｅ社の超音速航空機において使用されたタイプの２６１８Ａ合金の同等物からなるテストピースに対して行われた比較試験の結果を示す。テストピースＥ２、Ｅ６に対する曲線の右端に示された矢印は、曲線に示す時点においてこれらテストピースは降伏していなかったことを示すためのものである。
【００４９】
図１の曲線は、３，０００時間の試験の後には、テストピースＥ１〜Ｅ３だけが壊れていなかったことを明瞭に示している。しかも、３，０００時間後において、これらテストピースは、応力条件下において、変形がなお１％よりも小さいことは意義深い。
【００５０】
テストピースＥ６、Ｅ７の振舞いは、２６１８合金の振舞いよりも意義深く良好である。しかしながら、２，５００時間の経過前に破断が起こってしまっている（テストピースＥ６は、破断していないけれども、曲線の形状から２，０００時間程度での破断が推測される）。他のすべてのテストピースの振舞いは、８００〜１，０００時間の経過時間については、合金２６１８よりも良好である。しかし、その後すぐに劣化している。
【００５１】
テストピースＥ１〜Ｅ９に関して行われた試験は、１５０℃の温度において、これらテストピースに対して２５０ＭＰａの応力を印加することによりなされたことに注意が必要である。この応力および温度は、本発明の構造材料が耐えるべき条件、すなわち１５０ＭＰａの応力、および、１３０℃の温度よりも苛酷である。これらの値は、試験が合理的な時間内で完了し得るように選ばれた。すなわち、１２０，０００時間にも及ぶ試験は、明らかに非現実的である。
【００５２】
テストピースＥ１〜Ｅ９に関してなされた試験の結果は、ＬＡＲＳＯＮおよびＭＩＬＬＥＲにより確立された特性を使用することにより、航空機用構造材料が実際に使用されることになる応力および温度条件へと外挿することができる。ＬＡＲＳＯＮおよびＭＩＬＬＥＲは、異なる応力および温度条件下において行われた試験を、”ＬＡＲＳＯＮ  ＭＩＬＬＥＲパラメータ”と称され、温度Ｔ（単位：℃）および時間ｔ（単位：時間）に依存するパラメータＰに対する応力のマスター曲線を使用して補正し得ることを示した。このＬＡＲＳＯＮ  ＭＩＬＬＥＲパラメータは、次式で与えられる。
【数７】
0003791972.tif 000004
【００５３】
ＬＡＲＳＯＮおよびＭＩＬＬＥＲによれば、テストピースが破断したときの応力（単位：ＭＰａ）を、パラメータＰの関数として図示すれば、各異なる合金に対して平行な直線が得られる。よって、異なる負荷における従来の２６１８Ａ合金の破断を示す直線Ｃ１、および、２５０ＭＰａの応力におけるテストピースＥ３の破断を表すポイントＡは、１５０ＭＰａの応力におけるテストピースＥ３と同じ合金からなるテストピースの破断時間を外挿するために使用することができる。これは、Ｃ１と平行にＡを通る直線Ｃ’１を引き、そして、この直線Ｃ’１上での１５０ＭＰａに対応するポイントＢにおけるパラメータＰ（Ｂ）の値を読み取ることによりなされる。与えられた温度（例えば、１３０℃）に対して、関係式（３）により、パラメータＰ（Ｂ）を代入して、この１５０ＭＰａの応力における破断時間を決定することができる。
【００５４】
また、出願人は、与えられた最大変形、例えば０．１％に対応する合金のクリープ特性が、図２に示すＬＡＲＳＯＮ  ＭＩＬＬＥＲチャートにおいて、以前の直線に対して平行な直線により示されることを確立した。
【００５５】
よって、この図におけるＣ２は、２６１８Ａ合金に対する０．１％のクリープ変形を示す値を表示している。テストピースＥ３の０．１％よりも小さな変形を表すポイントＡ’から出発して、直線Ｃ１、Ｃ’１、Ｃ２に平行な直線Ｃ’２を引くことにより、図２に示すポイントＢ’が得られる。これにより、関係式（３）を使用すれば、応力１５０ＭＰａかつ温度１３０℃の条件において、クリープ変形が０．１％となるのは、８５０，０００時間後であると求めることができる。
【００５６】
この解析は、テストピースＥ１、Ｅ２、Ｅ３に対応する合金からなる航空機用構造材料は、クリープに関する固定した目的を非常に容易に満たすことになることを確信させる。
【００５７】
テストピースＥ１、Ｅ２、Ｅ３に対応する合金の組成を注意深く調べることにより、また、これらの組成を合金Ｅ４〜Ｅ９の組成と比較することにより、合金２６５０から派生する基本合金から出発して、１３０℃での長期クリープ特性を満足するものが得られるのは、シリコンおよび銀含有量が上記関係式（１）を満たし、かつ、マグネシウム含有量が１．９０％を超えないときだけであることがわかった。
【００５８】
テストピースＥ１に対しては、合金が銀を含有せず、シリコンを重量で０．５０％含有していることから、上記関係式を満足していることに注意が必要である。
【００５９】
テストピースＥ２の場合には、合金が重量で銀を１％含有し、シリコンを重量で０．１０％含有していることから、上記関係式を満足している。
【００６０】
最後に、テストピースＥ３は、合金が中間的なシリコン含有量（重量で０．２０％）、および、中間的な銀含有量（重量で０．５０％）であり、中間的な状況を示している。
【００６１】
図３におけるポイントＥ１〜Ｅ９は、合金の銀含有量（単位：％）の関数としてシリコン含有量（単位：％）を示すものであって、対応するテストピースが作られた合金のシリコンおよび銀含有量に対応している。ハッチングされていない領域は、本発明の関係式（１）により定義される範囲を示している。ポイントＥ１、Ｅ２、Ｅ３は、この領域に属しており、これに対して、すべての他のポイントは、ポイントＥ６を除いてはこの領域の外側にあることがわかる。しかしながら、テストピースＥ６は、マグネシウムを２．００％含有する合金から形成されていることに注意されたい。したがって、この合金は、本発明には属さない。
【００６２】
応力腐食試験は、３．５％のＮａＣｌ水溶液中への５０分間の浸漬および１０分間の空気中への引き上げを繰り返しながら、２５０ＭＰａの一定の引っ張り応力を印加することにより行われた。試験は、ＡＳＴＭ  ｓｔａｎｄａｒｄ  Ｇ４７により３０日間継続された。
【００６３】
各合金に対して３つのテストピースに関して行われたこれら試験の結果を、図４に示す。図においては、試験された各テストピースについて示されており、白抜きは第１テストピース、ハッチング付は第２テストピース、黒塗りは第３テストピースに関するものである。
【００６４】
試験された合金の中で、合金Ｅ１、Ｅ３、Ｅ５、Ｅ９だけが、いずれのテストピースも３０日の試験後においても降伏しないという基準を満足している。
【００６５】
テストピースＥ１、Ｅ３、Ｅ５、Ｅ９において使用されている合金の組成を注意深く調べることにより、また、これらの組成を合金Ｅ２、Ｅ４、Ｅ６〜Ｅ８の組成と比較することにより、合金２６５０から派生する基本合金から出発して、応力腐食の特性を満足するものが得られるのは、合金のマグネシウム、シリコン、銀含有量が上記関係式（２）を満たし、かつ、ジルコニウム含有量が０．０５％を超えないときだけであることがわかった。
【００６６】
図５におけるポイントＥ１〜Ｅ９は、合金のシリコンおよび銀の合計含有量（単位：％）の関数としてマグネシウム含有量（単位：％）を示すものであって、合金Ｅ１〜Ｅ９のＭｇ、Ｓｉ、Ａｇの含有量に対応している。ハッチングされていない領域は、本発明によるＭｇ含有量を備えて関係式（２）により定義される範囲を示している。
【００６７】
ポイントＥ１、Ｅ３は、この領域に属しており、ポイントＥ４、Ｅ５、Ｅ９も、また、この領域に属していることがわかる。しかしながら、ポイントＥ４、Ｅ５、Ｅ９は、関係式（１）を満足していない。
【００６８】
テストピースＥ１〜Ｅ９について行われた他の試験は、本発明による合金の機械的強度は、１５０℃、４，０００時間の後においても、１０％以上減少しないことを示した。
【００６９】
これら結果は、図６に示されている。図においては、エージングしていない本発明の２つのテストピースＥ１、Ｅ３に対する降伏応力σ（単位：ＭＰａ）の変化を、温度Ｔ（単位：℃）の関数として示している。そして、図７においては、これら２つのテストピースに対する１５０℃での降伏応力σ（単位：ＭＰａ）の変化を、エージング時間ｔ（単位：時間）の関数として示している。
【００７０】
また、同様の組成を有する２６５０系合金の工業製品についてなされた試験は、鉄およびニッケルの含有量が少ない場合には、これら合金は、将来の超音速航空機に対する基準と比較して、意義深く改良された頑丈さを有していることが示された。
【図面の簡単な説明】
【図１】  １５０℃の温度かつ２５０ＭＰａの応力のもとにおける時間（単位：時間）の関数としてクリープ変形（単位：％）を示す図である。
【図２】  ０．１％のクリープ変形および破断に対するＬＡＲＳＯＮ  ＭＩＬＬＥＲパラメータＰの関数として応力変化（単位：ＭＰａ）を示す図である。
【図３】  各試料におけるシリコン含有量（単位：％）と銀含有量（単位：％）との関係を示す図である。
【図４】  標準的な応力腐食試験におけるそれぞれの合金Ｅ１〜Ｅ９の寿命を示すヒストグラムである。
【図５】  各試料におけるマグネシウム含有量（単位：％）とシリコンおよび銀の合計含有量（単位：％）との関係を示す図である。
【図６】  本発明による２つの合金Ｅ１およびＥ３における温度（単位：℃）の関数として降伏応力（単位：ＭＰａ）の変化を示す図である。
【図７】  本発明による２つの合金Ｅ１およびＥ３における１５０℃での、エージング時間（単位：時間）の関数として降伏応力（単位：ＭＰａ）の変化を示す図である。
【符号の説明】
Ｅ１  合金
Ｅ３  合金
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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