JP2004517210A5 - - Google Patents

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  1. 約6ないし10重量百分率の亜鉛；
    約1.2ないし1.9重量百分率のマグネシウム；及び
    約1.2ないし2.2重量百分率の銅；
    で構成され、
    約0.4重量百分率以下のジルコニウム、約0.4重量百分率以下のスカンジウム、及び、0.3重量百分率以下のハフニウムからなるグループの中から一つ以上の要素が選ばれ、構成され；
    任意で：
    約0.06重量百分率以下のチタン；
    約0.03重量百分率以下のカルシウム；
    約0.03重量百分率以下のストロンチウム；
    約0.002重量百分率以下のベリリウム；及び
    約0.3重量百分率以下のマンガン；
    なるグループの中から一つ以上の要素で選ばれ構成され、かつ、
    平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成されることを特徴とするアルミニウム合金製品。
  2. 前記合金が：
    約6.4ないし9.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし1.9重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    約0.1重量百分率未満のマンガン；及び
    約0.05重量百分率未満のクロム；
    を含み、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅重量百分率値に0.3を加えた値以下であることを特徴とする請求項１に記載の合金製品。
  3. その最大厚接合部分が少なくとも約51 mm（約2インチ）であることを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  4. 前記最大厚部が約76ないし254 mm（約3ないし10インチ）であることを特徴とする請求項３に記載の合金製品。
  5. 前記最大厚部が約102ないし152 mm（約4ないし6インチ）であることを特徴とする請求項４に記載の合金製品。
  6. 前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅重量百分率値に0.2を加えた値以下であることを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  7. 前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅の重量百分率値に0.1を加えた値以下であることを特徴とする請求項６に記載の合金製品。
  8. 前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅の重量百分率値以下なる関係で特徴づけられる請求項２に記載の合金製品。
  9. 厚鋼板、押出し加工品、又は鋳造製品であることを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  10. 時効処理形成され航空機腰構造部材なる形状を有することを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  11. 前記合金が不純物として約0.15重量百分率以下の鉄、及び、約0.12重量百分率以下の珪素を含むことを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  12. 前記合金が約0.08重量百分率以下の鉄、及び、約0.06重量百分率以下の珪素を含むことを特徴とする請求項１１に記載の合金製品。
  13. 前記合金が約0.04重量百分率以下の鉄、及び、約0.03重量百分率以下の珪素を含むことを特徴とする請求項１２に記載の合金製品。
  14. 前記合金が約6.9ないし8.5重量百分率の亜鉛を含むことを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  15. 前記合金が本質的に約6.9ないし8重量百分率の亜鉛、及び約1.3ないし1.65重量百分率のマグネシウムを含み、かつ、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅の重量百分率値以下なる関係で特徴づけられる請求項２に記載の合金製品。
  16. 前記マグネシウムの重量百分率値及び前記銅の重量百分率値を加えた値が3.5以下であることを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  17. 前記マグネシウムの重量百分率値及び前記銅の重量百分率値を加えた値が3.3以下であることを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  18. 約50％が再結晶化されることを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  19. 約35％以下が再結晶化されることを特徴とする請求項１８に記載の合金製品。
  20. 約25％以下が再結晶化されることを特徴とする請求項１９に記載の合金製品。
  21. 第二鋳造製品が鋳造され、該製品の熱影響性鋳造部分において、
    強度；
    疲労；
    破壊靱性；及び
    腐蝕耐性からなるグループより選ばれた一つ以上の特性保持向上性を示すことを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  22. 固型状態方法、摩擦攪拌鋳造、溶融鋳造方法、電子ビーム手法、又は、レーザー手法により鋳造されたことを特徴とする請求項２１に記載の合金製品。
  23. 請求項２１に記載の合金製品であって、前記第二合金製品が該合金製品と同一合金により鋳造されることを特徴とする合金製品。
  24. ホールヒビ割れ開始に対し向上された耐性を示すことを特徴とする請求項２に記載の合金製品。
  25. 約6.9ないし8.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし1.9重量百分率の銅；
    で構成され、
    約0.3重量百分率以下のジルコニウム、約0.4重量百分率以下のスカンジウム、、約0.3重量百分率以下のハフニウム、0.1重量百分率未満のマンガン、及び0.05重量百分率未満のクロムからなるグループの中から少なくとも一つの要素が選ばれ、構成され、
    任意で：
    約0.06重量百分率以下のチタン；及び
    約0.008重量百分率以下のカルシウム；
    で構成され、かつ
    平衡物が、アルミニウム、付随要素、及び、不純物
    で構成され、
    銅の重量百分率値に0.3を加えた値がマグネシウムの重量百分率よりも大なる関係で特徴づけられる請求項１ないし２５のいずれかに記載の合金製品。
  26. 約7.6ないし305 mm（約3ないし12インチ）なる最大厚みを持つことを特徴とする請求項２５に記載の合金製品。
  27. 請求項２５に記載の合金製品が鋼板、押出し加工品、又は鋳造物であって、溶液熱処理及びクエンチングされていることを特徴とするところの、合金製品。
  28. 前記合金が、不純物として、約0.25重量百分率未満の鉄および珪素を含むことを特徴とする請求項２５に記載の合金製品。
  29. 前記合金が約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウムを含むことを特徴とする請求項２５に記載の合金製品。
  30. 前記合金が：
    約7ないし8重量百分率の亜鉛；
    約1.4ないし1.65重量百分率のマグネシウム；
    約1.4ないし1.8重量百分率の銅；及び
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    を含むことを特徴とする請求項２５に記載の合金製品。
  31. 71 mm（2インチ）未満の厚みを持つことを特徴とする請求項１ないし３０のいずれかに記載の合金製品。
  32. 前記合金が適用された大型航空機用の翼外板形状において、該合金が高温時効されたことを特徴とする請求項３１に記載の合金製品。
  33. 上部及び下部翼の少なくとも一つが請求項３２に記載の合金製品であるところの大型航空機用翼。
  34. アルミニウム合金製品であって、該合金製品が、溶液熱処理、クエンチング、及び高温時効処理され、かつ、強度、靱性、及び応力腐蝕割れ耐性特性の向上された組み合わせを有し、該合金が：
    約7ないし8.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし1.9重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    約0.1重量百分率未満のマンガン；
    約0.05重量百分率未満のクロム；
    を含み、銅の重量百分率値に0.3を加えた値がマグネシウムの重量百分率値以上の関係であり、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び、不純物であることを特徴とする請求項１ないし３０のいずれかに記載のアルミニウム合金製品。
  35. 前記合金が：
    約7ないし8重量百分率の亜鉛；及び
    約1.3ないし1.65重量百分率のマグネシウム；で構成され、かつ
    前記マグネシウムの重量百分率値に0.2を加えた値が、前記銅の重量百分率値に0.1を加えた値以下であることを特徴とする請求項３４に記載の合金製品。
  36. 接合部分の厚みが2インチ以上であり、かつ、
    長軸（L）方向における四半面（T/4）での引張降伏強度（TYS）値、及び
    L-T方向における四半面（T/4）での平面ひずみ破壊靱性（Klc）値を図７上にプロットした際、図７記載のM−Mなる曲線に対し、該曲線上又はY軸増加方向に位置することを特徴とする請求項３４に記載の合金製品。
  37. 請求項３４に記載の合金製品が鋼板製品であって、該鋼板製品に関し、表１２に記載の、一回以上適用された最大応力レベルにおける最小オープンホール疲労寿命（S/N）が、該表１２に記載の対応する、損傷に至る反復回数値以上なる関係で特徴付けられるところの、合金製品。
  38. 請求項３４に記載の合金製品が鋼板製品であって、該鋼板製品に関し、最小オープン疲労寿命（S/N）を図１２にプロットした際、図１２におけるA−Aなる曲線に対し、該曲線上又はY軸増加方向に位置することを特徴とするところの、合金製品。
  39. 請求項４３に記載の合金製品が鋳造製品であって、該鋳造製品に関し、最小オープン疲労寿命（S/N）を図１３にプロットした際、図１３におけるB−Bなる曲線に対し、該曲線上又はY軸増加方向に位置することを特徴とするところの、合金製品。
  40. 表１４において、応力強度因子K値が15 ksiin以上であるところの最大da/dN値と同等又はそれ以下なる、L-T方向における最大疲労ひび割れ成長（FCG）率を持つ請求項３４に記載の合金製品。
  41. 図１４において、応力強度因子K値が15 ksiin以上なる、L-T方向における最大疲労ひび割れ成長（FCG）率が、C−C曲線に対し、該曲線上又はY軸増加方向に位置することを特徴とする請求項４１に記載の構造部材。
  42. 3.5％の塩化ナトリウム溶液中、短軸（ST）応力レベルが約207 MPa（約30 ksi）以上の条件下で行われる代替的浸透応力腐蝕割れ試験を少なくとも３０日経過することのできる請求項３４に記載の合金製品。
  43. シーコースト曝露中、短軸（ST）応力レベルが約207 MPa（約30 ksi）以上の条件下で行われる応力腐蝕割れ試験を少なくとも１００日間、損傷を受けない最小寿命を持つ請求項３４に記載の合金製品。
  44. 前記シーコースト曝露条件において、応力腐蝕割れ試験を少なくとも約１８０日、損傷を受けない最小寿命を持つ請求項４３に記載の合金製品。
  45. 工業的曝露中、短軸（ST）応力レベルが207 MPa（約30 ksi）以上の条件下で行われる応力腐蝕割れ試験を少なくとも１８０日間、損傷を受けない最小寿命を持つ請求項３４に記載の合金製品。
  46. 請求項３４に記載の合金製品が、一回以上の成型加工を施された後厚及び薄部分を持ち、かつ、前記薄部分が、「EB」又はそれ以上のEXCO腐蝕耐性率を示すことを特徴とするところの、合金製品。
  47. ホールひび割れ開始に対し向上された耐性を示す請求項３４に記載の合金製品。
  48. 請求項３６ないし４７のいずれかに記載の合金製品が、アルミニウム合金、押出し加工品、又は、鋳造製品であって、該合金が51 mm（約2インチ）厚以下の製品であり、かつ、本質的に：
    約6.5ないし8.9重量百分率の亜鉛；
    1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    1.3ないし1.9重量百分率の銅；及び
    約0.05ないし0.25重量百分率のジルコニウム；
    で構成され、並びに、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅の重量百分率値に0.3を加えた値以下であり、かつ、平衡物が、アルミニウム、付随要素、及び不純物で特徴づけられるところの、合金製品。
  49. ステップ化された押出し加工品であることを特徴とする請求項３４に記載の合金製品。
  50. プレス焼入れされた押出し加工品であることを特徴とする請求項３４に記載の合金製品。
  51. 時効処理により航空機用構造部材に加工可能な鋼板製品であることを特徴とする請求項３４に記載の合金製品。
  52. 航空機用アルミニウム合金構造部材であって、該構造部材が、溶液熱処理、クエンチング、及び高温時効処理された厚鋼板、押出し加工品、又は、鋳造製品から作られ、かつ、強度、靱性、及び応力腐蝕割れ耐性特性の向上された組み合わせを有し、該合金が：
    約7ないし9.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし1.9重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    約0.1重量百分率以下のマンガン；及び
    約0.05重量百分率以下のクロム；
    を含み、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅重量百分率値に0.3を加えた値以下であり、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成することを特徴とするところの、アルミニウム合金構造部材。
  53. 前記鋼板、前記押出し加工品、又は前記鋳造製品が、その最大厚み接合部分において約51ないし305 mm（約2ないし12インチ）であることを特徴とする請求項７４に記載の構造部材。
  54. 51 mm（2インチ）厚以下の製品でできた請求項５２に記載の構造部材。
  55. 前記合金が、7ないし8重量百分率の亜鉛、及び1.4ないし1.9重量百分率の銅を含み、かつ、前記マグネシウムの重量百分率値と前記銅の重量百分率値を足した値が3.3であることを特徴とする請求項５２に記載の構造部材。
  56. スパー、リブ、ウェブ、ストリンガ、翼パネル、翼外板、機体フレーム、フロアビーム、隔壁、着陸装置用ビーム、又はこれらの組み合わせなるグループより選ばれることを特徴とする請求項５２に記載の構造部材。
  57. 一体成型型であることを特徴とする請求項５２に記載の構造部材。
  58. 工業的曝露中、短軸（ST）応力レベルが約207 MPa（約30 ksi）以上の条件下で行われる応力腐蝕割れ試験を少なくとも１８０日間、損傷を受けない最小寿命を持つ請求項７４に記載の構造部材。
  59. 少なくともいくかの前記高温時効処理が、前記鋼板、前記押出し加工品、又は前記鋳造製品に対し実施され、かつ、前記構造部材へと作られる前に行われることを特徴とする請求項５２に記載の構造部材。
  60. 少なくともいくかの前記高温時効処理が、前記構造部材の結合において前記合金製品に対し行われる少なくともいくつかの異形材化又は成型加工制御の後若しくは制御中に実施されることを特徴とする請求項５２に記載の構造部材。
  61. 前記鋼板、前記押出し加工品、又は前記鋳造製品が、高温時効処理を施される前に延伸され、及び／又は圧縮されることを特徴とする請求項５２に記載の構造部材。
  62. スパー、リブ、ウェブ、ストリンガ、翼パネル、翼外板、機体フレーム、フロアビーム、隔壁、着陸装置用ビーム、又はこれらの組み合わせなるグループより選ばれた航空機用合金構造部材であって、該部材が、厚鋼板、押出し加工品、又は鋳造製品より成型加工され、かつ、向上された強度、破壊靱性、及び腐蝕耐性特性を持つことを特徴とし、該合金が：
    約6.9ないし8.2重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.4ないし1.9重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    0.1重量百分率未満のマンガン；及び
    0.05重量百分率未満のクロム；
    を含み、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅重量百分率値に0.3を加えた値以下であり、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成することを特徴とする請求項５２ないし６１のいずれかに記載の構造部材。
  63. 請求項２５ないし３０のいずれかに記載されたアルミニウム合金製品であって、該製品が、アルミニウム合金鋼板、押し出し加工品、又は、鋳造製品から作られる航空機用ウィングボックス部材であって、かつ、該合金が本質的に：
    約6.9ないし8.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし1.9重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.25重量百分率のジルコニウム；及び
    0.05重量百分率未満のクロム；
    を含み、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅の重量百分率値に0.3を加えた値以下である、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成することを特徴とするところの、合金製品。
  64. 前記合金が約8重量百分率未満の亜鉛及び約1.8重量百分率未満の銅を含むことを特徴とする請求項６３に記載の合金製品。
  65. 一体型スパー、リブ、ウェブ、ストリンガ、翼パネル、又は翼外板であることを特徴とする請求項６３に記載の合金製品。
  66. ステップ化された押し出し加工品で、かつ、その厚みが71 mm（2インチ）以上であることを特徴とする請求項６３に記載の合金製品。
  67. プレス焼入れされた押出し加工品であることを特徴とする請求項６３に記載の合金製品。
  68. 第二ウィングボックス部材が鋳造され、該部材の熱影響性鋳造部分において、
    強度、疲労、破壊靱性、及び、腐蝕割れ耐性からなるグループより選ばれた一つ以上の特性保持向上性を示すことを特徴とする請求項６３に記載の合金製品。
  69. 前記鋼板、前記押出し加工品、又は前記鋳造製品が溶液熱処理され、意図的に緩慢なクエンチングを施されることを特徴とする請求項６３に記載の合金製品。
  70. 請求項１に記載されたアルミニウム合金製品が、厚アルミニウム合金製品より製造された成型鋼板であって、該厚アルミニウム合金製品が本質的に：
    約6.9ないし9.5重量百分率の亜鉛；
    約1.2ないし1.68重量百分率のマグネシウム；及び
    約1.2ないし2.1重量百分率の銅；
    で構成され、任意で：
    約0.4重量百分率以下のジルコニウム；
    で構成され、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成することを特徴とするところの、アルミニウム合金製品。
  71. 前記合金が約0.25重量百分率以下の鉄および珪素を含むことを特徴とする請求項７０に記載の合金製品。
  72. 前記合金が約6.5ないし8.5重量百分率の亜鉛；約1.3ないし1.65重量百分率のマグネシウム；及び約1.4ないし1.9重量百分率の銅を含むことを特徴とする請求項７０に記載の合金製品。
  73. 前記製品が圧延鋼板又は鋳造物であり、かつ、前記合金が約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウムを含むことを特徴とする請求項７１に記載の合金製品。
  74. 前記製品が鋳造物であることを特徴とする請求項７０に記載の合金製品。
  75. 強度、疲労、破壊靱性、及び、腐蝕耐性からなるグループより選ばれた少なくとも二つの特性保持向上性を持つ航空機用構造部材を製造する方法であって、該部材がアルミニウム合金により成型され、又は、異形材化されることで特徴づけられ、該方法が：
    (a)
    約7ないし9重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.2ないし1.9重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.3重量百分率のジルコニウム；
    0.1重量百分率未満のマンガン；及び
    0.5重量百分率未満のクロム；
    で構成され、前記マグネシウムの重量百分率値が、前記銅重量百分率値に0.3を加えた値以下であり、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成することを特徴とする合金を供し；
    (b) 圧延、押出し加工、及び鋳造からなるグループより選ばれた一つ以上の方法により前記合金を加工製品に破砕及び熱間形成し；
    (c) 前記合金を溶液熱処理し；
    (d) 前記溶液熱処理を受けた加工製品をクエンチングし；及び
    (e) 前記クエンチングを受けた加工製品を高温時効処理する；
    で構成され、かつ、前記構造部材が、高温時効処理によって、強度、疲労破壊靱性、及び腐蝕耐性からなるグループより選ばれた少なくとも二つの向上された組み合わせを示すことを特徴とするところの、方法。
  76. 前記構造部材に行う成型及び異形材化処理が、前記合金に対する高温時効処理後に成型加工することを含むことを特長とする請求項７５に記載の方法。
  77. 前記構造部材に対する前記クエンチングステップ(d)の後に、延伸、圧縮、及び／又は冷却加工により応力除去を行うことを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  78. 前記構造部材に行う成型及び異形材化処理が、前記合金の時効形成処理を含むことを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  79. 前記クエンチングを施された合金の最大厚み接合部分において、約76ないし305 mm（約3ないし12インチ）であることを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  80. 前記構造部材に行う処理の少なくともいくつかが、高温時効処理の少なくともいくつかの前又は該処理中に実施されることを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  81. 前記溶液熱処理を行う際の合金が71 mm（2インチ）未満なる厚みを持つことを特徴とする請求項７５の方法。
  82. 前記合金が約8重量百分率未満の亜鉛、及び約1.8重量百分率未満の銅を含むことを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  83. 前記マグネシウムの含量が前記銅の含量よりも小なる関係で特徴づけられる請求項７５の方法。
  84. 前記合金が、不純物として、約0.15重量百分率未満の鉄、及び約0.12重量百分率未満の珪素を含むことを特徴とする請求項７５の方法。
  85. 鋼板製品、押出し加工品、又は鋳造製品であることを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  86. 前記合金が：
    (i) 約93ないし135℃（約200ないし275°F）にて行う第一時効処理ステージ；及び
    (ii) 約149ないし168℃（約300ないし335°F）にて行う第二時効処理ステージ；
    で構成される高温時効処理を施されることを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  87. 前記合金が：
    (i) 約93ないし135℃（約200ないし275°F）にて行う第一時効処理ステージ；
    (ii) 約149ないし168℃（約300ないし335°F）にて行う第二時効処理ステージ；及び
    (iii) 約93ないし135℃（約200ないし275°F）にて行う第三時効処理ステージ；
    から構成される高温時効処理を施されることを特徴とする請求項７５に記載の方法。
  88. 前記第一時効処理ステージ(i)を約110ないし127℃（約230ないし260°F）にて行うことを特徴とする請求項８６に記載の方法。
  89. 前記第一時効処理ステージ(i)を約110ないし127℃（約230ないし260°F）にて行うことを特徴とする請求項８７に記載の方法。
  90. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約113ないし124℃（約235ないし255°F）にて、約6時間以上行うことを特徴とする請求項８７に記載の方法。
  91. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約154ないし163℃（約310ないし325°F）にて、4ないし18時間行うことを特徴とする請求項８７に記載の方法。
  92. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約149ないし157℃（約300ないし315°F）にて、約6ないし15時間行うことを特徴とする請求項９１に記載の方法。
  93. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約154ないし163℃（約310ないし325°F）にて、約7ないし13時間行うことを特徴とする請求項９１に記載の方法。
  94. 前記第三時効処理ステージ(iii)を約110ないし127℃（約230ないし260°F）にて行うことを特徴とする請求項９１に記載の方法。
  95. 前記第一、第二、及び第三時効処理ステージが、多重的温度時効処理効果の統合を含むことを特徴とする請求項９１に記載の方法。
  96. 前記構造部材が航空機用であることを特徴とする請求項７５ないし９５のいずれかに記載の方法。
  97. 前記構造部材がスパー、リブ、ウェブ、ストリンガ、翼パネル、翼外板、機体部材、フロアビーム、隔壁、着陸装置用ビーム、又はこれらの組み合わせなるグループより選ばれることを特徴とする請求項９６に記載の方法。
  98. 前記構造部材が、スパー、リブ、ウェブ、ストリンガ、翼パネル、翼外板、機体部材、フロアビーム、隔壁、着陸装置用ビーム、又はこれらの組み合わせなるグループより選ばれることを特徴とする請求項８７に記載の方法であって、該方法が、前記クエンチングステップ(d)の後に、圧延、圧縮及び／又は冷却加工により応力除去を施されることを特徴とするところの、方法。
  99. 時効形成処理を含むことを特徴とする請求項９８に記載の方法。
  100. さらに、
    (f) 前記高温時効処理を受けた加工製品由来の構造部材を成型加工する；
    方法から構成された方法を含む請求項９８に記載の方法。
  101. アルミニウム鋼板、押出し加工品、又は時効製品由来の構造部材を製造する方法であって、該製品の合金が実質的にクロムフリーであり、かつ、本質的に：
    約5.7ないし9.5重量百分率の亜鉛；
    約1.2ないし2.7重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし2.7重量百分率の銅；及び
    約0.05ないし0.3重量百分率のジルコニウム；
    から構成され、かつ平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物から構成され、かつ該方法が：
    (a) 前記製品を溶液熱処理し；
    (b) 前記溶液熱処理された製品をクエンチングし；及び
    (c) 前記クエンチングされた製品を高温時効処理し；
    で構成され、前記高温時効処理が：
    (i) 約200ないし275°Fにて行う第一時効処理ステージ；
    (ii) 約300ないし335°Fにて行う第二時効処理ステージ；及び
    (iii) 約200ないし275°Fにて行う第三時効処理ステージ；
    で構成され、かつ、前記高温時効処理により前記構造部材に良好な腐蝕耐性を付与しつつ、強度及び靱性の向上された組み合わせを付与されることを特徴とするところの、方法。
  102. 前記合金が、アルミニウム協会制定7050、7040、7150、及び、7010アルミニウムからなるグループより選ばれることを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  103. 前記第一時効処理ステージ(i)を約110ないし127℃（約230ないし260°F）にて行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  104. 前記第一時効処理ステージ(i)を約6時間以上行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  105. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約149ないし163℃（約300ないし325°F）にて行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  106. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約149ないし165℃（約300ないし330°F）にて約6ないし30時間行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  107. 前記第二時効処理ステージ(ii)を約149ないし163℃（約300ないし325°F）にて行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  108. 前記第三時効処理ステージ(iii)を約110ないし127℃（約230ないし260°F）にて行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  109. 前記第三時効処理ステージ(iii)を約110ないし127℃（約230ないし260°F）にて少なくとも6時間行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  110. 前記第三時効処理ステージ(iii)を約115ないし124℃（約240ないし255°F）にて約18時間以上行うことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  111. 一つ以上の前記第一、第二、及び第三時効処理ステージが、多重的温度時効処理効果の統合を含むことを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  112. 前記製品が、その最大厚接合部において約51 mm（2インチ）であることを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  113. 前記製品が、前記最大厚接合部において約102ないし204 mm（約2ないし8インチ）であることを特徴とする請求項１１２に記載の方法。
  114. 前記構造部材が、航空機用のスパー、リブ、ウェブ、ストリンガ、翼パネル、翼外板、機体フレーム、フロアビーム、隔壁、及び／又は着陸装置用ビームであることを特徴とする請求項１０１に記載の方法。
  115. 大型航空機用の翼であって、該翼が、互いに分離され配された上部及び下部翼外板から構成されるウィングボックスを含み、前記外板の少なくとも一つが数個のストリンガ強化物を含み、前記ウィングボックスが前記翼外板に間隔を空け配されたスパーメンバーをさらに含み、前記スパーメンバーの少なくとも一つが、合金により製造された、請求項１に記載の合金でできた厚アルミニウム製品由来金属の実質的な量を取り除くことで製造された一体型スパーであって、前記合金は、本質的に：
    約6.9ないし8.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし2.1重量百分率の銅；及び
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    で構成され、銅の重量百分率値に0.3を加えた値がマグネシウムの重量百分率値よりも大なる関係で、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成し、特徴づけられるところの、翼。
  116. 大型航空機用の翼であって、該翼が、互いに分離され配された上部及び下部翼外板から構成されるウィングボックスを含み、前記外板の少なくとも一つが数個のストリンガ強化物を含み、一体型ストリンガ強化物を持つ前記外板の少なくとも一つが、少なくとも71 mm（2インチ）厚なる請求項１に記載の合金製品に由来する金属の本質的な量を成型加工することに製造され、該合金が本質的に：
    約7ないし8.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし2.1重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    0.1重量百分率未満のマンガン；及び
    0.05重量百分率未満のクロム；
    で構成され、銅の重量百分率値に0.1を加えた値がマグネシウムの重量百分率値よりも大なる関係で、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成し、特徴づけられるところの、翼。
  117. 数個の大型構造部材を持つ大型航空機であって、前記部材が厚アルミニウム合金加工品由来金属の実質的な量の除去により製造され、前記合金が請求項１に記載の合金製品であって、かつ、本質的に：
    約7ないし8.5重量百分率の亜鉛；
    約1.3ないし1.68重量百分率のマグネシウム；
    約1.3ないし2.1重量百分率の銅；
    約0.05ないし0.2重量百分率のジルコニウム；
    0.1重量百分率未満のマンガン；及び
    0.05重量百分率未満のクロム；
    で構成され、銅の重量百分率値に0.3を加えた値がマグネシウムの重量百分率値よりも大なる関係で、かつ、平衡物がアルミニウム、付随要素、及び不純物で構成し、特徴づけられるところの、大型航空機。
  118. 少なくとも一つの前記部材が隔壁材料であることを特徴とする請求項１１７に記載の大型航空機。
  119. 二つ以上の前記部材が翼スパーであることを特徴とする請求項１１７に記載の大型航空機。
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