JP3202756B2 - 航空宇宙産業における鍛造品および押出製品に適するバナジウムを含まないアルミニウム合金 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 1. 発明の分野 本発明は、航空宇宙産業その他の需要用途に適する時
効硬化可能なアルミニウム合金に関するものである。さ
らに本発明は、高速航空機、特に機体および翼部材に適
する改善された組合せの強度と靱性を有する新規なアル
ミニウム合金製品に関する。このような用途は、クリー
プおよび／または応力腐食割れに対する抵抗が重要であ
る。さらに本発明は、例えば航空機の車輪およびブレー
キ部品に必要な他の高温アルミニウム合金に関する。本
発明が最適である製品形状（すなわち、製品形態）は特
にシート（薄板）、板鍛造品および押出し加工品であ
る。

2. 技術概観 アルミニウム合金と強度を高める重要な一手段は熱処
理である。多くのアルミニウム合金の熱処理で広く採用
される３つの基本工程は、（１）溶体化熱処理、（２）
焼入れ、および（３）時効処理である。焼入れと時効処
理との間で冷間加工を行ってもよい。溶体化熱処理は、
十分高温で長時間合金を均熱化して合金内に析出物形成
元素のほば均質な固溶体を生成することからなる。目的
は、最も実用的な量の固溶可能な硬化元素を固溶体に導
入することである。溶体化熱処理時に形成される固溶体
を焼入れ、即ち迅速冷却することにより室温で過飽和固
溶体が生成される。次にこのように迅速冷却された過飽
和固溶体から時効処理によって強化析出物が形成され
る。このような析出物は周囲温度で自然にまたは昇温時
効技術を用いて人工的に形成してもよい。自然時効にお
いて、焼入れ処理された合金製品は−20゜〜＋50℃の温
度、通常は室温で比較的長い時間維持される。合金組成
によっては単なる自然時効から析出硬化によって有用な
物理的および機械的特性を有する材料が生成される。人
工時効処理の場合、焼入処理された合金は、通常、温度
100゜〜190℃で、５〜48時間維持され、最終製品におい
て析出硬化が生じる。

熱処理によってどの程度アルミニウム合金の強度が向
上するかは、含まれる合金成分の種類および量による。
例えば、アルミニウムに銅を添加することにより合金強
度が改善され、溶接性がある程度高められる場合もあ
る。このようなAl−Cu合金に更にマグネシウムを添加す
ると合金の耐食性が改善され、（先に冷間加工を行うこ
となく）自然時効応答性が高められ、わずかに強度を増
すこともできる。しかしながら比較的低Mgレベルで合金
の溶接性は減少する可能性がある。

銅およびマグネシウムの両方を含む商業的に入手可能
な合金は2024アルミニウム（アルミニウム協会指定）で
ある。2024の範囲内で代表的な組成はCu4.4重量％、Mg
1.5重量％、Mn0.6重量％、残部としてのアルミニウムお
よび付随的元素と不純物である。合金2024は、高い強
度、優れた靭性、および自然時効応答性を有するので広
く使用されている。しかしながら質別によっては、耐食
性が限定されるものもある。

Al−CU−Mg合金も商業的に入手可能であり2519アルミ
ニウム（アルミニウム協会指定）として販売されてい
る。この合金の代表的な組成は、Cu5.8重量％、Mg0.2重
量％、Mn0.3重量％、Zr0.2重量％、Ti0.06重量％、V0.0
05重量％で残部としてのアルミニウムおよび付随的元素
と不純物である。合金2519は、合金2219が改善されたも
のであるが、装甲板を含む軍事用途に現在使用されてい
る。

米国特許番号4772342によれば、ポルメアは、銀をAl
−Cu−Mg−Mn−Ｖ系に添加して該合金の昇温特性を高め
た。該特許による代表的な実施例が有する組成はCu6.0
重量％、Mg0.5重量％、Ag0.4重量％、Mn0.5重量％、Zr
0.15重量％、V0.10重量％、Si0.05重量％および残部と
してのAlである。ポルメアによれば、彼が観察した増強
はMgおよびAgがある場合に生じる｛111｝面における板
状Ω相によるものであった。ポルメアの押出し加工され
たロッド部分の典型的な引張り降伏強度は最高517MPa
（75ksi）を示したが、ポルメアの発明では、他の特性
についてこのような強度レベル（水準）を反復すること
はできなかった。比較目的でポルメア特許の好適組成を
用いてシート製品を製造したが、このシート製品の典型
的な引張り強度は約482.65MPa（70ksi）でしかなかっ
た。一方、本発明による同等なシート製品で観測された
典型的な強度レベルは530.9MPa（77ksi）以上であっ
た。押出し加工されらロッドおよび棒は組織強化の向上
がなされることが知られているので、本発明の押出し加
工製品はさらに高い典型的強度レベルを有することが期
待される。

本発明の主目的は、改善された組合せの強度と破壊靭
性を有する航空宇宙産業の合金製品を提供することであ
る。さらなる目的は、通常130℃および150MPaで60000時
間後のクリープが0.1％未満である長時間、優れたクリ
ープ抵抗を有する合金製品を提供することである。

別の目的は特に鍛造および押出し加工品のような製品
形状に対して、高レベルの冷間加工を必要とすることな
く高い強度レベルを得ることができる改善された航空機
合金を提供することであり、シート即ち薄板製品形状を
伸ばすにはある程度延伸加工する必要があることがわか
る。さらに押出し加工品は他の製品形状に絞り成形でき
ることがわかる。さらに別の目的は破壊靭性性能が全体
的に高められたAl−Cu−Mg−Ag−Mn合金製品を製造する
ことである。さらに別の目的はポルメア特許であるバナ
ジウムを含む組成によって製造された押出し加工されな
い製品形状と比べて同等以上の靭性性能レベルを確保し
つつ、より高い強度合金製品を提供することである。

さらに別の主目的は次世代の超音速の輸送機において
機体および／または翼表皮としての使用に適する航空宇
宙産業の合金製品を提供することである。さらに別の目
的は主に亜音速機および超音速機の車輪およびブレーキ
部品に関してより高い温度による鍛造加工に適する合金
を提供することである。典型的なブレーキ部品として航
空機ディスクロータおよびキャリパーが挙げられるが、
航空機その他の高温車両用にブレーキドラムのような他
のブレーキ部品を製造してもよいことがわかる。

さらに他の目的は、僅かなθ成分を有するに過ぎない
か、またはθ成分を全く有しない2000シリーズアルミニ
ウム合金製品を提供することである。さらに別の目的は
改善された応力腐食割れ抵抗を有する合金製品を提供す
ることである。また別の目的は2219アルミニウムよりも
優れた強度／靭性の組合せ、および2048、6013または80
90/8091アルミニウムよりも優れた熱的安定性を備えて
いるアルミニウム合金製品を提供することである。

本発明のこのような目的は改善された組合せの強度と
靭性を有する時効硬化可能な航空宇宙産業の構造部品で
達成される。該部品が作られる実質上バナジウムを含ま
ないアルミニウム基合金は、主に銅約4.85〜5.3重量
％、マグネシウム約0.5〜1.0重量％、マンガン約0.4〜
0.8重量％、銀約0.2〜0.8重量％、ジルコニウム約0.05
〜0.25重量％、シリコン最高約0.1重量％、鉄最高約0.1
重量％、残部としてのアルミニウムおよび付随的元素と
不純物からなる。この組成の合金で作られるシートおよ
び板製品は典型的に室温で約530.9MPa（77ksi）以上の
引張り降伏強度を有する。本発明は、鍛造その他の方法
による航空機車輪並びにブレーキ部品、または航空機の
翼縦材等の絞り押出し製品を含むがこれらに限定されな
い各種押出し加工製品を製造することができる。本発明
の合金製品はポルメア特許に記載されている製品といく
つかの点で異なる。即ち、（ａ）本発明によればAgを添
加するとT6型質別の強度は高められるがAgはT8型強度に
あまり影響を及ぼさないことが認識され、（ｂ）ポルメ
アにより研究された高いCu:Mg比（Cu/Mg）を有するAl−
Cu−Mg−Ag合金に対して、T6並びにT8型強度は同様であ
るが、このCu:Mg比が低下すると延伸加工はT8型加工に
有利な影響をもたらし、（ｃ）これらの合金製品におい
てポルメアのCu:Mg比が中間レベルに低減される場合ま
た人工時効処理の前にある程度延伸加工が行われる場
合、押し出し加工に対してポルメアによって報告された
典型的強度よりもさらに高い強度が圧延並びに鍛造製品
形状において達成できることが立証され、（ｄ）本発明
によって非常に高い典型的強度レベルを達成するには好
適な（即ち中間の）Cu:Mg比を必要とすることが識別さ
れ、（ｅ）さらに組織強化に対するMn添加の重要性が認
識され、（ｆ）本発明の別の実施例においてコストの高
いAg添加に対してZnが部分的に代替品となるうる可能性
が本発明によって識別され、（ｇ）本発明において性能
の向上はバナジウムによらない。

本発明のさらなる特徴、目的および利点は以下の図面
を参照した詳細な説明から明らかである。

図１は表Ｉからの本発明による合金サンプルＣおよび
Ｄであって、８％の延伸、または325゜F（163℃）で人
工時効処理する前に10日間の自然時効を行った合金サン
プルの試験片において、時効時間の関数としてのロック
ウェルＢ硬度値を比較するグラフであり、 図2aは表Ｉからの銀を含む３つのAl−Cu−Mg−Mn合金
サンプルＫ、ＬおよびＭであって、すべて325゜F（163
℃）で人工時効処理する前に８％延伸する場合のロック
ウェルＢ硬度値を比較するグラフであり、 図2bは合金サンプルＫ、ＬおよびＭであって、すべて
325゜F（163℃）で人工時効処理する前に10日間の自然
時効を行った試験片のロックウェルＢ硬度値を比較する
グラフであり、 図３は質別T8並びに質別T6になるまで時効処理された
合金サンプルＫ、ＬおよびＭの典型的引張り降伏強度を
比較するグラフであり、 図４は表Ｉからの合金サンプルＨ、Ｄ、ＪおよびＦが
すべて質別T8になるまで時効処理された後、マッハ2.0
飛行のシミュレーション条件下であった場合の典型的引
張り降伏強度を比較するグラフであり、 図５は表IIからの合金シートサンプルＮ、Ｐ、Ｑ、
Ｒ、Ｓ、Ｔ、ＵおよびＶが各々質別T8となるまで人工時
効処理された場合の平面応力破壊靭性（即ちK_C）値に対
する典型的引張り降伏強度を比較するグラフであり、 図６は表IIIからの合金サンプルＷ、ＸおよびＹが325
゜F（163℃）で人工時効処理される前に0.5％、２％ま
たは８％延伸された場合のΔa_eff＝0.4インチ（1cm）で
のＫ割れ伸長抵抗値に対して典型的引張り降伏強度を比
較するグラフであって、 図7aは表IIIからのジルコニウムを含んだ合金サンプ
ルＺおよびAAが325゜F（163℃）で人工時効処理される
前に各種割合で延伸された場合の典型的引張り降伏強度
を比較しバナジウムの影響を示すグラフであり、 図7bは表IIIからのジルコニウムを含まない合金サン
プルCCおよびDDが325゜F（163℃）で人工時効処理され
る前に各種割合で延伸された場合の典型的引張り降伏強
度を比較しバナジウムの影響を示すグラフである。

定義：以下の好適な合金組成の説明において、別段の
記載がない限りパーセントはすべて重量パーセント（wt
％）である。

ここで数値範囲に言及する場合、この範囲には記載さ
れた範囲の最低と最高との間のすべての数および／また
は分数が含まれるものとする。例えば、銅約4.85〜5.3
％の範囲には明らかに約4.86、4.87、4.88および4.9％
の全ての中間値から最高5.1、5.25および5.29％までのC
uが含まれるであろう。約５と９との間、より好ましく
は約6.0と7.5との間の中間Cu:Mg比レベルのような以下
に記載される他の全ての元素範囲に同じことがいえる。

ここで最低に対する典型的強度値に言及する場合、最
低レベルは材料の特性値が保証されうるレベルまたは安
全率における設計目的でユーザーが頼ることができるレ
ベルであるとする。場合によって、「最低」降伏強度は
95％の信頼度で保証された最低値に製品の99％が合致す
るかまたは合致すると考えられるという統計的な基準を
有する。本発明において、典型的強度レベルはポルメア
の典型的レベルと比較されたがいずれの材料も（ａ）現
場の尺度、および（ｂ）統計的な最低値が測定できるほ
ど充分な量生産されていない。典型的強度は工場生産に
関して保証された最低レベルよりもやや高い傾向にある
が、少なくとも従来技術における他の典型的値と比べた
場合の強度特性における本発明による改善を示す。

ここで用いる「実質的に含まない」という用語はある
特性を合金に導入する目的で組成に成分を有意量添加し
ないことを意味し、極微量の付随的元素および／または
不純物が所望の最終製品に導入される場合があることが
わかる。例えば、実質的にバナジウムを含まない合金は
約0.1％未満のＶ、より好ましくは約0.03％未満のＶを
含むものとし、これは付随的添加物による汚染または加
工および／または保持装置との接触が原因である。本発
明の全ての好適な第一実施例は実質的にバナジウムを含
まない。好適には、このような合金製品はまた実質上カ
ドミウムおよびチタンを実質的に含まない。

最近、いつかはアングロ／フレンチコンコルドに取っ
て代わる新しい超音速輸送機の設計および開発に対する
関心が増大している。将来の高速民間輸送（HSCT）航空
機は二つの新素材を必要としている。即ちより低い翼お
よび機体用の損傷許容材および航空機の上部翼用の比剛
性の高い材料である。追加される要求条件は上昇温度に
おける、また温度が上昇した後の性能に関する。

航空機の車輪およびブレーキ部品も温度が上昇してア
ルミニウム合金の性能が向上する必要がある場合に用途
となる。将来の高速航空機の車輪とブレーキの組立体は
特に2014−T6アルミニウムのような重なっている合金と
比べて熱的安定性および性能において進歩する必要があ
る。

従来の冶金的なインゴット由来の合金のうち、2219お
よび2618アルミニウムは現在登録されている通常高温に
使用される二つの合金である。両方とも1950年代中頃に
アルミニウム協会に登録された。合金2219の公称組成は
Cu6.3重量％、Mn0.3重量％、V0.1重量％、Zr0.15重量
％、残部としてのアルミニウムおよび付随的元素と不純
物である。合金2618の公称組成はCu2.3重量％、Mg1.5重
量％、Fe1.1重量％、Ni1.1重量％、残部としてのアルミ
ニウムおよび付随的元素と不純物を含む。両方とも2000
シリーズAl−Cu−Mg系に属するが、Cu:Mg比が異なるの
で、これら二つの合金は異なる手段、即ち2219は通常
θ′析出物、2618は通常Ｓ′析出物によって強化される
と考えられている。

提案されている最終用途 （ａ）シートおよび板製品 次世代の高速民間輸送（HSCT）航空機は今日のコンコ
ルドより速くないかもしれないが、より大きく、より長
い距離を飛行し、より多くの乗客を受け入れ亜音速航空
機と競合するコストで作動すると期待されている。この
ような次世代航空機は、低翼および機体部材に損傷許容
材が望まれている。

機体によって設計概念が異なるが、各々103.4〜137.9
MPa（15〜20ksi）の作動応力でマッハ2.0〜2.4の速度に
重点が置かれている。将来の損傷許容材は超音速飛行を
示す高温における熱に関する必要条件を満たすことが期
待されている。即ち（ａ）航空機の耐用年数において周
囲温度特性における損失が最小であること、（ｂ）超音
速飛行温度での特性が充分であること、および（ｃ）航
空機の耐用年数において許容クリープの量が最低である
こと。以下に述べるテストの多くは、マッハ2.0の飛行
のシミュレーションで300゜F（149℃）、100時間が使用
されている。

（ｂ）鍛造品 従来のHSCT航空機の車輪を含むアルミニウム航空機車
輪は繰り返し高温にさらされる。今日のブレーキシステ
ムでは、車輪は200゜F（93℃）で長時間の飛行に対して
安定した特性を有し、400゜F（204℃）の高温への短い
行程後、完全に使用可能でなければならない。温度が60
0゜F（315℃）に達する可能性のある離陸不成功で車輪
が故障して大惨事を起こしてはならない。進行したブレ
ーキシステムが開発されると、温度は100〜150゜F（38
〜66℃）上昇すると考えられる。将来の用途において航
空機車輪には下記の特性が最も重要であろう。即ち周囲
特定強度、耐食性、高温強度および耐疲労性。二次的に
重要な特性は機械加工性、延性、クリープ抵抗、破壊靭
性、疲労割れ成長および温度上昇後の強度であろう。

小さな２ポンド（906g）のインゴットであって本発明
の比較例として製造されたいくつかの合金サンプルに対
して有望な強度レベルが得られた。別の組のサンプル合
金の組成は直接冷却鋳造の大きな（即ち500ポンド（227
g）以上）実験室インゴットで使用された。数組の20ポ
ンド（9g）合金インゴットも作成され本発明の合金にお
いてAgとZnの両方を組み合わせることの影響が研究され
た。サンプル合金組成は、2.9〜20のCu:Mg比、各種レベ
ル（含有水準）のMn、およびレベル（含有水準）の異な
るAgおよび／またはZnを有しており、これらを表Ｉ、表
II、表IIIに示す。

表IVは質別T6およびT8に従って時効処理されたAl−Cu
−Mg−Mn−（Ag）合金サンプルのロックウェルＢ硬度値
および引張り強度に対するAg添加の影響を示す。銀を含
むまたは含まない合金サンプルを同様のCu:Mg比を有す
る比較例サンプルと共にグループ分けした。

Agの影響 銀を添加するとAl−Cu−Mg−Mn合金サンプルの典型的
なT6型強度およびロックウェル硬度が劇的に改善され
る。例えば、74.2ksiの高い典型的引張り降伏強度が合
金サンプルＳにおいて得られるのに対してもう一方の表
IVからの合金サンプルのような銀を含まず延伸が行われ
ない合金の測定値は417.1MPa（60.5ksi）であった。

Agが存在し、少量の冷間（例えば１％未満の延伸）が
行われた後、人工時効処理によりシート製品が平坦化さ
れ典型的T6型時効条件が得られる場合、これらのT6型引
張り降伏強度は多量の冷間が行われる典型的T8型引張り
降伏強度と通常同様であることが観察された。例えば、
質別T8の485.4MPa（70.4ksi）の典型的引張り降伏強度
は同じ材料の（例えば表IVにおける合金サンプルＱ）質
別T6の470.9MPa（68.3ksi）の典型的引張り降伏強度と
ほぼ同等である。

図１には二つの中間Cu:Mg比を有する合金サンプル、
表Ｉの合金サンプルＣおよびＤの硬度に対するこのよう
な影響が示されている。Agを含む比較例、合金サンプル
Ｄは人工時効処理の前に８％の延伸が行われたかまたは
10日間の自然時効が行われたかにかかわらずほぼ同レベ
ルの硬度を達成する。しかしながらAgを含まない合金サ
ンプルＣは単に10日間の自然時効が行われた場合よりも
８％の延伸が行われた場合より高い硬度を達成する。

Cu:Mg比 図2aおよび2bにおいて、表ＩからのAgを含む合金サン
プルＫ、ＬおよびＭ、即ち低、中間および高Cu:Mg比を
示す合金サンプルに対してロックウェルＢ硬度値は325
゜F（163℃）で時効時間の関数として各々示されてい
る。最も高い硬度値が低および中間Cu:Mg比を有する合
金サンプル（サンプルＫおよびＬ）の質別T8、および中
間Cu:Mg比を有するただ一つの合金サンプル（合金サン
プルＬ）の質別T6において観察された。

本発明の中間Cu:Mg比の利点はさらに図３および下記
の表Ｖに示されている。両方とも中間Cu:Mg比を有する
合金サンプル（例えば合金サンプルＬ）が質別T6および
T8において比較される３つのサンプルのうち最も高い引
張り降伏強度を有することを示している。

Mgの影響 充分な量の銀によって本発明の｛111｝面における板
状のΩ相の形成が促進されると思われる。約2.9（4.4重
量％:1.5重量％）の低いCu:Mg比で、このΩ相は優勢と
なり、そうでなければ合成の成分であろうGPB領域およ
びＳ′微粒子に取って代わる。約20（即ち６重量％:0.3
重量％）の高いCu:Mg比で、これらのΩ相は｛100｝GP領
域および｛100｝θ′析出物に取って代わる。本発明の
好適な中間Cu:Mg比でも、Ω相が優勢である。

Mnの影響 表VIには質別T8まで時効処理されたAl−Cu−Mg−Mn−
（Ag）合金サンプルの典型的引張り特性に対するMn添加
の影響が示されている。２以上のMnレベルを備えている
合金はほぼ同じAgレベルおよびCu:Mg比を有するもう一
方の合金サンプルと共にグループ分けした。

約0.6重量％のマンガンを添加するとこれらの合金サ
ンプルの強度は通常、約3ksi以上増す。例えば、中間C
u:Mg比を有しAgを含みMnを含まない合金、合金サンプル
Ｒの典型的T8型引張り降伏強度は73.4ksiである一方Mn
を含むもの（合金サンプルＳ）の典型的T8型引張り降伏
強度は76.2ksiであった。図４にはさらに300゜F（149
℃）で600時間または275゜F（135℃）で3000時間、処理
した結果、これらの合金サンプルにおいてMnに帰する強
度特性が失われた状態が示されている。

Znの影響 本発明において少なくとも部分的にAgの代わりにZnを
使用しても合金製品の強度レベル等の主要特性に対して
悪影響はないようである。また、別の実施例において銀
の代わりに亜鉛を用いると積極的にコストが削減され
る。表VIIには銀のみのサンプル（合金サンプルＷ）、
亜鉛のみのサンプル（合金サンプルＸ）および銀および
亜鉛の比較例（合金サンプルＹ）が0.5％、２％および
８％と各種レベルに延伸した後人工時効処理された場合
の典型的シート強度が比較されている。

破壊靭性 各種Al−Cu−Mg−Mn−（Ag−Zn）合金サンプルの強度
／靭性の組合せは添付の図５および６に比較されてい
る。図５のデータの概略を下記の表VIIIに示す。

このデータによると、中間Cu:Mg比を有しAgを含む合
金（図５における合金サンプルＳおよび図６における合
金サンプルＷ）は最もよい組合せの強度と靭性を得た。
部分的にAgの代わりにZnを使用した合金（合金サンプル
Ｙ）もほぼ高い組合せの強度と靭性特性を得た。

上述した合金の一つである合金サンプルＱはポルメア
特許におけるいくつかの例の組成と非常に似ている。表
IXにはポルメアによる典型的引張り降伏強度、および合
金サンプルＱの強度と本発明で観察された強度が比較さ
れている。ポルメアが押出しロッド例に関して最高517M
Pa（75ksi）の典型的引張り降伏強度を得たことに注目
する。しかしながら発明者によって比較する目的で作成
された同様の組成のシートの典型的引張り降伏強度は46
8.9〜482.7MPa（68〜70ksi）にすぎなかった。本発明に
よる好適な一実施例であるシート状の合金サンプルＳの
典型的引張り降伏強度は質別T8において530.9MPa（77ks
i）と高く、ポルメアのような組成による比較例のシー
ト製品形状の典型的引張り降伏強度よりも10％高かっ
た。押出し加工された棒およびロッドは組織強化を高め
ることで知られているので、おそらく押出し品として作
成されると合金サンプルＳの強度レベルはより高くなる
であろう。

別の引張りサンプルをT6型およびT8型方法により人工
時効処理し、温度を上昇させてマッハ2.0飛行のシミュ
レーションを行った。300゜F（149℃）で600時間および
275゜F（135℃）で3000時間の熱処理も行った。300゜F
（149℃）で600時間の処理後、本発明の典型的T8型引張
り降伏強度は約55.2〜82.7MPa（８〜12ksi）しか低下し
なかった。275゜F（135℃）で3000時間の処理後は34.5
〜68.9MPa（５〜10ksi）のやや小さな損傷しか観察され
なかった。しかしながら、このような典型的強度レベル
は2618アルミニウム等の現行合金で観察される最低レベ
ルに比べるとかなり高い温度の改善を示すものである。

図7aに記載されたデータによると、ジルコニウムを含
む両方の合金に関して、主にバナジウム含量における二
つの比較組成の延伸量とは無関係に、合金サンプルＺお
よびAAの典型的強度レベル（1ksi未満の差）がほぼ同等
に測定されたことがわかる。一方ジルコニウムを含まな
い等価物である図7bの合金サンプルCCおよびDDにおい
て、バナジウムを含むことは典型的強度値に実際に悪影
響をもたらすことが観察された。

特別な製品形状として製造された銅5.1重量％、マグ
ネシウム0.79重量％、銀0.55重量％、マンガン0.62重量
％、ジルコニウム0.14重量％、残部としてのアルミニウ
ムおよび付随的元素と不純物を含む組成物で鍛造された
航空機車輪は、約496.4MPa（72ksi）のやや低い典型的
引張り降伏強度が観察された。しかしながらこのように
わずかな強度低下は車輪をゆっくりと焼入れし最終製品
への残留応力を低下させたことによると思われる。ま
た、これらの車輪サンプルは好適な最終時効温度よりも
やや高い温度でモデル工場規模に近い条件で時効処理さ
れた。

上述したように、本発明の最も好適な実施例はCu約5.
0重量％、全Mg約0.8重量％のレベル、Ag約0.5重量％、
全Mn約0.6％およびZr約0.15重量％レベルを含むと考え
られる。

好適な実施例を説明したが、当然、本発明は添付する
請求の範囲において他の方法で実施可能である。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号 ＦＩ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６５０ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６５０Ａ ６９１ ６９１Ｂ (56)参考文献 特開 平３−107440（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−83445（ＪＰ，Ａ) 特開 平９−296245（ＪＰ，Ａ) 特開 平９−165640（ＪＰ，Ａ) 特開 平11−302764（ＪＰ，Ａ) 特公 昭51−28562（ＪＰ，Ｂ１) 米国特許5652063（ＵＳ，Ａ) Ｉ．Ｊ．Ｐｏｌｍｅａｒ”Ｄｅｓｉｇ ｎ ａｎｄ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａｎ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｗｒｏｕｇｈｔ ａｌｕｍｉｎｕｍ ａｌｌｏｙ ｆｏｒ ｕｓｅ ａｔ ｅ ｌｅｖａｔｅｄ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒ ｅｓ”Ｍｅｔｔａｌｕｇｉｃａｌ Ｔｒ ａｎｓａｃｔｉｏｎｓ Ａ Ｖｏｌ．19 Ａ (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) C22C 21/10 - 21/18 C22F 1/04 - 1/057

Claims (28)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】改善された組合せの強度と靭性を有し、室
   温における引張り降伏強度が530.9MPa（77ksi）以上で
   ある、鍛造または押出し加工された構造部材であって、
   バナジウムを含まず、銅4.85〜5.3重量％、マグネシウ
   ム0.5〜1.0重量％、マンガン0.4〜0.8重量％、銀0.2〜
   0.8重量％、ジルコニウム最高0.25重量％、シリコン最
   高0.1重量％、鉄最高0.1重量％、残部としてのアルミニ
   ウムおよび付随的元素と不純物から成るアルミニウム基
   合金から製造された構造部材。
2. 【請求項２】鍛造加工された航空機の車輪である請求項
   １に記載された構造部材。
3. 【請求項３】鍛造加工された航空機のブレーキ部品であ
   る請求項１に記載された構造部材。
4. 【請求項４】押出し加工された航空機の翼部材である請
   求項１に記載された構造部材。
5. 【請求項５】航空機の縦けた材である請求項１に記載さ
   れた構造部材。
6. 【請求項６】前記アルミニウム基合金のCu:Mg比（Cu/M
   g）が５〜９である請求項１に記載された構造部材。
7. 【請求項７】前記アルミニウム基合金のCu:Mg比（Cu/M
   g）が6.0〜7.5である請求項６に記載された構造部材。
8. 【請求項８】前記アルミニウム基合金が5.0重量％以上
   の銅を含む請求項１に記載された構造部材。
9. 【請求項９】前記アルミニウム基合金が最高0.5重量％
   の亜鉛を含む請求項１に記載された構造部材。
10. 【請求項１０】航空宇宙産業用として適し、改善された
    組合せの強度と靭性を有するとともに、室温における引
    張り降伏強度が530.9MPa（77ksi）以上である、時効処
    理可能な、鍛造または押出し加工された構造部材であっ
    て、バナジウムを含まず、銅4.85〜5.3重量％、マグネ
    シウム0.5〜1.0重量％、マンガン0.4〜0.8重量％、銀0.
    2〜0.8重量％、ジルコニウム0.05〜0.25重量％、シリコ
    ン最高0.1重量％、鉄最高0.1重量％、残部としてのアル
    ミニウムおよび付随的元素と不純物から成るアルミニウ
    ム基合金から製造された構造部材。
11. 【請求項１１】鍛造加工された航空機の車輪である請求
    項10に記載された構造部材。
12. 【請求項１２】鍛造加工された航空機のブレーキ部品で
    ある請求項10に記載された構造部材。
13. 【請求項１３】押出し加工された航空機の翼部材である
    請求項10に記載された構造部材。
14. 【請求項１４】前記アルミニウム基合金のCu:Mg比（Cu/
    Mg）が6.0〜7.5である請求項10に記載された構造部材。
15. 【請求項１５】前記アルミニウム基合金が5.0重量％以
    上の銅を含む請求項10に記載された構造部材。
16. 【請求項１６】前記アルミニウム基合金が最高0.5重量
    ％の亜鉛を含む請求項10に記載された構造部材。
17. 【請求項１７】航空宇宙産業用として適し、改善された
    組合せの強度と靭性を有するとともに、室温における引
    張り降伏強度が530.9MPa（77ksi）以上である、鍛造加
    工された構造部材であって、バナジウムを含まず、銅4.
    85〜5.3重量％、マグネシウム0.5〜1.0重量％、マンガ
    ン0.4〜0.8重量％、銀0.2〜0.8重量％、ジルコニウム最
    高0.25重量％、シリコン最高0.1重量％、鉄最高0.1重量
    ％、残部としてのアルミニウムおよび付随的元素と不純
    物から成るアルミニウム基合金から製造され、前記アル
    ミニウム基合金のCu:Mg比（Cu/Mg）が５〜９である構造
    部材。
18. 【請求項１８】航空機の車輪である請求項17に記載され
    た鍛造加工された構造部材。
19. 【請求項１９】航空機のディスクブレーキまたはキャリ
    パーである請求項17に記載された鍛造加工された構造部
    材。
20. 【請求項２０】前記アルミニウム基合金のCu:Mg比（Cu/
    Mg）が6.0〜7.5である請求項17に記載された鍛造加工さ
    れた構造部材。
21. 【請求項２１】前記合金が5.0重量％以上の銅を含む請
    求項17に記載された鍛造加工された構造部材。
22. 【請求項２２】前記合金が最高0.5重量％の亜鉛を含む
    請求項17に記載された鍛造加工された構造部材。
23. 【請求項２３】航空宇宙産業用として適し、改善された
    組合せの強度と靭性を有するとともに、室温における引
    張り降伏強度が530.9MPa（77ksi）以上である、押出し
    加工された構造部材であって、バナジウムを含まず、銅
    4.85〜5.3重量％、マグネシウム0.5〜1.0重量％、マン
    ガン0.4〜0.8重量％、銀0.2〜0.8重量％、ジルコニウム
    最高0.25重量％、シリコン最高0.1重量％、鉄最高0.1重
    量％、残部としてのアルミニウムおよび付随的元素と不
    純物から成るアルミニウム基合金から製造され、前記ア
    ルミニウム基合金のCu:Mg比（Cu/Mg）が５〜９である構
    造部材。
24. 【請求項２４】前記アルミニウム基合金のCu:Mg比が6.0
    〜7.5である請求項23に記載された押出し加工された構
    造部材。
25. 【請求項２５】少なくとも１％延伸加工され、真直度が
    改善され、さらに強度特性が高められた請求項23に記載
    された押出し加工された構造部材。
26. 【請求項２６】513〜527℃（955〜980゜F）の一以上の
    温度で溶体化熱処理された請求項23に記載された押出し
    加工された構造部材。
27. 【請求項２７】前記アルミニウム基合金が5.0重量％の
    銅を含む請求項23に記載された押出し加工された構造部
    材。
28. 【請求項２８】前記アルミニウム基合金が最高0.5重量
    ％以上の亜鉛を含む請求項23に記載された押出し加工さ
    れた構造部材。