JP3222903B2 - アルミニウム基合金薄板製品およびその製造方法 - Google Patents
アルミニウム基合金薄板製品およびその製造方法Info
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- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機用として適する
アルミニウム合金に係わり、特に、改善された耐疲労割
れ成長と破壊靭性を有し、かつ航空機の外皮用として適
する改良されたアルミニウム基合金とその加工方法に関
するものである。
アルミニウム合金に係わり、特に、改善された耐疲労割
れ成長と破壊靭性を有し、かつ航空機の外皮用として適
する改良されたアルミニウム基合金とその加工方法に関
するものである。
【０００２】
【従来の技術】商用航空機の設計では、飛行機の異なる
種類の構造に対する異なる組合せの特性が要求される。
多くの部品では、破壊靭性または疲労割れ成長のいずれ
かの形態の割れ伝播に対する抵抗性が必要である。した
がって、破壊靭性および疲労割れ伝播性を改善すること
によって、多くの重要な利点が得られる。
種類の構造に対する異なる組合せの特性が要求される。
多くの部品では、破壊靭性または疲労割れ成長のいずれ
かの形態の割れ伝播に対する抵抗性が必要である。した
がって、破壊靭性および疲労割れ伝播性を改善すること
によって、多くの重要な利点が得られる。
【０００３】例えば、改善された靱性を有する新しい材
料はより高レべルの耐損傷性を有する。航空機では、こ
れは乗客および乗員に対する高められた安全性になり且
つ構造上では質量節減になり、それは燃料経済、より長
い飛行範囲、より大きい有効積載量、またはこれらの組
合せを改善する。
料はより高レべルの耐損傷性を有する。航空機では、こ
れは乗客および乗員に対する高められた安全性になり且
つ構造上では質量節減になり、それは燃料経済、より長
い飛行範囲、より大きい有効積載量、またはこれらの組
合せを改善する。
【０００４】周期的な荷重は、飛行機の内部が加圧され
ている時に離陸／着陸中に商用ジェット飛行機で起こ
る。典型的には、飛行機はその正規使用寿命期間中に１
０００００までの加圧サイクルをみることができる。こ
のため、大きな利益はいずれも周期的荷重に関係した高
められた破壊靭性および耐疲労割れ成長から得られるこ
とは注目されよう。
ている時に離陸／着陸中に商用ジェット飛行機で起こ
る。典型的には、飛行機はその正規使用寿命期間中に１
０００００までの加圧サイクルをみることができる。こ
のため、大きな利益はいずれも周期的荷重に関係した高
められた破壊靭性および耐疲労割れ成長から得られるこ
とは注目されよう。
【０００５】米国特許第４，３３６，０７５号は航空機
の翼にＡＡ２０００タイプのアルミニウム合金を使用す
ることを開示している。
の翼にＡＡ２０００タイプのアルミニウム合金を使用す
ることを開示している。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、アルミニウ
ム基合金薄板製品、および合金の塊から薄板製品を二次
加工する方法を提供する。更に、本発明は、翼外皮及び
航空機胴体パネルのような航空機用として適し、かつ防
食性外層を有するクラッドを設け得るアルミニウム基合
金薄板製品を提供する。
ム基合金薄板製品、および合金の塊から薄板製品を二次
加工する方法を提供する。更に、本発明は、翼外皮及び
航空機胴体パネルのような航空機用として適し、かつ防
食性外層を有するクラッドを設け得るアルミニウム基合
金薄板製品を提供する。
【０００７】本発明の第一の目的は、アルミニウム合金
と、それから作られ、高められた破壊靱性および耐疲労
割れ成長性を有するとともに高強度特性及び耐食性を維
持する薄板製品とを提供することである。
と、それから作られ、高められた破壊靱性および耐疲労
割れ成長性を有するとともに高強度特性及び耐食性を維
持する薄板製品とを提供することである。
【０００８】本発明の別の目的は、航空機用パネルのた
めに高められた破壊靭性と耐疲労割れ成長性を有するア
ルミニウム合金薄板製品を提供することである。
めに高められた破壊靭性と耐疲労割れ成長性を有するア
ルミニウム合金薄板製品を提供することである。
【０００９】本発明の更に別の目的は、改善された破壊
靭性と増大した耐疲労割れ成長性を付与するとともに高
強度を維持して、アルミニウム合金薄板製品およびその
製造方法を提供することである。
靭性と増大した耐疲労割れ成長性を付与するとともに高
強度を維持して、アルミニウム合金薄板製品およびその
製造方法を提供することである。
【００１０】本発明の更に別の目的は、改善された耐疲
労割れ成長性を有するとともに高強度特性及び耐食性を
維持するクラッド薄板製品としてアルミニウ合金を加工
する方法を提供することである。
労割れ成長性を有するとともに高強度特性及び耐食性を
維持するクラッド薄板製品としてアルミニウ合金を加工
する方法を提供することである。
【００１１】また、更に別の目的は、改善された耐疲労
割れ成長性を有するとともに高強度レベル及び高められ
た破壊靱性を維持する翼又は胴体外皮のような航空機用
パネルとして使用するためのＡｌ−Ｃｕ−Ｍｇ−Ｍｎク
ラッド薄板製品を提供することである。
割れ成長性を有するとともに高強度レベル及び高められ
た破壊靱性を維持する翼又は胴体外皮のような航空機用
パネルとして使用するためのＡｌ−Ｃｕ−Ｍｇ−Ｍｎク
ラッド薄板製品を提供することである。
【００１２】これらの及び他の目的は、明細書および特
許請求の範囲を読むこと及び特許請求を調べることから
明らかになろう。
許請求の範囲を読むこと及び特許請求を調べることから
明らかになろう。
【００１３】
【課題を解決するための手段】これらの目的の下で、改
善された靱性および耐疲労割れ成長性を有するとともに
高強度を維持する薄板製品を作る方法であって、Ｃｕ
３．８〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．８５質量％、
Ｍｎ０．３〜０．７８質量％、Ｆｅ最大０．５質量％、
Ｓｉ最大０．５質量％、および残部としてのアルミニウ
ムと不純物から成るアルミニウム基合金の塊を用意する
ことを含む方法が提供される。該方法は、溶体化可能な
成分を固溶させるために合金の塊を４８７．７℃（９１
０°Ｆ）よりも高温に加熱することを更に含む。その
後、塊は約３１５．５〜４８２．２℃（約６００〜９０
０°Ｆ）の範囲で熱間圧延され、約１５分以下の時間の
間、例えば溶体化熱処理温度で溶体化熱処理され、次に
急冷され且つ自然時効され、改善された耐疲労割れ成長
性と破壊靱性を有するとともに高強度を維持する薄板製
品を提供する。
善された靱性および耐疲労割れ成長性を有するとともに
高強度を維持する薄板製品を作る方法であって、Ｃｕ
３．８〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．８５質量％、
Ｍｎ０．３〜０．７８質量％、Ｆｅ最大０．５質量％、
Ｓｉ最大０．５質量％、および残部としてのアルミニウ
ムと不純物から成るアルミニウム基合金の塊を用意する
ことを含む方法が提供される。該方法は、溶体化可能な
成分を固溶させるために合金の塊を４８７．７℃（９１
０°Ｆ）よりも高温に加熱することを更に含む。その
後、塊は約３１５．５〜４８２．２℃（約６００〜９０
０°Ｆ）の範囲で熱間圧延され、約１５分以下の時間の
間、例えば溶体化熱処理温度で溶体化熱処理され、次に
急冷され且つ自然時効され、改善された耐疲労割れ成長
性と破壊靱性を有するとともに高強度を維持する薄板製
品を提供する。
【００１４】本発明合金は、Ｃｕ３．８〜４．５質量
％、Ｍｇ１．２〜１．８５質量％、Ｍｎ０．３〜０．７
８質量％、Ｆｅ最大０．５質量％、Ｓｉ最大０．５質量
％、選択元素であるＺｎ、Ｚｒ、ＣｒをＺｎ最大０．２
質量％、Ｚｒ最大０．２質量％、Ｃｒ最大０．５質量
％、および残部アルミニウムと不純物から成る。不純物
は好ましくはそれぞれ０．０５％までに制限され、不純
物の組合せは好ましくは０．１５％を超えるべきではな
い。本発明合金は付随的元素を含むことがあるが、付随
的元素と不純物の合計は０．４５％を超えない。
％、Ｍｇ１．２〜１．８５質量％、Ｍｎ０．３〜０．７
８質量％、Ｆｅ最大０．５質量％、Ｓｉ最大０．５質量
％、選択元素であるＺｎ、Ｚｒ、ＣｒをＺｎ最大０．２
質量％、Ｚｒ最大０．２質量％、Ｃｒ最大０．５質量
％、および残部アルミニウムと不純物から成る。不純物
は好ましくはそれぞれ０．０５％までに制限され、不純
物の組合せは好ましくは０．１５％を超えるべきではな
い。本発明合金は付随的元素を含むことがあるが、付随
的元素と不純物の合計は０．４５％を超えない。
【００１５】好適合金は、Ｃｕ４．１〜４．４質量％、
Ｍｇ１．２〜１．４５質量％、Ｍｎ０．４〜０．６質量
％、Ｆｅ最大０．１質量％、Ｓｉ最大０．１質量％、お
よび残部としてのアルミニウムと付随的元素と不純物を
含む。典型的な合金組成は銅約４．２５質量％、Ｍｇ
１．３５質量％、Ｍｎ０．５質量％、Ｆｅ最大０．１２
質量％、Ｓｉ最大０．１質量％を含み、ＦｅとＳｉは合
計で０．２０質量％以下であり、好ましくは０．１５質
量％以下である。
Ｍｇ１．２〜１．４５質量％、Ｍｎ０．４〜０．６質量
％、Ｆｅ最大０．１質量％、Ｓｉ最大０．１質量％、お
よび残部としてのアルミニウムと付随的元素と不純物を
含む。典型的な合金組成は銅約４．２５質量％、Ｍｇ
１．３５質量％、Ｍｎ０．５質量％、Ｆｅ最大０．１２
質量％、Ｓｉ最大０．１質量％を含み、ＦｅとＳｉは合
計で０．２０質量％以下であり、好ましくは０．１５質
量％以下である。
【００１６】Ｍｎは、金属を再結晶させる加工中の粒子
サイズ制御に寄与し又はそれを助ける。非常に大きな粒
子は破壊靭性、二次成形適性及び耐食性のような特性に
有害である。
サイズ制御に寄与し又はそれを助ける。非常に大きな粒
子は破壊靭性、二次成形適性及び耐食性のような特性に
有害である。
【００１７】Ｆｅ及びＳｉのレベルは、破壊靭性および
耐疲労割れ成長に有害な成分層Ａｌ7Ｃｕ2Ｆｅ及びＭｇ
2Ｓｉの生成を制限するために低く保たれる。これらの
相はＡｌ合金中で低い固溶度を有し、一旦生成されると
熱処理によって除去できない。また、Ａｌ7Ｃｕ2Ｆｅ及
びＭｇ2Ｓｉ相の生成は、それらの生成が強化析出をつ
くるために利用し得るＣｕ及びＭｇの量を減らすので製
品の強度を低くすることがある。Ａｌ7Ｃｕ2Ｆｅ及びＭ
ｇ2Ｓｉのような成分はそれらが固溶されることができ
ないのでその発生を防止するために特に重要であり、こ
のため、鉄は該成分の発生を防止するために非常に低い
レベルに保たれる。即ち、Ｆｅ及びＳｉの減少は靭性お
よび耐疲労割れ成長性を増す。従って、本発明では、Ｆ
ｅを０．１０質量％以下に制御し且つＳｉを０．１０質
量％以下に制御することが好ましい。
耐疲労割れ成長に有害な成分層Ａｌ7Ｃｕ2Ｆｅ及びＭｇ
2Ｓｉの生成を制限するために低く保たれる。これらの
相はＡｌ合金中で低い固溶度を有し、一旦生成されると
熱処理によって除去できない。また、Ａｌ7Ｃｕ2Ｆｅ及
びＭｇ2Ｓｉ相の生成は、それらの生成が強化析出をつ
くるために利用し得るＣｕ及びＭｇの量を減らすので製
品の強度を低くすることがある。Ａｌ7Ｃｕ2Ｆｅ及びＭ
ｇ2Ｓｉのような成分はそれらが固溶されることができ
ないのでその発生を防止するために特に重要であり、こ
のため、鉄は該成分の発生を防止するために非常に低い
レベルに保たれる。即ち、Ｆｅ及びＳｉの減少は靭性お
よび耐疲労割れ成長性を増す。従って、本発明では、Ｆ
ｅを０．１０質量％以下に制御し且つＳｉを０．１０質
量％以下に制御することが好ましい。
【００１８】Ｃｕ及びＭｇは、良好な強度を維持すると
同時に、靭性及び疲労に関して有利になるように注意深
く制御しなければならない。ＣｕおよびＭｇのレベルは
強化析出相を作るために利用し得る自由Ｃｕ及びＭｇの
量を最大にするために充分に高い高温処理中に僅かに溶
体化可能なＡｌ2ＣｕＭｇ及びＡｌ2Ｃｕの固溶を許す上
で十分なだけ低くなければならない。これは最終製品で
所望の特性を生じるＣｕ及びＭｇ組成の非常に狭い範囲
を残す。
同時に、靭性及び疲労に関して有利になるように注意深
く制御しなければならない。ＣｕおよびＭｇのレベルは
強化析出相を作るために利用し得る自由Ｃｕ及びＭｇの
量を最大にするために充分に高い高温処理中に僅かに溶
体化可能なＡｌ2ＣｕＭｇ及びＡｌ2Ｃｕの固溶を許す上
で十分なだけ低くなければならない。これは最終製品で
所望の特性を生じるＣｕ及びＭｇ組成の非常に狭い範囲
を残す。
【００１９】次の等式は、「自由Ｃｕ」及び「自由Ｍ
ｇ」、即ち強化相を作るために利用し得るＣｕ及びＭｇ
の量を評価するために使用できる。
ｇ」、即ち強化相を作るために利用し得るＣｕ及びＭｇ
の量を評価するために使用できる。
【００２０】
【数１】 Ｃｕ（自由）＝Ｃｕ（総量）−２．２８Ｆｅ−０．７４（Ｍｎ−０．２）
【００２１】
【数２】 Ｍｇ（自由）＝Ｍｇ（総量）−１．７３（Ｓｉ−０．０５）
【００２２】ここで説明した合金元素の制御された量を
有する合金製品を提供することと同様に、例えば航空機
の外皮又はパネルとして用いるために必要とされる強
度、破壊靭性、耐食性および耐疲労割れ成長の最も望ま
しい特性を提供するために、合金が特別の処理段階に従
って提供されることが好適とされる。ここで説明した合
金は、連続鋳造が好適とされる鋳造製品について当業界
で現在採用されている鋳造技術によって適当な加工製品
への二次加工のためのインゴット又はスラブとして提供
できる。ベルト鋳造機またはロール鋳造機から生じるス
ラブも使用できる。
有する合金製品を提供することと同様に、例えば航空機
の外皮又はパネルとして用いるために必要とされる強
度、破壊靭性、耐食性および耐疲労割れ成長の最も望ま
しい特性を提供するために、合金が特別の処理段階に従
って提供されることが好適とされる。ここで説明した合
金は、連続鋳造が好適とされる鋳造製品について当業界
で現在採用されている鋳造技術によって適当な加工製品
への二次加工のためのインゴット又はスラブとして提供
できる。ベルト鋳造機またはロール鋳造機から生じるス
ラブも使用できる。
【００２３】本発明のより広い観点では、合金は、Ｃｕ
３．８〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．８５質量％、
Ｍｎ０．３〜０．７８質量％、Ｆｅ最大０．５質量％、
Ｓｉ０．５質量％、残部アルミニウムと付随的元素と不
純物から成る。
３．８〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．８５質量％、
Ｍｎ０．３〜０．７８質量％、Ｆｅ最大０．５質量％、
Ｓｉ０．５質量％、残部アルミニウムと付随的元素と不
純物から成る。
【００２４】本発明合金のインゴット又はスラブは、ク
ラッドを設けて本発明に従って加工することができる。
そのようなクラッド製品は、本発明のアルミニウム基合
金の芯材と、芯材を腐食から保護する高純度合金のクラ
ッドとを利用する。クラッドは、非合金のアルミニウ
ム、又は全ての他の元素を０．１又は１％以下で含むア
ルミニウムを含む。しかしながら、Ｚｎは例えばＡＡ７
０７２におけるように存在することができる。従って、
芯材を覆うクラッドはアルミニウム協会合金１１００、
１２００、１２３０、１１３５、１２３５、１４３５、
１１４５、１３４５、１２５０、１３５０、１１７０、
１１７５、１１８０、１１８５、１２８５、１１８８、
１１９９および７０７２から選択できる。
ラッドを設けて本発明に従って加工することができる。
そのようなクラッド製品は、本発明のアルミニウム基合
金の芯材と、芯材を腐食から保護する高純度合金のクラ
ッドとを利用する。クラッドは、非合金のアルミニウ
ム、又は全ての他の元素を０．１又は１％以下で含むア
ルミニウムを含む。しかしながら、Ｚｎは例えばＡＡ７
０７２におけるように存在することができる。従って、
芯材を覆うクラッドはアルミニウム協会合金１１００、
１２００、１２３０、１１３５、１２３５、１４３５、
１１４５、１３４５、１２５０、１３５０、１１７０、
１１７５、１１８０、１１８５、１２８５、１１８８、
１１９９および７０７２から選択できる。
【００２５】合金素材は熱間加工に先立って拡散焼鈍し
てもよく、あるいはまた、加熱して直ちに熱間圧延して
もよい。拡散焼鈍を行う場合には、溶体化可能な元素を
固溶させ、金属の内部組織を均質化させることは、少な
くとも１時間、４８７．７℃（９１０°Ｆ）又は４９
３．３℃（９２０°Ｆ）〜５１５．５℃（９６０°Ｆ）
又は５３７．７℃（１０００°Ｆ）の温度範囲で実行で
きる。好適な時間は拡散焼鈍温度範囲内で約４時間又は
それ以上である。通常は、拡散焼鈍温度において均熱時
間は８時間以上に延長してはならないが、より長い時間
は、通常、有害ではない。拡散焼鈍温度で４〜６時間は
全く適当であることが判明している。典型的な拡散焼鈍
温度は４９３．３℃（９２０°Ｆ）である。
てもよく、あるいはまた、加熱して直ちに熱間圧延して
もよい。拡散焼鈍を行う場合には、溶体化可能な元素を
固溶させ、金属の内部組織を均質化させることは、少な
くとも１時間、４８７．７℃（９１０°Ｆ）又は４９
３．３℃（９２０°Ｆ）〜５１５．５℃（９６０°Ｆ）
又は５３７．７℃（１０００°Ｆ）の温度範囲で実行で
きる。好適な時間は拡散焼鈍温度範囲内で約４時間又は
それ以上である。通常は、拡散焼鈍温度において均熱時
間は８時間以上に延長してはならないが、より長い時間
は、通常、有害ではない。拡散焼鈍温度で４〜６時間は
全く適当であることが判明している。典型的な拡散焼鈍
温度は４９３．３℃（９２０°Ｆ）である。
【００２６】本発明では、クラッドインゴットを拡散鈍
せずに熱間圧延することが好適である。従って、インゴ
ットは中間ゲージの製品を提供するために熱間加工され
又は熱間圧延される。圧延の開始温度が３１５．５〜４
８２．２℃（６００〜９００°Ｆ）の範囲内で熱間圧延
が行われる。合金が航空機の翼の外皮又は胴体の外皮用
である場合、熱間圧延は約７６．２〜２０３．２ミリメ
ートル（３〜８インチ）の厚さを有する中間製品を提供
するために行われる。
せずに熱間圧延することが好適である。従って、インゴ
ットは中間ゲージの製品を提供するために熱間加工され
又は熱間圧延される。圧延の開始温度が３１５．５〜４
８２．２℃（６００〜９００°Ｆ）の範囲内で熱間圧延
が行われる。合金が航空機の翼の外皮又は胴体の外皮用
である場合、熱間圧延は約７６．２〜２０３．２ミリメ
ートル（３〜８インチ）の厚さを有する中間製品を提供
するために行われる。
【００２７】熱間圧延後、中間ゲージの製品は再加熱さ
れる。特に溶体化可能な成分又は二次相粒子と、それら
の耐疲労割れ成長及び破壊靭性に及ぼす悪影響とを最小
限にすること又は回避することに関して本発明で重要で
あることはこの再加熱操作である。このため、再加熱操
作では、中間ゲージ製品は、鋳造から残っている又は熱
間圧延中に析出していることがある溶体化可能な成分を
固溶させるために二次相粒子の溶体化温度（ソルバス温
度）よりも高い例えば少なくとも４８２．２又は４９
３．３℃（９００又は９２０°Ｆ）の温度まで加熱され
る。そのような成分粒子は例えばＡｌ2ＣｕＭｇ、Ａｌ2
Ｃｕを含む。再加熱はＣｕ及びＭｇの大部分を固溶体に
する作用を有する。加熱は４８２．２〜５０７．２℃
（９００〜９４５°Ｆ）の範囲内であることができ、好
適範囲は４８２．２又は４８７．７〜４９８．８℃（９
００又は９１０〜９３０°Ｆ）である。再加熱のため
に、中間ゲージ製品は、金属が温度範囲内にある時又は
溶体化可能な成分のソルバス温度より上である時に約１
〜４０時間の間維持することができる。好ましくは、金
属温度における時間は４〜２４時間である。再加熱は説
明したパラメータ内で注意深く制御することが重要であ
る。もし再加熱加工が４８２．２℃（９００°Ｆ）以
下、例えば４５４．４℃（８５０°Ｆ）であるならば、
これは例えば大量の粗い固溶されないＡｌ2ＣｕＭｇ及
びＡｌ2Ｃｕの粒子を残すことがあり、該粒子は最終製
品で耐疲労割れ成長に悪影響を及ぼすことがある。事
実、再加熱が溶体化温度未満である場合、これらの粒子
はサイズを成長させることがある。最終薄板製品で耐割
れ伝播を制限することがあるのはそのような成分粒子の
存在である。
れる。特に溶体化可能な成分又は二次相粒子と、それら
の耐疲労割れ成長及び破壊靭性に及ぼす悪影響とを最小
限にすること又は回避することに関して本発明で重要で
あることはこの再加熱操作である。このため、再加熱操
作では、中間ゲージ製品は、鋳造から残っている又は熱
間圧延中に析出していることがある溶体化可能な成分を
固溶させるために二次相粒子の溶体化温度（ソルバス温
度）よりも高い例えば少なくとも４８２．２又は４９
３．３℃（９００又は９２０°Ｆ）の温度まで加熱され
る。そのような成分粒子は例えばＡｌ2ＣｕＭｇ、Ａｌ2
Ｃｕを含む。再加熱はＣｕ及びＭｇの大部分を固溶体に
する作用を有する。加熱は４８２．２〜５０７．２℃
（９００〜９４５°Ｆ）の範囲内であることができ、好
適範囲は４８２．２又は４８７．７〜４９８．８℃（９
００又は９１０〜９３０°Ｆ）である。再加熱のため
に、中間ゲージ製品は、金属が温度範囲内にある時又は
溶体化可能な成分のソルバス温度より上である時に約１
〜４０時間の間維持することができる。好ましくは、金
属温度における時間は４〜２４時間である。再加熱は説
明したパラメータ内で注意深く制御することが重要であ
る。もし再加熱加工が４８２．２℃（９００°Ｆ）以
下、例えば４５４．４℃（８５０°Ｆ）であるならば、
これは例えば大量の粗い固溶されないＡｌ2ＣｕＭｇ及
びＡｌ2Ｃｕの粒子を残すことがあり、該粒子は最終製
品で耐疲労割れ成長に悪影響を及ぼすことがある。事
実、再加熱が溶体化温度未満である場合、これらの粒子
はサイズを成長させることがある。最終薄板製品で耐割
れ伝播を制限することがあるのはそのような成分粒子の
存在である。
【００２８】クラッド製品において、再加熱の温度及び
持続時間は別の理由で非常に重要である。即ち、再加熱
温度における時間が過剰である場合、銅が高純度アルミ
ニウムクラッド中に拡散することができ、それはクラッ
ドによって与えられた腐食保護に悪影響することがあ
る。
持続時間は別の理由で非常に重要である。即ち、再加熱
温度における時間が過剰である場合、銅が高純度アルミ
ニウムクラッド中に拡散することができ、それはクラッ
ドによって与えられた腐食保護に悪影響することがあ
る。
【００２９】再加熱後、中間製品は第２の熱間圧延加工
の作用を受ける。第２の熱間圧延加工は約２６０〜４８
２．２℃（約５００〜９００°Ｆ）、好ましくは３１
５．５〜４５４．４℃（６００〜８５０°Ｆ）の温度範
囲内で行われる。熱間圧延は最終ゲージまで、例えば
６．３５ミリメートル（０．２５インチ）又はそれ以下
まで行うことができる。代替的に、熱間圧延は２．５４
〜７．６２ミリメートル（０．１〜０．３インチ）の範
囲内の厚さを有する第２の中間製品を提供するために行
うことができる。その後、第２の中間製品は、ほぼ再結
晶された製品を作るために６．３５ミリメートル（０．
２５インチ）又はそれ以下、典型的には１．２７〜５．
０８ミリメートル（０．０５〜０．２０インチ）の範囲
内の最終ゲージまで冷間圧延できる。中間焼鈍は所望に
より冷間圧延前に行うことができる。
の作用を受ける。第２の熱間圧延加工は約２６０〜４８
２．２℃（約５００〜９００°Ｆ）、好ましくは３１
５．５〜４５４．４℃（６００〜８５０°Ｆ）の温度範
囲内で行われる。熱間圧延は最終ゲージまで、例えば
６．３５ミリメートル（０．２５インチ）又はそれ以下
まで行うことができる。代替的に、熱間圧延は２．５４
〜７．６２ミリメートル（０．１〜０．３インチ）の範
囲内の厚さを有する第２の中間製品を提供するために行
うことができる。その後、第２の中間製品は、ほぼ再結
晶された製品を作るために６．３５ミリメートル（０．
２５インチ）又はそれ以下、典型的には１．２７〜５．
０８ミリメートル（０．０５〜０．２０インチ）の範囲
内の最終ゲージまで冷間圧延できる。中間焼鈍は所望に
より冷間圧延前に行うことができる。
【００３０】冷間圧延後、薄板製品は４８７．７〜５０
７．２℃（９１０〜９４５°Ｆ）の範囲内の溶体化熱処
理の作用を受ける。溶体化熱処理は持続時間が注意深く
制御されることが重要である。このため、溶体化熱処理
は、金属が溶体化温度に達した時に５分又はそれ以下の
時間行うことができる。時間は１５分又は６０分まで延
長できる。しかしながら、クラッド製品では、クラッド
中への銅の拡散とそれから生じる問題とに対して注意し
なければならない。
７．２℃（９１０〜９４５°Ｆ）の範囲内の溶体化熱処
理の作用を受ける。溶体化熱処理は持続時間が注意深く
制御されることが重要である。このため、溶体化熱処理
は、金属が溶体化温度に達した時に５分又はそれ以下の
時間行うことができる。時間は１５分又は６０分まで延
長できる。しかしながら、クラッド製品では、クラッド
中への銅の拡散とそれから生じる問題とに対して注意し
なければならない。
【００３１】本発明による溶体化熱処理は連続的に行う
ことができる。基本的には、溶体化効果はかなり迅速に
起こり得る。連続処理では、薄板は単一のウエブとし
て、昇温速度を大きく増加する細長い炉を連続的に通過
される。長い溶体化熱処理時間は、Ａｌ2ＣｕＭｇ及び
Ａｌ2Ｃｕのような溶体化可能な成分を固溶させるため
に採用できる。しかしながら、長時間（２時間を超える
時間）の溶体化熱処理は、クラッド中に生じ得る過剰な
Ｃｕ拡散の故にクラッド製品で使用されるべきではな
い。連続的なアプローチは、比較的迅速な昇温と溶体化
温度での短い滞留時間とがクラッドの中への銅の拡散を
最小限にするので本発明の実施を容易にする。従って、
本発明者は約１０分位短い又はそれよりも短い時間、例
えば０．５〜４分で溶体化熱処理することを考える。短
い昇温時間を達成する別の助けとして、所望される金属
温度よりもかなり上の炉温度又は炉区域温度が昇温時間
を速めるために有効であるより大きな温度ヘッドを提供
する。
ことができる。基本的には、溶体化効果はかなり迅速に
起こり得る。連続処理では、薄板は単一のウエブとし
て、昇温速度を大きく増加する細長い炉を連続的に通過
される。長い溶体化熱処理時間は、Ａｌ2ＣｕＭｇ及び
Ａｌ2Ｃｕのような溶体化可能な成分を固溶させるため
に採用できる。しかしながら、長時間（２時間を超える
時間）の溶体化熱処理は、クラッド中に生じ得る過剰な
Ｃｕ拡散の故にクラッド製品で使用されるべきではな
い。連続的なアプローチは、比較的迅速な昇温と溶体化
温度での短い滞留時間とがクラッドの中への銅の拡散を
最小限にするので本発明の実施を容易にする。従って、
本発明者は約１０分位短い又はそれよりも短い時間、例
えば０．５〜４分で溶体化熱処理することを考える。短
い昇温時間を達成する別の助けとして、所望される金属
温度よりもかなり上の炉温度又は炉区域温度が昇温時間
を速めるために有効であるより大きな温度ヘッドを提供
する。
【００３２】溶体化熱処理後、金属は二次相、例えばＡ
ｌ2ＣｕＭｇ及びＡｌ2Ｃｕの制御されない析出を防止す
るため又は最小限にするために急冷することが重要であ
る。このため、本発明の実施においては、焼入れ速度は
溶体化温度から１７６．６℃（３５０°Ｆ）又はそれよ
り低い温度まで少なくとも３７．７℃（１００°Ｆ）／
秒であることが好適とされる。好適な焼入れ速度は４９
６．１℃（９２５°Ｆ）又はそれ以上から１７６．６℃
（３５０°Ｆ）又はそれ以下までの温度範囲内で少なく
とも１４８．８℃（３００°Ｆ）／秒である。適当な冷
却速度は、水、例えば水浸漬又は水噴射の使用によって
得られる。更に、空気又は空気噴射を採用することもで
きる。好ましくは、焼入れが連続的に行われる。薄板
は、冷間加工によって、例えばその原長の１０％まで延
伸することができる。典型的には、冷間加工、又は延伸
と同様な作用を生じるその同等の加工は、製品の原長の
０．５％〜６％の範囲で行うことができる。
ｌ2ＣｕＭｇ及びＡｌ2Ｃｕの制御されない析出を防止す
るため又は最小限にするために急冷することが重要であ
る。このため、本発明の実施においては、焼入れ速度は
溶体化温度から１７６．６℃（３５０°Ｆ）又はそれよ
り低い温度まで少なくとも３７．７℃（１００°Ｆ）／
秒であることが好適とされる。好適な焼入れ速度は４９
６．１℃（９２５°Ｆ）又はそれ以上から１７６．６℃
（３５０°Ｆ）又はそれ以下までの温度範囲内で少なく
とも１４８．８℃（３００°Ｆ）／秒である。適当な冷
却速度は、水、例えば水浸漬又は水噴射の使用によって
得られる。更に、空気又は空気噴射を採用することもで
きる。好ましくは、焼入れが連続的に行われる。薄板
は、冷間加工によって、例えばその原長の１０％まで延
伸することができる。典型的には、冷間加工、又は延伸
と同様な作用を生じるその同等の加工は、製品の原長の
０．５％〜６％の範囲で行うことができる。
【００３３】急速焼入れ後、薄板製品は自然時効され
る。自然時効によって７９．４℃（１７５°Ｆ）までの
温度での時効を含むことを表わす。
る。自然時効によって７９．４℃（１７５°Ｆ）までの
温度での時効を含むことを表わす。
【００３４】これらの制御に従うことは、特に本発明の
合金組成を用いて、高降伏強度、高められたレベルの破
壊靭性、増加された耐疲労割れ成長及び耐食性を有する
薄板素材の生産を大きく助ける。即ち、最小縦断降伏強
度４０または４２ksi（２７５または２９０ＭＰａ）、
適当には最小４４、４６又は４８ksi（３０３．２、３
１６．９または３３０．７ＭＰａ）、及び最小破壊靱性
１４０、１４５又は１５０ksi √in（１２７、１３２ま
たは１３６．５ＭＰａ√ｍ）を有する薄板が生産される
ことができる。また、薄板は最小反復応力強さ範囲２２
ksi √in（２０ＭＰａ√ｍ）において耐疲労割れ成長速
度２．５４×１０ -4 ｃｍ／サイクル（１０-4インチ／サ
イクル）を有する。
合金組成を用いて、高降伏強度、高められたレベルの破
壊靭性、増加された耐疲労割れ成長及び耐食性を有する
薄板素材の生産を大きく助ける。即ち、最小縦断降伏強
度４０または４２ksi（２７５または２９０ＭＰａ）、
適当には最小４４、４６又は４８ksi（３０３．２、３
１６．９または３３０．７ＭＰａ）、及び最小破壊靱性
１４０、１４５又は１５０ksi √in（１２７、１３２ま
たは１３６．５ＭＰａ√ｍ）を有する薄板が生産される
ことができる。また、薄板は最小反復応力強さ範囲２２
ksi √in（２０ＭＰａ√ｍ）において耐疲労割れ成長速
度２．５４×１０ -4 ｃｍ／サイクル（１０-4インチ／サ
イクル）を有する。
【００３５】本発明に従って二次加工された薄板は、比
較的高い降伏強度、例えば約４７ksi（３２３．８ＭＰ
ａ）を維持すると同時に破壊靱性を約１５０〜１６５ks
i √in（１３６．５〜１５０．２ＭＰａ√ｍ）まで増加
する利点を有する。４０６．４ミリメートル（１６イン
チ）幅のパネルを用いたＫ見掛値（Kapp)として述べた
測定値による製品の破壊靭性は８８又は９０〜１００ks
i √in（８０、８１．９〜９１ＭＰａ√ｍ）の範囲にあ
ってよい。図２に示したように、新製品は、一定反復応
力強さファクター範囲２２ksi √in（２０ＭＰａ√ｍ）
を用いて行った試験で、現存する胴体外皮合金よりもか
なり良好な耐疲労割れ伝播を有する。この反復応力強さ
ファクター範囲は商用飛行機のような輸送用飛行機の損
傷許容設計に重要である。
較的高い降伏強度、例えば約４７ksi（３２３．８ＭＰ
ａ）を維持すると同時に破壊靱性を約１５０〜１６５ks
i √in（１３６．５〜１５０．２ＭＰａ√ｍ）まで増加
する利点を有する。４０６．４ミリメートル（１６イン
チ）幅のパネルを用いたＫ見掛値（Kapp)として述べた
測定値による製品の破壊靭性は８８又は９０〜１００ks
i √in（８０、８１．９〜９１ＭＰａ√ｍ）の範囲にあ
ってよい。図２に示したように、新製品は、一定反復応
力強さファクター範囲２２ksi √in（２０ＭＰａ√ｍ）
を用いて行った試験で、現存する胴体外皮合金よりもか
なり良好な耐疲労割れ伝播を有する。この反復応力強さ
ファクター範囲は商用飛行機のような輸送用飛行機の損
傷許容設計に重要である。
【００３６】本発明の薄板材料は二次相粒子、例えばＡ
ｌ7Ｃｕ2Ｆｅ、Ａｌ6（Ｆｅ，Ｍｎ）Ａｌ2ＣｕＭｇ及び
Ａｌ2Ｃｕ粒子がほぼないことを特徴とする。即ち、本
発明の薄板材料は、製品の横断面の光学像分析によって
測定された０．１５平方μｍよりも大きい粒子が概ね
１．２５体積％よりも少ない。
ｌ7Ｃｕ2Ｆｅ、Ａｌ6（Ｆｅ，Ｍｎ）Ａｌ2ＣｕＭｇ及び
Ａｌ2Ｃｕ粒子がほぼないことを特徴とする。即ち、本
発明の薄板材料は、製品の横断面の光学像分析によって
測定された０．１５平方μｍよりも大きい粒子が概ね
１．２５体積％よりも少ない。
【００３７】即ち、本発明の薄板材料は１．０cal/gram
以下の５００〜５３０℃示差走査熱量ピークを概ね有す
る。図３及び図４は商用ジェット飛行機の胴体外皮のた
めの現在の選択材料である２０２４−Ｔ３と新製品との
比較を示す。
以下の５００〜５３０℃示差走査熱量ピークを概ね有す
る。図３及び図４は商用ジェット飛行機の胴体外皮のた
めの現在の選択材料である２０２４−Ｔ３と新製品との
比較を示す。
【００３８】
【実施例】Ｃｕ４．２８％、Ｍｇ１．３８％、Ｍｎ０．
５０％、Ｆｅ０．０７％、Ｓｉ０．０５％、残部Ａｌか
ら成る組成を有する４０６．４×６０．２５４ミリメー
トル（１６×６０インチ）のインゴットがＡＡ１１４５
でクラッドされ、次におよそ４６８．３℃（８７５°
Ｆ）まで加熱され、スラブゲージ１１４．３ミリメート
ル（４．５インチ）まで熱間圧延された。スラブは次に
１７時間温度約４８７．７℃（９１０°Ｆ）まで加熱さ
れ、ゲージ４．４７ミリメートル（０．１７６インチ）
まで熱間圧延された。金属は４９６．１℃（９２５°
Ｆ）で１０分間溶体化熱処理の前に最終ゲージ２．５４
ミリメートル（０．１００インチ）及び延伸量１〜３％
まで冷間圧延された。薄板は室温で３週間時効された。
５０％、Ｆｅ０．０７％、Ｓｉ０．０５％、残部Ａｌか
ら成る組成を有する４０６．４×６０．２５４ミリメー
トル（１６×６０インチ）のインゴットがＡＡ１１４５
でクラッドされ、次におよそ４６８．３℃（８７５°
Ｆ）まで加熱され、スラブゲージ１１４．３ミリメート
ル（４．５インチ）まで熱間圧延された。スラブは次に
１７時間温度約４８７．７℃（９１０°Ｆ）まで加熱さ
れ、ゲージ４．４７ミリメートル（０．１７６インチ）
まで熱間圧延された。金属は４９６．１℃（９２５°
Ｆ）で１０分間溶体化熱処理の前に最終ゲージ２．５４
ミリメートル（０．１００インチ）及び延伸量１〜３％
まで冷間圧延された。薄板は室温で３週間時効された。
【００３９】比較のために、現在商用ジェット航空機の
胴体外皮として使用されており、Ｃｕ４．６％、Ｍｇ
１．５％、Ｍｎ０．６％、Ｆｅ０．２％、Ｓｉ０．２
％、残部Ａｌの組成を有する２０２４−Ｔ３が４８７．
７℃（９１０°Ｆ）で再加熱される作用を受けないこと
を除いて同様に処理された。
胴体外皮として使用されており、Ｃｕ４．６％、Ｍｇ
１．５％、Ｍｎ０．６％、Ｆｅ０．２％、Ｓｉ０．２
％、残部Ａｌの組成を有する２０２４−Ｔ３が４８７．
７℃（９１０°Ｆ）で再加熱される作用を受けないこと
を除いて同様に処理された。
【００４０】本発明の製品は１６％より高い平面応力破
壊靭性を有し（図１の新製品データの平均 Kc＝１５
６．５ksi √in（１４２．４ＭＰａ√ｍ）対図１の２０
２４−Ｔ３データの最高の二点の平均 Kc＝１３４．７k
si √in（１２２．６ＭＰａ√ｍ））、且つ下表に示し
たように反復応力強さ範囲２２ksi √in（２０ＭＰａ√
ｍ）において４４％遅い割れ成長を有した（da/dN ＝
５．３×１０-5in/cycle対９．５２×１０-5in/cycle）
（＝１３．５×１０ -5 ｃｍ/サイクル対２４．２×１０
-5 ｃｍ/サイクル）。冶金的な改良原因の１つの可能な
説明は、示差走査熱量曲線を示す図３及び図４で理解さ
れることができる。５００〜５３０℃の温度範囲（図
３）で起こる急なピークのサイズはＡｌ2ＣｕＭｇ及び
Ａｌ2Ｃｕのような１つ又は１つ以上の成分相の量を示
している。これらの相は破壊靭性および耐疲労割れ成長
の低下に寄与する。新製品（図４）はそのような成分の
体積率が本発明に従ってかなり減少されていることを示
すはるかに小さいピークを有する。
壊靭性を有し（図１の新製品データの平均 Kc＝１５
６．５ksi √in（１４２．４ＭＰａ√ｍ）対図１の２０
２４−Ｔ３データの最高の二点の平均 Kc＝１３４．７k
si √in（１２２．６ＭＰａ√ｍ））、且つ下表に示し
たように反復応力強さ範囲２２ksi √in（２０ＭＰａ√
ｍ）において４４％遅い割れ成長を有した（da/dN ＝
５．３×１０-5in/cycle対９．５２×１０-5in/cycle）
（＝１３．５×１０ -5 ｃｍ/サイクル対２４．２×１０
-5 ｃｍ/サイクル）。冶金的な改良原因の１つの可能な
説明は、示差走査熱量曲線を示す図３及び図４で理解さ
れることができる。５００〜５３０℃の温度範囲（図
３）で起こる急なピークのサイズはＡｌ2ＣｕＭｇ及び
Ａｌ2Ｃｕのような１つ又は１つ以上の成分相の量を示
している。これらの相は破壊靭性および耐疲労割れ成長
の低下に寄与する。新製品（図４）はそのような成分の
体積率が本発明に従ってかなり減少されていることを示
すはるかに小さいピークを有する。
【００４１】大きい成分相粒子（Ｆｅ及びＳｉを含んだ
粒子）、例えば０．１５平方μｍよりも大きい粒子の全
体の体積率は、普通に処理された２０２４−Ｔ３につい
てよりも新製品についてはるかに小さかった。１２の測
定値で、新製品の体積率は０．７５６％〜１．０５６％
の範囲であった。１２の測定値で、普通に処理された２
０２４−Ｔ３の成分体積率は１．４２９％〜２．１８５
％の範囲であった。
粒子）、例えば０．１５平方μｍよりも大きい粒子の全
体の体積率は、普通に処理された２０２４−Ｔ３につい
てよりも新製品についてはるかに小さかった。１２の測
定値で、新製品の体積率は０．７５６％〜１．０５６％
の範囲であった。１２の測定値で、普通に処理された２
０２４−Ｔ３の成分体積率は１．４２９％〜２．１８５
％の範囲であった。
【００４２】
【表１】 異なる反復応力強さ範囲における耐疲労割れ伝播 サンプル ΔΚ ｄａ／ｄＮ 新製品 １０ ６．７０×１０-6 （１７×１０-6ｃｍ／サイクル） ２２ ５．３０×１０-5 （１３．５×１０-5ｃｍ／サイクル） ３０ １．３４×１０-4 （３．４×１０-4ｃｍ／サイクル） ２０２４−Ｔ３ １０ ７．９１×１０-6 （２０．１×１０-6ｃｍ／サイクル） ２２ ９．５２×１０-5 （２４．２×１０-5ｃｍ／サイクル） ３０ ３．７１×１０-4 （９．４×１０-4ｃｍ／サイクル） ΔΚ＝反復応力強さファクター範囲、 ｄａ／ｄＮ＝１回の荷重印加、荷重除去サイクルにおけ
る割れ成長長さ、 試験は０．３３に等しいＲ比（最小荷重／最大荷重）で
行った。
る割れ成長長さ、 試験は０．３３に等しいＲ比（最小荷重／最大荷重）で
行った。
【００４３】破壊靭性は４０６．４ミリメートル（１６
インチ）幅、１１１７．６ミリメートル（４４インチ）
長さのパネルを用いて測定された。与えられた全ての値
は、印加荷重が薄板の横断方向と平行であり且つ割れが
薄板の長手方向と平行に伝播されることを意味するＴ−
Ｌ配向でとられた。耐疲労割れ成長は与えられた応力強
さ範囲で各サイクル中で割れが伝播する長さとして測定
された。測定はＴ−Ｌ配向でＲ比０．３３で行われた。
応力強さファクターが増加するにつれて、改良の程度が
一層顕著になることが容易に理解される。
インチ）幅、１１１７．６ミリメートル（４４インチ）
長さのパネルを用いて測定された。与えられた全ての値
は、印加荷重が薄板の横断方向と平行であり且つ割れが
薄板の長手方向と平行に伝播されることを意味するＴ−
Ｌ配向でとられた。耐疲労割れ成長は与えられた応力強
さ範囲で各サイクル中で割れが伝播する長さとして測定
された。測定はＴ−Ｌ配向でＲ比０．３３で行われた。
応力強さファクターが増加するにつれて、改良の程度が
一層顕著になることが容易に理解される。
【図１】本発明によって処理された改良された材料の降
伏強度に対してプロットされた破壊靭性を示す。
伏強度に対してプロットされた破壊靭性を示す。
【図２】溶体化熱処理され、冷間加工され且つ自然時効
されたＴ３調質（ＡＡ２０２４−Ｔ３）におけるアルミ
ニウム協会合金２０２４と本発明に従う改良された製品
との割れ長さに対してプロットされた疲労割れ成長速度
を示すグラフ。
されたＴ３調質（ＡＡ２０２４−Ｔ３）におけるアルミ
ニウム協会合金２０２４と本発明に従う改良された製品
との割れ長さに対してプロットされた疲労割れ成長速度
を示すグラフ。
【図３】２０２４−Ｔ３の示差熱量曲線。
【図４】本発明アルミニウム合金製品の示差熱量曲線。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６３０ Ｃ２２Ｆ 1/00 ６３０Ａ ６３０Ｂ ６３０Ｇ ６８３ ６８３ ６９１ ６９１Ｂ ６９１Ｃ ６９４ ６９４Ａ (72)発明者 ジョセリン アイ．ペティット アメリカ合衆国ペンシルバニア州ニュー ケンシントン，エッジウッド ロード 1057 (72)発明者 ロバート ダブリュ．ウェスターランド アメリカ合衆国アイオワ州ベッテンドー フ，デニストン アベニュー 1264 (56)参考文献 特開 昭56−158834（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−47371（ＪＰ，Ａ) 特開 昭59−166658（ＪＰ，Ａ) 特開 昭51−37019（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−113857（ＪＰ，Ａ) 特公 昭38−13765（ＪＰ，Ｂ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) C22F 1/04 - 1/057 C22C 21/00 - 21/18
Claims (22)
- 【請求項１】 高強度で、破壊靭性および耐疲労割れ成
長性の良好なアルミニウム基合金薄板製品の製造方法に
おいて、 （イ）Ｃｕ３．８〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．８
５質量％、Ｍｎ０．３〜０．７８質量％、Ｆｅ最大０．
５質量％、Ｓｉ最大０．５質量％、および残部としての
アルミニウムと不純物を含むアルミニウム基合金の塊を
用意する段階、（ロ）該塊をスラブに熱間圧延する段
階、 （ハ）溶体化可能な成分を固溶させるために前記スラブ
を４８７．７℃（９１０°F）よりも高い温度まで加熱
する段階、 （ニ）スラブを３１５．５〜４８２．２℃（６００〜９
００°F）の温度範囲で薄板製品に熱間圧延する段階、 （ホ）溶体化熱処理する段階、 （へ）冷却する段階、および （ト）高強度を有し、かつ改善された破壊靭性と耐疲労
割れ成長性を有する薄板を作るために時効処理を施す段
階、以上の各段階を含むアルミニウム基合金薄板製品の
製造方法。 - 【請求項２】 前記段階（ニ）における温度が３１５．
５〜４５４．４℃（６００〜８５０°Ｆ）である請求項
１に記載されたアルミニウム基合金薄板製品の製造方
法。 - 【請求項３】 前記塊が、前記加熱に先立って、３１
５．５℃〜４８２．２℃（６００〜９００°Ｆ）の温度
範囲で熱間圧延され、および／または、前記熱間圧延後
に薄板製品が最終ゲージ板厚１．３〜６．３mm（０．０
５〜０．２５インチ）まで冷間圧延される請求項１に記
載されたアルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項４】 Ｃｕ、Ｍｇ、Ｍｎの量が、それぞれ、Ｃ
ｕ４．０〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．５質量％、
Ｍｎ０．４〜０．７質量％である請求項１に記載された
アルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項５】 Ｃｕ、Ｍｇ、Ｆｅ、Ｓｉの量が、それぞ
れ、Ｃｕ４．１〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．４５
質量％、Ｆｅ最大０．１２質量％、および／または、Ｓ
ｉ最大０．１質量％である請求項１に記載されたアルミ
ニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項６】 前記用意された塊が、Ｃｕ４．１〜４．
４質量％、Ｍｇ１．２〜１．４５質量％、Ｍｎ０．４〜
０．６質量％、Ｆｅ最大０．１２質量％、Ｓｉ最大０．
１質量％、および残部としてのアルミニウムと不純物を
含むアルミニウム基合金の塊である請求項１に記載され
たアルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項７】 前記段階（ホ）における溶体化熱処理
を、温度４８７．７〜５６５．５℃（９１０〜１０５０
°Ｆ）、処理時間６０分以内で行い、前記段階（ヘ）の
冷却を急冷とする請求項６に記載されたアルミニウム基
合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項８】 薄板が自然時効される請求項６に記載さ
れたアルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項９】 前記段階（ハ）における、溶体化可能な
成分を固溶させるための前記スラブの加熱温度を４８
７．７〜５０７．２℃（９１０〜９４５°Ｆ）とする請
求項１から請求項８までのいずれか１項に記載されたア
ルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項１０】 アルミニウム基合金の前記塊がアルミ
ニウム製クラッドで覆われている請求項１に記載された
アルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項１１】 前記クラッドが、 (i) 前記塊よりも高い純度のアルミニウム合金製、ま
たは (ii) アルミニウム協会標準ＡＡ１０００または、 (iii) アルミニウム協会標準ＡＡ１１００、１２００、
１２３０、１１３５、１２３５、１４３５、１１４５、
１３４５、１２５０、１３５０、１１７０、１１７５、
１１８０、１１８５、１２８５、１１８８、１１９９、
７０７２から選ばれた一種である請求項１に記載された
アルミニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項１２】 前記アルミニウム基合金薄板が航空機
の外皮に適する薄板である請求項１に記載されたアルミ
ニウム基合金薄板製品の製造方法。 - 【請求項１３】 前記航空機の外皮が翼外皮である請求
項１２に記載されたアルミニウム基合金薄板製品の製造
方法。 - 【請求項１４】 前記航空機の外皮が胴体パネルである
請求項１２に記載されたアルミニウム基合金薄板製品の
製造方法。 - 【請求項１５】 高強度および改善された破壊靭性と耐
疲労割れ成長性を有し、請求項１に記載された方法で製
造される耐損傷性アルミニウム基合金薄板製品であっ
て、 Ｃｕ４．０〜４．５質量％、Ｍｇ１．２〜１．５質量
％、Ｍｎ０．４〜０．６質量％、Ｆｅ最大０．１２質量
％、Ｓｉ最大０．１質量％、および残部としてのアルミ
ニウムと不純物を含むアルミニウム基合金から成り、 最小縦断降伏強度２７５ＭＰａ（４０ksi〔１０００ポ
ンド／平方インチ〕）と、最小Ｔ−Ｌ破壊１５４ＭＰａ
√ｍ（１４０ksi √in）とを有する耐損傷性アルミニ
ウム基合金薄板製品。 - 【請求項１６】 前記アルミニウム基合金がＭｇ１．２
〜１．４５質量％およびＦｅ最大０．１質量％を含む請
求項１５に記載された耐損傷性アルミニウム基合金薄板
製品。 - 【請求項１７】 次の特性の１つ以上、即ち (i) 製品が最小縦断降伏強度３０３ＭＰａ（４４ks
i）を有する、 (ii) 薄板が最小縦断降伏強度２９０ＭＰａ（４２ks
i）を有する、 (iii) 製品が最小Ｔ−Ｌ破壊靭性１５８ＭＰａ √ｍ
（１４４ksi √in）を有する、 (iv) 製品が最小反復応力強さ範囲２４ＭＰａ √ｍ
（２２ksi √in）においてＴ−Ｌ耐疲労割れ成長速度
２．５×１０-4 ｃｍ／サイクル（１０-4インチ／サイク
ル）を有する、 (v) 製品が０．１５平方μｍより大きい、１．２５体
積％未満のＡｌ2ＣｕＭｇ及びＡｌ2Ｃｕを含む粒子の体
積率を有する、 (vi) 製品が０．１５平方μｍより大きい、１体積％未
満のＡｌ2ＣｕＭｇ及びＡｌ2Ｃｕを含む粒子の体積率を
有する、 (vii) 製品が厚さ１．２７〜６．３５ミリメートル
（０．０５〜０．２５インチ）を有する、 (viii) 製品が溶体化熱処理され、焼入れされ、かつ自
然時効されている、 (ix) 製品が再結晶化される、の１つ以上によって特徴
づけられる請求項１５に記載された損傷許容アルミニウ
ム基合金薄板製品。 - 【請求項１８】 アルミニウム基合金薄板がアルミニウ
ム製クラッドで覆われている請求項１５に記載された耐
損傷性アルミニウム基合金薄板製品。 - 【請求項１９】 前記クラッドが、アルミニウム協会標
準ＡＡ１０００系、または、アルミニウム協会標準ＡＡ
１１４５、１２３０、１０６０および１１００から選ば
れた１種である請求項１８に記載された耐損傷性アルミ
ニウム基合金薄板製品。 - 【請求項２０】 航空機の外皮に適する請求項１５から
請求項１９までのいずれか１項に記載されたアルミニウ
ム基合金薄板製品。 - 【請求項２１】 前記航空機の外皮が翼外皮である請求
項２０に記載されたアルミニウム基合金薄板製品。 - 【請求項２２】 前記航空機の外皮が胴体パネルである
請求項２０に記載されたアルミニウム基合金薄板製品。
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