JP5149629B2 - アルミニウムを主成分とするＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ合金及びその製造方法と使用方法 - Google Patents

Description

関連出願の相互参照
本出願は、２００５年２月１０日に出願された米国仮出願番号第６０／６５１１９７号明細書から優先権を主張し、その内容は、そのまま参考文献として本明細書に含まれる。

本発明は、一般的にアルミニウムを主成分とする合金、さらに詳しく言えば、アルミニウムを主成分とするＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ合金に関するものである。

アルミニウムを主成分とするＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ合金は、長年の間、航空宇宙産業で広く使用されてきた。航空機の構造の進化及び重量とコストの両方を削減するという目標を目指す努力とともに、強度、強靭性及び耐食性などの特性間の最適な妥協策が絶え間なく探求されてきた。また、鋳造、圧延及び焼きなましにおける工程の改良によって、有利にも合金の組成線図をさらに制御することができる。

アルミニウムを主成分とするＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ合金製の圧延、鍛造または押し出された厚みのある製品は、特に、航空機産業用の全体的に機械加工された高強度構造部品、例えば、厚みのある展伸された切片から通常は機械加工される翼桁などのような翼の要素を製造するために使用されている。

静的機械的強度、破壊靭性、応力腐食割れ耐性、焼き入れ感度、疲労耐性、残留応力レベルなどの様々な特性について得られた性能値によって、製品の全体性能、それを有利に使用する構造設計者の能力、ならびに、例えば、機械加工などの後続する工程段階でそれを使用する容易さが決定される。

上記に記載した特性の中には現実に対立することが多いものがいくつかあり、一般的には妥協策を見出さなければならない。対立する特性とは、例えば、静的機械的強度対強靭性、及び強度対応力腐食割れ耐性である。

高い破壊靭性及び高い機械的強度を備えるＡｌ‐Ｚｎ‐Ｍｇ‐Ｃｕ合金は、従来技術に記載されている。

例として、米国特許第５８６５９１１号明細書には、主に（重量％で）亜鉛約５．９〜６．７％、銅１．８〜２．４％、マグネシウム１．６〜１．８６％、ジルコニウム平衡アルミニウム０．０８〜０．１５％及び付随元素及び不純物からなるアルミニウム合金が記載されている。該特許第５８６５９１１号には、特に、静的機械的強度と強靭性との妥協策が述べられている。

米国特許第６０２７５８２号明細書には、組成が（重量％で）Ｚｎ：５．７〜８．７、Ｍｇ：１．７〜２．５、Ｃｕ：１．２〜２．２、Ｆｅ：０．０７〜０．１４、Ｚｒ：０．０５〜０．１５で、Ｃｕ＋Ｍｇ＜４．１及びＭｇ＞Ｃｕである、厚さが６０ｍｍより大きい、圧延、鍛造または押し出された、アルミニウムを主成分とするＡｌ‐Ｚｎ‐Ｍｇ‐Ｃｕ合金の製品が記載されている。また、該特許第６０２７５８２号には焼き入れ感度の向上も記載されている。

米国特許第６９７２１１０号明細書は、好ましくは（重量％で）Ｚｎ：７〜９．５、Ｍｇ：１．３〜１．６８及びＣｕ：１．３〜１．９を含む合金を教示しており、Ｍｇ≦（Ｃｕ＋０．３）を保つことを奨励している。該特許第６９７２１１０号は、応力腐食割れ耐性を向上させるために三段階の時効処理を使用することを記載している。三段階の時効処理は時間がかかり、習得が困難であり、必ずしもそのような熱処理を必要とせずに高い腐食耐性が得られることが好ましい。
米国特許第５８６５９１１号明細書 米国特許第６０２７５８２号明細書 米国特許第６９７２１１０号明細書

本発明の目的は、展伸された製品について、適切なレベルの破壊靭性での機械的強度と応力腐食耐性との間の妥協策を改善することができる、特定の組成範囲を有するＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ合金を提供することにある。

本発明のもう一つの目的は、適切なレベルの破壊靭性での機械的強度と応力腐食耐性との間の妥協策を改善することができる、展伸されたアルミニウム製品の製造方法を提供することにある。

これらの目的及び他の目的を達成するため、本発明は、厚さが２〜１０インチである圧延または鍛造されたアルミニウムを主成分とする合金製の展伸製品を対象とし、該展伸製品は、（重量％で）、Ｚｎを６．２〜７．２、Ｍｇを１．５〜２．４、Ｃｕを１．７〜２．１、Ｆｅを０〜０．１３、Ｓｉを０〜０．１０、Ｔｉを０〜０．０６、Ｚｒを０．０６〜０．１３、Ｃｒを０〜０．０４、Ｍｎを０〜０．０４、不純物及び他の付随元素の各々を０．０５以下含み、または有利にはこれらによって主に構成される。

成形後、製品は溶体化熱処理、焼き入れ及び時効によって処理され、好ましい実施態様では、下記のように、
ａ）応力腐食割れ後の破損のない最短寿命が少なくとも５０日で、好ましくは、ＳＴ応力レベル４０ｋｓｉで少なくとも７０日であり、
ｂ）四分の一の厚さでＬ方向で測定した従来の引張降伏強度が７０−０．３２ｔ ｋｓｉ（ｔはインチ表示の製品の厚さである）より高く、好ましくは７１−０．３２ｔ ｋｓｉより高く、より好ましくは７２−０．３２ｔ ｋｓｉよりも高く、
ｃ）四分の一の厚さで測定したＬ‐Ｔ方向の強靭性が４２−１．７ｔ ｋｓｉ√ｉｎ（ｔはインチ表示の製品の厚さである）より高い、
という特性を有する。

本発明は、また、圧延または鍛造されたアルミニウムを主成分とする合金製の展伸製品の製造方法を対象とするものでもあって、
ａ）（重量％で）Ｚｎを６．２〜７．２、Ｍｇを１．５〜２．４、Ｃｕを１．７〜２．１、Ｆｅを０〜０．１３、Ｓｉを０〜０．１０、Ｔｉを０〜０．０６、Ｚｒを０．０６〜０．１３、Ｃｒを０〜０．０４、Ｍｎを０〜０．０４、不純物及び他の付随元素の各々を０．０５以下含む、または有利にはこれらによって主に構成されるインゴットを鋳造し、
ｂ）８６０〜９３０゜Ｆ、または、好ましくは、８７５〜９０５゜Ｆでインゴットを均質化し、
ｃ）入口温度６４０〜８２５゜Ｆで、好ましくは、６５０〜８０５゜Ｆでインゴットを最終厚さが２〜１０インチのプレートに熱間加工し、
ｄ）プレートを溶体化熱処理し、焼き入れし、
ｅ）プレートを永久歪み１〜４％で引き伸ばし、
ｆ）２３０〜２５０゜Ｆで５〜１２時間、及び、３００〜３５０゜Ｆで５〜３０時間加熱することによって、等価時間ｔ（ｅｑ）３１〜５６時間で、好ましくは３３〜４４時間でプレートを時効する
段階を備える製造方法を目的とする。

等価時間ｔ（ｅｑ）は、下記の式：
ｔ（ｅｑ）＝∫ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ）ｄｔ／ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ_ｒｅｆ）
によって決定され、該式においてＴは焼きなまし中の°Ｋでの瞬間温度であり、Ｔ_ｒｅｆは３０２°Ｆ（４２３°Ｋ）に選択された参照温度であり、ｔ（ｅｑ）は時間で表示される。

図面の簡単な説明
図１は、本発明のプレートＡ（８”）対７０４０（厚さ８．２７”の参照Ｂ及びＣ）及び７０５０（厚さ８”の参照Ｄ及びＥ）のＴＹＳ（Ｌ）−Ｋ_１Ｃ（Ｌ−Ｔ）座標である。
図２は、本発明のプレートＡ（８”）対７０５０（厚さ８．５”の参照Ｆ及びＧ）のＴＹＳ（Ｌ）−Ｋ_ａｐｐ（Ｌ−Ｔ）座標である。

明細書中に含まれ、その一部分を構成する添付図面は、本発明の現在のところ好ましい実施態様を示しており、上述の一般的な記載及び下記の好ましい実施態様の詳細な説明とともに、本発明の原理を説明するために役立つものである。

特に異なる記載がなければ、合金の化学組成に関する表示は全て合金の総重量に基づく重量パーセントで示される。合金記号は、当業者には公知のアルミニウム協会（Ａｌｕｍｉｎｉｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ）の規定に従っている。焼き戻しの定義は、ＡＳＴＭ Ｅ７１６、Ｅ１２５１に明記されている。

特に異なる記載がなければ、静的機械的特性、すなわち、最大引張強度ＵＴＳ、引張降伏応力ＴＹＳ及び破断点伸びＥは、ＡＳＴＭ Ｂ５５７規格に従った引張試験によって測定され、片が採取される位置及びその方向はＡＭＳ ２３５５規格に定義されている。

破壊靭性Ｋ_１Ｃは、ＡＳＴＭ Ｅ３９９規格に従って測定される。Ｒ曲線として公知の応力度対亀裂進展の座標は、ＡＳＴＭ Ｅ５６１規格に従って測定される。臨界応力拡大係数Ｋ_Ｃ、言い換えれば、亀裂を不安定にする拡大係数は、Ｒ曲線から出発して算出される。また、応力拡大係数Ｋ_ＣＯは、単調荷重の開始時に、臨界荷重に初期亀裂長を与えることによって算出される。これらの二つの値は、求められる形状の試験片について算出される。Ｋ_ａｐｐは、Ｒ曲線試験を行うために使用された試験片に対応するＫ_ＣＯ係数を意味する。

強靭性試験に使用される試験板の幅が、試験中に計測される応力度にかなりの影響を与えることがあることに注意しなければならない。ＣＴ試験片を使用する。特に異なる記載がない限り、幅Ｗは５インチ（１２７ｍｍ）であり、Ｂ＝０．３インチ及び初期亀裂長ａｏ＝１．８インチである。

ＳＣＣ調査は、厚さが半分のＴ／２であるサンプルについて、ＡＳＴＭ規格Ｇ４７及びＧ４９に従ってＳＴ方向で実施された。

「構造部材」という語は当業者には周知の用語であり、機械構造物内で使用される構成要素を示すものであるが、該構成要素は、その静的及び／または動的機械的特性が構造性能に対して特に重要であり、通常その構造計算が規定されているか又は実施されているものである。これらは、通常、その破損が機械構造物の安全性、その利用者または第三者に極めて重大な危険を及ぼす構成要素である。航空機の場合、構造部材とは、胴体部材（胴体外皮など）、縦通材、隔壁、胴体フレーム、翼構成部品（翼の外板、縦通材または補剛材、小骨、桁など）、尾翼（水平安定板や垂直安定板など）、フロアビーム、座席のレール、及び扉を含む。

本発明の有利な一実施態様によるアルミニウム‐亜鉛‐マグネシウム‐銅製の展伸製品は、下記の組成を有する（限界を含む）。

本発明のまた別の実施態様では、本発明の合金の組成範囲は下記のとおりである：
Ｚｎ：６．６〜７．０、Ｍｇ：１．６８〜２．４、Ｃｕ：１．３〜２．３

最低水準の溶質（Ｚｎ、Ｍｇ及びＣｕ）は、所望の強度を得るためには重要または必要であることが多い。Ｚｎ＋Ｃｕ＋Ｍｇは、好ましくは１０重量％より高く、より好ましくは１０．３重量％より高い。同じ理由で、一般的に７０４０または７０５０合金のＺｎ含有量より高くするためには、Ｚｎの含有量は好ましくは少なくとも約６．２重量％となる必要があり、より好ましくは少なくとも６．６重量％、６．７重量％または６．７２重量％さえも含むべきである。同様に、Ｃｕ＋Ｍｇは好ましくは３．３重量％より高く、より好ましくは３．５重量％より高い。

他方、いくつかの実施態様では、難しい三段階時効処理を使用せずに高い耐食性を得るためには、亜鉛の量を制限したほうが有利なことがある。この理由で、一般的に７０８５合金のＺｎ含有量より低くするためには、Ｚｎの含有量は有利には約７．２重量％より低くとどめる必要があり、より好ましくは７．０重量％または６．９８重量％より低くさえするべきである。

Ｍｇ及びＣｕの含有量が高いと、破壊靭性性能に影響する場合がある。Ｍｇ及びＣｕの合計含有量は、好ましくは約４．０重量％より低く、より好ましくは約３．８重量％より低く保持されるべきである。

本発明に適した合金は、さらに好ましくはジルコニウムを含み、これは粒度制御に通常使用される。Ｚｒの含有量は、再結晶化に影響するためには、好ましくは少なくとも約０．０６重量％、より好ましくは約０．０８重量％含まなければならないが、焼き入れ感度を最小にし、鋳造中の不具合を減少させるためには、有利には約０．１３重量％より低く、より好ましくは０．１２重量％より低くとどめなければならない。

鋳放しの粒度を制限するためには、一般的に、必要に応じて、鋳造中にホウ素または炭素のどちらかと組み合わせてチタンを添加することができる。本発明は、通常、約０．０６重量％まで、または約０．０５重量％までのＴｉを許容することができる。本発明の好ましい一実施態様では、Ｔｉ含有量は約０．０２重量％から約０．０６重量％であり、より好ましくは約０．０３重量％から約０．０５重量％である。

さらに、本発明の合金は他の元素をより狭い範囲で含むことがあり、いくつかの実施態様では、好ましくはより範囲が狭い。鉄とケイ素は一般的に破壊靭性の性質に影響する。鉄とケイ素の含有量は、通常低く保持されるべきであり、例えば、鉄は好ましくは約０．１３重量％を超えず、より好ましくは約０．１０重量％を超えず、ケイ素は約０．１０重量％を超えず、より好ましくは約０．０８重量％を超えない。本発明の一実施態様では、鉄及びケイ素の含有量は０．０７重量％以下である。クロムはより好ましくは避け、通常約０．０４重量％より低く、より好ましくは約０．０３重量％より低く保持されなければならない。また、マンガンも好ましくは避け、通常約０．０４重量％より低く、より好ましくは約０．０３重量％より低く保持されなければならない。本発明の一実施態様では、合金は実質的にクロム及びマンガンを含まない（ＭｎまたはＣｒの意図的な添加はなく、もしこれらの元素が存在するとしても、不純物レベル以上のレベルでは存在せず、０．０１重量％以下となり得ることを意味する）。Ｍｎ及びＣｒなどの元素は焼き入れ感度を増大させることができ、そのようなものとして、約０．０１重量％以下で保持されることが有利な場合もある。

本発明による展伸製品の適切な製造方法は、（ｉ）本発明による合金製のインゴットまたはビレットを鋳造し、（ｉｉ）約８６０〜９３０°Ｆまたはより好ましくは約８７５〜９０５°Ｆの温度で均質化を実施し、（ｉｉｉ）入口温度が約６４０〜８２５°Ｆの範囲にあり、より好ましくは約６５０〜８０５°Ｆで、圧延または鍛造による一つまたは複数の段階で、最終厚さが２〜１０インチのプレートに熱変形し、（ｉｖ）約８５０〜９２０°Ｆ、より好ましくは約８９０〜９００°Ｆの温度で、５〜３０時間の間溶体化熱処理を実施し、（ｖ）より好ましくは室温の水で焼き入れを実施し、（ｖｉ）好ましくは５％未満、より好ましくは１〜４％の永久歪みで、制御された伸張または圧縮によって応力除去を実施し、（ｖｉｉ）時効処理を実施することを含む。

本発明の一実施態様では、熱変形開始温度は、好ましくは６４０〜７００°Ｆである。本発明は、特に約３インチより大きい厚いゲージに有用性がある。好ましい実施態様では、本発明の展伸製品は、本発明による合金を含む、厚さ４〜９インチ、または有利には６〜９インチのプレートである。「過時効」焼き戻し（「Ｔ７型」）は、本発明において腐食挙動を向上させるために使用するのが有利である。本発明による製品に適切に使用できる焼き戻しは、例えば、Ｔ６、Ｔ６５１、Ｔ７４、Ｔ７６、Ｔ７５１、Ｔ７４５１、Ｔ７４５２、Ｔ７６５１またはＴ７６５２を含み、焼き戻しＴ７４５１及びＴ７４５２が好ましい。時効処理は有利には二段階で実施され、第一段階は温度２３０〜２５０°Ｆで５〜２０時間、好ましくは５〜１２時間であり、第二段階は温度３００〜３６０°Ｆで、好ましくは３１０〜３３０°Ｆで５〜３０時間である。

有利な一実施態様では、等価時効時間ｔ（ｅｑ）は３１〜５６時間であり、より好ましくは３３〜４４時間である。

３０２°Ｆでの等価時間ｔ（ｅｑ）は、下記の式によって定義される。
ｔ（ｅｑ）＝∫ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ）ｄｔ／ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ_ｒｅｆ）
該式において、Ｔは焼きなまし中の°Ｋでの瞬間温度であり、Ｔ_ｒｅｆは３０２°Ｆ（４２３°Ｋ）に選択された参照温度である。ｔ（ｅｑ）は時間で表示される。

主に強度対強靭性の妥協点から選択された、本発明による合金の狭い組成範囲は、予想外に高い耐食性を備える展伸製品を提供した。

本発明による展伸製品は、有利には、航空機建造用の構造部材として、または、構造部材の中に組み込まれて使用される。

有利な一実施態様では、本発明による製品は翼桁に使用される。

本発明のその他の特徴と同様にこれらの特徴は、下記の実施例を参照してより詳細に説明されるが、それらの実施例は例示的なものであり、本発明を何ら限定するものではない。

下記に組成（表２）を示す、一つが本発明による製品（Ａ）製、二つが標準的な合金７０４０（Ｂ、Ｃ）製、及び、四つが標準的な合金７０５０（Ｄ、Ｅ、Ｆ及びＧ）製である、七つのインゴットを鋳造した。

次に、インゴットを剥ぎ、８７０〜９１０°Ｆで均質化した。インゴットを最終ゲージの厚さが８．０インチ（２０３ｍｍ）から８．５インチ（２０８ｍｍ）の範囲のプレート（プレートＡ、及びＢ〜Ｇ）に熱間圧延した。熱間圧延入口温度は、８０２°Ｆである（プレートＡ）。参照プレートについては、熱間圧延入口温度は７７０〜８１５°Ｆの範囲であった。それらのプレートを浸漬温度８９０〜９００°Ｆで、１０〜１３時間、溶体化熱処理した。プレートを焼き入れし、永久伸び１．８７％で（プレートＡ）、参照プレートについては永久伸び１．５〜２．５％の範囲で引き伸ばした。焼き入れと引き伸ばしの間の時間間隔は残留応力のレベルの制御に重要であり、本発明によると、この時間間隔は好ましくは２時間未満であり、より好ましくは１時間未満である。プレートＡについては、焼き入れと引き伸ばしの間の時間間隔は３９分であった。

プレートＡは、２４０°Ｆで６時間、及び３１０°Ｆで２４時間の二段階の時効処理を受け、参照プレートは標準的な二段階時効処理を受けた。

この熱機械処理から生じる焼き戻しは、Ｔ７４５１であった。テストした全サンプルは実質的に再結晶化せず、再結晶化した粒子の体積分率は３５％未満であった。

サンプルを機械的に試験し、それらの静的機械的性質及び亀裂伝播耐性を測定した。引張降伏強度、極限強さ、及び破断点伸びを表３に示した。

本発明によるサンプルは、全比較例より高い強度を示す。７０５０プレートと比較すると、Ｌ−方向の引張降伏強度の向上は１０％よりも高くなっている。７０４０プレートと比較すると４％近く向上している。

破壊靭性試験の結果を表４に示した。

図１は、Ｌ−Ｔ平面ひずみ破壊靭性（Ｋ_ｌｃ）対縦方向引張降伏強度ＴＹＳ（Ｌ）の交差座標を示しており、両方のサンプルともプレートの四分の一平面（Ｔ／４）の位置から採取したものである。本発明のサンプルは、サンプルＢ及びＣ（７０４０）よりも高い強度及び匹敵する破壊靭性を示し、サンプルＤ及びＥ（７０５０）よりも高い強度及び高い破壊靭性を示した。（実現された高い強度及び高い破壊靭性についての具体的な値についての詳細は図１を参照。）

図２は、Ｌ−Ｔ破壊靭性（Ｋ_ａｐｐ）対縦方向引張降伏強度ＴＹＳ（Ｌ）の交差座標を示しており、両方のサンプルともプレートの四分の一平面（Ｔ／４）の位置から採取したものである。本発明のサンプルは、サンプルＦ及びＧ（７０５０）よりも高い強度及び高い破壊靭性を示した。（高い強度及び高い破壊靭性に関して実現された値についての詳細は図２を参照。）

合金Ａ（本発明）のプレートの短い横断方向の応力‐腐食耐性は、ＡＳＴＭ Ｇ４９規格に従って測定された。ＳＴ引張試験片は、２５、３６及び４０ｋｓｉの引張応力で試験した。この応力下において５０日以内に破損したサンプルは全くない。この性能は、ＡＳＴＭ Ｇ４７規格に従った、３５ｋｓｉの応力下において２０日という参照７０４０及び７０５０製品に保証された最小値をはるかに超えている。本発明の合金Ａは、周知の従来技術と比較すると、卓越した腐食性能を示した。本発明によるプレートが、従来技術のサンプルと比較して、より高いレベルの応力腐食亀裂抵抗を示すと同時に、より高い引張強度、及び匹敵する破壊靭性を示すことが特に印象的であり、予想外であった。

実施例１の焼き入れ、引き伸ばした本発明のプレートＡについて、三つの異なる時効処理を試験した。プレートは、２３０〜２５０°Ｆの第一段階、及び３００〜３５０°Ｆの第二段階からなる二つの段階の時効処理を受け、この二段階処理は２０〜３７時間の等価時間ｔ（ｅｑ）によって特徴付けられ、その等価時間ｔ（ｅｑ）は下記の式：
ｔ（ｅｑ）＝∫ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ）ｄｔ／ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ_ｒｅｆ）
によって表わされ、該式において、Ｔ（ケルビン温度）は期間ｔの間（時間表示）継続する熱処理の温度を示し、Ｔ_ｒｅｆは参照温度であり、ここでは４２３Ｋすなわち３０２°Ｆに設定されている。

静的機械的性質及びＫ_ｌＣ強靭性を表５に示した。

等価時間の増加に伴う強度の発展の勾配は、驚くべきことに予想外に低く、等価時間が２２時間から３６時間に増加しても強度は約２ｋｓｉしか低下しない。その一方で、応力腐食特性は等価時間３６時間で劇的に向上した。したがって、応力レベル４０ｋｓｉでこの時効条件下に５０日おかれて機能しなくなるサンプルはないが、他方では、他の二つの比較時効条件については、同様の応力レベルにおいて２０日以上無事であるサンプルは全くなかった。

この実施例では、７０４０プレートを実施例１のプレートＡについて得られた強度と同様の強度まで時効させ、腐食性能を比較した。

インゴットの組成を表６に表示した。

インゴットを、実施例１に記載した７０４０インゴットと同じ範囲の条件でゲージ７．２８インチのプレートに変形させた。実施例１に記載したプレートＡの強度に可能な限り近い強度を得るために、プレートを最終的に時効させた。プレートＨの機械的性質を表７に示した。

プレートＨの応力‐腐食耐性を、ＡＳＴＭ Ｇ４９規格に従って、短い横断方向で試験した。ＳＴ引張試験片は、３６ｋｓｉの引張応力で試験した。この応力下において４０日以内に機能を失わなかったのは、三つのうち一つのサンプルだけであった。この結果は、実施例１のプレートＡの、より高い引張応力（４０ｋｓｉ）下において５０日以内に機能を失うサンプルが一つもなかったという卓越した性能をさらに強調する。

下記に組成（表８）を示す、一つが本発明による合金（Ｊ）製、二つが参照合金（Ｋ及びＬ）製である、三つのインゴットを鋳造した。

次に、インゴットを剥ぎ、８７０〜９１０°Ｆで均質化した。本発明のインゴットを最終ゲージの厚さが６．６６インチ（１６９ｍｍ）のプレートに熱間圧延し、参照インゴットは厚さ６．５インチ（１６５ｍｍ）のプレートに熱間圧延した。熱間圧延入口温度は、プレートＪについては８０８°Ｆであった。参照プレートについては、熱間圧延入口温度は、７７０〜８１５°Ｆの範囲であった。それらのプレートを浸漬温度８９０〜９００°Ｆで、１０〜１３時間、溶体化熱処理した。プレートを焼き入れし、永久伸び２．２５％（プレートＪ）で、参照プレートについては永久伸び１．５〜２．５％の範囲で引き伸ばした。焼き入れと引き伸ばしの間の時間間隔は、プレートＪについては６４分であった。

プレートＪは、２４０〜２６０°Ｆで６時間、及び３１５〜３３５°Ｆで１２時間の二段階の時効処理を受け、参照サンプルには当業者には周知の標準的な二段階時効の条件を使用した。

この熱機械処理から生じる焼き戻しは、Ｔ７４５１であった。

サンプルを機械的に試験し、それらの静的機械的性質及び亀裂伝播耐性を測定した。引張降伏強度、極限強さ、及び破断点伸びを表９に示した。

破壊靭性試験の結果を表１０に示した。

本発明のプレートＪは、特にＳ‐Ｌ及びＴ‐Ｌ方向で極めて高い破壊靭性を示した。Ｓ‐Ｌ方向でのＫ_ｌＣの向上はサンプルＪと比較すると１０％を超え、サンプルＬと比較すると４０％近くであった。

当業者は、補足的な利点、特徴及び変更を容易に思いつくことであろう。したがって、本発明は、その広範囲な形態において、ここに示し、記載した特定の詳細や代表とした装置に限定されるものではない。よって、添付の請求項及びその等価なものによって定義された一般的な本発明の概念の精神または範囲から逸脱することなく、様々な変更が可能である。

本明細書で参照した全ての文献は、そのまま参考文献として本明細書に含まれる。

本明細書及び特許請求の範囲で使用されているように、“ｔｈｅ”、“ａ”、“ａｎ”などの冠詞は単数または複数を暗示することがある。

本明細書及び特許請求の範囲では、数値が一定の範囲で列挙されているが、そのような値は正確な値及び記載した値からのごく僅かな変化となる値に近い値について言及するものである。

本発明のプレートＡ（８”）対７０４０（厚さ８．２７”の参照Ｂ及びＣ）及び７０５０（厚さ８”の参照Ｄ及びＥ）のＴＹＳ（Ｌ）−Ｋ_１Ｃ（Ｌ−Ｔ）座標 本発明のプレートＡ（８”）対７０５０（厚さ８．５”の参照Ｆ及びＧ）のＴＹＳ（Ｌ）−Ｋ_ａｐｐ（Ｌ−Ｔ）座標

Claims (15)

1. 厚さが５０．８〜２５４ｍｍの、圧延または鍛造されたアルミニウムを主成分とするＡｌ‐Ｚｎ‐Ｃｕ‐Ｍｇ合金製の展伸製品であって、前記製品は溶体化熱処理、焼き入れ及び時効によって処理されたものであって、前記製品は、下記のように（重量％で）、
   Ｚｎが６．６〜７．０、
   Ｍｇが１．６８〜１．８、
   Ｃｕが１．７〜２．０、
   Ｆｅが０〜０．１３、
   Ｓｉが０〜０．１０、
   Ｔｉが０〜０．０６、
   Ｚｒが０．０６〜０．１３、
   Ｃｒが０〜０．０４、
   Ｍｎが０〜０．０４、
   不純物及び他の付随元素の各々が０．０５以下
   によって構成されることを特徴とする。
2. Ｔｉが０〜０．０５であることを特徴とする、請求項１に記載の製品。
3. Ｆｅ≦０．０７及びＳｉ≦０．０７であることを特徴とする、請求項１または２に記載の製品。
4. Ｚｎが６．７〜７．０であることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一つに記載の製品。
5. Ｚｎが６．７２〜６．９８、
   Ｃｕが１．７５〜２．０
   であることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一つに記載の製品。
6. 前記製品が、過時効焼き戻しであることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一つに記載の製品。
7. 前記製品が、Ｔ７４焼き戻しであることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一つに記載の製品。
8. 前記製品が、以下の特性：
   ａ）応力腐食割れ（ＳＣＣ）後の破損のない最短寿命が、短い横断方向（ＳＴ）応力レベル２７５．８ＭＰａで少なくとも５０日、
   ｂ）四分の一の厚さでＬ方向で測定した従来の引張降伏強度が少なくとも（７０−０．３２ｔ／２５．４）×６．８９ＭＰａ（ｔはｍｍ表示の製品の厚さである）、
   ｃ）四分の一の厚さで測定したＬ‐Ｔ方向の強靭性が少なくとも（４２−１．７ｔ／２５．４）×１．１ＭＰａ√ｍ（ｔはｍｍ表示の製品の厚さである）
   を少なくとも一つ有することを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一つに記載の製品。
9. 四分の一の厚さでＬ方向で測定した引張降伏強度が少なくとも（７１−０．３２ｔ／２５．４）×６．８９ＭＰａ（ｔはｍｍ表示の製品の厚さである）であることを特徴とする、請求項８に記載の製品。
10. 厚さが１０１．６〜２２８．６ｍｍであることを特徴とする、請求項１〜９のいずれか一つに記載の製品。
11. 請求項１〜１０のいずれか一つに記載の製品を備える、航空機建造に適した構造部材。
12. 圧延または鍛造されたアルミニウムを主成分とする合金製の展伸製品の製造方法であって、下記の段階を備える製造方法。
    ａ）下記のように、
    Ｚｎが６．６〜７．０、
    Ｍｇが１．６８〜１．８、
    Ｃｕが１．７〜２．０、
    Ｆｅが０〜０．１３、
    Ｓｉが０〜０．１０、
    Ｔｉが０〜０．０６、
    Ｚｒが０．０６〜０．１３、
    Ｃｒが０〜０．０４、
    Ｍｎが０〜０．０４、
    不純物及び他の付随元素の各々が０．０５以下
    によって構成されるインゴットを鋳造し、
    ｂ）４６０〜４９９℃で前記インゴットを均質化し、
    ｃ）入口温度３３８〜４４１℃で前記インゴットを圧延または鍛造によって最終厚さが５０．８〜２５４ｍｍのプレートに熱間加工し、
    ｄ）前記プレートを溶体化熱処理し、焼き入れし、
    ｅ）前記プレートを永久歪み１〜４％で引き伸ばし、
    ｆ）等価時間ｔ（ｅｑ）３１〜５６時間で、前記プレートを１１０〜１２１℃で５〜１２時間、及び、１４９〜１８２℃で５〜３０時間加熱することによって時効させる。
    該等価時間ｔ（ｅｑ）は下記の式によって決定される。
    ｔ（ｅｑ）＝∫ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ）ｄｔ／ｅｘｐ（−１６０００／Ｔ_ref）
    （該式において、Ｔは焼きなまし中の°Ｋでの瞬間温度であり、Ｔ_refは１５０℃（４２３°Ｋ）に選択された参照温度であり、ｔ（ｅｑ）は時間で表示される。）
13. 等価時間ｔ（ｅｑ）が３３〜４４時間であることを特徴とする、請求項１２に記載の方法。
14. 焼き入れと引き伸ばしの間の時間は２時間を超えないことを特徴とする、請求項１２または１３に記載の方法。
15. 請求項１〜１０のいずれか一つの製品を備える航空機または航空宇宙産業製品。

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