JPH05195172A - アルミニウム基合金平坦製品の製造方法 - Google Patents

アルミニウム基合金平坦製品の製造方法

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JPH05195172A
JPH05195172A JP35747191A JP35747191A JPH05195172A JP H05195172 A JPH05195172 A JP H05195172A JP 35747191 A JP35747191 A JP 35747191A JP 35747191 A JP35747191 A JP 35747191A JP H05195172 A JPH05195172 A JP H05195172A
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JP35747191A
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Delbert M Naser
エム．ネイサー デルバート
Edward L Colvin
エル．コルビン エドワード
Jocelyn I Petit
アイ．ペティット ジョセリン
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Aluminum Company of America
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    • B32B15/01—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic
    • B32B15/016—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic all layers being formed of aluminium or aluminium alloys
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
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    • C22C21/00—Alloys based on aluminium
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    • C22C21/16—Alloys based on aluminium with copper as the next major constituent with magnesium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 破壊靭性および耐疲労割れ成長性を改善する
一方で高強度特性および腐食耐性を維持した薄板製品、
特にアルミニウム合金製薄板製品を製造する方法を提供
する。 【構成】 Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜
１．８重量％、Ｍｎ０．７〜１．３重量％、Ｚｒ、Ｖ、
Ｈｆ、ＣｒおよびＳｃから選ばれた少なくとも１種を０
〜１重量％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１
２重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有
するアルミニウム基合金の塊を準備し、この合金塊を、
４８２℃以上に加熱した後、３１６℃〜４８２℃にて熱
間圧延し、急冷し、かつ自然時効させる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機に応用するのに
適当な合金に関する。特に、本発明は耐疲労割れ成長性
および破壊靭性を改善されて航空機外板に使用するのに
適当とされたアルミニウム胴材およびその処理方法に関
する。
【０００２】
【従来技術】民間用航空機の設計では、その飛行機に於
ける異なる構造形式のものに関して異なる特性の組み合
わせが要求される。多くの部品に於いては、破壊靭性ま
たは耐疲労割れ成長性の何れかとして考慮される割れ伝
搬に対する抵抗性が重要である。それ故に多くの重大な
利益が破壊靭性および疲労割れの伝搬性を改善すること
によって実現することができるのである。
【０００３】例えば靭性を改善した新しい材料は、より
いっそう高レベルの損傷耐性を有することになる。航空
機に於いては、これは旅客および搭乗員の安全性の改善
および構造上の重量軽減として表される。この重量軽減
は燃費を向上させ、航続距離を延長させ、ペイロード性
能を増大させ、或いはこれらを組み合わせて改善可能に
する。
【０００４】民間用ジェット飛行機には、その内部が加
圧されていると、離陸、着陸を行う間に繰り返し荷重が
発生する。典型的には、飛行機はその通常の使用寿命の
間に１００，０００回にも及ぶ加圧サイクルに出合うこ
とになる。従って、破壊靭性および耐疲労割れ成長性を
改善することによって極めて大きな利益が導かれること
になるということが注目されよう。
【０００５】米国特許第４，３３６，０７５号明細書
は、ＡＡ２０００タイプのアルミニウム合金を航空機の
翼に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
ム基合金の薄板（シート）製品およびこの合金の塊（ボ
デイー）からシート製品を製造する方法、を提供する。
更に本発明は航空機に応用する、例えば翼外板や航空機
の胴体パネル材に応用するのに適当な、腐食保護外層と
合わされたすなわちクラッド形成されたアルミニウム合
金薄板（シート）製品を提供する。
【０００７】本発明の主目的は、アルミニウム合金、お
よび、その合金から形成されたシート製品であって、破
壊靭性および耐疲労割れ成長性を改善されるとともに高
強度の特性および腐食耐性を維持しているシート製品を
提供することである。
【０００８】本発明の他の目的は、破壊靭性および耐疲
労割れ成長性を改善された航空機パネル材用のアルミニ
ウム合金シート製品を提供することである。
【０００９】本発明の更に他の目的は、アルミニウム合
金シート製品、および、破壊靭性および耐疲労割れ成長
性を改善する一方で強度を高レベルに維持するようにし
てこのシート製品を製造する方法を提供することであ
る。
【００１０】本発明の更に他の目的は、耐疲労割れ成長
性が改善される一方で高強度特性および腐食耐性を維持
した薄板クラッド材（クラッドシート）となすようにア
ルミニウム合金を処理する方法を提供することである。
【００１１】本発明の更に他の目的は、航空機の翼や胴
体外板のようなパネル材として使用するための、耐疲労
割れ成長性を改善される一方で高強度レベルを維持し、
破壊靭性の改善されたＡｌ−Ｃｕ−Ｍｇ−Ｍｎクラッド
シート製品を提供することである。
【００１２】これらの目的およびその他の目的は、この
明細書および特許請求の範囲を読み、この特許請求の範
囲を検討することによって、明白になるだろう。
【００１３】
【課題を達成するための手段】これらの目的により、靭
性および耐疲労割れ成長性のレベルが改善される一方で
高強度を維持したシート製品を製造する方法が提供され
る。この方法は、Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．
３〜１．８重量％、Ｍｎ０．７〜１．３重量％、Ｚｒ、
Ｖ、Ｈｆ、ＣｒおよびＳｃから選ばれた少なくとも１種
を０〜１重量％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大
０．１２重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物
を含有するアルミニウム基合金の塊（ボディー）を準備
する段階を包含する。この方法は更に、この合金のボデ
ィーを４８２℃（華氏９００°）以上に加熱して可溶性
の成分を溶解することを包含する。しかる後、このボデ
ィーは３１６℃〜４８２℃（華氏６００°〜９００゜）
の温度範囲にて熱間圧延され、例えば溶体化熱処理温度
に於いて１５分以内の時間にわたって溶体化熱処理さ
れ、次に、急冷され、そして自然時効を受けて改善され
たレベルの耐疲労割れ成長性および破壊靭性を有する一
方で高強度レベルを維持した製品とされるのである。
【００１４】
【好適実施例】注目したように、本発明による合金は、
Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１．８重量
％、Ｍｎ０．７〜１．３重量％、Ｚｒ、Ｖ、Ｈｆ、Ｃｒ
およびＳｃから選ばれた少なくとも１種を０〜１重量
％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１２重量
％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有する。
不純物はそれぞれ０．０５重量％に制限されるのが好ま
しい。また、不純物の組み合わせは、０．１５重量％を
超えるべきでないことが好ましい。不可避的元素および
不純物の合計は０．４５重量％を超えないことが好まし
い。
【００１５】好ましい合金は、Ｃｕ４．２〜４．７重量
％、Ｍｇ１．３〜１．７重量％、Ｍｎ０．７２〜１．３
重量％、典型的にはＭｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ
０．０５〜０．５重量％、Ｆｅ最大０．１重量％、Ｓｉ
最大０．１重量％、好ましくはＺｒ０．０５〜０．２５
重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有す
る。Ｚｒは結晶化されない製品とするのが望まれる場合
に存在しなければならない。再結晶化されないというこ
とは、再結晶が製品の２０体積％以内でしか生じないこ
とを意味する。Ｚｎのような元素は最大０．２重量％を
有し、Ｃｒは０．２重量％で、Ｖ、Ｈｆ、ＳｃおよびＣ
ｅは０．５重量％を超えず、これらの元素が存在すると
きはその下限は０．０２重量％である。
【００１６】Ｍｎは金属が結晶化を生じる過程に於いて
その粒径の制御に貢献する、すなわち助成する。巨大粒
は破壊靭性、成形性および腐食耐性のような特性を悪化
させてしまう。
【００１７】ＦｅおよびＳｉのレベルは低く維持され
て、成分の相Ａｌ７Ｃｕ２ＦｅおよびＭｇ２Ｓｉが形成
されるのを制限するようになされる。これらの相はＡｌ
合金に難溶性を有し、一度形成されてしまうと熱処理で
除去することはできないのである。Ａｌ７Ｃｕ２Ｆｅお
よびＭｇ２Ｓｉの形成はまた製品の強度を低下させてし
まう。何故ならばそれらの形成が強化析出物の形成に使
用できるＣｕおよびＭｇの量を減少させてしまうからで
ある。Ａｌ７Ｃｕ２ＦｅおよびＭｇ２Ｓｉのような成分
は避けることが特に重要である。何故ならば、それらは
溶解できないからである。従ってそれらの成分を避ける
ために鉄が非常に低いレベルに維持されねばならない。
すなわち、ＦｅおよびＳｉの減少は靭性および耐疲労割
れ成長性を高めるのである。このように、本発明ではＦ
ｅは０．１０重量％以下に、Ｓｉ０．１０重量％以下に
制御されるのが好ましい。
【００１８】ＣｕおよびＭｇは、良好な強度を維持する
一方で靭性および疲労に於ける利益を得るために注意深
く制御されねばならない。ＣｕおよびＭｇのレベルは、
強化析出物の相を形成するのに最大限の量の自由Ｃｕお
よびＭｇを利用できるほどに十分に高い高温処理の間に
多少難溶性のＡｌ２ＣｕＭｇおよびＡｌ２Ｃｕの成分相
の溶解を可能にするように、低くされねばならない。こ
のことはＣｕおよびＭｇ成分に対して最終製品に所望の
特性を生じるのに非常に狭い範囲を与えることになる
【００１９】以下の数式は、自由Ｃｕおよび自由Ｍｇ、
すなわち強化相を形成するために利用できるＣｕおよび
Ｍｇの量を推測するのに使用できる。
【００２０】
【数１】自由Ｃｕ＝全Ｃｕ−２．２８Ｆｅ−０．７４
（Ｍｎ−０．２）
【数２】 自由Ｍｇ＝全Ｍｇ−１．７３（Ｓｉ−０．０５）
【００２１】ここに説明したように合金元素の量を制御
して合金製品を作るのと同様に、この合金は、例えば航
空機外板やパネル材として使用するのに必要とされるよ
うな強度、破壊靭性、腐食耐註、および耐疲労割れ成長
性の全ての最も望ましい特性を与えるために、特別の方
法段階に従って準備されるのが好ましいのである。この
合金はここに記載したように、当分野に於いて現在一般
に使用されている鋳造技術によって、連続鋳造による鋳
造製品が好ましいが、適当な錬成製品を形成するために
インゴットもしくはスラブとして与えられることができ
る。
【００２２】本発明による合金のインゴットもしくはス
ラブは、クラッデイングを付与され、しかる後に本発明
によって処理されることができる。このようなクラッド
製品は本発明によるアルミニウム基合金の心材（コア
ー）と、このコアーを腐食から保護する高純度合金のク
ラッド層（クラッディング）とを使用する。クラッディ
ングは基本的には合金化されないアルミニウム、すなわ
ち他の元素を全体として０．１もしくは１重量％以下し
か含有していないアルミニウムを含む。しかしながら、
Ｚｎは例えばＡＡ７０７２に於いては存在できる。この
ように、コアー上のクラッデイングはアルミニウム協会
規格合金であるＡＡ１１００、ＡＡ１２００、ＡＡ１２
３０、ＡＡ１１３５、ＡＡ１２３５、ＡＡ１４３５、Ａ
Ａ１１４５、ＡＡ１３４５、ＡＡ１２５０、ＡＡ１３５
０、ＡＡ１１７０、ＡＡ１１７５ＡＡ１１８０、ＡＡ１
１８５、ＡＡ１２８５、ＡＡ１１８８、ＡＡ１１９９ま
たはＡＡ７０７２から選択されることができる。
【００２３】合金素材（ストック）は熱間加工される前
に均質化されることができる。もしくは、加熱され、ま
た直接に熱間圧延されることができる。均質化が使用さ
れるならば、４８８℃もしくは４９３℃（華氏９１０°
もしくは９２０°）〜５１５℃もしくは５３８℃（華氏
９６０°もしくは１０００°）の範囲の金属温度にて少
なくとも１時間にわたって行われて、可溶性の元素を溶
解して金属の内部組織を均質化させるようにする。好ま
しい時間は均質化の温度範囲内で約４時間もしくはそれ
以上である。普通、均質化の温度での均質化時間８時間
以上に長くされるべきではない。しかしながら一般にこ
れより長い時間が有害であるというわけではない。均質
化温度で４〜６時間が非常に適当であることが見いださ
れている。典型的な均質化温度は４９３℃（華氏９２０
°）である。
【００２４】本発明の目的のために、均質化しないでク
ラッドインゴットを熱間圧延するのが好ましい。このよ
うに、インゴットは熱間加工すなわち熱間圧延されて中
間な寸法の製品が形成される。圧延の開始温度が３１６
℃〜４８２℃（華氏６００°〜９００°）の範囲で圧延
が行われる。例えばこの合金の使用が航空機の翼外板や
胴体外板を目的する場合には、熱間圧延で７．６２ｃｍ
〜２０．３２ｍｍ（３〜８インチ）の厚さを有する中間
製品を形成するのが好ましい。
【００２５】熱間圧延の後、この中間的なゲージ寸法の
製品は再加熱の段階を受ける。本発明にとって非常に重
要で、特に可溶性成分もしくは二次層粒子の発生および
それらの耐疲労割れ成長性および破壊靭性に対する悪影
響を最小限にするかもしくは回避するために重要なの
は、この再加熱段階である。従って、この再加熱段階に
於いては、中間寸法の製品は少なくとも４８２℃もしく
は４９３℃（華氏９００゜もしくは９２０°）の温度、
すなわち二次相粒子の溶融温度より高い温度にまで加熱
され、鋳造段階から残っていた可溶性成分や熱間圧延の
間に析出した可溶性成分を溶解するようになす。このよ
うな成分粒子には、例えばＡｌ２ＣｕＭｇ、Ａｌ２Ｃｕ
が含まれる。この再加熱は大部分のＣｕおよびＭｇを固
溶体となす効果がある。この加熱は４８２℃〜５０７℃
（華氏９００°〜９４５°）の範囲、好ましくは４８２
℃もしくは４８８℃〜４９８℃（華氏９００゜もしくは
９１０゜〜９３０°）の範囲である。再加熱のために、
金属が可溶性成分の溶解温度の範囲もしくはそれ以上の
温度にあるときには、中間寸法の製品は約１時間〜４０
時間にわたって保持されることができる。金属温度に於
ける時間は４〜２４時間の範囲内であるのが好ましい。
再加熱は前述したパラメーター内で注意深く制御される
のが重要である。再加熱工程が４８２℃（華氏９００
°）以下、例えば４５４℃（華氏８５０°）であるなら
ば、例えば大きな容積をなす粗い未溶解のＡｌ２ＣｕＭ
ｇおよびＡｌ２Ｃｕ粒子が残される。これらの粒子は最
終製品に於ける耐疲労割れ成長性に悪影響を及ぼす。事
実、再加熱が溶解温度よりも低いと、これらの粒子は寸
法が成長すらするのである。最終製品に於ける耐疲労割
れ成長性を制限してしなうのは、このような成分粒子の
存在である。
【００２６】クラッド製品に於いては、再加熱の温度お
よび継続時間は別の理由によって非常に重要となる。す
なわち、再加熱温度に於ける時間が長すぎると、高純度
アルミニウムクラッド層の中に銅が拡散し、このクラッ
ド材によって与えられる腐食保護に対して悪影響を及ぼ
す。
【００２７】再加熱の後、中間的な製品は第２の熱間圧
延工程を受ける。この第２の熱間圧延工程は約２６０℃
〜４８２℃（華氏５００゜〜９００°）、好ましくは３
１６℃〜４５４℃（華氏６００°〜８５０°）の温度範
囲にて実施される。この熱間圧延は最終寸法、例えば
６．３５ｍｍ（０．２５インチ）もしくはそれ以下にな
るまで実施される。これに換えて、熱間圧延段階は２．
５４ｍｍ〜７．６２ｍｍ（０．１〜０．３インチ）の厚
さを有する第２の中間的な製品を形成するように実施す
ることができる。しかる後、この第２の中間的な製品は
６．３５ｍｍ（０．２５インチ）もしくはそれ以下の、
典型的には１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜
０．２５インチ）の範囲の最終寸法となるまで冷間圧延
され、実質的に再結晶化された製品を製造することがで
きる。必要ならば、中間焼鈍がこの冷間圧延の前に使用
できる。
【００２８】冷間圧延の後、シート製品は、４９８℃〜
５０７℃（華氏９１０°〜９４５°）の温度範囲で溶体
化熱処理を受ける。この溶体化熱処理は継続時間を注意
深く制御することが重要である。このように、溶体化熱
処理は金属が溶体化温度に達した時点で５分もしくはそ
れ以内の時間で遂行される。この時間は１５分まで、或
いは６０分にまでも延長することはできる。しかしなが
らクラッド製品の場合は、クラッド材の中に銅が拡散
し、これによる問題が発生し得ることに対する注意を払
わねばならない。
【００２９】本発明による溶体化熱処理は連続を基本と
する。基本的に、溶体化の影響は非常に急速に発現す
る。連続処理に於いて、薄板（シート）は、１枚のウェ
ブ材として連続して細長い炉を通過される。この炉は加
熱速度を著しく高める。長い時間の溶体化熱処理は、Ａ
ｌ２ＣｕＭｇおよびＡｌ２Ｃｕのような可溶性成分を溶
解するために利用できる。しかしながら、長い時間（２
時間以上）の溶体化熱処理はクラッド製品に対して使用
すべきでない。何故ならば、クラッド層内部で過度のＣ
ｕ拡散が生じるからである。この連続アプローチは、本
発明の実施を容易にする。何故なら、比較的急速な加熱
および溶体化温度での短時間の持続がクラッド材中への
銅拡散を最小限に抑えるからである。従って、発明者は
約１０分もしくはそれ以内、例えば約０．５〜４分のよ
うなできるだけ短時間の溶体化熱処理を考えた。短い加
熱時間を達成するための別の助けとして、所望温度より
も十分に高い炉温度もしくは炉領域が、加熱時間の短縮
に対して有効な大きな温度ヘッドを与えるのである。
【００３０】溶体化熱処理の後、この金属は急冷された
二次相、例えばＡｌ２ＣｕＭｇおよびＡｌ２Ｃｕの制御
し得ない析出を防止するすなわち最小限に抑えることが
重要である。従って、本発明の実施に於いては、焼入れ
速度は溶体化温度から１７７℃（華氏３５０°）の温度
まで少なくとも５５．６℃／秒（華氏１００゜／秒）と
されるのが好ましい。好ましい焼入れ速度は４９６℃
（華氏９２５°）もしくはそれ以上の温度から１７７℃
（華氏３５０°）もしくはそれ以下の温度範囲に於い
て、少なくとも１６７℃／秒（華氏３００゜／秒）とさ
れるのが好ましい。適当な速度は水、例えば水漬もしく
はウオータージェットの使用によって達成される。更
に、空気もしくは空気ジェットが使用できる。焼入れ
は、連続を基本とするのが好ましい。シートは、例えば
その本来の長さの１０％まで伸長させることで冷間加工
されることができる。典型的には、冷間加工もしくはそ
れと同等の伸長作用を生じる工程が製品の本来の寸法の
０．５％〜６％の範囲にて使用できる。
【００３１】急速焼入れの後、シート製品は自然時効を
受ける。自然時効は７９℃（華氏１７５°）までの温度
での時効を含む。
【００３２】
【発明の効果】これらの制御によって、特に本発明の合
金組成を使用して、例えば薄板（シート）や板（プレー
ト）は高い降伏強度、風邪された破壊靭性、増大された
耐疲労割れ成長性、そして腐食に対する高い耐性を有す
る平圧延されたスットク材の製造が著しく助成されるの
である。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (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

Claims (41)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 高いレベルの強度、および良好なレベル
    の破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有するアルミニウ
    ム基合金平坦圧延製品を製造する方法であって、 （ａ） Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１．
    ８重量％、Ｍｎ０．７〜１．３重量％、Ｚｒ、Ｖ、Ｈ
    ｆ、ＣｒおよびＳｃの中の少なくとも１種を０〜１重量
    ％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１２重量
    ％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有するア
    ルミニウム基合金の塊を準備し、 （ｂ） 前記塊を冷間圧延してスラブを形成し、 （ｃ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）まで加
    熱して可溶性の成分を溶解し、 （ｄ） 前記スラブを３１６℃〜４５４℃（華氏６００
    °〜８５０°）の温度範囲にて熱間圧延し、 （ｅ） 溶体化熱処理し、 （ｆ） 冷却し、 （ｇ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する製品にな
    す、以上の各段階を包含することを特徴とするアルミニ
    ウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  2. 【請求項２】 請求項１に記載された方法であって、前
    記加熱の前に３１６℃〜４８２℃（華氏６００°〜９０
    ０゜）の温度範囲にて前記塊を熱間圧延することを特徴
    とするアルミニウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  3. 【請求項３】 請求項１に記載された方法であって、熱
    間圧延後に製品が冷間圧延されて最終板寸法になされる
    ことを特徴とするアルミニウム基合金平坦圧延製品の製
    造方法。
  4. 【請求項４】 請求項１に記載された方法であって、製
    品寸法が１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜０．
    ２５インチ）であることを特徴とするアルミニウム基合
    金平坦圧延製品の製造方法。
  5. 【請求項５】 請求項１に記載された方法であって、製
    品寸法が１．２７ｍｍ〜３．８１ｍｍ（０．０５〜０．
    １５インチ）であることを特徴とするアルミニウム基合
    金平坦圧延製品の製造方法。
  6. 【請求項６】 請求項１に記載された方法であって、３
    １６℃〜４８２℃（華氏６００。〜９００°）の温度範
    囲で熱間圧延が行われることを特徴とするアルミニウム
    基合金平坦圧延製品の製造方法。
  7. 【請求項７】 請求項１に記載された方法であって、製
    品が前記塊よりも純度の高いアルミニウム合金製層クラ
    ッドを有していることを特徴とするアルミニウム基合金
    平坦圧延製品の製造方法。
  8. 【請求項８】 請求項７に記載された方法であって、ク
    ラッド層がＡＡ１１００、ＡＡ１２００、ＡＡ１２３
    ０、ＡＡ１１３５、ＡＡ１２３５、ＡＡ１４３５、ＡＡ
    １１４５、ＡＡ１３４５、ＡＡ１２５０、ＡＡ１３５
    ０、ＡＡ１１７０、ＡＡ１１７５、ＡＡ１１８０、ＡＡ
    １１８５、ＡＡ１２８５、ＡＡ１１８８、ＡＡ１１９９
    またはＡＡ７０７２から選択された材料であることを特
    徴とするアルミニウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  9. 【請求項９】 請求項１に記載された方法であって、Ｃ
    ｕが４．３〜４．７重量％であることを特徴とするアル
    ミニウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  10. 【請求項１０】 請求項１に記載された方法であって、
    Ｍｇが１．３〜１．７重量％であることを特徴とするア
    ルミニウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  11. 【請求項１１】 請求項１に記載された方法であって、
    Ｆｅが最大０．１２重量％であることを特徴とするアル
    ミニウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  12. 【請求項１２】 請求項１に記載された方法であって、
    Ｓｉが最大０．１重量％であることを特徴とするアルミ
    ニウム基合金平坦圧延製品の製造方法。
  13. 【請求項１３】 高いレベルの強度、および良好なレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有するアルミニ
    ウム基合金薄板製品を製造する方法であって、 （ａ） Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１．
    ７重量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ０．０５〜
    ０．５重量％、Ｆｅ最大０．１２重量％、Ｓｉ最大０．
    １重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有
    するアルミニウム基合金の塊を準備し、 （ｂ） 前記塊を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°〜
    ９００°）の温度範囲で熱間圧延してスラブを形成し、 （ｃ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）以上の
    温度にまで再加熱し、 （ｄ） 前記スラブを３１６℃〜４８２℃（華氏６００
    °〜９００°）の温度範囲で熱間圧延して薄板製品を形
    成し、 （ｅ） ４８８℃〜５６６℃（華氏９１０°〜１０５０
    °）の温度範囲で６０分以内の時間にわたって溶休化熱
    処理し、 （ｆ） 急冷し、 （ｇ） 時効させて高強度、および改善されたレベルの
    破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する薄板製品にな
    す、以上の各段階を包含することを特徴とするアルミニ
    ウム基合金薄板製品の製造方法。
  14. 【請求項１４】 請求項１３に記載された方法であっ
    て、薄板が４８８℃〜５０７℃（華氏９１０°〜９４５
    °）の温度範囲で溶体化熱処理されることを特徴とする
    アルミニウム基合金薄板製品の製造方法。
  15. 【請求項１５】 請求項１３に記載された方法であっ
    て、薄板が１５分以内の時間で溶体化熱処理されること
    を特徴とするアルミニウム基合金薄板製品の製造方法。
  16. 【請求項１６】 請求項１３に記載された方法であっ
    て、薄板が冷水による焼入れを受けることを特徴とする
    アルミニウム基合金薄板製品の製造方法。
  17. 【請求項１７】 請求項１３に記載された方法であっ
    て、薄板が自然時効を受けることを特徴とするアルミニ
    ウム基合金薄板製品の製造方法。
  18. 【請求項１８】 請求項１３に記載された方法であっ
    て、塊がＡＡ１１００、ＡＡ１２００、ＡＡ１２３０、
    ＡＡ１１３５、ＡＡ１２３５、ＡＡ１４３５、ＡＡ１１
    ４５、ＡＡ１３４５、ＡＡ１２５０、ＡＡ１３５０、Ａ
    Ａ１１７０、ＡＡ１１７５、ＡＡ１１８０、ＡＡ１１８
    ５、ＡＡ１２８５、ＡＡ１１８８、ＡＡ１１９９または
    ＡＡ７０７２から選択されたアルミニウム・クラッド層
    を有することを特徴とするアルミニウム基合金薄板製品
    の製造方法。
  19. 【請求項１９】 請求項１３に記載された方法であっ
    て、熱間圧延後に、冷間圧延寸法１．２７ｍｍ〜６．３
    ５ｍｍ（０．０５〜０．２５インチ）になるまで薄板が
    冷間圧延されることを特徴とするアルミニウム基合金薄
    板製品の製造方法。
  20. 【請求項２０】 高いレベルの強度、および良好なレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有するアルミニ
    ウム基合金薄板製品を製造する方法であって、 （ａ） Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇｌ．３〜１．
    ８重量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ０．０３〜
    １重量％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１２
    重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有す
    るアルミニウム基合金の塊を準備し、 （ｂ） 前記塊を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°〜
    ９００°）の温度範囲で熱間圧延してスラブを形成し、 （ｃ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）以上の
    温度にまで加熱し、 （ｄ） 前記スラブを３１６℃〜４８２℃（華氏６００
    °〜９００°）の温度範囲で熱間圧延して薄板製品を形
    成し、 （ｅ） 肉厚１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜
    ０．２５インチ）の薄板寸法になるまで冷間圧延し、 （ｆ） 温度範囲４８８℃〜５６６℃（華氏９１０゜〜
    １０５０°）で、１５分以内の時間にわたって溶体化熱
    処理し、 （ｇ） 急冷し、 （ｈ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する薄板製品
    になす、以上の各段階を包含することを特徴とするアル
    ミニウム基合金薄板製品の製造方法。
  21. 【請求項２１】 高いレベルの強度、および良好なレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有するアルミニ
    ウム基合金薄板製品を製造する方法であって、 （ａ） Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１．
    ７重量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ０．０５〜
    ０．５重量％、Ｆｅ最大０．１２重量％、Ｓｉ最大０．
    １重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有
    するアルミニウム基合金の塊を準備し、 （ｂ） 前記塊を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°〜
    ９００°）の温度範囲て熱間圧延してスラブを形成し、 （ｃ） 前記スラブを４８８℃〜５０７℃（華氏９１０
    ゜〜９４５°）まで再加熱して可溶性の成分を溶解し、 （ｄ） 前記スラブを３１６℃〜４５４℃（華氏６００
    °〜８５０°）の温度範囲で熱間圧延し、 （ｅ） 肉厚１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜
    ０．２５インチ）の薄板寸法の製品になるまで冷間圧延
    し、 （ｆ） 前記製品を４８８℃〜５６６℃（華氏９１０゜
    〜１０５０゜）の溶体化熱処理温度範囲で１５分以内の
    時間にわたって溶体化熱処理し、 （ｇ） 急冷し、 （ｈ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する薄板製品
    になす、以上の各段階を包含することを特徴とするアル
    ミニウム基合金薄板の製造方法。
  22. 【請求項２２】 高いレベルの強度、および良好なレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有するアルミニ
    ウム基合金のクラッド薄板製品を製造する方法であっ
    て、 （ａ） Ｃｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１．
    ７重量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ０．０５〜
    ０．５重量％、Ｆｅ最大０．１２重量％、Ｓｉ最大０．
    １重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有
    するアルミニウム基合金の塊であって、ＡＡ１１００、
    ＡＡ１２００、ＡＡ１２３０、ＡＡ１１３５、ＡＡ１２
    ３５、ＡＡ１４３５、ＡＡ１１４５、ＡＡ１３４５、Ａ
    Ａ１２５０、ＡＡ１３５０、ＡＡ１１７０、ＡＡ１１７
    ５、ＡＡ１１８０、ＡＡ１１８５、ＡＡ１２８５、ＡＡ
    １１８８、ＡＡ１１９９またはＡＡ７０７２から選択さ
    れたアルミニウム材から成るクラッド層を表面に有する
    前記塊を準備し、 （ｂ） 前記塊を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°〜
    ９００゜）の温度範囲で熱間圧延してスラブを形成し、 （ｃ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）以上の
    温度まで再加熱して可溶性成分を溶解し、 （ｄ） 前記スラブを３１６℃〜４５４℃（華氏６００
    °〜８５０°）の温度範囲にて熱間圧延し、 （ｅ） 肉厚１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜
    ０．２５インチ）の薄板寸法になるまで冷間圧延し、 （ｆ） 前記製品を４８８℃〜５６６℃（華氏９１０゜
    〜１０５０゜）の温度範囲で１５分以内の時間にわたっ
    て溶体化熱処理し、 （ｇ） 急冷し、 （ｈ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有するクラッド
    薄板製品となす、 諸段階を包含することを特徴とするアルミニウム基合金
    薄板製品の製造方法。
  23. 【請求項２３】 航空機外板を製造するためにアルミニ
    ウム合金製品が形成されるようになされるアルミニウム
    基合金製航空機外板クラッド材を製造する方法に於い
    て、前記製品かＣｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３
    〜１．８重量％、Ｍｎ０．７２〜１．３重量％、Ｚｒ最
    大１重量％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１
    ２重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有
    するアルミニウム基合金として提供され、この製品は以
    下の条件、すなわち （ａ） 前記合金を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°
    〜９００゜）の温度範囲で熱間圧延してスラブを形成
    し、 （ｂ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）以上の
    温度まで加熱して可溶性の成分を溶解し、 （ｃ） 前記スラブを３１６℃〜４８２℃（華氏６００
    °〜９００°）の温度範囲で熱間圧延してシート製品と
    なし、 （ｄ） このシート製品を溶体化熱処理し、 （ｅ） 冷却し、 （ｆ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭姓および耐疲労割れ成長性を有するクラッド
    薄板製品になす、以上の各段階によって形成されること
    を特徴とするアルミニウム基合金製航空機外板クラッド
    材の製造方法。
  24. 【請求項２４】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、前記加熱段階の前に３１６℃〜４８２℃（華氏６０
    ０°〜９００°）の温度範囲にて前記塊を熱間圧延する
    ことを特徴とするアルミニウム基合金製航空機外板クラ
    ッド材の製造方法。
  25. 【請求項２５】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、熱間圧延段階の後に薄板製品が冷間圧延されて最終
    薄板寸法となされることを特徴とするアルミニウム基合
    金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  26. 【請求項２６】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、薄板製品が１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５
    〜０．２５インチ）の寸法を有することを特徴とするア
    ルミニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  27. 【請求項２７】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、製品が１．２７ｍｍ〜３．８１ｍｍ（０．０５〜
    ０．１５インチ）の寸法を有することを特徴とするアル
    ミニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  28. 【請求項２８】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、熱間圧延が３１６℃〜４８２℃（華氏６００゜〜９
    ００゜）の温度範囲で行われることを特徴とするアルミ
    ニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  29. 【請求項２９】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、前記塊が、その塊よりも純度の高いアルミニウム合
    金のクラッド層を備えていることを特徴とするアルミニ
    ウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  30. 【請求項３０】 請求項２９に記載された方法であっ
    て、クラッド層がＡＡ１１００、ＡＡ１２００、ＡＡ１
    ２３０、ＡＡ１１３５、ＡＡ１２３５、ＡＡ１４３５、
    ＡＡ１１４５、ＡＡ１３４５、ＡＡ１２５０、ＡＡ１３
    ５０、ＡＡ１１７０、ＡＡ１１７５、ＡＡ１１８０、Ａ
    Ａ１１８５、ＡＡ１２８５、ＡＡ１１８８、ＡＡ１１９
    ９またはＡＡ７０７２から選択されたことを特徴とする
    アルミニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方
    法。
  31. 【請求項３１】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、Ｃｕが４．３〜４．７重量％であることを特徴とす
    るアルミニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方
    法
  32. 【請求項３２】 請求項２３に記載された方法であっ
    て、Ｍｇが１．３〜１．７重量％であることを特徴とす
    るアルミニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方
    法。
  33. 【請求項３３】 航空機外板を製造するためにアルミ
    ニウム合金製品が形成されるようになされるアルミニウ
    ム基合金製航空機外板クラッド材を製造する方法に於い
    て、前記薄板製品がＣｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ
    １．３〜１．７重量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚ
    ｒ０．０５〜０．５重量％、Ｆｅ最大０．１２重量％、
    Ｓｉ最大０．１重量％、残部Ａｌ、不可避的元素および
    不純物を含有するアルミニウム基合金として提供され、
    この薄板製品は以下の条件、すなわち （ａ） 前記合金を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°
    〜９００°）の温度範囲で熱間圧延してスラブを形成
    し、 （ｂ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）以上の
    温度まで加熱して可溶性の成分を溶解し、 （ｃ） 前記スラブを３１６℃〜４８２℃（華氏６００
    ゜〜９００゜）の範囲の温度にて熱間圧延し、 （ｄ） ４８８℃〜５６６℃（華氏９１０゜〜１０５０
    ゜）の温度範囲で１５分以内の時間にわたって溶体化熱
    処理し、 （ｅ） 急冷し、 （ｆ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する薄板クラ
    ッド材製品となす、 諸段階によって形成されることを特徴とするアルミニウ
    ム基合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  34. 【請求項３４】 請求項３３に記載された方法であっ
    て、薄板が４８８℃〜５０７℃（華氏９１０°〜９４５
    °）の温度範囲にて溶体化熱処理されることを特徴とす
    るアルミニウム基合金製航空機外板クラッド材の製造方
    法。
  35. 【請求項３５】 請求項３３に記載された方法であっ
    て、薄板が１５分以内の時間にわたって溶体化熱処理さ
    れることを特徴とするアルミニウム基合金製航空機外板
    クラッド材の製造方法。
  36. 【請求項３６】 請求項３３に記載された方法であっ
    て、薄板が冷水による焼入れを受けることを特徴とする
    アルミニウム基合金の製航空機外板クラッド材の製造方
    法。
  37. 【請求項３７】 請求項３３に記載された方法であっ
    て、薄板が自然時効されることを特徴とするアルミニウ
    ム基合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  38. 【請求項３８】 請求項３３に記載された方法であっ
    て、塊が、ＡＡ１１００、ＡＡ１２００、ＡＡ１２３
    ０、ＡＡ１１３５、ＡＡ１２３５、ＡＡ１４３５、ＡＡ
    １１４５、ＡＡ１３４５、ＡＡ１２５０、ＡＡ１３５
    ０、ＡＡ１１７０、ＡＡ１１７５、ＡＡ１１８０、ＡＡ
    １１８５、ＡＡ１２８５、ＡＡ１１８８、ＡＡ１１９９
    またはＡＡ７０７２から選択されたクラッド層を有する
    ことを特徴とするアルミニウム基合金製航空機外板クラ
    ッド材の製造方法。
  39. 【請求項３９】 請求項３３に記載された方法であっ
    て、最後の熱間圧延段階の後に薄板が冷間圧延されて
    １．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜０．２５イン
    チ）の寸法になされることを特徴とするアルミニウム基
    合金製航空機外板クラッド材の製造方法。
  40. 【請求項４０】 損傷耐性に優れたアルミニウム基合金
    の航空機胴体用外板製品を製造する方法に於いて、前記
    製品がＣｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１ ８
    重量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ０．０３〜１
    重量％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１２重
    量％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有する
    アルミニウム基合金として提供され、この製品は以下の
    条件、すなわち （ａ） クラッド材を３１６℃〜４８２℃（華氏６００
    ゜〜９００°）の温度範囲で前記合金に対して熱間圧延
    および圧接してスラブを形成し、 （ｂ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０゜）以上の
    温度にまで加熱し、 （ｃ） 前記スラブを３１６℃〜４８２℃（華氏６００
    °〜９００゜）の範囲の温度にて熱間圧延し、 （ｄ） 肉厚１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜
    ０．２５インチ）の薄板寸法になるまで冷間圧延し、 （ｅ） ４８８℃〜５６６℃（華氏９１０°〜１０５０
    ゜）の温度範囲で１５分以内の時間にわたって溶体化熱
    処理し、 （ｆ） 急冷し、 （ｇ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する薄板製品
    となす、 諸段階によって形成されることを特徴とするアルミニウ
    ム基合金製航空機胴体用外板製品の製造方法。
  41. 【請求項４１】 損傷耐性に優れたアルミニウム基合金
    の航空機翼用外板製品を製造する方法に於いて、前記製
    品がＣｕ４．２〜４．７重量％、Ｍｇ１．３〜１．８重
    量％、Ｍｎ０．８〜１．３重量％、Ｚｒ０．０３〜１重
    量％、Ｆｅ最大０．１５重量％、Ｓｉ最大０．１２重量
    ％、残部Ａｌ、不可避的元素および不純物を含有するア
    ルミニウム基合金として提供され、この製品はアルミニ
    ウムの上にクラッド層を本質的に有しており、この製品
    は更にまた以下の条件、すなわち （ａ） この合金を３１６℃〜４８２℃（華氏６００°
    〜９００゜）の温度範囲にて熱間圧延してスラブを形成
    し、 （ｂ） 前記スラブを４８８℃（華氏９１０°）以上の
    温度まで加熱し、 （ｃ） 前記スラブを３１６℃〜４５４℃（華氏６００
    °〜８５０°）の温度範囲にて熱間圧延し （ｄ） 肉厚１．２７ｍｍ〜６．３５ｍｍ（０．０５〜
    ０．２５インチ）の薄板寸法になるまで冷間圧延し、 （ｅ） ４８８℃〜５６６℃（華氏９１０゜〜１０５０
    °）の温度範囲で１５分以内の時間にわたって溶体化熱
    処理し、 （ｆ） 急冷し、 （ｇ） 自然時効させて高強度、および改善されたレベ
    ルの破壊靭性および耐疲労割れ成長性を有する薄板クラ
    ッド材になす、以上の各段階によって形成されることを
    特徴とするアルミニウム基合金製航空機翼用外板の製造
    方法。
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