JPS59197551A - アルミニウム合金の圧延インゴツトからシ−ト又はストリツプを製造する方法 - Google Patents
アルミニウム合金の圧延インゴツトからシ−ト又はストリツプを製造する方法Info
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- JPS59197551A JPS59197551A JP6224384A JP6224384A JPS59197551A JP S59197551 A JPS59197551 A JP S59197551A JP 6224384 A JP6224384 A JP 6224384A JP 6224384 A JP6224384 A JP 6224384A JP S59197551 A JPS59197551 A JP S59197551A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
技術分野
本発明はアルミニウム合金の圧延インゴットからシート
又はストリップを製造する方法に係り特に宇宙空間機体
構造に適するアルミニウム／リチウム合金の熱処理に関
する。
又はストリップを製造する方法に係り特に宇宙空間機体
構造に適するアルミニウム／リチウム合金の熱処理に関
する。
従来技術
上記のような合金は他のアルミニウム合金からみてかな
シの重量減少があシ、高強度と剛性を示し且つ良好な腐
食抵抗特性を有することが知られている。
シの重量減少があシ、高強度と剛性を示し且つ良好な腐
食抵抗特性を有することが知られている。
従来、はとんどのＡｔ／Ｌ１合金は例えばＬｉ２．１％
及びＭｇ５．５チを含むｈｔ／ｒ、ｔ ／Ｍｇ系、ある
いは粉末冶金を介して従来の宇宙空間合金への比較的高
レベルのリチウムの添加、例えば合金２０２４への３％
以上のＬｉ添加を利用することに基づいていた。極〈最
近ではＬｌ、３％以上； Ｃｕ、約１．５％、Ｍｇ約２
％及びｚｒ約０．１８％を含む合金が提案されている。
及びＭｇ５．５チを含むｈｔ／ｒ、ｔ ／Ｍｇ系、ある
いは粉末冶金を介して従来の宇宙空間合金への比較的高
レベルのリチウムの添加、例えば合金２０２４への３％
以上のＬｉ添加を利用することに基づいていた。極〈最
近ではＬｌ、３％以上； Ｃｕ、約１．５％、Ｍｇ約２
％及びｚｒ約０．１８％を含む合金が提案されている。
そのような合金は破壊靭性を改良し熱間そして冷間加工
を容易にする。
を容易にする。
願第８３０８９０８号には重量％で以下の範囲内の成分
を有するアルミニウム基合金が開示されている。
を有するアルミニウム基合金が開示されている。
リチウム ２．３から２．９迄マグネシウ
ム ０．５から１．０迄銅
１．６から２．４迄ツルコニウム ０．０
５から０２５迄チタニウム ０から０．５
迄マンガン Ｏから０．５迄ニツケル
Ｏから０．５迄クロム
０から０．５迄亜鉛 Ｏから２．０迄 アルコニウム 付随的不純物は別にした残余 熱間及び冷間圧延のような方法による機械的変形が、シ
ート（板）又はストリップ形状における金属材料の好ま
しい結晶方向の進展を導ひくことができることが長い間
認識されてきた。これはいくつかの方法で示されるもの
で、その多くはその物の特性にかなシ有害である。特に
、機械的特性の異方性は、ｗｒｏｕｇｈｔの強度と靭性
又はｗｒｏｕｇｈｔアニールされた物が、特性を測るシ
ート又はストリップの面内方向によってかなり変化し得
るよう処することができる。これらの効果は、アルミニ
ウム協会で登録された、１０００，３０００．又は５０
００系の合金のような単純なアルミニウム基合金では一
般的であるが航空機構造に通常用いられる２０００と７
０００系のアルぐニウム合金の範囲には合わない。しか
しながら、アルミニウムーリチウム基合金の開発実験は
、種々の合金を２０００と７０００系合金に対して用い
たのと同じ工程で処理する場合、特性におけるかなシの
異方性の問題が生じることを示した。更にＦｅ：Ｓｉ比
の制御のような１０００．３０００．及び５０００系合
金に従来応用した異方性の制御の技術は鉄レベルが必ず
低く維持されるためにアルミニウムーリチウム基合金に
応用し得ない。従って機械的特性の異方性とこれらの合
金における許容範囲内の伸びを制御するために、特定の
熱的且つ機械的処理技術を開発することか必要である。
ム ０．５から１．０迄銅
１．６から２．４迄ツルコニウム ０．０
５から０２５迄チタニウム ０から０．５
迄マンガン Ｏから０．５迄ニツケル
Ｏから０．５迄クロム
０から０．５迄亜鉛 Ｏから２．０迄 アルコニウム 付随的不純物は別にした残余 熱間及び冷間圧延のような方法による機械的変形が、シ
ート（板）又はストリップ形状における金属材料の好ま
しい結晶方向の進展を導ひくことができることが長い間
認識されてきた。これはいくつかの方法で示されるもの
で、その多くはその物の特性にかなシ有害である。特に
、機械的特性の異方性は、ｗｒｏｕｇｈｔの強度と靭性
又はｗｒｏｕｇｈｔアニールされた物が、特性を測るシ
ート又はストリップの面内方向によってかなり変化し得
るよう処することができる。これらの効果は、アルミニ
ウム協会で登録された、１０００，３０００．又は５０
００系の合金のような単純なアルミニウム基合金では一
般的であるが航空機構造に通常用いられる２０００と７
０００系のアルぐニウム合金の範囲には合わない。しか
しながら、アルミニウムーリチウム基合金の開発実験は
、種々の合金を２０００と７０００系合金に対して用い
たのと同じ工程で処理する場合、特性におけるかなシの
異方性の問題が生じることを示した。更にＦｅ：Ｓｉ比
の制御のような１０００．３０００．及び５０００系合
金に従来応用した異方性の制御の技術は鉄レベルが必ず
低く維持されるためにアルミニウムーリチウム基合金に
応用し得ない。従って機械的特性の異方性とこれらの合
金における許容範囲内の伸びを制御するために、特定の
熱的且つ機械的処理技術を開発することか必要である。
発明の目的
上記欠点を鑑み本発明は異方性のないアルミニウム合金
シートを得るための熱処理方法を提供することを目的と
す。
シートを得るための熱処理方法を提供することを目的と
す。
発明の構成
本発明によればリチウムと以下のグループ１と２ ：
グループ１−故意に添加したマグネシウム、銅及び亜鉛
； グループ２−ツルコニウム、マグネシウム、クロム、チ
タン、鉄及びニッケル； から選択された成分を含むアルミニウム合金のインゴッ
ト圧延からシート又はストリップを製造する方法におい
て、 インコゝットを１回以上熱間圧延をして熱間ブランクを
製造し、全ての該リチウムと該グループ１のいずれかの
実質的全てを固溶体中にあるようにする温度と時間に核
熱間ブランクを保持し：核熱間ブランクを積極的に冷却
し；該冷却ブランクを他の熱処理を施し固溶体中の時効
硬化層相を再析出し；該熱処理を継続して過時効の粗大
組織を形成し、その後肢ブランクを冷間圧延して、どの
位置でもまたどの方向へでも圧延方向の伸び特性が２．
０チ未満だけ変化する伸び特性を有するシートあるいは
ストリップを製造することを特徴とするアルミニウム合
金インゴットからシート又はストリップを製造する方法
を提供する。
； グループ２−ツルコニウム、マグネシウム、クロム、チ
タン、鉄及びニッケル； から選択された成分を含むアルミニウム合金のインゴッ
ト圧延からシート又はストリップを製造する方法におい
て、 インコゝットを１回以上熱間圧延をして熱間ブランクを
製造し、全ての該リチウムと該グループ１のいずれかの
実質的全てを固溶体中にあるようにする温度と時間に核
熱間ブランクを保持し：核熱間ブランクを積極的に冷却
し；該冷却ブランクを他の熱処理を施し固溶体中の時効
硬化層相を再析出し；該熱処理を継続して過時効の粗大
組織を形成し、その後肢ブランクを冷間圧延して、どの
位置でもまたどの方向へでも圧延方向の伸び特性が２．
０チ未満だけ変化する伸び特性を有するシートあるいは
ストリップを製造することを特徴とするアルミニウム合
金インゴットからシート又はストリップを製造する方法
を提供する。
前記シートとストリップがそのどの位置でもまたどの方
向へでも該圧延方向の伸び特性が２５ＭＰａ （０，２
％耐力及び抗張力）未満だけ変化する伸び特性を有する
ことが好ましい。初期のブランクの熱間保持温度が４８
０℃と５４０℃の間であシ、且つ該時間が該ブランクの
厚さと、ブランクの前の熱履歴によって２０ないし１２
０分間の間で変化せしめられる。もしも該熱間ブランク
が４８０℃以下の温度になるならばグループ１のいずれ
の成分の時効硬化相を溶融するために該ブランクを再加
熱してもよい。熱間ブランクが１２．５智から３瓢迄の
厚さを有することが好ましい。
向へでも該圧延方向の伸び特性が２５ＭＰａ （０，２
％耐力及び抗張力）未満だけ変化する伸び特性を有する
ことが好ましい。初期のブランクの熱間保持温度が４８
０℃と５４０℃の間であシ、且つ該時間が該ブランクの
厚さと、ブランクの前の熱履歴によって２０ないし１２
０分間の間で変化せしめられる。もしも該熱間ブランク
が４８０℃以下の温度になるならばグループ１のいずれ
の成分の時効硬化相を溶融するために該ブランクを再加
熱してもよい。熱間ブランクが１２．５智から３瓢迄の
厚さを有することが好ましい。
該シート又はストリップが１０閣以下が好ましく５Ｎｎ
の厚さを有することがよシ好ましい。該積極的な冷却と
その後の熱処理段階が伴なうよう圧、該冷却がその後の
熱処理の温度で終了してもよい。
の厚さを有することがよシ好ましい。該積極的な冷却と
その後の熱処理段階が伴なうよう圧、該冷却がその後の
熱処理の温度で終了してもよい。
上記その後の熱処理が３００℃と４００℃の間の温度で
８から１６時間行なわれることが通常である。
８から１６時間行なわれることが通常である。
実施例
本発明を以下の実施例と関連させ且つ添付図面に基づい
て説明する。
て説明する。
第１の実施例では、５ｍｍ厚のブランク（抜板）を以下
の成分の３００ｋｇ、５０８調×１７８簡半連続ＤＣ鋳
造インゴツトから熱間圧延した。
の成分の３００ｋｇ、５０８調×１７８簡半連続ＤＣ鋳
造インゴツトから熱間圧延した。
リチウム ２．５
マグネシウム ０．６
銅 １．２
ジルコニウム ０．１２
チタン ０．０１
アルミニウム 残余（付随的不純物を含む）熱間ブラ
ンクは種々の熱処理をして２＋ｎｍ厚シー）（６０％冷
間加工）に冷間圧延した。該シートの溶体化処理（１５
分、５２０℃、水焼入れ）及び時効（１６時間、１７０
℃）の後、長さ方向（圧延方向に平行）及び横方向（シ
ートの幅方向）の引張シ特性を第１表に示す。冷間圧延
前に本発明によって熱処理された熱間ブランクの場合（
熱処理Ｅ）Ｋのみ長さ方向及び幅方向の伸びに関する等
方性であることをその結果が示している。
ンクは種々の熱処理をして２＋ｎｍ厚シー）（６０％冷
間加工）に冷間圧延した。該シートの溶体化処理（１５
分、５２０℃、水焼入れ）及び時効（１６時間、１７０
℃）の後、長さ方向（圧延方向に平行）及び横方向（シ
ートの幅方向）の引張シ特性を第１表に示す。冷間圧延
前に本発明によって熱処理された熱間ブランクの場合（
熱処理Ｅ）Ｋのみ長さ方向及び幅方向の伸びに関する等
方性であることをその結果が示している。
異方性をコントロールする本発明の利点は第１図と第２
図によって更に図示し得る。Ａによって処理された材料
（第１図と第２図での破線曲線）は圧延方向に対して３
０°ないし６０°でテストされた場合、強度の減少と靭
性の増加を示す。同様のデータが熱処理Ｂ、ＣとＤを用
いながら処理された材料から得られた。
図によって更に図示し得る。Ａによって処理された材料
（第１図と第２図での破線曲線）は圧延方向に対して３
０°ないし６０°でテストされた場合、強度の減少と靭
性の増加を示す。同様のデータが熱処理Ｂ、ＣとＤを用
いながら処理された材料から得られた。
対照のために、本発明によって処理した材料（第１図と
第２図の実線）は上記のテスト方向の限界変化のみを示
す。
第２図の実線）は上記のテスト方向の限界変化のみを示
す。
更に又、本発明によって処理された熱間ブランクの冷間
圧延中、第２表に示したいずれかの従来の方法を用いて
処理した材料に比較して約４０チ以上の成果が得られた
。特に、２つの特別な試験でそれぞれ３７％及び４４％
の処理量増大を得た。
圧延中、第２表に示したいずれかの従来の方法を用いて
処理した材料に比較して約４０チ以上の成果が得られた
。特に、２つの特別な試験でそれぞれ３７％及び４４％
の処理量増大を得た。
第２の実施例では６．２５ｍ厚熱間！ランクを以下の成
分（７）３００ｋｇ、５０８ｍｍＸ１７８ｍノランク直
接チル鋳造インゴットから熱間圧延した。
分（７）３００ｋｇ、５０８ｍｍＸ１７８ｍノランク直
接チル鋳造インゴットから熱間圧延した。
リチウム ２．８％
マグネシウム ０．９％
銅 １，８％
ゾルコニウム ０．］２％
チタン ０．０１％
号の実施例の１つに記載する成分に対応する。
熱間ブランクを第２表で示された熱処理を行ない次に冷
間圧延を行なった。熱間ブランクの冷間圧延の容易性を
エツジ側れ程度を調査することによって決定した。圧延
は該エツジ割れが該シート幅の１５％を超えた深さに達
した際に終了した。
間圧延を行なった。熱間ブランクの冷間圧延の容易性を
エツジ側れ程度を調査することによって決定した。圧延
は該エツジ割れが該シート幅の１５％を超えた深さに達
した際に終了した。
本発明に係る熱処理を施した材料の場合において。
のみ満足し得る冷間減面率を得た。本°発明に係る第１
表にそのことが示されている。
表にそのことが示されている。
本発明の特徴が７０７５と７４７５のよりな“標準″航
空機合金を非常に微細な粒子径にし超塑性変形可能にす
る手段として前に記載している。そのような加工はＲｏ
ｃｋｗｅｌｌ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌによｔ）
Ｃ，Ｈ，Ｈａｍｉｌｔｏｎ ＋ Ｃ，Ｃ，Ｂａｍｐｔｏ
ｎとＮ、Ｅ、Ｐａｔｏｎ著の“高強度アルミニウム合金
における超塑性″ニーーヨークＮ、Ｙ、１９８２年（ｌ
５ＢＮＯ−８９５２０−３８９−８）構造用合金の超塑
性変形、ＡＩＭＥ第１７３−１８９頁に示されている。
空機合金を非常に微細な粒子径にし超塑性変形可能にす
る手段として前に記載している。そのような加工はＲｏ
ｃｋｗｅｌｌ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌによｔ）
Ｃ，Ｈ，Ｈａｍｉｌｔｏｎ ＋ Ｃ，Ｃ，Ｂａｍｐｔｏ
ｎとＮ、Ｅ、Ｐａｔｏｎ著の“高強度アルミニウム合金
における超塑性″ニーーヨークＮ、Ｙ、１９８２年（ｌ
５ＢＮＯ−８９５２０−３８９−８）構造用合金の超塑
性変形、ＡＩＭＥ第１７３−１８９頁に示されている。
しかしながら、本発明の熱処理スケノー−ルはＡ４／Ｌ
ｉ基合金の再結晶化をひき起さない。
ｉ基合金の再結晶化をひき起さない。
′ −以下余白４、 口面０
敲単ｒ泥明 特許出願人 アルカン インターナショナルリミティド特許出願代理
人 弁理士 青 木 朗 弁理士 西 舘 和 之 弁理士 内、 １） 幸 男 弁理士 山 口 昭 ２弁３３’、Ｉ士
西 山 雅 也０ ２０ ４０ ６０
８０９０田婦１匁＠１′一対イる匈ぎ（頗） 圧延ガ何に封する伺宜（良） Ｆｔｃ、２
敲単ｒ泥明 特許出願人 アルカン インターナショナルリミティド特許出願代理
人 弁理士 青 木 朗 弁理士 西 舘 和 之 弁理士 内、 １） 幸 男 弁理士 山 口 昭 ２弁３３’、Ｉ士
西 山 雅 也０ ２０ ４０ ６０
８０９０田婦１匁＠１′一対イる匈ぎ（頗） 圧延ガ何に封する伺宜（良） Ｆｔｃ、２
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、 リチウムと以下のグループ１と２＝グループ１−
故意に添加したマグネシウム、銅及び亜鉛ニ ゲルーｆ２−ジルコニウム、マグネシウム、クロム、チ
タン、鉄及びニッケル； から選択された成分を含むアルミニウム合金のインゴッ
ト圧延からシート又はストリップを製造する方法におい
て、 インゴットを１回以上熱間圧延をして熱間ブランクを製
造し；全ての該リチウムと該グルーｆ１のいずれかの実
質的全てを固溶体中にあるようにする温度と時間に該熱
間ブランクを保持し；該熱間ブランクを積極的に冷却し
；該冷却ブランクを他の熱処理を施し固溶体中の時効硬
化層相を再析出し：核熱処理を継続して過時効の粗大組
織全形成し、その後肢ブランクを冷間圧延して、どの位
置でもまたどの方向へで合圧延方向の伸び特性が２．０
％未満だけ変化する伸び特性を有するシートあるいはス
トリップを製造することを特徴とするアルミニウム合金
インゴットからシート又はストリップを製造する方法。 ２、前記シートとストリ、７″′がそのどの位置でもま
たどの方向へでも該圧延方向の伸び特性が２５ ＭＰａ
（０，２％耐力及び抗張力）未満だけ変化する伸び特
性を有することを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
の方法。 ３、初期のブランクの熱間保持温度が４８０℃と５４０
℃の間であり、且つ該時間が該ブランクの厚さと、ブラ
ンクの前の熱履歴によって２０ないし１２０分間の間で
変化せしめられることを特徴とする特許請求の範囲第１
項又は第２項記載の方法・ ４、前記熱間ブランクが空気吹き込み冷却によって積極
的に冷却せしめられることを特徴とする特許請求の範囲
第１項から第３項までのいずれかに記載の方法。 ５． もしも前記熱間ブランクが４８０℃以下の温度に
なるならばグルー７０１のいずれの成分の時効硬化相を
溶融するために再加熱することを特徴とする特許請求の
範囲第１項から第４項までのいずれかに記載の方法。 ６、前記熱間ブランクが１２．５朝から３冒迄の厚さを
有することを特徴とする特許請求の範囲第１項から第５
項までのいずれかに記載の方法。 ７、 前記シート又はス） ＩＪッゾが１０＋ｒ、＋ｎ
以下よシ好ましくは５フの厚さを有することを特徴とす
る特許請求の範囲第１項から第６項までのいずれかに記
載の方法。 ８、前記積極的な冷却と他の熱処理段階が伴なうように
、該冷却が他の熱処理の温度で終了することを特徴とす
る特許請求の範囲第４項記載の方法。 ９、前記他の熱処理が３００℃と４００℃の間の温度で
８から１６時間行なわれることを特徴とする特許請求の
範囲第８項記載の方法。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8308907 | 1983-03-31 | ||
| GB8308907 | 1983-03-31 | ||
| GB8308908 | 1983-03-31 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59197551A true JPS59197551A (ja) | 1984-11-09 |
| JPS6339661B2 JPS6339661B2 (ja) | 1988-08-05 |
Family
ID=10540536
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6126084A Granted JPS602644A (ja) | 1983-03-31 | 1984-03-30 | アルミニウム合金 |
| JP6224384A Granted JPS59197551A (ja) | 1983-03-31 | 1984-03-31 | アルミニウム合金の圧延インゴツトからシ−ト又はストリツプを製造する方法 |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6126084A Granted JPS602644A (ja) | 1983-03-31 | 1984-03-30 | アルミニウム合金 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (2) | JPS602644A (ja) |
| ZA (1) | ZA842381B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61166938A (ja) * | 1985-01-16 | 1986-07-28 | Kobe Steel Ltd | 展伸用Ａｌ−Ｌｉ系合金およびその製造方法 |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0150456B1 (en) * | 1983-12-30 | 1990-11-14 | The Boeing Company | Low temperature underaging of lithium bearing aluminum alloy |
| DE3478616D1 (en) * | 1983-12-30 | 1989-07-13 | Boeing Co | Aluminum-lithium alloy (1) |
| US4735774A (en) * | 1983-12-30 | 1988-04-05 | The Boeing Company | Aluminum-lithium alloy (4) |
| US4661172A (en) * | 1984-02-29 | 1987-04-28 | Allied Corporation | Low density aluminum alloys and method |
| US4797165A (en) * | 1984-03-29 | 1989-01-10 | Aluminum Company Of America | Aluminum-lithium alloys having improved corrosion resistance and method |
| JPS62297433A (ja) * | 1986-06-18 | 1987-12-24 | Sumitomo Light Metal Ind Ltd | 構造用Ａｌ―Ｃｕ―Ｍｇ―Ｌｉ系アルミニウム合金材料の製造方法 |
| JPH0814018B2 (ja) * | 1987-12-14 | 1996-02-14 | アルミニウム カンパニー オブ アメリカ | アルミニウム合金の熱処理方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59118848A (ja) * | 1982-12-27 | 1984-07-09 | Sumitomo Light Metal Ind Ltd | 電気抵抗を高めた構造用アルミニウム合金 |
-
1984
- 1984-03-30 ZA ZA842381A patent/ZA842381B/xx unknown
- 1984-03-30 JP JP6126084A patent/JPS602644A/ja active Granted
- 1984-03-31 JP JP6224384A patent/JPS59197551A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61166938A (ja) * | 1985-01-16 | 1986-07-28 | Kobe Steel Ltd | 展伸用Ａｌ−Ｌｉ系合金およびその製造方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS602644A (ja) | 1985-01-08 |
| JPH0447019B2 (ja) | 1992-07-31 |
| JPS6339661B2 (ja) | 1988-08-05 |
| ZA842381B (en) | 1984-11-28 |
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