JPS60215750A - リチウム含有アルミニウム合金の低温時効 - Google Patents
リチウム含有アルミニウム合金の低温時効Info
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- JPS60215750A JPS60215750A JP59282086A JP28208684A JPS60215750A JP S60215750 A JPS60215750 A JP S60215750A JP 59282086 A JP59282086 A JP 59282086A JP 28208684 A JP28208684 A JP 28208684A JP S60215750 A JPS60215750 A JP S60215750A
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- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
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- C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
- C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
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- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C21/00—Alloys based on aluminium
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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】
イ、産業上の利用分野
本発明はアルミニウム合金に係わり、更に詳しくは合金
元素としてリチウムを含有するアルミニウム合金に係わ
り、特に詳しくは強度を低下することなくアルミニウム
ーリチウム合金の破壊に対する靭性を向上させるための
方法に関する。
元素としてリチウムを含有するアルミニウム合金に係わ
り、特に詳しくは強度を低下することなくアルミニウム
ーリチウム合金の破壊に対する靭性を向上させるための
方法に関する。
１−１ｉ匹１１
現行の商業上の大型輸送航空機は、航空機の製造時に軽
減した重量１ｋｇ当り１２５〜１６７（１ポンド当り１
５〜２０ガロン）の燃料を年間で節約できると予測され
ている。航空機の寿命である２０年の使用にわたっては
この単位重量当りの燃料の節約は２５００１〜３３４０
Ｊ！にもなる。
減した重量１ｋｇ当り１２５〜１６７（１ポンド当り１
５〜２０ガロン）の燃料を年間で節約できると予測され
ている。航空機の寿命である２０年の使用にわたっては
この単位重量当りの燃料の節約は２５００１〜３３４０
Ｊ！にもなる。
現在の燃料の価格でみれば、航空機の構造重量を軽減す
るための意義ある投資で航空機の全体とした経済効率を
向上することができる。
るための意義ある投資で航空機の全体とした経済効率を
向上することができる。
様々な形式の航空機における性能向上に必要なことは、
改良したエンジン、改良した機体の設計、そして航空機
に使用される改良したもしくは新しい構造金属によって
達成される。エンジンおよび機体設計における改良はこ
れらの科学技術の限界を一般に押し進めてきた。しかし
ながら新しい構造金属および改良した構造金属の開発は
今や大きな関心を集めており、性能における更に新たな
利益を生むものと期待されている。
改良したエンジン、改良した機体の設計、そして航空機
に使用される改良したもしくは新しい構造金属によって
達成される。エンジンおよび機体設計における改良はこ
れらの科学技術の限界を一般に押し進めてきた。しかし
ながら新しい構造金属および改良した構造金属の開発は
今や大きな関心を集めており、性能における更に新たな
利益を生むものと期待されている。
航空機の構造的概念の使命において材料は常に重要な役
割を果してきた。今世紀の初期においては、機体構造は
木材、主として松（ｓｐｒｕｃｅ） 、および・別布で
作られていた。今世紀の初期に使用されていた松の不足
により、航空機の構造材料として軽量の金属合金が使用
され始めた。これとほぼ同時に、設計上の改良により全
金属製の片持買の開発がなし遂げられた。しかしながら
、金属被覆翼が標準になるとともに、航空機の主構造金
属として主にアルミニウム合金とぜる金属が確実に定着
したのは１９３０年代以降である。この時以降航空機の
構造金属は、アルミニウム構造金属が主に翼、胴体およ
び尾部に使用され、また鋼鉄が着陸ギヤおよびその他の
特に強度の高い材料を要求される成る種の特別な部分の
ための材料として使用されるように、非常に一貫して存
続してきた。
割を果してきた。今世紀の初期においては、機体構造は
木材、主として松（ｓｐｒｕｃｅ） 、および・別布で
作られていた。今世紀の初期に使用されていた松の不足
により、航空機の構造材料として軽量の金属合金が使用
され始めた。これとほぼ同時に、設計上の改良により全
金属製の片持買の開発がなし遂げられた。しかしながら
、金属被覆翼が標準になるとともに、航空機の主構造金
属として主にアルミニウム合金とぜる金属が確実に定着
したのは１９３０年代以降である。この時以降航空機の
構造金属は、アルミニウム構造金属が主に翼、胴体およ
び尾部に使用され、また鋼鉄が着陸ギヤおよびその他の
特に強度の高い材料を要求される成る種の特別な部分の
ための材料として使用されるように、非常に一貫して存
続してきた。
航空機の構造に組み入れるための幾つかの新しい材料が
現在開発されてきている。これらの材料には新しい金属
材料、金属マトリックス複合材および樹脂マトリックス
複合材が含まれる。改良せるアルミニウム合金およびカ
ーボンファイバ複合材が次の１０年間における航空機の
構造材料として優位を占めるものと確信される。複合材
が航空機の構造材料として増々大きな比率で使用される
であろう一方、新しい軽量アルミニウム合金、そして特
にアルミニウムーリチウム合金がアルミニウム合金の使
用を拡大する多大の有望性を示している。
現在開発されてきている。これらの材料には新しい金属
材料、金属マトリックス複合材および樹脂マトリックス
複合材が含まれる。改良せるアルミニウム合金およびカ
ーボンファイバ複合材が次の１０年間における航空機の
構造材料として優位を占めるものと確信される。複合材
が航空機の構造材料として増々大きな比率で使用される
であろう一方、新しい軽量アルミニウム合金、そして特
にアルミニウムーリチウム合金がアルミニウム合金の使
用を拡大する多大の有望性を示している。
これ迄アルミニウムーリチウム合金は航空様の構造にお
いて僅かに使用されているだけであった。
いて僅かに使用されているだけであった。
この僅かにしか使用されていなかったのはアルミニウム
ーリチウム合金特有の鋳造が困難なこと、そしてこれ以
外の通常のアルミニウム合金に比較して破壊に対する靭
性が低いことが原因とされていた。しかしながらアルミ
ニウムーリチウム合金はアルミニウム合金の密面をかな
り小さクシ（重量に対する強度の比率がかなり高い）、
これは航空機に使用される構造材料の全重量を軽減する
上で非常に重要になることが見出されたのである。
ーリチウム合金特有の鋳造が困難なこと、そしてこれ以
外の通常のアルミニウム合金に比較して破壊に対する靭
性が低いことが原因とされていた。しかしながらアルミ
ニウムーリチウム合金はアルミニウム合金の密面をかな
り小さクシ（重量に対する強度の比率がかなり高い）、
これは航空機に使用される構造材料の全重量を軽減する
上で非常に重要になることが見出されたのである。
アルミニウムーリチウムの処理技術の向上はかなり速や
かに行われてきたが、主なる挑戦は未だにアルミニウム
ーリチウム合金における破壊に対する靭性と高い強度と
を良好に兼ね合わせることにある。
かに行われてきたが、主なる挑戦は未だにアルミニウム
ーリチウム合金における破壊に対する靭性と高い強度と
を良好に兼ね合わせることにある。
ハ０発明の概要
本発明は様々な組成のアルミニウムーリチウム合金の強
度をあまり低下させることなく破壊に対する高い靭性を
得るために、比較的低い温度でこの合金を時効させる方
法を提供する。簡単には、この合金が製品に形成され、
溶体化熱処理および冷却を施した後、この合金は比較的
長い時間にわたって比較的低い温度で時効されるのであ
る。この処理は一般に低温時効（ｌｏｗ ｔｅｍｐｅｒ
ａｔｕｒｅｕｎｄｅｒａａｉｎａ）と称される。特に、
この合金は９３℃から１４９℃（２００下から３００下
）の範囲の温度で１時間から７０時間もしくはそれ以上
にわたって時効される。この低温時効による養生によっ
て、合金は時効された金属の最大強度と同等もしくは僅
かにそれより劣る強度を有するうえに、従来の高温時効
にて時効された材料の靭性に較べて１５０％〜２００％
程度の破壊に対する靭性を維持することができるのであ
る。
度をあまり低下させることなく破壊に対する高い靭性を
得るために、比較的低い温度でこの合金を時効させる方
法を提供する。簡単には、この合金が製品に形成され、
溶体化熱処理および冷却を施した後、この合金は比較的
長い時間にわたって比較的低い温度で時効されるのであ
る。この処理は一般に低温時効（ｌｏｗ ｔｅｍｐｅｒ
ａｔｕｒｅｕｎｄｅｒａａｉｎａ）と称される。特に、
この合金は９３℃から１４９℃（２００下から３００下
）の範囲の温度で１時間から７０時間もしくはそれ以上
にわたって時効される。この低温時効による養生によっ
て、合金は時効された金属の最大強度と同等もしくは僅
かにそれより劣る強度を有するうえに、従来の高温時効
にて時効された材料の靭性に較べて１５０％〜２００％
程度の破壊に対する靭性を維持することができるのであ
る。
本発明の理解は添付図面に関連する以下の説明を読むこ
とで得られるであろう。
とで得られるであろう。
二０発明の説明
禾発明により組成されるアルミニウムーリチウム合金は
約１．０〜約３．２重量％のリチウムを含有できる。最
近のデータによれば、低温時効の有利性はリチウムの含
有量が２．７重量％およびこれ以下において最も明白と
なることが示されている。マグネシウムや銅のような添
加合金元素もこの合金に含ませることができる。合金に
含まれたマグネシウムは強度を高めるとともに密度を僅
かに低減させる働きをなす。これはまた固溶体の強度を
高めるのである。銅は合金の強度を高めるが、不都合な
ことに密度を高めるように作用する。
約１．０〜約３．２重量％のリチウムを含有できる。最
近のデータによれば、低温時効の有利性はリチウムの含
有量が２．７重量％およびこれ以下において最も明白と
なることが示されている。マグネシウムや銅のような添
加合金元素もこの合金に含ませることができる。合金に
含まれたマグネシウムは強度を高めるとともに密度を僅
かに低減させる働きをなす。これはまた固溶体の強度を
高めるのである。銅は合金の強度を高めるが、不都合な
ことに密度を高めるように作用する。
ジルコニウムのような粒子精製元素もまた含有させるこ
とができる。マグネシウムは単独で、或いはジルコニウ
ムと一緒に存在させることができる。
とができる。マグネシウムは単独で、或いはジルコニウ
ムと一緒に存在させることができる。
このマグネシウムは強度と破壊に対する靭性との兼ね合
いを改善するように働く。鉄および珪素は各々０．３重
量％迄の量で存在させることができる。しかしながらこ
れらの元素は０．１０重量％以下の量の微小元素にのみ
存在することが好ましい。亜鉛のような成る種の微小元
素は０．２５重量％迄でこれを超えない量だけ存在させ
ることができる。クロムのような他の成る種の微小元素
は０．０５重量％もしくはそれ以下の量に維持されねば
ならない。もしこれらの最大限界を超えると、アルミニ
ウムーリチウム合金としての望ましい特性は劣化する傾
向を示すのである。微小元素とされるソジウムおよび水
素もまたアルミニウムーリチウム合金の特性（特に破壊
に対する靭性）に有害であると考えられており、例えば
ソジウムに関して１５〜３０ｐｐＩｌｌ （ｏ、ｏｏ１
５〜０．００３０重量％）の程度、また水素に関して１
５ｐｐｍ （０，００１５重量％）以下、好ましくは１
．Ｑｐｐｍ （０，０００１重量％）以下のように、特
に達成できる最低レベルに維持されねばならない。勿論
のことながら合金の残部はアルミニウムからなる。
いを改善するように働く。鉄および珪素は各々０．３重
量％迄の量で存在させることができる。しかしながらこ
れらの元素は０．１０重量％以下の量の微小元素にのみ
存在することが好ましい。亜鉛のような成る種の微小元
素は０．２５重量％迄でこれを超えない量だけ存在させ
ることができる。クロムのような他の成る種の微小元素
は０．０５重量％もしくはそれ以下の量に維持されねば
ならない。もしこれらの最大限界を超えると、アルミニ
ウムーリチウム合金としての望ましい特性は劣化する傾
向を示すのである。微小元素とされるソジウムおよび水
素もまたアルミニウムーリチウム合金の特性（特に破壊
に対する靭性）に有害であると考えられており、例えば
ソジウムに関して１５〜３０ｐｐＩｌｌ （ｏ、ｏｏ１
５〜０．００３０重量％）の程度、また水素に関して１
５ｐｐｍ （０，００１５重量％）以下、好ましくは１
．Ｑｐｐｍ （０，０００１重量％）以下のように、特
に達成できる最低レベルに維持されねばならない。勿論
のことながら合金の残部はアルミニウムからなる。
次の表は合金元素および微小元素の比率を示している。
大半の状況においては最大限界を許容できるが、好まし
い範囲は破壊に対する靭性、強度および耐蝕性の良好な
兼ね合いを与える。最も好ましい範囲は航空機の構造に
使用するための特性全体の好ましい兼ね合いを与えるの
である。
い範囲は破壊に対する靭性、強度および耐蝕性の良好な
兼ね合いを与える。最も好ましい範囲は航空機の構造に
使用するための特性全体の好ましい兼ね合いを与えるの
である。
Ｌ−一１ １±１１五Ｌ
（許容範囲）（好ましい （最も好ま
範囲） しい範囲）
リチウム １．０〜３．２ １．５〜３．０ １．８〜
２．８マグネジ ０ 〜４．５ ０ 〜４．７ ０ ．
４．２ウム 銅 ０〜４．５ ０〜３．７ ０〜３．０シルコニ ０
〜０．２ ０．０７〜０．１５ ０．０８〜ｏ、１４ウ
ム マンガン ０〜１．２０〜０．８ ０ −０．６鉄 最
大０．３ 最大０．１５ １大［，１０珪素 最大０，
５ 最大０．１２ 最大０．１０ソジウム 最大０．０
０３０ 最大０．００１５ 最大０．００１５水素 最
大０．００１５ 最大ｏ、ｏｏｏ５ 最大０．０００１
他の微量 最大０．２５ 最大０．２５ 最大０．２５
元素 アルミニ 残部 残部 残部 ラム マグネシウムを０〜３．２重量％の範囲内に、また銅を
０．５〜３．０重量％の範囲内に維持することによって
なお一層良好な特性、特に破壊に対する靭性および強度
の兼ね合いを保持せしめることができる。
２．８マグネジ ０ 〜４．５ ０ 〜４．７ ０ ．
４．２ウム 銅 ０〜４．５ ０〜３．７ ０〜３．０シルコニ ０
〜０．２ ０．０７〜０．１５ ０．０８〜ｏ、１４ウ
ム マンガン ０〜１．２０〜０．８ ０ −０．６鉄 最
大０．３ 最大０．１５ １大［，１０珪素 最大０，
５ 最大０．１２ 最大０．１０ソジウム 最大０．０
０３０ 最大０．００１５ 最大０．００１５水素 最
大０．００１５ 最大ｏ、ｏｏｏ５ 最大０．０００１
他の微量 最大０．２５ 最大０．２５ 最大０．２５
元素 アルミニ 残部 残部 残部 ラム マグネシウムを０〜３．２重量％の範囲内に、また銅を
０．５〜３．０重量％の範囲内に維持することによって
なお一層良好な特性、特に破壊に対する靭性および強度
の兼ね合いを保持せしめることができる。
本発明の技術により特性の向上が特に可能な好ましい合
金、２．２〜２．８重量％のリチウム、０．４〜０．８
重量％のマグネシウム、１．５〜２．１重量％の銅、お
よび粒子精製元素としての０．１５重石％迄のジルコニ
ウムを含有する合金である。鉄、珪素およびその他の微
小元素の制限もまたこの好ましい合金に適用される。
金、２．２〜２．８重量％のリチウム、０．４〜０．８
重量％のマグネシウム、１．５〜２．１重量％の銅、お
よび粒子精製元素としての０．１５重石％迄のジルコニ
ウムを含有する合金である。鉄、珪素およびその他の微
小元素の制限もまたこの好ましい合金に適用される。
前述で説明した組成のアルミニウムーリチウム合金は知
られている技術によって製品に作られる。
られている技術によって製品に作られる。
この合金は溶融状態となされ、インゴットに鋳造される
。このインゴットは次に４９３℃〜５３６℃（９２５’
Ｆ〜１０００下）の範囲の温度において均質化処理され
る。然る後この合金はロール加工、押出加工等の通常の
機械的な成形技術によって使用する製品に成形される。
。このインゴットは次に４９３℃〜５３６℃（９２５’
Ｆ〜１０００下）の範囲の温度において均質化処理され
る。然る後この合金はロール加工、押出加工等の通常の
機械的な成形技術によって使用する製品に成形される。
このようにして製品が形成されると、この合金は普通は
４９６℃〜５３８℃（９２５下〜１０００王）の範囲の
温度において溶体化処理され、２１℃〜６６℃（７０王
〜１５０王）程度の温度に保持されている水等の急冷剤
内で急冷される。この合金がロール加工や押出加工され
るのであれば、内部応力を解放するために元の長さの１
〜３％程度に一般に引き伸ばされる。
４９６℃〜５３８℃（９２５下〜１０００王）の範囲の
温度において溶体化処理され、２１℃〜６６℃（７０王
〜１５０王）程度の温度に保持されている水等の急冷剤
内で急冷される。この合金がロール加工や押出加工され
るのであれば、内部応力を解放するために元の長さの１
〜３％程度に一般に引き伸ばされる。
このアルミニウム合金は次に更に加工され、最終的に提
供する様々な形状に形成される。溶体化熱処理のような
更に他の熱処理が望まれるならば実施できる。例えば押
出加工製品は所望の長さに切断した後に５２４℃（９７
５°Ｆ）程度の温度にて１〜４時間にわたって溶体化熱
処理を施される。
供する様々な形状に形成される。溶体化熱処理のような
更に他の熱処理が望まれるならば実施できる。例えば押
出加工製品は所望の長さに切断した後に５２４℃（９７
５°Ｆ）程度の温度にて１〜４時間にわたって溶体化熱
処理を施される。
製品は次に２１℃〜６６℃（７０下〜１５０°Ｆ）程度
の温度に保持されている急冷剤内で急冷される。
の温度に保持されている急冷剤内で急冷される。
然る後、本発明によれば製品は時効処理を施されるので
あり、これが材料の破壊に対する靭性およびその他の特
性を比較的高いレベルに維持しつつ、強度を高めるので
ある。本発明によれば、約９３℃から約１４９℃（約２
００下から約３００’Ｆ ）の範囲の温度で製品が低温
時効熱処理を施される。この合金は大体１２１℃〜１３
５℃（２５０下〜２７５°Ｆ）の温度範囲で熱処理され
るのが好ましい。これより高い温度においては、低い時
効温度におけるよりも強度と破壊に対する靭性との間に
適当なバランスを得るための時間が短くなるが、全体と
しての特性のバランスの点で僅かに劣る結果となる。例
えば、１３５℃〜１４９℃（２７５°Ｆ〜３００下）程
度の温度で時効を施される場合、１〜４０時間にわたっ
て時効処理温度に保持されるのが好ましい。一方、１２
１℃（２５０°Ｆ）程度またはこれ以下の温度で時効を
施される場合、破壊に対する靭性と強度との間に適当な
バランスを得るためには２〜８０時間もしくはそれ以上
にわたって時効処理されるのが好ましい。時効処理の後
、このアルミニウムーリチウム合金製の製品は室温まで
冷却されるのである。
あり、これが材料の破壊に対する靭性およびその他の特
性を比較的高いレベルに維持しつつ、強度を高めるので
ある。本発明によれば、約９３℃から約１４９℃（約２
００下から約３００’Ｆ ）の範囲の温度で製品が低温
時効熱処理を施される。この合金は大体１２１℃〜１３
５℃（２５０下〜２７５°Ｆ）の温度範囲で熱処理され
るのが好ましい。これより高い温度においては、低い時
効温度におけるよりも強度と破壊に対する靭性との間に
適当なバランスを得るための時間が短くなるが、全体と
しての特性のバランスの点で僅かに劣る結果となる。例
えば、１３５℃〜１４９℃（２７５°Ｆ〜３００下）程
度の温度で時効を施される場合、１〜４０時間にわたっ
て時効処理温度に保持されるのが好ましい。一方、１２
１℃（２５０°Ｆ）程度またはこれ以下の温度で時効を
施される場合、破壊に対する靭性と強度との間に適当な
バランスを得るためには２〜８０時間もしくはそれ以上
にわたって時効処理されるのが好ましい。時効処理の後
、このアルミニウムーリチウム合金製の製品は室温まで
冷却されるのである。
上述した説明に応じて低温時効処理が施されると、この
処理によりアルミニウムーリチウム合金はその詳細な組
成によって４５．７〜６６．８ｋｇｚ１ｍ２ （６５〜
９５ｋｓｉ ） （Ｄ程ＷＱ）ｌａＨ的１３強度を有す
る。しかしこの材料の破壊に対する靭性は１４９℃（３
００下）より高い温度で施される通常の時効処理を施さ
れた同様なアルミニウムーリチウム合金のそれよりも１
．５〜２倍程度となるのである。本発明による低温時効
処理技術で達成された優れた強度および靭性の兼ね合い
はまた、驚くべきことに成る種のアルミニウムーリチウ
ム合金にそれが標準的な時効処理を施した場合に比較し
て耐応力コロ−ジョン性の向上を示すようになすのであ
る。これらの向上した特性の例を保証できる実施例に関
して更に詳しく説明する。
処理によりアルミニウムーリチウム合金はその詳細な組
成によって４５．７〜６６．８ｋｇｚ１ｍ２ （６５〜
９５ｋｓｉ ） （Ｄ程ＷＱ）ｌａＨ的１３強度を有す
る。しかしこの材料の破壊に対する靭性は１４９℃（３
００下）より高い温度で施される通常の時効処理を施さ
れた同様なアルミニウムーリチウム合金のそれよりも１
．５〜２倍程度となるのである。本発明による低温時効
処理技術で達成された優れた強度および靭性の兼ね合い
はまた、驚くべきことに成る種のアルミニウムーリチウ
ム合金にそれが標準的な時効処理を施した場合に比較し
て耐応力コロ−ジョン性の向上を示すようになすのであ
る。これらの向上した特性の例を保証できる実施例に関
して更に詳しく説明する。
ホ、実施例
本発明により時効処理されたアルミニウムーリチウム合
金の優れた特性を示すとともに、本発明を実施し利用す
る上で当業者の助けとなすために、実施例を示す。更に
、これらは本発明のパラメータに応じて組成され製造さ
れたアルミニウムーリチウム合金の著しく改善され且つ
また予想もされなかった特性を示すことを意図している
。以下の実施例はこの説明の範囲即ち特許証を付与され
て保護されているの範囲を限定することを意図するもの
ではない。
金の優れた特性を示すとともに、本発明を実施し利用す
る上で当業者の助けとなすために、実施例を示す。更に
、これらは本発明のパラメータに応じて組成され製造さ
れたアルミニウムーリチウム合金の著しく改善され且つ
また予想もされなかった特性を示すことを意図している
。以下の実施例はこの説明の範囲即ち特許証を付与され
て保護されているの範囲を限定することを意図するもの
ではない。
竺−支九九二
２．４重量％のリチウム、１重量％のマグネシウム、１
．３重量％の銅、０．１５重便％のジルコニウムを含有
し、残部がアルミニウムであるアルミニウム合金が組成
された。このように組成された合金には全体として０．
２５重量％以下の微小元素が含有されている。鉄および
珪素はこの組成合金にそれぞれ０．０７重量％以下につ
き含有されている。この合金は鋳造され、５２４℃（９
７５下）で均質化処理を施された。然る後この合金は５
．０８ｍｍ（０，２ｉｎ）の厚さまでロール加工された
。このＪ：うにして作られたシート材は次に５２４℃（
９７５王）で１時間にわたる溶体化処理を施された。こ
の後約２１℃（７０°Ｆ）に保持されている水中で急冷
された。然る後、このシート材は初期長さの１．５％の
ストレッチを施され、そして試験片に切断された。これ
らの試験片は破壊に対する靭性の測定方法として知られ
ている事前にクラックを付して行うシャルピー衝撃試験
に供するために、１２．７ｍｍ（Ｑ、５ｉｎ）ｘ６３．
５ｍｍ（２，５ｉｎ）ｘ５．０８ｍｍ（０，２ｉｎ）の
寸法に切断された。引張強度試験に供する試験片は２５
．４ｍｍ（１ｉｎ） Ｘ １０１．６１１１ｍ（４ｉｎ
）ｘ５．０８ｍｍ（０，２ｉｎ）とされた。複数の試験
片は次に１７７℃（３５０下）で４時間、８時間および
１６時間；１６３℃（３２５下）で８時間、１６時間お
よび４８時間；１５２℃（３０５下）で８時間；１３５
℃（２７５下）で１６時間および４０時間；そして１２
１℃（２５０’Ｆ ）で４０時間および７２時間のそれ
ぞれの時効処理を施された。それぞれの温度および時間
において時効処理された試験片の各々１ま標準の試験手
順に応じて引張強度および事前にクラックを付して行う
シャルピー衝撃試験を実施された。
．３重量％の銅、０．１５重便％のジルコニウムを含有
し、残部がアルミニウムであるアルミニウム合金が組成
された。このように組成された合金には全体として０．
２５重量％以下の微小元素が含有されている。鉄および
珪素はこの組成合金にそれぞれ０．０７重量％以下につ
き含有されている。この合金は鋳造され、５２４℃（９
７５下）で均質化処理を施された。然る後この合金は５
．０８ｍｍ（０，２ｉｎ）の厚さまでロール加工された
。このＪ：うにして作られたシート材は次に５２４℃（
９７５王）で１時間にわたる溶体化処理を施された。こ
の後約２１℃（７０°Ｆ）に保持されている水中で急冷
された。然る後、このシート材は初期長さの１．５％の
ストレッチを施され、そして試験片に切断された。これ
らの試験片は破壊に対する靭性の測定方法として知られ
ている事前にクラックを付して行うシャルピー衝撃試験
に供するために、１２．７ｍｍ（Ｑ、５ｉｎ）ｘ６３．
５ｍｍ（２，５ｉｎ）ｘ５．０８ｍｍ（０，２ｉｎ）の
寸法に切断された。引張強度試験に供する試験片は２５
．４ｍｍ（１ｉｎ） Ｘ １０１．６１１１ｍ（４ｉｎ
）ｘ５．０８ｍｍ（０，２ｉｎ）とされた。複数の試験
片は次に１７７℃（３５０下）で４時間、８時間および
１６時間；１６３℃（３２５下）で８時間、１６時間お
よび４８時間；１５２℃（３０５下）で８時間；１３５
℃（２７５下）で１６時間および４０時間；そして１２
１℃（２５０’Ｆ ）で４０時間および７２時間のそれ
ぞれの時効処理を施された。それぞれの温度および時間
において時効処理された試験片の各々１ま標準の試験手
順に応じて引張強度および事前にクラックを付して行う
シャルピー衝撃試験を実施された。
それぞれの特定の時間および温度において時効処理され
た各試験片の測定値が平均された。これらの平均値は第
１図のグラフに示しである。
た各試験片の測定値が平均された。これらの平均値は第
１図のグラフに示しである。
第１図を観察すれば、１４９℃（３００王）よりも高い
温度で時効処理した試験片はシャルピー衝撃試験の測定
によれば、大体４０．２〜９３ 、７ｃｍ−ｋＬ’ｃｍ
２ （２２５〜５２ ｊｉｎ −１ｂ／ｉｎ２ ）程度
の靭性を示すことが認められる。対称的に、本発明によ
り低温で時効処理された試験片は、シャルピー衝撃試験
の測定によれば１１６〜はぼ１５２ｃｍ−ｋＭｃｍ２
（６５０〜はぼ８５０ ｉｎ−Ｉｂ／ ｉｎ２ ）の靭
性を示している。同時に、材料の平均強度は１７７℃（
３５０下）で１６時間の時効処理を施した試験片を除い
て４５〜５０ｋｌｌ／＋１１１１２（６４〜７１ｋｓｉ
）の範囲内にある。しかし１７７℃（３５０下）で１６
時間の時効処理を施した試験片は試験片の中で最も低い
靭性を示している。このようなことから、これらの結果
は１４９℃（３００王）よりも低い温度で比較的長い時
間にわたる時効処理が、１６３℃〜１７７℃（３２５°
Ｆ〜３５０下）の温度で行われる、即ち比較的短時開で
行われる通常の時効処理をされた試験片よりも優れた強
度／靭性の兼ね合いを明らかに与えるということを示し
ている。この結果はまた時効温度が下がるにつれて強度
／靭性の兼ね合いの特性が明らかに改善される、即ち破
壊に対する靭性が他の強度レベルよりも高まることを示
している。
温度で時効処理した試験片はシャルピー衝撃試験の測定
によれば、大体４０．２〜９３ 、７ｃｍ−ｋＬ’ｃｍ
２ （２２５〜５２ ｊｉｎ −１ｂ／ｉｎ２ ）程度
の靭性を示すことが認められる。対称的に、本発明によ
り低温で時効処理された試験片は、シャルピー衝撃試験
の測定によれば１１６〜はぼ１５２ｃｍ−ｋＭｃｍ２
（６５０〜はぼ８５０ ｉｎ−Ｉｂ／ ｉｎ２ ）の靭
性を示している。同時に、材料の平均強度は１７７℃（
３５０下）で１６時間の時効処理を施した試験片を除い
て４５〜５０ｋｌｌ／＋１１１１２（６４〜７１ｋｓｉ
）の範囲内にある。しかし１７７℃（３５０下）で１６
時間の時効処理を施した試験片は試験片の中で最も低い
靭性を示している。このようなことから、これらの結果
は１４９℃（３００王）よりも低い温度で比較的長い時
間にわたる時効処理が、１６３℃〜１７７℃（３２５°
Ｆ〜３５０下）の温度で行われる、即ち比較的短時開で
行われる通常の時効処理をされた試験片よりも優れた強
度／靭性の兼ね合いを明らかに与えるということを示し
ている。この結果はまた時効温度が下がるにつれて強度
／靭性の兼ね合いの特性が明らかに改善される、即ち破
壊に対する靭性が他の強度レベルよりも高まることを示
している。
ト、実施例２
２重量％のリチウム、１重量％のマグネシウム、２．５
重量％の銅、０．１５重最％のジルコニウムを含有し、
残部がアルミニウムであるアルミニウム合金が組成され
た。このように組成された合金には全体として０．２５
重昂％以下の微小元素が含有され、また鉄および珪素は
合計して０．０７重量％以下に抑えられた。この合金は
鋳造され、５２４℃（９７５下）で均質化処理を施され
た。然る後この合金は１９ｍｍｘ６３．５＋ａｍ（０，
７５ｉｎｘ２．５ｉｎ）の断面寸法を有するバー材に押
出加工された。このようにして作られたバー材は次に所
定の長さに切断され、５２４℃（９７５下）で１時間に
わたる溶体化処理を施された。この後この製品は約２１
℃（７０下）または８２．２℃（１８０下）に保持され
ている水中で急冷された。このバー材は冷却された後に
初期長さの１．５％のストレッチを施された。これらの
バー材から応力コロ−ジョンクラック発生に際してのク
ラック成長速度を測定するために二重片持ビーン（ＤＣ
Ｂ）の試験片を作られた。これらの試験片の長さは大体
１５２＋＋ｕｎ（６ｉｎ）であった。
重量％の銅、０．１５重最％のジルコニウムを含有し、
残部がアルミニウムであるアルミニウム合金が組成され
た。このように組成された合金には全体として０．２５
重昂％以下の微小元素が含有され、また鉄および珪素は
合計して０．０７重量％以下に抑えられた。この合金は
鋳造され、５２４℃（９７５下）で均質化処理を施され
た。然る後この合金は１９ｍｍｘ６３．５＋ａｍ（０，
７５ｉｎｘ２．５ｉｎ）の断面寸法を有するバー材に押
出加工された。このようにして作られたバー材は次に所
定の長さに切断され、５２４℃（９７５下）で１時間に
わたる溶体化処理を施された。この後この製品は約２１
℃（７０下）または８２．２℃（１８０下）に保持され
ている水中で急冷された。このバー材は冷却された後に
初期長さの１．５％のストレッチを施された。これらの
バー材から応力コロ−ジョンクラック発生に際してのク
ラック成長速度を測定するために二重片持ビーン（ＤＣ
Ｂ）の試験片を作られた。これらの試験片の長さは大体
１５２＋＋ｕｎ（６ｉｎ）であった。
同じ試験片が様々な温度および様々な時間にわたり時効
処理された。これらの試験片は次に通常の試験手順によ
って応力コロ−ジョンクラックのクラック成長速度に関
する試験を実施された。プラトー速度（成長の応力無感
領域）は時間当りの長さｍｎ＋（ｉｎ）におけるプラト
ー速度に対するピーク時の％と己て決定され、この結果
が第２図のグラフにプロットされており、これは応力コ
ロ−ジョン耐性を示す。第２図中のデータ点は、本発明
により組成されたアルミニウムーリチウム合金の低温時
効によれば高温で通常の時間にわたり時効Ａれた鳩舎よ
りも低いプラトー速度（高い応力コロ−ジョン耐性）と
なることを示している。
処理された。これらの試験片は次に通常の試験手順によ
って応力コロ−ジョンクラックのクラック成長速度に関
する試験を実施された。プラトー速度（成長の応力無感
領域）は時間当りの長さｍｎ＋（ｉｎ）におけるプラト
ー速度に対するピーク時の％と己て決定され、この結果
が第２図のグラフにプロットされており、これは応力コ
ロ−ジョン耐性を示す。第２図中のデータ点は、本発明
により組成されたアルミニウムーリチウム合金の低温時
効によれば高温で通常の時間にわたり時効Ａれた鳩舎よ
りも低いプラトー速度（高い応力コロ−ジョン耐性）と
なることを示している。
本発明は好ましい組成および処理パラメータを含む様々
な実施例を参照して説明された。当業者にとっては前述
の説明を読めばここに記載した広義の概念から逸脱する
ことなく様々な変更、同等方法の代用、そしてその他の
変形態様を実施できるであろう。それ故に特許証を付与
された本発明の範囲は特許請求の範囲に記載された限定
およびそれと同様範囲によって制限されることが意図さ
れる。
な実施例を参照して説明された。当業者にとっては前述
の説明を読めばここに記載した広義の概念から逸脱する
ことなく様々な変更、同等方法の代用、そしてその他の
変形態様を実施できるであろう。それ故に特許証を付与
された本発明の範囲は特許請求の範囲に記載された限定
およびそれと同様範囲によって制限されることが意図さ
れる。
第１図は実施例１に関連して詳細に説明される様々な時
間および様々な温度で時効処理されたアルミニウムーリ
チウム合金の幾つかの試験片に関するグラフ。 第２図は実施例２に関連して詳細に説明される様々な時
間および様々な温度での各種のアルミニウムーリチウム
合金ピーク時の％に対するプラトー速度（′クラック成
長速度）を示すグラフ。 代理人 浅 村 皓 図面し’ｔ ｒ１□よ（内盲に＊更なし）日寺交力λへ
理の比埠９二 ＦＩＧ、１ ゜ ４１−２％Ｒ″−″”−パ爬−°パ頴偕７０ ８０
９０ ＋００ ビ一２月１４ ＦＩＧ、２ 手続補正書（方式） ％式％ １、事件の表示 昭和タフ年特許願＠２１？２０９乙号 ２、ｌａ明０）名称＋）手つム４″廟アルミ２ウム椋め
俳囁時安力 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 住 所 −４ザ・ ボゝイ２ワ゛〃〉ｌぐニー ４、代理人 ５、補正命令の日付 昭和６０年４月３０日 ６、補正により増加する発明の数 ７６補正の対象
間および様々な温度で時効処理されたアルミニウムーリ
チウム合金の幾つかの試験片に関するグラフ。 第２図は実施例２に関連して詳細に説明される様々な時
間および様々な温度での各種のアルミニウムーリチウム
合金ピーク時の％に対するプラトー速度（′クラック成
長速度）を示すグラフ。 代理人 浅 村 皓 図面し’ｔ ｒ１□よ（内盲に＊更なし）日寺交力λへ
理の比埠９二 ＦＩＧ、１ ゜ ４１−２％Ｒ″−″”−パ爬−°パ頴偕７０ ８０
９０ ＋００ ビ一２月１４ ＦＩＧ、２ 手続補正書（方式） ％式％ １、事件の表示 昭和タフ年特許願＠２１？２０９乙号 ２、ｌａ明０）名称＋）手つム４″廟アルミ２ウム椋め
俳囁時安力 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 住 所 −４ザ・ ボゝイ２ワ゛〃〉ｌぐニー ４、代理人 ５、補正命令の日付 昭和６０年４月３０日 ６、補正により増加する発明の数 ７６補正の対象
Claims (12)
- （１） 合金元素としてリチウムを含有するアルミニウ
ム合金で、先ず製品として形成され、溶体化熱処理およ
び急冷を施した該アルミニウム合金の比較的な強度およ
び破壊に対する靭性を向上するための方法であって、比
較的低い温度で比較的長い時間にわたり前記合金を時効
させる段階を含むことを特徴とする方法。 - （２） 前記温度が約９３℃から約１４９℃（約２００
°Ｆから約３００下）の範囲であ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） 前記合金が少なくとも１時間の時間にわたって
時効されることを特徴とする特許請求の範囲第２項記載
の方法。 - （４） 前記温度が約１３５℃（約２７５下）以下であ
ることを特徴とする特許請求の範囲第２項記載の方法。 - （５） 前記合金が少なくとも約２時間にわたって時効
されることを特徴とする特許請求の範囲第４項記載の方
法。 - （６） 前記？ｉｆｉ度が約１２１℃（約２５０ ’Ｆ
）以下であることを特徴とする特許請求の範囲第２項
記載の方法。 - （７） 前記合金が少なくとも約４時間にわたって時効
されることを特徴とする特許請求の範囲第６項記載の方
法。 - （８） 前記合金が本質的に以下の組成、即ち元 素
量 （重量％） リチウム １．０〜３．２ マグネシウム ０ 〜５．５ 銅 Ｏ〜４．５ ジルコニウム Ｏ〜０．２ マンガン Ｏ〜１．２ 鉄 最大０．３ 珪素 最大０．５ 他の微量元素 最大０．２５ アルミニウム 残部 からなることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の
方法。 - （９） 前記合金が本質的に以下の組成、即ちＬ−Ｌ
Ｌ上ＬＬ１Ｆ リチウム １．８〜２．６ マグネシウム Ｏ〜４．７ 銅 Ｏ〜３．７ ジルコニウム ０．０７〜０．１５ マンガン、鉄 ０ 〜０．８ 珪素 最大０．１２ 他の微量元素 最大０．２５ アルミニウム 残部 からなることを特徴とする特許請求の範囲第８項記載の
方法。 - （１０） 前記合金が本質的に以下の組成、即ち元 素
量 （重量％） リチウム １．８〜２．８ マグネシウム ０ 〜４．２ 銅 ０ 〜３．０ ジルコニウム ０．０８〜０．１４ Ｌ−１１ユＩ」すＬｍ マンガン Ｏ〜０．６ 鉄 最大０．１０ 珪素 最大ｏ、ｉ。 他の微量元素 最大０．２５ アルミニウム 残部 からなることを特徴とする特許請求の範囲第９項記載の
方法。 - （１１） Ｏ〜３．２重量％の範囲の量のマグネシウム
が存在し、また０、５〜３．０重量％の範囲の量の銅が
存在することを特徴とする特許請求の範囲第９項記載の
方法。 - （１２） 前記合金が本質的に以下の組成、即ち元 素
量 （重量％） リチウム ２．２〜２．８ マグネシウム ０．２〜０．８ 銅 丁、 ５〜２Ｊ−１ ジルコニウム ０．１〜０．１５ 鉄 最大０．１０ 珪素 最大０．１０ ｉ−」Ｌ 艶１１緻１０− 他の微量元素 最大０．２５ アルミニウム 残部 １ からなることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の
方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US56722783A | 1983-12-30 | 1983-12-30 | |
| US567227 | 1983-12-30 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60215750A true JPS60215750A (ja) | 1985-10-29 |
| JPH0660371B2 JPH0660371B2 (ja) | 1994-08-10 |
Family
ID=24266272
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59282086A Expired - Lifetime JPH0660371B2 (ja) | 1983-12-30 | 1984-12-28 | リチウム含有アルミニウム合金の低温時効 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4840682A (ja) |
| EP (1) | EP0150456B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0660371B2 (ja) |
| DE (1) | DE3483607D1 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60211034A (ja) * | 1983-12-30 | 1985-10-23 | ザ ボ−イング カンパニ− | アルミニウム−リチウム合金 |
| JPS63206445A (ja) * | 1986-12-01 | 1988-08-25 | コマルコ・アルミニウム・エルティーディー | アルミニウム−リチウム三元合金 |
| JPH02247361A (ja) * | 1987-12-14 | 1990-10-03 | Aluminum Co Of America <Alcoa> | アルミニウム合金の熱処理方法 |
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| US5137686A (en) * | 1988-01-28 | 1992-08-11 | Aluminum Company Of America | Aluminum-lithium alloys |
| US4961792A (en) * | 1984-12-24 | 1990-10-09 | Aluminum Company Of America | Aluminum-lithium alloys having improved corrosion resistance containing Mg and Zn |
| DE3670510D1 (de) * | 1985-11-28 | 1990-05-23 | Pechiney Rhenalu | Verfahren zur desensibilisierung gegen abschieferungskorrosion bei lithium enthaltenden aluminiumlegierungen, wobei gleichzeitig hohe mechanische festigkeitswerte erhalten werden und der schaden begrenzt bleibt. |
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- 1985-11-21 US US06/800,503 patent/US4840682A/en not_active Expired - Lifetime
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| EP0150456A2 (en) | 1985-08-07 |
| EP0150456A3 (en) | 1986-10-08 |
| JPH0660371B2 (ja) | 1994-08-10 |
| US4840682A (en) | 1989-06-20 |
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