JPS60502159A - リチウム，マグネシウム及び銅を含有するＡｌベ−スの合金 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 リチウム、マグネシウム及び銅を含有するＡＩベースの合金本発明はｌｉ、Ｍｇ 及びＣｕを含有し、平均的耐性の従来の組織硬化アルミニウム合金に比べて少な くとも９％は低い密度を有しながらこれら従来型合金と同等の機械的性質を示す へρベースの合金に係る。

冶金分野では周知の如く、アルミニウム合金はリチウムを加えると密度が減少し 、弾性率及び機械的耐性が増加する。そのためこの種の合金、特にリチウム添加 アルミニウム合金にマグネシウム又は銅の如き他の元素をも加えたものは、航空 産業に適する合金として注目されてきた。このような合金は機械的耐性を同等と した場合に従来の航空用合金、例えば合金２０２４−Ｔ４もしくはＴａＳ２　、 ２２１４−　Ｔ６　（５１）、７１７５−Ｔ７３（５１）もしくはＴ　７６５２ 及び７１５０−　Ｔ６５１　（アルミニウム協会の分類による）と少なくとも同 等の可延性及び靭性を必ず有さなければならないが、公知のリチウム添加合金は この条件を満たしていない。

アルミニウムーリチウム−マグネシウム系で知られている唯一の工業用合金は公 称組成（車量％１ｉ＝２．０〜２．２：ＭＣ］−５，０〜５．４；　Ｍｎ＝Ｏ〜 ０．６：　Ｚ　ｒ＝０〜０．１５のソ連の合金０１４２０である。この合金は状 態Ｔ６（１７０℃で１６時間）で処理した薄板及び線状製品に、中程度であるが （フリドライアンダー（ＦＲＩＤＬＹＡＮＤＥＲ）仙著、金属科学及び熱処理（ ｔ４ｅｔ、　５ｃｉｅｎｃｅａｎｄ　Ｈｅａｔ　ｒｒｅａｔｍｅｎｔ）　１９６ ’８年４月第３−４号、２１２ページ。メタロブ、アイ、ターム、オブラブ、メ タロブー（Ｈｅｔａｌｏｖ、　ｉ。

Ｔｅｒｍ、　０ｂｒａｂ、　Ｈｅｔａｌｌｏｖ、　）　１９６８年３月第３号、 ５０５２ページの翻訳）従来の航空用合金より低い対引張り応力の機械的性質を 与える。一方、へρ−Ｌｉ−Ｍｇ−Ｚｒ系合金の特性がｌｉ及びＭｑの含量に応 じて変化するという統計的法則の研究（１，Ｎ。

フリドライアンダーイ也著［ザボド、ラブ（Ｚａｖｏｄ、Ｌａｂ、）　Ｊ　１９ ７４年７月、Ｔ７．８４７ページ）によれば、リチウム及びマグネシウムの含量 を減少させることによってこの合金の機械的耐性と伸びとのバランスを従来の航 空用合金のレベルまで向上させることはできない。これらの傾向はサンデス（Ｓ ＡＮＤＥＳ）　（エヌエーディーシーコントラクト（ＮＡＤＣＣｏｎｔｒａｃｔ 　）最終報告第Ｎ。

６２２６９−７４−Ｃ−０４３８号、１９７６年６月）の結論によって確認され ている。これらの結論によればＡｆｌ−Ｌ　ｉ　−Ｍｏ合金製線状製品の弾性限 度と靭性との間のバランスはリチウム含量及び影響度は劣るがマグネシウム含量 が低い程向上する。特に、リチウム＋マグネシウム合計□含量の高い合金は焼入 れ一焼戻し処理した状態では機械的耐性、可延性及び靭性間のバランスが系列２ ０００及び７０００の従来の合金より大幅に劣ることが示されている。

その後冶金分野では銅（Ｃｕ＝　１．５〜３％）とマグネシウム（Ｍｑ＝０．５ 〜１，４％）とを含有し、密度が低く且つ機械的耐性が高い新規のアルミニウム ／リチウム合金組成が提案された。

その代表的なものは公称組成（重量％）　Ｌ　ｉ　＝２．５；Ｃｕ　＝１．２； Ｍ　ｇ＝０．７　；　Ｚ　ｒ　＝０．１２の実験的合金Ｆ９２（英国企画ＤＸＸ ＸＡ　）であるが、１９８３年にブリティッシュアルカン（Ｂｒｉｔｉｓｈ　Ａ ＬＣＡＮ　）により報告されたタイプの、状態Ｔ　８　（Ｒｍ＝　５００ＨＰａ 　；　Ｒｐ　０．２＝４２０　ＨＰａ　；　Ａ＝６％）の薄板及び状態Ｔ　６５ １　（Ｒｍ　−５２０ＭＰａ　：　Ｒｐｏ　２＝　４６０ＨＰａ　：　Ａ　＝　 ７％）の厚板に関する機械的特性間のバランスによれば、この合金は現在知られ ているリチウム含量２％以上の他の全てのＡｐｌ−ｉＣｕ及びＡρＬｉＣＵｆｖ １ｇ系合金と同様に機械的耐性及び可延性間のバランスが系列２０００及び７０ ００の航空用合金より劣る。

我々は金属学的実験を通して、機械的耐性、密度及び粒界もしくは層状腐食（ｃ ｏｒｒｏｓｉｏｎ　ｉｎｔｅｒｇｒａｎｕｌａｉｒｅ　ＯＩＪ　ｔ’ｃｕｉｌｌ ｅ−ｔａｎｔｅ　）耐性のバランスの観点からＡｆＩＣｕＭｇ（２０２４）、Ａ ｌ２１−ＩＣｕ及び△ρＬ　ｉＭｑ系合金並びにへρ１ｉＣｕＭｇ系公知合金よ り性能の高い新規の八ρ−Ｌ　１−Ｍｏ−ＣＵ　（−Ｃｒ、Ｍｎ、７ｒ、Ｔ　ｉ 　）系Ｔ乗用合金組成を発見し且つテス１〜　し　Ｉこ　。

これら本発明の新規合金は重量％で下記の如き組成をもつ。

ＦＣ５０，２０％ ３ｉ　５０１２％ Ｃｒ　Ｏ〜　０３％ Ｍｎ　Ｏ〜　１．０％ Ｚｒ　Ｏ〜　０２％ Ｚｎ　Ｏ〜　０３５％ Ｔｉ　Ｏ〜　０１％ Ｂｅ　Ｏ〜０．０２％ その他の元素（不純物） 各元素＜０．０５％ 合　訂〈０１５％ 残　部ニアルミニウム 主要元祖の含量は、個々に又は相合けて、１−１の場合か２３〜・３．３．Ｍｇ が１４〜５％、ＣＵが０．２５〜１．２％であるのが好ましい。７ｒ含量は００ ８〜０１８％が好ましい。

機械的耐性／密度間のバランスをより良くするためには更に次の関係も保持しな ければならない。

％１−１（％Ｃｕ＋２）＋％Ｍｇ＝Ｋ においで８５≦に≦１１．５．好ましくは９≦に≦１１本発明の合金は鋳造品の 均質化処理及び加工品の溶解処理後に最適レベルの耐性及び靭性を示す。これら の処理は焼入れ後に、顕微鏡写真検査又は電子もしくはイオーン微吊分析（ＳＩ Ｈ３）で検出し得る４相（Ａｐｌ−ｉｃｕＭｃ＋）の金属化合物の粒径を、５、 馴以下にせしめるに十分な時間の間θ−５３５−５（％Ｍｑ）のオーダーの温度 θ（℃）を維持する段階を少なくとも１つ含む。

前記均質化処理はθ＋１０（℃）〜θ−２０（°Ｃ）の温度範囲で実施し得、前 記胤解処理は好ましくはθ±１０℃で行なう。

温度θでの均質化熱処理の最適実施時間は急速凝固（噴霧−スプラット（５ｐｌ ａｔ）冷却〜又は他の任意の方法）により形成する合金の場合は０５〜８時間、 鋳込みもしくは半連続鋳造による製品の場合は１２〜７２時間である。

これらの合金は１７０〜２２０℃の温度で８〜４８時間焼戻し処理づ−ると最適 機械的性質を示す。好ましくは、適切な形状（板、棒、シーミルバー）の製品を 焼入れと焼戻しの間に１〜５％（好ましくは２〜４％）の塑性変形を生起せしめ る冷間圧延にかける。その結果製品の機械的耐性が更に向上する。

これらの条件下では本発明の合金はＡρＬｉＭｇＭｎ全Ｌｉ１４２０より優れた 機械的耐性を右りるが、このことからはこの系の合金に関しで得られる研究の結 果を予想することはできなかった。我々は本発明の合金が公知の（マグネシウム 含量の低い）Ａｐｌ　ｉ　ＣＬＪＭＱ合金より優れた機械的耐性／密度間のバラ ンスを右していることを確認した。本発明の合金は更に公知の△ρＣ１，Ｊ　Ｍ 　ｇ　へρ１１Ｃ（Ｊ及びへｊｌｉＣｕＭｇ合金（二較へ−Ｃ遥かに高い十分な 耐粒界腐食性又は耐層状腐食性をも有する。

従ってこれらの合金は鋳造又は鍛圧半う“１品（半連続鋳造、噴霧又は急速凝固 等により形成）、例えば特に航空又は宇宙産業で使用される線状に伸ばした製品 、圧延製品、鍛ｊ惺製品又は型鍛造製品の製造に極めて有利である。

特に、意外なことに、しｉ及びＭＯ含量の極め−Ｃ高い本発明の合金は大きな問 題を伴わずに半連続鋳造により工業サイズのビレッ１へ又はプレートの形状に鋳 造し得ることが判明した（亀裂及び細孔なし）。

本発明は以下の実施例を通してｊ：り明確に理解されよう。

実　施　例 公知組成の航空用アルミニウム合金と本発明の種々のリチウム含有合金とを用い て半連続鋳造により直径２００ｍｍのビレツ１へを製造した。これらビレッ１〜 を共晶相の殆んど全部を溶解するに足る十分な温度で長時間均質化処理にかけ、 黒皮剥離処理後長さ１００＃、厚み１３ｍｍのシートバーに加工する。

これらのシー１へバーを主要添加要素（１−、ｉ、Ｃｕ、ｌｖｌｇ、７ｎ）に冨 んた相の溶解という観点から見て最適と判田ｉされる条件下で溶解処理し、次い で冷水（２０°Ｃ）で焼入れし、その後残留変形２％の調節引張り応力にかけ且 つ送風炉（ｆｏｕｒ　ｖｅｎｔｉｌδ）で２４時間種々の焼戻し温度に加熱する 。焼入れと焼戻しとの間の冷間圧延が機械的性質に及ばづ効果を立証サベく、こ れらシー１へバーの一部には焼入れと焼戻しとの間に引張り応力を加えないてａ ５いた。

このようにして製造した全てのシートバーの特徴を引張りブス１〜ど密度測定と により調べた３、規格へＩＲ９０４８による耐粒界腐食性テスト（ＮａＣρ−Ｈ ２０２溶液中に６時間浸漬）と、ＥＸＣＯＸＣ上（規格へＳＴＨ０３４−７９に 従い９６時間浸漬）による耐層状腐食性テス１〜も行なった。

人工は原子吸光及びスパーク発光分光測定（ｓｐｅｃｔｒｏｍｅｔｒｉｅｄ’ｅ ｍｉｓｓｉｏｎ　’ａ　ｅｔｉｎｃｅｌｌｅｓ　）により測定した種々の合金の 化学組成と特性（係数Ｋ）とを本発明の合金と比較して示している。

表■は種々の条件で熱処理したシートバーの化学組成と焼入れ及び焼戻し相互間 に行なう冷間圧延の率とに応じた対引張り応力機械的特性及び密度を示すもので あり、弾性限度（ＲｐＯ，２）、破壊加重（Ｒｍ）及び破壊伸び（Ａ％）が掲示 されている。

表■は腐食テストの結果を示す。

状態Ｔ６５１の幾つかの焼戻し状態に関して得られた粒界腐食及び層状腐食に対 する感度テストの結果によれば、本発明の合金は系列２０００の従来の合金及び Ｍｇ含量がより少ない公知のリヂウム添加合金に比べて耐食性が高い。

これらの結果全体から明らかな、ように、本発明の合金は現在航空産業で使用さ れているリチウム無添加系列２０００合金に比肩し且つ公知の△ｆｆ−Ｌｉ−Ｍ ｑ合金（例えば合金０１４２０）より優れた機械的耐性を有すると共に、密度が 従来合金より遥かに小さく月つ／ｌ　−Ｌ　１−Ｃｕ、Ａρ−ｌ　１−Ｃｕ−Ｍ ｇ系の公知のリヂウム添加合金に比へても低いという利点を有する。これらの結 果はまた、焼入れ及び焼戻し間の冷間圧延処理が機械的耐性に好ましい効果をノ 与えることも示している。

表　■ 従来合金、公知［ｉ添加合金及び本発明Ｌｉ添加合金を扁平状に伸ばして形成し た部材の化学組成学処理条例、密度並びに引張り応力機械的特性傘し：ｍ＜長手 方向）；ＴＬ：横 表　■ 腐蝕テスト ＊Ｉ　顕著な粒界腐蝕 （１）　局部的粒界腐蝕 Ｐ　ピンホール ＥＢ　顕著な層状腐蝕

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．耐性及び可延性が高く、（重量％で）その伯の元素（不純物） 各元素〈００５ を含も（」−る（ことを特１牧と刀る△ρベースの合金。 ２、　２．３．・３：３％の１−１を含むことを特徴と３１−る請求の範囲゛に 記載の合金。 ３．０．２５〜１．２％のＣｕを含むことを特徴とする請求の範囲１に記載の合 金。 ４、　１．４〜５％のＭＱを含むことを特徴とする請求の範囲１に記載の合金。 ５、　２．３〜３．３％のｌ　ｉ　、　０．２５〜１．２％のＣｕ及び１．４〜 ５％のＭＣＩを含むことを特徴とする請求の範囲１から４のいずれかに記載の合 金。 ６、　％Ｌｉ（％ＣＬＪ＋２）十％Ｍｇ＝Ｋにおいて８．５≦に≦１１．５ であることを特徴とする請求の範囲１から５のいずれかに記載の合金。 ７．９≦に≦１１であることを特徴とする請求の範囲６に記載の合金。 ８、請求の範囲１から７のいずれかに記載の合金の熱処理法であって均質化、溶 解、焼入れ及び焼戻しから成り、θ−５３５−５　（％Ｍｇ）のオーダーの温度 （°Ｃ）で合金を均質化し且つ溶解することを特徴ど刀る方法。 １　９、焼入れ後に残留４金屈間相（Δρ、ｌ　ｉ、Ｍｇ、ＣＬＪ）が５１ＩＭ より小さい粒径を有するように均質化及び溶解の処理時間を十分に長くすること を特徴とする請求の範囲８に記載の方法。 １０　均質化をθ＋１０（’Ｃ）からθ−２０（℃）の温度範囲で行なうことを 特徴とする請求の範囲８又は９に記載の方法。 １１　溶解をθ＋１０（’Ｃ）からθ−１０（℃）の温度範囲で行なうことを特 徴とする請求の範囲８又は９に記載の方法。 １２　焼戻しを１７０〜２２０℃で８〜４８時間行なうことを特徴とする請求の 範囲８から１１のいずれかに記載の方法。 １３、焼入れと焼戻しとの間に製品を１〜５％、好ましくは２〜４％の塑成変形 にかりることを特徴とする請求の範囲８がら１２のいずれかに記載の方法。