KR100892242B1

KR100892242B1 - 알루미늄 합금 제품 및 인공시효 방법

Info

Publication number: KR100892242B1
Application number: KR1020037008459A
Authority: KR
Inventors: 드류바 제이 차크라바르티; 존 리유; 제이 에이치 굿맨; 그레고리 비 베네마; 랄르 알 소우텔; 신시아 엠 크리스트; 로버트 더블유 웨스터런드
Original assignee: 알코아 인코포레이티드
Priority date: 2000-12-21
Filing date: 2001-10-04
Publication date: 2009-04-09
Also published as: EP2322677B9; KR20030061013A; CA2432089C; US7678205B2; CN102134670A; US20020121319A1; JP2004517210A; IL156386A; RU2008108622A; RU2009143523A; RU2003122354A; US6972110B2; EP2322677B1; US8083870B2; EP1346073A1; BR0116422A; RU2329330C2; US20050150579A1; EP2322677A1; CA2432089A1

Abstract

본 발명은 6 내지 10 중량% Zn; 1.2 내지 1.9 Mg의 중량%; 1.2 내지 2.2 Cu의 중량%, Mg의 중량% < (Cu+0.3)중량%; 이고 0.05 내지 0.4 중량% Zr, 나머지의 Al, 필수불가결한 불순물로 구성되는, 익형, 소골 및 웨브 등의 항공기 구조 부품 제조에 사용되는 판, 단조품 및 압출물과 같은 알루미늄 합금 제품에 관한 것이다. 바람직하게는, 합금은 6.9 내지 8.5 중량% Zn; 1.2 내지 1.7 Mg의 중량%; 1.3 내지 2 Cu의 중량%를 포함한다. 이 합금은 개선된 강도와 인성을 제공한다. 바람직한 구현예의 산단계 방법으로 인공적으로 시효시켰을 때, 이 합금은 우수한 SCC 성능을 나타낸다.

알루미늄

Description

알루미늄 합금 제품 및 인공시효 방법{ALUMINUM ALLOY PRODUCTS AND ARTIFICIAL AGING NETHOD}

본 발명은 알루미늄 합금에 관한 것으로, 특히 알루미늄 협회에서 지정한 7000 시리즈 (또는 7XXX) 알루미늄 ("Al") 합금에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 본 발명은 비교적 두꺼운 게이지, 즉 2-12 인치 두께의 Al 합금 제품에 관한 것이다. 압연 판 제품에 일반적으로 사용되나, 본 발명은 또한 압출 또는 단조제품 형태로 사용할 수도 있다. 본 발명의 적용을 통해, 다양한 항공기용 구조부품에 적합한 우수한 강도-인성을 갖는다. 본 발명에 의해 내식성의 개선이 이루어졌으며, 특히 응력 부식 크랙킹 ("SCC") 내성의 개선이 이루어졌다. 이 합금으로 제조된 대표적인 구조 부품으로는 압연 판을 포함하는 익형 부재가 있다. 그러한 익형 부재는 고성능 항공기의 날개 박스에 사용될 수 있다. 본 발명은 고강도 압출 및 단조 항공기 부품, 예를 들어 랜딩 기어 비임, 에 특히 적합하다. 그러한 항공기는 제트 항공기, 화물기 (철야 우편 수송 서비스 제공기로 사용되는) 및 몇 군용기를 포함한다. 본 발명의 합금은 다른 항공기용으로도 적합하나 터보 엔진 항공기에 한정되는 것은 아니다. 또, 비-항공기 부품, 예를 들어 다양한 주조의 두꺼운 몰드 판으로도 제조될 수 있다.

신규의 제트 항공기 크기가 커짐에 따라, 또는 현재의 제트 항공기 모델이 더 무거운 짐을 싣거나 더 긴 거리를 비행하게 됨에 따라, 동체, 날개 및 익형과 같은 구조 부품의 무게 감소에 대한 요구가 증대되어 왔다. 항공기 산업에서는 이러한 요구를 단면 두께를 줄일 수 있는 고강도의 금속 부픔을 사용하는 것으로 충족하려 한다. 강도 외에도, 여러가지 성질이 항공기의 안전 구조 디자인에 중요하다. 그러한 고려로 인해 복합적인 재료가 항공기 부품에 적용되곤 한다.

일반적인 항공기 날개 구조는 도 1에서 부호 2로 지정된 날개 박스를 포함한다. 이것은 동체로부터 밖으로 연장되어 날개의 주 부품을 이루고 도 1의 비행기에 수직이다. 날개 박스 2는 상부 및 하부 날개 스킨 4 와 6을 포함하고, 이들은 상부 및 하부 날개 스킨 사이로 연장된 수직 구조 부재 또는 익형 12 및 20과 접한다. 날개 박스는 또한 한 익형으로부터 다른 익형으로 연장될 수 있는 소골을 포함한다. 날개 스킨 및 익형이 도 1의 항공기에 수직인 반면, 이들 소골은 도 1의 항공기에 평행이다. 비행 중, 항공기 날개의 상부 날개 구조는 하중을 받게되고 높은 압축 강도를 요구하게 된다. 현재 가장 큰 항공기의 상부 날개 스킨은 일반적으로 7XXX 시리즈 알루미늄 합금, 예를 들어 7150 (미국 재발행 특허 제 34,008 호) 또는 7055 알루미늄 (미국 특허 제 5.221,377 호)으로 제조된다. 이들 항공기 날개의 하부 날개 구조는 비행중 장력하에 있어, 상부 날개보다 더 큰 안정성이 요구된다. 하부 날개를 다 고강도의 합금을 사용하여 중량 효율을 최대화하고 싶지만, 그 러한 합금의 안정성은 종종 필요한 디자인의 요구에 부족하다. 대부분의 제트 항공기 제조사들은 안정성이 큰 2XXX 시리즈 합금, 예를 들어 2024 또는 2324 알루미늄 (미국 특허 제 4,294,625 호)을 하부 날개에 적용하고 있는데, 상기 2XXX 합금은 모두 상부 날개, 7XXX 시리즈보다 강도나 낮다. 합금 부재의 지정은 공지의 알루미늄 협회 제품 표준을 따른다.

상부 및 하부 날개 스킨, 4 및 6은 각각 , 도 1에서 수직으로 연장된 보 부재 8 및 1O로 보강된다.

보 부재는 다양한 형태를 가지고 "J", "I", "L "T" 및/또는 "Z" 단면을 갖는다. 이들 보 부재는 도 1에 나타낸 바와 같이 날개 스킨의 내부 표면에 고정된다. 고정은 리벳에 의해 행해진다.

상부 날개 보 부재 8 및 상부 익형 캡 14 및 22는 7XXX 시리즈 합금으로, 그리고 하부 날개 보 10 및 하부 익형 캡 16 및 24는 2XXX 시리즈 합금으로 제조되는데, 그것은 상기한 바와 동일한 이유때문이다. 수직 익형 웨브 부재 18 및 26, 도 7XXX 합금으로 제조되고, 상부 및 하부 익형 캡에 고정되어 익형 12 및 20으로 구성된 날개의 수직방향으로 세워지게 된다. 이 일반적인 익형 디자인은 "빌트-업" 익형으로 알려져 있고, 상부 익형 캡 14 또는 22, 웨브 18 또는 20, 그리고 하부 익형 캡 16 또는 24, 고정장치(도시하지 않음)으로 구성된다. 이 익형에 결합되는 고정장치 및 고정 구멍은 구조적으로 약한 연결이다. 빌트 업 익형 18 또는 20의 강도를 보완하기 위해, 많은 부품, 예를 들어 웨브 및/또는 익형 캡이 두/거워져야 하고, 전체 구조의 무게가 늘어나게 된다.

상기 익형 무게 문제를 보완하기 위한 한가지 방법은 두꺼운 단면을 갖는 판과 같은 알루미늄 합금 제품으로부터 특정 양의 금속을 제거하여 보다 복잡하고 덜 두꺼운 단면 또는 형태를 갖는 상부 익형, 웨브 및 하부익형을 제조하는 디자인이다. 이러한 디자인으로 상부 익형 및 하부익형 죠인트에 대한 웨브를 제조할 필요 가 없게 된다. 한 조각의 익형은 "집합 익형"으로 알려져 있고 두꺼운 판, 압출 또는 단조로 제조된다. 집합 익형은 무게가 덜 나갈 뿐 아니라 고정장치가 필요없어 제조에 비용도 적게 소요된다. 집합 익형 제조에 이상적인 합금은 상부 날개 합금의 강도 특성과 하부날개 합금의 파괴 인성/손상 내성을 가져야 한다. 항공기에 사용되는 일반적인 합금은 이러한 성질을 만족시키지 못한다. 하부 날개 스킨합금 2024 T351의 강도는, 단면 두께가 증가하지 않는다면, 예를 들어 고하중의 상부 날개로부터 화물 수송을 만족시키지 못할 것이다. 반대로, 전체 날개 구조에 불필 요한 무게를 부가하게 될 것이다. 역으로, 상부 날개를 2XXX 강도의 성능으로 디자인하면 전체적인 하중 페널티를 갖게 될것이다.

큰 제트 항공기는 매우 큰 날개들을 필요로 한다. 그러한 날개를 위한 집합 익형 제조에는 6 내지 8 인치 이상의 두께의 제품이 필요하다. 합금 7050-T74가 두꺼운 단면으로 자주 사용된다. 항공기 재료 스펙 AMS 4050F에 기재된, 6 인치 두께의 050-T7451 판에 대한 상업 표준은, 60 ksi의 세로(L) 방향으로의 최소한의 항복강도 및 24 ksi√in의 평면-변형파괴 인성, 또는 K_IC (L-T)으로 되어있다. 동일한 합금 두께에 대하여, 역방향(LT 및 T-L)에서의 값은 60 ksi 및 22 ksi√in이다. 보가 최근에 개발된 상부 날개 합금, 약 0.375 내지 1.5 인치 두께의, 7055-T7751 알루미늄은, MIL-HDBK-5H에 따라 86 ksi의 최소 항복강도를 맞출수 있다. 상기 7055 합금과 함께, 60 ksi 최소 항복강도를 갖는 7050-T74의 집합 익형이 사용된다면, 상부 날개 스킨의 전체적인 강도는 최대 중량 효율로 충분한 장점을 갖지 못하게 될 것이다. 따라서, 집합 익형 구조용의 충분한 파괴 인성을 갖는 고강도의 두꺼운 알루미늄 합금이 새로운 제트 비행기 디자인에 필요하게 되었다. 이것은 두꺼운 단면에서 고강도 및 인성을 갖는 알루미늄 재료를 사용하면 유리한 한 예이고, 다른 많은 예가 항공기에 있는데, 예를 들어 날개 소골, 웨브 또는 보, 날개 패널 또는 스킨, 동체 프래임, 바닥 비임 또는 격벽, 랜딩 기어 비임 또는 이들 항공기 구조 부품의 여러가지 조합이다.

다른 인공시효 처리로 생기는 다양한 합금은 다른 레벨의 강도 및 내부식성 및 파괴인성을 포함하는 다른 성질을 갖는다. 7XXX 시리즈 합금는 " 피크" 강도 ("T6-타입") 또는 "과-시효"("T-타입") 합금으로서 인공시효된 조건으로 가장 자주 제조되고 판매된다. 미국 특허 제 4,863,528 호, 4,832,758 호, 4,477,292 호 및 5,108,520호는 일정 강도와 성능을 갖는 7XXX 시리즈 합금에 대해 기재하고 있다. 이들 특허의 모든 함량은 여기에서 참고로 삽입된다.

7XXX 시리즈 정련 합금, 피크 강도 또는 T6-타입 합금은 가장 고강도 값을 제공하지만, 비교적 낮은 파괴인성과 내부식성을 갖는다는 것은 당업자에게 공지된 사실이다. 이들 동일한 합금에 대해, 전형적인 T73-타입 합금과 같이 가장 과-시효된 합금은 높은 파괴인성과 내부식성을 가지지만 상대적으로 낮은 강도 값을 갖게 된다. 따라서, 항공기 부품을 제조할 때, 부품 디자이너는 특정 용도에 맞게 양쪽을 다 고려하여 적절한 합금을 선택해야 한다. 알루미늄 협회의 알루미늄 표준 및 데이타 2000에 기재된 "T-XX"로 표시된 합금이 공지되어 있다.

대부분의 항공기 합금 가공은 강도 및 다른 성질을 부여하기 위해 용액 열처리 ("SHT"), 담금질 및 인공시효를 거치게 된다. 그러나, 두꺼운 단면에서 성질 개선을 추구하면 두가지 현상에 부딪히게 된다. 첫 번째, 제품 형상 두께로서, 내부 단면에서 경험하게 되는 담금질 속도가 자연스럽게 감소된다. 그 감소는 다시, 더 두꺼운 제품 형상에 특히 내부에서 강도 및 파괴인성의 손실을 가져온다. 공지기술에서는 그러한 현상을 "담금질 감도"라고 부른다. 두 번째, 강도와 파괴인성 사이의 역관계도 공지의 사실이다. 강도 부하를 크게 부품을 디자인하면 인성은 상대적으로 감소하게 된다.

본 발명의 이해를 위해, 공지의 항공기용 7XXX 시리즈 합금을 고려할 필요가 있다. 알루미늄 합금 7050은, 예를 들어 Cr 대신 Zr을 사용하여 큰 입자 구조를 조절하였고 Cu 및 Zn 함량을 예전의 7075 합금에 비해 높였다. 합금 7050은 7075 합금에 비해 담금질 감도에 있어 현저한 개선(감소)이 있었다. 그에 따라, 7050 알루미늄이 판, 압출 및/또는 단조 형태의 두꺼운 단면의 항공기용 주 부품으로 사용되고 있다. 더 높은 강도-인성이 필요한 상부 날개용에 대해, 7050 알루미늄의 Mg 및 Zn의 최소량을 약간 증가시켜 알루미늄 협회-등록된 7150 합금 변형의 7050을 사용한다. 7050에 비해, 7150의 최소 Zn 함량은 5.7 내지 5.9 중량%, 최소 Mg 레벨 은 1.9 내지 2.0 중량%로 증가된다.

결국 , 신규의 상부 날개 스킨 합금이 개발되었다. 합금 7O55는 압축 항복강도가 10% 향상되었는데, 부분적으로, 합금 7050 또는 7150에 비해 7.6 내지 8.4중량% Zn, 과 유사한 Cu 레벨 그리고 약간 낮은 Mg 범위(1.8 내지 2.3중량%)를 사용한 덕분이었다.

( 합금 성분을 증가시키거나 조성의 최적화를 통해) 고강도를 얻으려는 과거의 노력은, 인성과 피로수명의 개선을 위한 열역학적 처리를 통한 금속 순도 향상과 미세구조 조절로 상쇄되었다. 미국 특허 제 5.865,911 호에는 7XXX 시리즈 합금 판과 동일한 강도에서 인성의 개선을 기재하고 있다. 그러나, 합금의 담금질 감도는, 두꺼운 게이지일수록, 나빠진다.

알루미늄 협회에 등록된 합금 7040은 주 합금 성분으로서 : 5.7 - 6.7 중량% Zn, 1.7 - 2.4 Mg의 중량% 및 1.5 - 2.3 Cu의 중량%를 함유한다. 관련문헌, Shahani et al., " 극히-두꺼운 항공기 판을 위한 고 강도 7XXX 합금 : 합금 조성의 최적화," PROC. IC 6, v. 2, pp/ 105-1110 (1998) 및 미국 특허 제 6,027,582 호는, 7040 개발자들이 강도 및 다른 성질의 개선과 담금질 감도를 최소하하기 위한 부가없이 합금 성분의 균형을 이루었다고 한다. 합금 7040은 더 두꺼운 게이지에서 7050에 비해 몇 성질에서의 개선을 이루었다고 주장되나, 여전히 항공기 디자이너의 요구를 충족시키지는 못하는 실정이다.

본 발명은 몇가지 면에서 일반적인 항공기용 합금과 다른다. 몇가지 현재 상용되는 7XXX 항공기 합금의 주 성분은, 알루미늄 협회에 의하면, 다음과 같다.

표 1

조성번호/중량%	Zn	Mg	Cu	Zr	Cr
7075	5.1 - 6.1	2.1 - 2.9	1.2 - 2.0	-	0.18 - 0.28
7050	5.7 - 6.7	1.9 - 2.6	2.0 - 2.6	0.08 - 0.15	최대 0.04
7010	5.7 - 6.7	2.1 - 2.6	1.5 - 2.0	0.1 - 0.16	최대* 0.05
7150	5.9 - 6.9	2.0 - 2.7	1.9 - 2.5	0.08 - 0.15	최대 0.04
7055	7.6 - 8.4	1.8 - 2.3	2.0 - 2.6	0.08 - 0.25	최대 0.04
7040	5.7 - 6.7	1.7 - 2.4	1.5 - 2.3	0.05 - 0.12	최대* 0.05

* 게시되지 않은 불순물이 "각각 O.05% , 총 0.1 5% " 함유됨.

합금 7075, 7050, 7010 및 7040 알루미늄은 항공기 산업에 두꺼운 게이지 및 얇은 게이지 (2 인치 이하)에 모두 사용되고; 나머지 (7150 및 7055)는 일반적으로 얇은 게이지로 공급된다. 이들 일반적인 합금에 비해, 본 발명의 합금은 6.9 내지 8.5 중량% Zn, 1.2 내지 1.7 중량% Mg, 1.3 내지 2 중량% Cu, 0.05 내지 0.15 중량% Zr, 나머지의 알루미늄, 불가피한 원소 및 불순물을 포함한다.

본 발명은 더 두꺼운 게이지에서 상기 공지기술의 7XXX 시리즈 알루미늄 합금이 갖는 문제를 해결하였다. 즉 현저하게 감소된 담금질 감도로 더 높은 강도 및 파괴인성 레벨을 제공한다. 본 발명의 합금은 상기 공지기술의 7XXX 시리즈 알루미늄 합금에 비해 비교적 높은 아연 (Zn) 함량과 낮은 구리 (Cu) 및 마그네슘(Mg) 함량을 나타낸다. 본 발명에서, Cu + Mg의 함량은 3.5% 이하, 바람직하게는 3.3% 이하이다. 하기에서 상세하게 설명되는 바람직한 3-단계 시효를 상기 조성이 거치게 되는 경우, 생성되는 두꺼운 정련 제품(판, 압출물 또는 단조품)은 강도, 파괴인성 및 피로 성능, 및 응력 부식 크랙킹(SCC) 내성(특히 대기, 해변 타입 테스트 조건에서)을 나타낸다.

3단계로 시효되는 공지기술의 7XXX Al 합금의 예가 알려져 있다. 대표적인 예로는 미국 특허 제 3,856,584 호, 제 4,477,292 호, 제 4,832,758 호, 제 4,863,528 호 및 제 5,108,520 호가 있다. 공지기술의 첫 번째 단계는 일반적으로 250℉ 근처에서 수행된다. 본 발명의 합금 조성을 위한 시효의 첫 번째 단계는 150-275℉, 바람직하게는 200-275℉, 보다 바람직하게는 225 또는 230℉ 내지 250 또는 260℉에서 진행된다. 이 첫 번째 단계는 두가지 온도, 예를 들어 225℉에서 4 시간, 250℉에서 6 시간 진행될 수 있다. 가장 바람직하게는, 본 발명의 첫 번째 시효 단계가 250℉에서, 2 시간 이상, 바람직하게는 6 내지 12시간, 어떤 경우 18 시간 이상 진행되는 것이다. 그러나, 시간이 더 짧더라도 부품 사이즈(즉. 두께) 및 형태의 복잡성에 따라 온도와 결합하여 충분히 가공이 가능하다.

공지 기술의 3 단계 인공시효에서 두 번째 단계는 일반적으로 350 또는 360℉ 이상에서 일어나고, 세 번째 단계는 첫 번째 단계와 유사하게, 250℉에서 일어난다. 이에 비해, 본 발명의 두 번째 시효단계는 온도가, 40 내지 50℉ 더 낮다. 여기에서 특정된 7XXX 합금 조성의 3-단계 시효방법에서 두 번째 단계는 290 또는 300℉ 내지 330 또는 335℉에서 일어나야 한다. 두 번째 시효 단계는 바람직하게는 305 내지 325℉ , 보다 바람직하게는 310 내지 320 또는 325℉에서 진행된다. 이 두 번째 단계의 노출시간은 적용되는 온도와 역으로 의존한다. 즉, 31O℉ 근처에서 진행된다면, 총 노출시간은 6 내지 18 시간이면 충분하다. 보다 바람직하게는, 상기 온도에서 두 번째 단계 시효가 8 또는 10 내지 15 시간 진행되는 것이다. 온도 가 320℉인 경우, 두 번째 단계 시간은 6 내지 10 시간, 바람직하게는 7 또는 8 내지 10 또는 11시간이다. 두 번째 단계 시효시간 및 온도 선택에 따라 바람직한 성질을 조절할 수 있다. 주어진 시간에서 처리시간이 짧으면 상대적으로 높은 강도값을 가지고 노출시간이 길수록 내부식성이 좋아진다.

두 번째 단계 시효 후, 낮은 온도에서 세 번째 시효단계가 진행된다. 두 번째 단계의 온도 및 시간을 더 높은 온도에서 (두 번째 단계 타입보다) 너무 오래 두지 않도록 세심하게 관리하지 않으면 더 두꺼운 작업편에서 세 번째 단계를 수행하기 위해 두번째 단계로부터 급히 이동해야 한다. 두 번째 및 세 번째 시효단계 사이에, 본 발명의 금속제품은 가열로로부터 제거되어 팬 등을 사용하여 250℉ 근처의 온도나 실온으로 급냉될 수 있다. 어떤 경우든, 본 발명의 세 번째 시효단계의 바람직한 시간/온도는 첫 번째 시효 단계와 거의 유사하고, 150-275℉, 바람직하게는 200-275℉, 보다 바람직하게는 225 또는 230℉ 내지 250 또는 260℉이다.

상기 방법은 신규의 7XXX 합금에 대해 특정 성질, 특히 SCC 내성의 향상을 가져왔으나, 이 동일한 3- 단계시효방법을 다른 7XXX 합금, 예를 들어 7X50 합금 ( 7050 또는 7150 알루미늄), 7010 및 7040 알루미늄에 적용하여 비슷한 조합의 성질 개선을 얻을 수 있다.

신규의 대형 항공기를 위해, 제조자는 일반적인 합금 7050, 7010 및/또는 7040 알루미늄보다 10-15 % 더 높은 항복강도를 갖는 두꺼운 단면의 알루미늄 합금 제품을 원한다. 이러한 요구에 맞게, 본 발명의 7XXX-타입 합금은 상기 항복강도 요구를 맞추면서도 매력적인 파괴인성을 보유한다. 또한, 이 합금은 본 발명의 바람직한 3 단계 인공시효에 의해 우수한 응력 부식 크랙킹 내성을 갖는다. 이 합금으로 제조된 6 인치 두께의 판을 실험실 스케일에서, 3.5% 염 용액 교대 침지 ( "Al") 응력 부식 크랙킹(SCC) 테스트를 하였다. 이 테스트에서, 두꺼운 금속 시료는 주요 제트 항공기 제조사에 의해 특정되는 T76합금 조건에 맞추기 위해서는 짧은 가로 방향("ST")으로 최소 응력 25 ksi에서 균열없이 30일 이상을 견디어야 한다. 실험실 교대 침지 (Al) SCC 테스트에서 본 발명의 두꺼운 합금 시료는 더 높은 응력 레벨, 예를 들어 35 내지 45 ksi에서, 공지 방법의 2단계에 의해 인공시효된 경우 기대 이하의 부식-관련 실패를 나타냈고, 몇 경우에는 25 ksi 응력 레벨에서도 , 첫 번째 노출된 해변 SCC 테스트 조건에서 실패를 나타냈다. 이 결과는 더욱 놀라운 것이었다. Al SCC 테스트는 기상 테스트, 해변 및 산업 테스트와 서로 연관되어 있다. 이 산업 테스트에서, 본 발명의 합금 시료는 상기한 바와 같이 3 단계로 시효되는 경우 25 및 35 ksi 응력 레벨에서 11개월간의 해변 노출에도 실패가 없었다. 차세대 항공기 스펙에 따라 기상 SCC 성능이 급하게 요구되는 것은 아닐지라도 제트 비행기의 날개 박스의 익형 및 소골등에 매우 중요하다. 따라서, 제품이 두 단계 시효로도 적절하나 본 발명에서는 3 단계 인공시효가 바람직하다.

7XXX 합금의 SCC 내성을 향상시키기 위한 공지의 "고정"은 재료를 과시효시키고 강도의 감소를 가져오는 경향이 있다. 강도의 감소는 집합 날개 익형에 바람직하지 않은데, 그 이유는 두꺼운 가공된 부품이 높은 압축 항복강도 표준을 가져야 하기 때문이다. 따라서, 인공 시효 공정이 강도에 손상을 끼치지 않은 채 내부식성이 높은 7XXX 알루미늄 합금을 제공해야 한다. 특히, 합금의 해변 SCC 성능을 높은 레벨로 향상시키고 강도 및/또는 다른 성질에 영향을 주지 않는 시효방법을 개잘하는 것이 필요하다. 본 발명의 상기의 3 단계 시효방법은 이러한 요구를 만족시킨다.

본 발명은 두꺼운 게이지, 즉, 2 인치이상, 보다 바람직하게는, 4 내지 8 인치 두께에서 감소된 담금질 감도를 나타내는 신규의 알루미늄 합금에 초점이 맞추어져 있다. 이 합금은 6-10 중량% Zn; 1.2-1.9 중량% Mg; 1.2-2.2 Cu의 중량%, %Mg < (%Cu + 0.3); 0.4 중량% 이하의 Zr, 0.4 중량% 이하의 Sc, 및 0.3 중량% 이하의 Hf로 구성된 그룹으로부터 선택된 하나 이상의 원소; 나머지의 알루미늄 및 불가피한 원소와 불순물로 구성된다. "이하의"로 표현된 것은 특정 조성에서 0으로 나타날 수도 있는 임의로 "존재"할 수 있는 양을 나타내는 것이다. 특별한 언급이 없는 한 모든 조성의 퍼센트는 중량 퍼센트(중량%)이다.

"실질적으로 없는"의 의미는 합금 원소로 의도적인 부가가 없다는 의미이며 불순물 및/또는 제조장치와의 접촉 등으로 포함된 흔적량은 제외된다. 그러나, 본 발명이 그러한 원소를 본 발명의 제품에 다른 성질의 영향을 주지 않는 양으로 단지 부가할 수 없다는 것을 의미하는 것은 아니다.

상기 범위를 언급할 때, 그러한 범위는 최소와 최대 사이의 모든 양을 포함한다. 6 내지 1O 중량% 아연은, 예를 들어 6.1, 6.2, 6.3 및 6.5%, 부터 9.5, 9.7 및 9.9% Zn을 모두 포함한다. 다른 원소의 범위도 마찬가지이고, 열처리 공정(즉 온도)도 마찬가지이다.

최대치 또는 "최대"는 원소, 시간 및/또는 다른 성질의 상한이다. 최대 0.04 중량%의 Cr이 포함된다. 최소치 또는 "최소"는 하한값을 의미한다.

"불가피한 원소"는 비교적 소량의 Ti, B, 및 다른 원소들이다. 예를 들어 티타늄은 붕소나 탄소와 함께 주조 보조제로 사용되어 입자크기를 조정하는 역할을 한다. 본 발명의 합금은 0.06 중량% 이하의 Ti, 또는 0.01 내지0.06 중량% Ti 및 임의로 : 0.001 또는 0.03 중량% 이하의 Ca, 0.03 중량% Sr 및/또는 0.002 중량% Be를 포함할 수 있다. 이러한 원소는 미량으로 존재 가능하며, 본 발명의 합금의 다른 성질, 즉 감소된 담금질 감도 및 개선된 다른 성질에 영향을 주지 않는 양으로 부가되는 것이 바람직하다.

이 합금은 또한 크롬은 가능한한 포함하지 않으며, 바람직하게는, 0.1 중량% Cr 이하로 유지한다.

그럼에도 불구하고, 극소량의 Cr을 본 발명의 합금에 포함시킬 수 있다. 바람직한 예에서 Cr은 0.05 중량% 이하로 유지된다. 망간은 0.2 또는 0.3 중량% Mn으로 유지되고, 바람직하게는 0.05 또는 0. 1 중량% Mn을 초과하지 않는다. 본 발명의 합금의 하나 이상의 에에서 Mn 부가는 바람직한 구성을 이룬다.

합금에서, 소량의 칼슘이 주로 용융 금속 단계에서 탈산소 원소로 부가될 수 있다. Ca 부가는 0.03 중량% 이하, 보다 바람직하게는 0 0.008 중량% ( 10 내지 80 ppm) Ca 이하이고, 큰 잉곳 주조에서 크랙킹을 방지한다. 단조 및/또는 압출을 위한 둥근 빌렛과 같이 크랙킹이 중요하지 않은 경우 Ca는 부가될 필요 없거나 더 소량으로 부가되어도 좋다. 스트론튬 (Sr)은 상기 Ca 대신 동일한 목적으로 사용될 수 있다. 일반적으로, 베릴륨은 탈산소제/잉곳 크랙킹 방지제 로 부가된다. 환경, 건강 및 안전을 이유로, 보다 바람직한 본 발명의 예는 Be을 포함하지 않는 것이다.

철 및 실리콘 함량은, 예를 들어 0.04 또는 0.05 중량% Fe 및 0.02 또는 0.03 중량% Si 이하이다. 어떤 경우에는 두 불순물이 약간 높은 레벨, 0.08 중량% Fe 및 0.06 중량% Si 이하일 수 있으나 적을수록 바람직한 것이다. 덜 바람직하기는 하나, Fe 레벨은 본 발명의 합금에 최대 0.15 중량%, Si 레벨은 최대 0. 12 중량%까지 존재할 수 있다. 몰드 판의 경우 0.25 중량% Fe, 및 0.25 중량% Si 이하도 가능하다.

공지의 7XXX 시리즈와 같이, 항공기 합금에서, 철은 고화중에 구리를 묶는다. 따라서, 여기에서 구리의 양은 철에 의해 묶이지 않은 "유효한 Cu" 함량을 말한다.

따라서, 몇 경우에 본 발명에서 유효량의 Cu 및/또는 Mg 를 고려하여, Cu, Mg 또는 양쪽에 간섭을 일으킬 수 있는 Fe 및/또는 Si 함량을 고려하여 실제 Cu 및/또는 Mg 량을 조절하는 것이 바람직하다. 예를 들어 Fe 함량이 0.04 또는 0.05중량% 내지 0.1 중량%라면 Cu 최소 및 최대량은 0. 13 중량% 올리는 것이 바람직하다. 망간도 철이 존재하면 구리와 비슷한 태양을 나타낸다. 실리콘은 7XXX 시리즈 합금의 고화 중에 Mg을 묶는다. 따라서, 여기에서 의 양은 실리콘에 의해 묶이지 않은 "유효한 Mg" 함량을 말한다. 상기의 Cu 범위의 조절과 마찬가지로, Si 함량 을 최대 0.02 내지 0.08 또는 0. 1 또는 0. 12 중량% Si로 하게 되면 본 발명의 합금에 존재하는 최소 및 최대 Mg양은 마찬가지로 상향되어야 하며 그 범위는 0. 1 내지 0. 1 5 중량%이다.

본 발명의 합금은 바람직하게는 6.4 또는 6.9 내지 8.5 또는 9 중량% Zn, 1.2 또는 1.3 내지 1.65 또는 1.68 Mg의 중량%, 1.2 또는 1.3 내지 1.8 또는 1.85 Cu의 중량% 및 0.05 내지 0.15 중량% Zr을 포함한다. 임의로, 조성물은 0.03, 0.04 또는 0.06 중량% 이하의 Ti, 0.4 중량% 이하의 Sc, 및 0.008 중량% 이하의 Ca를 포함할 수 있다.

보다 바람직한 본 발명의 조성물은 6.9 또는 7 내지 8.5 중량% Zn, 1.3 또는 1.4 내지 1.6 또는 1.7 Mg의 중량%, 1.4 내지 1.9 Cu의 중량% 및 0.08 내지 0.15 또는 0.16 중량% Zr를 포함한다. % Mg는 (% Cu + 0.3)이하, 바람직하게는 (% Cu + 0.2) 이하, 더욱 바람직하게는 (% Cu + 0.1)이하이다. 바람직한 예에서, Fe 및 Si 함량은 0.04 또는 0.05 중량% 이하로 각각 낮게 유지된다. 바람직한 조성물은 7 내지 8 중량% Zn, 1.3 내지 1.68 Mg의 중량% 및 1.4 내지 1.8 Cu의 중량%를 포함하고, 보다 바람직하게는 Mg의 중량%가 Cu의 중량%를 초과하지 않으며 보다 바람직하게는 Mg < Cu이다. 구리와 마그네슘의 함량을 합하여 3.5 중량%를 초과하지 않는 것이 바람직하고, Mg의 중량% + Cu의 중량%가 3.3인 것이 보다 바람직한 것이다.

본 발명의 합금은 용융 및 직접 냉간 (DC) 주조를 포함하는 일반적인 방법으로 잉곳 형태로 제조될 수 있다.

일반적인 입자 미세화제 예를 들어 티타늄 및 붕소, 또는 티타늄 및 탄소를 포함하는 것을 공지방법에서와 마찬가지로 사용할 수 있다. (필요하다면)스캐일링 및 균질화 후, 이들 잉곳을, 예를 들어 열간압연하여 판 또는 압출물 또는 단조물로 가공하여 특정 형태의 단면을 가지게 한다. 일반적으로, 두꺼운 단면은 2 인치 이상이고, 4 내지 8 또는 12 인치 이하 또는 그 이상의 단면을 갖는다. 4 내지 8 인치 두께의 판에서, 상기 판은 용액 열처리되고(SHT) 담금질된 후, 스트레칭 및/또는 압축에 의해 8% 이하, 예를 들어 1 내지 3%로 기계적으로 응력을 경감한다. 열처리된 판 단면으로부터 바람직한 구조 형태로 가공되는데, 일반적으로 인공시효 후 바람직한 형태의 부품 예를 들어 집합 날개 익형으로 성형된다. 압출 및/또는 단조 가공단계에 의해 만들어진 두꺼운 단면의 제조에서도 비슷한 SHT, 담금질, 응력 경감 조작 및 인공시효가 수행된다.

모든 두께에서 바람직한 성질이 요구되나, 특히 유용한 두께 범위에서는 일반적으로, 두께가 증가할수록 제품의 담금질 감도도 증가한다. 따라서, 본 발명의 합금은 특히 두꺼운 게이지, 예를 들어 2 내지 3 인치이상 12 인치 이하 또는 그 이상에서 유용하다.

도 1은 일반적인 세조각 빌트-업 디자인의 전후 익형을 포함하는 항공기의 날개 박스 구조의 단면도이다.

도 2는 6- 및 8-인치 두께의 판의 냉각 속도에 대해 계산된 냉각 커브와 6- 및 8-인치 두께의 판의 냉각 속도를 시뮬래이션 한 실험 냉각커브를 나타내는 그래프이다.

도 3은 본 발명의 합금과 "대조군"으로 7150 및 7055 타입 합금의 세로 인장 항복강도 TYS (L)과 세로 파괴인성 Kq (L-T) 관계를 나타내는 그래프로서, 6-인치 두께의 판, 압출 또는 단조물에 대해 중간-면 ( "T/2") 담금질 속도를 기준으로 한 것이다.

도 4 는 본 발명의 합금과 "대조군"으로 7150 및 7055 타입 합금의 세로 인장 항복강도 TYS (L)과 세로 파괴인성 Kq (L-T) 관계를 나타내는 그래프로서, 8-인치 두께의 판, 압출 또는 단조물에 대해 중간-면 ( "T/2") 담금질 속도를 기준으로 한 것이다.

도 5는 6-인치 두께 판의 담금질 시뮬래이션에서 담금질 감도에 미치는 Zn 함량의 영향을 TYS 변화의 화살표 방향으로 나타낸 그래프이다.

도 6은 8-인치 두께 판의 담금질 시뮬래이션에서 담금질 감도에 미치는 Zn 함량의 영향을 TYS 변화의 화살표 방향으로 나타낸 그래프이다.

도 7은 7050 및 7040 알루미늄에 대해 문헌에 보고된 값과 비교하여 외삽된 최소값 라인(M-M)을 갖는 본 발명의 합금의 6-인치 두께 판의 4분의 일면 (T/4)에서 TYS (L) 대 면-변형 파괴인성 KIC (L-T) 값의 그래프이다.

도 8 은 담금질 감도 지수로서, TYS 값에 대한 단면 두께의 영향을 나타낸 그랴프로, 본 발명의 합금과 7050 알루미늄을 비교한 것이다.

도 9는 공지의 2- 단계 시효방법과 본 발명의 바람직한 3- 단계 시효방법에 의한 시효 후 세로 TYS 값(ksi) 대 전기전도성 EC (% IACS)를 6 인치 두께의 판 시료에 대해 나타낸 그래프이다. 이 도면으로부터 동일한 EC 레벨에서 현저한 강도 향상, 또는 동일한 강도 값에서 현저한 EC 레벨 향상이 2- 단계 시효에 비해 3- 단계 시효된 시료에 나타났다는 것을 알 수 있다. 이 경우, 첫 번째 단계 시효는 225℉, 250℉ 또는 두 온도 모두에서, 그리고 두 번째 단계 시효는 310℉애서 행해졌다.

도lO은 하기 표 9의 데이타를 나타낸 그래프로서; 다양한 가로 (ST) 응력 레벨에서 바람직한 합금 조성물에 대한 2- 단계 대 3- 단계 시효의 해변 SCC 성능을 나타낸 그래프이다.

도 11은 하기 표 10의 데이타를 나타낸 그래프로서; 다양한 가로 (ST) 응력 레벨에서 두번째 바람직한 합금 조성물에 대한 2- 단계 대 3- 단계 시효의 해변 SCC 성능을 나타낸 그래프이다.

도 12는 다양한 크기의 본 발명의 판 시료에 대해, L-T 방향으로, 개방구 피로 수명을 도시한 것이다. 95% 신뢰도의 S/N 밴드(점선) 및 실제 바람직한 최소한의 성능 (실선 A-A)를 다른 (T-L) 방향에서 얻은 항공기 제조사의 7040/7050-T7451 및 7010/7050-T7451 판 제품에 관한 스펙과 비교하여 도시하였다.

도 13은 다양한 크기의 본 발명의 단조 시료에 대해, L-T 방향으로, 개방구 피로 수명 개방구 피로수명을 도시한 것 으로, 평균값 (점선) 및 실제 바람직한 최소 성능 (실선 B-B)으로 나타냈다.

도 14는 다양한 크기의 본 발명의 판 시료에 대해, L-T 방향 및 T-L 방향으로, 피로 크랙 성장 (FCG) 속도 커브를 도시한 것으로, 실제 바람직한 FCG 최대 커브 (실선 C-C)을 도 12와 동일한 크기의 7040/7050-T7451 판에 대해 동일한 (L-T 및 T-L) 방향에서의 항공기 제조사의 스펙과 비교하여 도시하였다.

강도를 포함하는 기계적 성질은 비-항공기 구조용을 비롯한 항공기 구조 제품, 예를 들어 날개 스킨 특히 하부날개 스킨을 위한 두꺼운 판, 압출 또는 단조물에 중요하다. 파괴인성, 면-변형, 응력 부식 크랙킹 내성과 같은 내부식성, 개방구 피로수명 (S/N) 및 피로 크랙 성장 (FCG) 내성과 같은 피로도 중요하다.

상기한 바와 같이, 집합 익형, 소골, 웨브, 및 집합 보를 갖는 날개 스킨패널이 두꺼운 판 또는 다른 압출 또는 단조제품으로부터 가공될 수 있고, 이들은 용액 열처리, 담금질, 응력 감소(필요한 경우) 및 인공시효 과정을 거친 것이다. 용액 열처리 및 빠른 담금질이 항상 좋은 것은 아닌데, 그 이유는 담금질의 급냉이 잔류 응력을 유도하여 변형을 일으키기 때문이다. 그러한 담금질-유도된 잔류 응력은 또한 응력 부식 크랙킹을 일으킬 수 있다. 마찬가지로 빠른 담금질에 기인한 변형은 부품을 바로 펴기 위한 재작업을 필요하게 한다.

본 발명에 의해 제조될 수 있는 다른 대표적인 항공기 부품/제품은, 예를 들어: 제트 항공기의 큰 프래임 및 동체 격벽, 작은 제트기의 상부 및 하부 날개 스킨, 여러가지 제트 항공기의 랜딩 기어 및 바닥 비임, 격벽, 경비행기의 동체 부품 및 날개 스킨 등이 있다. 또, 본 발명의 합금은 현재 합금 7050 또는 7010 알루미늄으로 제조되는 작은 단조 부품으로 제조될 수 있다.

얇은 단면에서 더 좋은 기계적 성질을 얻기가 쉬우나 (그러한 부품의 빠른 냉각은 합금 원소의 불필요한 침전을 막기 때문), 빠른 담금질은 과도한 담금질 변형을 일으킬 수 있다. 실제에 있어, 그러한 부품들은 인공시효 후 응력 감소를 향하면서 기계적으로 평평하게 수정하여야 한다.

상기한 바와 같이, 두꺼운 단면을 용액 열처리 및 담금질하는 데 있어서, 알루미늄 합금의 담금질 감도가 중요하다. 용액 열처리 후, 재료를 빨리 냉각하여 여러 합금 원소를 고체 용액으로 유지하는 것이 느린 냉각을 통해 침전이 생기도록 두는 것보다 바람직하다. 침전은 기계적 성질을 감소시킨다. 두꺼운 단면, 즉 가장 큰 지점에서 2 인치 이상, 특히 4 내지 8 인치의 두께를 갖는 제품에서는, 그러한 작업편(판, 단조 또는 압출물)의 외부표면에 작용하는 담금질 매질이 재료의 중심 (가운데-면(T/2)) 또는 4분의 일-면(T/4)영역에서 내부의 열을 효율적으로 추출할 수 없다. 이것은 표면까지의 물리적인 거리와 금속을 통한 열추출은 거리에 의존한다는 사실에 기인한 것이다. 얇은 단면의 제품에서, 가운데 면의 담금질 속도는 두꺼운 단면의 제품의 담금질 속도보다 빠르다. 따라서, 합금의 전체적인 담금질 감도는 얇은 게이지의 부품에서는 두꺼운 게이지의 부품보다 덜 중요하며, 강도 및 인성이 대표적이게 된다.

본 발명은 두꺼운 게이지, 즉 1.5 인치 이상의 7XXX 시리즈 알루미늄 합금에서 강도 및 인성에 초점이 맞추어져 있다. 본 발명 합금의 낮은 담금질 감도는 극히 중요하다. 두꺼운 게이지에서, 낮은 담금질 감도는 재료를 고체 용액에서 합금 원소로 유지하게 하고(따라서 SHT 온도로부터 느린 냉각시 침전 형성을 방지한다) 특히 상기 두꺼운 게이지 제품의 중간-및 4분의 일-면에서의 느린 냉각은 우수한 강도-인성 및 내부식성을 갖는 합금 조성물을 제공하게 한다.

본 발명의 이해를 돕기 위해, 28개의, 11-인치 직경의 잉곳을 직접 냉간( DC) 주조, 균질화 및 압출하여 1.25 x 4 인치 넓이의 직사각형 막대를 만들었다. 용액 열처리 하고 유사한 냉각조건에서 다른 속도로 담금질하여 얇은 단면 및 6- 및 8-인치 두께의 단면을 갖는 작업편을 제조하였다. 이 직사각형 테스트 막대를 스트레치하여 잔류응력을 1.5% 감소시켰다. 합금 조성은 하기 표 2에 기재하였다. Zn 함량은 6.0 중량%에서부터 11.0 중량%를 약간 초과하는 범위까지이다. 동일한 테스트의 시험편에서, Cu 및 Mg 함량은 1.5 내지 2.3 중량% 사이이다.

표 2

시료번호	발명의 합금	조성(중량%)			시료번호	발명의 합금	조성(중량%)
	Y/N	Cu	Mg	Zn		Y/N	Cu	Mg	Zn
1	Y	1.57	1.55	6.01	15	N	1.86	1.93	10.93
2	N	1.64	2.2	5.99	16	N	1.98	2.09	11.28
3	N	2.45	1.53	5.86	17	N	1.97	1.86	9.04
4	N	2.43	2.26	6.04	18	Y	1.48	1.50	9.42
5	N	1.95	1.94	6.79	19	N	1.75	2.29	9.89
6	Y	1.57	1.51	7.56	20	N	2.48	1.52	9.60
7	N	1.59	2.30	7.70	21	N	2.19	2.19	9.74
8	N	2.45	1.54	7.71	22	N	1.68	1.55	11.83
9	N	2.46	2.31	7.70	23	N	1.65	2.28	11.04
10	N	2.05	1.92	8.17	24	N	2.38	1.53	11.08
11	Y	1.53	1.52	8.65	25	N	2.22	1.97	9.04
12	N	1.57	2.35	8.62	26	N	1.79	2.00	10.17
13	N	2.32	1.45	8.25	27	N	2.23	2.28	6.62
14	N	2.04	2.19	8.33	28	N	2.48	1.98	8.31

대조군이 아닌 모든 합금에 대해 : 타겟 Si= 0.03, Fe 0.05, Zr = 0. 12, Ti = 0.025

7150 대조군(시료 27)에 대해 : 타겟 Si = 0.05, Fe = 0.10, Zr 0.122 Ti = 0.025

7055 대조군(시료 28)에 대해 : 타겟 Si = 0.07, Fe = 0. 1 1, Zr 0. 12, Ti = 0.025

전-스케일 제조에서와 같이 75℉ 물로 분무하여 담금질된 6인치 두께 판의 중간-면에서의 냉각 속도를 시뮬래이션하여 1.25 인치 두께의 압출 막대의 중간-면에서 여러가지 담금질을 하여 보았다. 두 번째 세트의 데이타는 8-인치 두께의 판에 상응하는 막대의 냉각속도를 동일한 상황하에서 시뮬래이션 한 것이다.

상기 담금질 시뮬래이션은 부품 표면 및 담금질 매질의 열전달 특성을, 담금질 압출 막대를 하기 공지의 세가지 담금질 방법을 동시에 사용하여 침지시키는 것으로변형한 것이다. (i) 따뜻한 온도의 물 담금질; (ii) C0₂가스로 물의 포화; 및 (iii) 막대를 화학적으로 처리하여 낮은 열전달을 하도록 에칭 표면을 갖게 하는 것.

6-인치 두께의 판 냉각 조건의 시뮬래이션을 위해: 담금질을 위한 물 온도는 180℉로 고정하고; 물에서의 C0₂ 레벨은 0.20 LAN (용해된 C0₂ 농도의 척도, LAN = C0₂의 표준부피 /물 부피)로 유지된다. 시료 표면은 화학적으로 처리되어 표준의 에칭 표면을 가진다.

8-인치 두께의 판 냉각 조건의 시뮬래이션을 위해: 담금질을 위한 물 온도는 190℉로 고정하고; 물에서의 C0₂ 레벨은 0. 17 내지 0.20 LAN으로 유지된다.

상기 6 인치 시료와 같이, 이 더 두꺼운 판도 화학적으로 처리되어 표준의 에칭 표면을 가진다.

냉각속도는 열전쌍을 각 막대 시료의 중간-면에 삽입하여 측정한다. 참고를 위해, 6- 및 8-인치 두께의 판으로 만들어진 플랜트에서 분무 담금질 하의 냉각속도에 근접한 두개의 계산된 냉각 커브가 도 2에 도시된다. 그래프는 두개의 그룹으로 나누어지는데, 6-인치 두께 판의 중간-면에서 시뮬래이션된 냉각속도 커브를 나타내는 하부 그룹 (온도 스캐일);과 8-인치 두께 판의 중간-면에서 시뮬래이션된 냉각속도 커브를 나타내는 상부 그 이다. 이 시뮬래이션된 냉각속도는 500℉ 이상의 중요한 온도범위에서는 플랜트 제조 판의 것과 매우 유사하나, 그 이하에서는 그렇지 않은데, 이것은 중요하게 여겨지지 않았다.

용액 열처리 및 담금질 후, 다단계 시효시간을 사용하여 인공시효 특성을 연구하여 수용가능한 전기전도성 ("EC")및 내부식성 ("EXCO")을 얻었다. 본 발명의 첫 번째 2- 단계 시효 방법은 250℉로 느린 가열 ( 5 내지 6 시간), 약 250℉에서 4 내지 6 시간 시효, 및 약 320℉에서 4 내지 36 시간으로 다영한 시간대로 진행되는 두 번째 단계시효로 구성된다 .

우수한 내부식성 성능을 위한 EB 또는 그 이상 (EA)의 EXCO 등급과 36% IACS (국제 구리 표준) 이상의 전기전도성 EC 최소값을 갖는데 필요한 주어진 최소한의 시효 시간이 주어진 시료의 인장 및 압축 면-변형 파괴인성 테스트 데이타를 수집하였다. 상기 EC값은 공지기술에서 과시효의 정도 및 내부식성 향상을 나타내는 지수로 사용된다. 모든 인장 테스트는 ASTM 스펙 E8에 따라 실시하였고, 모든 항공기의 변형 파괴인성은 ASTM 스펙 E399로 실시하였으며, 상기 스펙은 공지된 것이다.

도 3 은 6-인치 두께 제품의 시뮬래이션을 위한 SHT 온도로부터 느리게 담 금질된 표 2의 합금 시료의 강도-인성을 나타낸 것이다. 한 그룹의 조성이 두각을 나타내는데, 즉 시료 번호 1, 6, -11 및 18 (도 3의 상부에서)이다. 이들 시료는 모두 우수한 파괴인성과 높은 강도를 갖는다. 놀랍게도 이들 시료 합금 조성은 본 발명의 조성물 선택 범위에서 낮은 Cu함량 및 Mg 함량, 즉, 1.5 Mg의 중량%와 1.5 Cu의 중량%를 갖는 반면, Zn 레벨은 6.0 내지 9.5 중량로 다양하였다. 개선된 합금 시료의 이들의 특정 Zn 레벨은 다음과 같았다t: 6 중량% Zn -시료 #1, 7.6 중량% Zn -시료 #6, 8.7 중량% Zn - 시료 #1 1 및 9.4 중량% Zn -시료 # 1 8.

동일한 방법으로 가공된 '대조군'인 합금 7150 알루미늄 (시료 # 27) 및 7055 알루미늄 (시료 #28)에 비해 본 발명의 합금은 강도 및 인성에 개선을 나타냈다. 도 3에서, 두 대조군의 합금 데이타의 " 강도-인성 성질 경향"을 나타내는 점선으로 연결된 그래프는 강도가 높을수록 인성이 낮아진다는 것을 본여준다. 대조군인 합금 7150 및 7055에 대한 도 3의 라인은 본 발명의 합금 시료 번호 1, 6, 11 및 18보다 매우 아래로 연장됨을 알 수 있다.

도 3에는 다양한 Zn 레벨: 6.8 중량% ( 시료 #5), 8.2 중량% ( 시료 #10), 9.0 중량% (시료 #17) 및 10.2 중량% ( 시료 #26)과, 1.9 Mg의 중량% 및 2.0 Cu의 중량%를 갖는 합금에 대한 도시를 포함한다: 그 결과는 상응하는 Zn 레벨에서 1.5 Mg의 중량% 및 1.5 Cu의 중량%를 포함하는 합금에 비해 인성이 떨어짐을 보여준다. 더 높은 Mg 및 Cu 합금 제품에 대한 두꺼운 게이지, 강도-인성은 7150 및 7055 대조군(점선)과 유사하거나 약간 우수한데, 그러한 결과는 (1) 본 발명 합금의 Cu 및 Mg 레벨 이상; (2) 많은 사용 합금의 Cu/Mg 레벨에 근접하도록 Cu 및 Mg 함량을 높 이면 강도 및 인성에 나쁜 영향을 나타낸다는 것을 보여준다.

유사한 결과가 도 4에 도시되어 있는데, 이 것은 도 3의 낮은 담금질 조건을 사용한 것이다.

도 4의 조건은 8-인치 두께 판 , 중간-면 냉각 조건과 거의 유사한 것이다. 도 3의 결론과 동일한 결과를, 더 두꺼운 판 제품에 수행된 낮은 담금질 시뮬래이션을 나타낸 도 4의 데이타로도 얻을 수 있다 .

따라서, 과거의 지식과는 달리, 현재의 상용 항공기 합금과는 거리가 먼 낮은 Cu 및 Mg 레벨로 최상의 강도-인성을 얻을 수 있다. 이러한 성질에서 Zn 레벨은 7050, 701 0 또는 7040 알루미늄 판 제품보다 높은 레벨로 최적화되었다.

두꺼운 단면의 본 발명 합금의 강도 및 인성은 합금 성분의 특정 조합에 기인한 것으로 여겨진다. 즉, 도 5를 보면, TYS 강도 값은 Zn 함량이 증가하면서 향상되고( 시료 #1 내지 시료 #6 내지 시료 #11) 선행기술의 대조군보다 우수하다. 따라서, 과거의 지식과 달리 , 합금이 적당하게 조성되기만 한다면 Zn 용질이 담금질 감도를 반드시 올리는 것만 아니다. 반대로, 본 발명의 더 높은 Zn 레벨은 실제 두꺼운 단면의 작업편의 느린 담금질 조건에 유리함이 입증되었다. 그러나 Zn 레벨이 9.4 중량%이상이 되면, 강도가 떨어질 수 있다. 따라서, 시료 #1 8 ( 9.42 중량% Zn)의 TYS 강도 는 도 5에서 다른 Zn 함령이 낮은 시료에 비해 강도가 떨어졌다.

도 6은, 마찬가지로, 8-인치 두께의 낮은 담금질 조건에서 도시한 것이다. 이 데이타로부터, 8.7 중량% Zn 레벨에서도 담금질 감도가 올라갈 수 있음을 알 수 있다. 시료 #1의 TYS 강도 값은 Zn 함량 7.6 중량%의 시료 #6보다 낮다.

담금질 감도에 대한 이 높은 용질 효과는 도 5의 TYS 강도 축 상에서 대조군 합금 7150 (시료 #27) 및 7055 (시료 #28)의 상대적인 위치로도 알 수 있다. 여기에서, 느린 담금질 (도 5)에서는 7055가 7150보다 강했으나, 낮은 담금질 조건(도 6)에서의 상대적인 스캐일은 역으로 나타났다.

상기 시료 #7의 성능을 살펴본다. 표 2에 의하면 1.59 Cu의 중량%, 2.30 Mg의 중량% 및 7.70 중량% Zn, (Mg함량이 Cu 함량을 초과)를 포함한다. 도 3에서, 이 시료 는 약 73 ksi의 높은 TYS 강도를 가지나 상대적으로 낮은 23ksi√in의 파괴인성을 나타냈다.

비교를 위해, 시료 #6은 7.56% Zn, 1.57% Cu 및 1.51% Mg ( Mg < Cu)를 포함하고 도 3에서 TYS 강도가 75 ksi 이고 34ksi√in의 더 높은 파괴인성을 나타냈다(실제 48%의 인성 증가). 이 비교 데이타는 (1) Mg 함량을 1.68 또는 1.7중량%이하로;하고, (2) 상기 Mg 함량을 Cu 함량 + 0.3 중량%이하, 보다 바람직하게는 Cu 함량이하로, 최소한 Cu 함량 이상이 되지 않도록 유지하는 것이 중요하다는 것을 보여준다.

본 발명의 합금에서 최적의 및/또는 균형된 파괴인성 (K_Q) 및 강도 (TYS)를 갖는 것이 바람직하다. 표 2의 조성과 그에 상응하는 표 3에 도시된 파괴인성 및 강도의 비교에서 알 수 있듯이, 본 발명의 조성을 갖는 합금 시료는 그러한 균형된 성질을 얻을 수 있다. 특히, 시료 번호 1, 6, 11 및 18은 모두 34ks√in 이상의 파괴인성 값(K_Q) (L-T) 및 69 ksi 이상의 TYS값을 갖거나 ; 29ksi√in 이상의 파괴인성 값(K_Q) (L-T) 및 75 ksi 이상의 TYS값을 갖는다.

Zn 함량의 상한은 인성 및 강도의 균형잡힌 성질을 얻는데 중요하다. 1 1.0 중량%를 초과하는 시료, 예를 들어 시료 번호 24 (11.08 중량% Zn) 및 22 (11.38 중량% Zn), 는 본 발명의 합금에서 정해진 최소한의 강도 및 파괴인성 레벨을 얻는데 실패하였다.

따라서, 바람직한 합금 조성은 그 증가된 파괴인성 및 항복강도로 두꺼운 항공기 구조에서 손상에 대한 강한 내성을 나타낸다. 여기에 기재된 몇 성질 값에 대해, K_Q 값은 ASTM 표준 E399의 유효범위를 구성하지 않는 항공기 응력 파괴인성 테스트로 부터 얻은 결과이다. K_Q 값을 측정한 테스트에서, 유효 범위는 : (1) 주로 P_MAX / P_Q <1.1, 및 (2) 때로는 B (두께) > 2.5 (K_Q /(σ_YS)², 이고 여기서 K_Q, σ_YS, P_MAX및 P_Q 는 ASTM 표준 E399에 규정된 것이다. 이 차이는 본 발명 합금의 높은 파괴인성의 결과이다. 유효한 면-변형 K_IC 결과를 얻기위해, 압출 바(1.25인치 두께X4인치 넓이)로 사용되는 것보다 더 두껍고 넓은 시편이 필요하다. 유효한 K_IC는 일반적으로 재료 성질이 상대적으로 시편의 크기와 구조에 의존하지 않는 것으로 여겨진다. 반면, K_Q 는 시편 크기와 구조에 따라 달라질 수 있어 엄격한 학문적 의미의 진정한 재료 성질이라고는 할 수 없다.

그러나, 필요한 것보다 작은 시편의 일반적인 K_Q값은 K_IC에 대해 고정적이다. 즉, 시료의 크기에 관련된, ASTM 표준 E399-90의 유효범위를 만족할 때, 보고된 파괴인성 (K_Q) 값은 일반적으로 얻어지는 표준 K_IC 값 보다 낮다. K_Q값은 두께 B가 1.25 인치이고 넓이는 2.5 내지 3.0 인치로 다양한 여러 시편으로 ASTM E399에 따라 압축 인장 테스트 시편을 사용하여 측정하였다. 그 시편들은 크랙 길이 A 1.2 내지 1.5인치(A/W=0.45 내지 0.5)로 피로 예비-크랙된다. 하기의, K_IC 에 대한 ASTM 표준 E399의 유효범위를 만족시키지 않는 플랜트 시험 재료를 두께, B = 2.0 인치, 폭, W = 4.0 인치를 갖는 시편압축 인장 시편을 사용하여 수행하였다. 그 시편들은 크랙 길이 2.0인치(A/W=0.5)로 피로 예비-크랙된다. 유사한 시험 조건에서 함금 조성을 변화시킨 동일한 크기의 시편을 시용하여 비교 데이타를 만들었다.

실시예 1: 플랜트 시험 - 판

플랜트 시험을 표준, 전체 크기의 잉곳 주조물을 사용하여 수행하였다. 하기 합금 조성을 갖는다: 7.35 중량% Zn, 1.46 Mg의 중량%, 1.64 Cu의 중량%, 0.04 중량%Fe, 0.02중량%Si 및 O.11중량%Zr. 잉곳을 스캐일링하고 885℉ 내지 890℉에서 24 시간 균질화한 다음, 열간압연하여 6-인치 두께의 판으로 만들었다. 압연된 판 을 885℉ 내지 890℉에서 140 분동안 용액 열처리하고, 실온에서 분무하여 담금질하고, 냉간 스트레치로 1.5 내지 3%잔류 응력을 경감시켰다. 판을 2- 단계시효를 실시하는데, 6시간/250℉의 첫 번째 단계 시효 및 320℉에서 각각 6, 8 및 1 1 시간, (하기 표에서 시간 Tl, T2 및 T3로 표시) 의 두 번째 단계 시효로 이루어진다. 인장, 파괴인성, SCC, EXCO 및 전기전도성 테스트 결과를 하기 표 3에 나타내었다. 도 7은 L-T 응력 파괴 인성 (KIC ) 대 세로 인장 항복강도 TYS(L)를 나타내는데, 두 시료는 판의 4분의 일-면 (T/4) 위치에서 위한 것이다. 선형의 강도 인성 상관 경향 (라인 T3-T2-TI)이 이들 대표적인 두 번째 단계 시효시간에서의 데이타로 나타났다. 바람직한 최소한의 성능 라인 (M-M)도 도시하였다. 도 7에는 또한 산업용 스펙 BMS 7-323C에 의해 제조된 6-인치 두께의 7050-T7451 판과 AMS D99AA 스펙9(Preliminary Materials Properties Handbook 참조)의 7040-T7451 6-인치 두께의 판 에 대한 일반적인 성질 값이 도시되어 있다. 두 스펙은 모두 공지되어 있다.

2 단계 시효된 판의 이 예비 데이타로부터, 7050 또는 7040 합금 판에 비해 본 발명의 합금 조성이 확실히 더 우수한 강도-인성을 나타낸다는 것을 알 수 있다. 7050-T7451 판에 비해, 예를 들어 2 단계 시효된 본 발명의 버전은 동일한 35ks√in의 K_IC에서 TYS 향상이 1 1 % (72 ksi 대 64 ksi)였다. 다르게 말하면, 동일한 TYS 레벨에서 본 발명에서 얻어진 K_IC 값에 현저한 향상이 있다는 것이다. 예를 들어 2 단계 시효된 본 발명의 판 제품에서는 66.6 ksi의 동일한 TYS 레벨에서 7040-T7451에 비해 28% K_IC (L-T) 인성의 향상이 있었다(32.3 ks√in-대 41 ks√in).

표 3

본 발명의 합금의 플랜트 가공된, 6-인치 두께의 판 시료의 성질

320℉ 시효 시간	L-UTS (T/4)	L-TYS (T/4)	EL (T/4)	L-CYS (T/4)	L-TK_IC (T/4)	EXCO (T/4)	EC (T/4)	SCC응력 (ASTM G44) (20일-경과) (T/2)
시간	(ksi)	(ksi)	(%)	(ksi)	(ks√in)		(%IACS)	(ksi)
6(T1)	77.1	74.9	6.8	73.2	33.6	EB	40.5	35
8(T2)	75.6	72.5	7.3	71.0	35.2	EB	41.3	40
11(T3)	71.9	67.2	8.6	65.6	40.5	EA	42.7	45

실시예 2: 플랜트 시험 - 단조물

하기 조성 1 및 조성 2로 표시된 두개의 전체 크기의 시트/잉곳을 사용하여 플랜트 시험을 수행하였다.

조성 1: 7.35 중량% Zn, 1.46 Mg의 중량%, 1.64 Cu의 중량%, 0. 11 중량% Zr, 0.038 중량% Fe, 0.022 중량% Si, 0.02 중량% Ti;

조성 2: 7.39 중량% Zn, 1.48 Mg의 중량%, 1.91 Cu의 중량%, 0.11 중량% Zr, 0.036 중량% Fe, 0.024 중량% Si, 0.02 중량% Ti.

표준 7050 잉곳을 대조군으로 사용하였다. 상기 잉곳을 885℉에서 24 시간 군질화하여 단조를 위한 빌렛으로 만들었다. 밀폐 다이, 단조 부품을 제조하여 세개의 다른 두께, 2 인치, 3 인치 및 7 인치에서 성질을 평가하였다. 이들 금속에 대해 수동 단조를 사용한 예비 성형 조작과 블로커 다이 조작 및 최종의 마감 다이 조작을 35,000톤 프레스를 사용하여 수행하였다. 단조 온도는 725 - 750℉ 사이였다. 단조 시편을 880 내지 890℉에서 6시간 용액 열처리하고, 담금질 한 다음 냉간 작업하여 1 내지 5% 잔류 응력을 경감시켰다. SCC 성능 향상을 위해 T74 타입 시효 처리를 하였다. 시효 처리는 225℉에서 8 시간, 250℉에서 8 시간, 그리고 350℉에서 8 시간 수행된다. 인장 테스트를 세로, 긴 가로 및 짧은-가로 방향을 수행하여 도 8에 도시하였다. 모든 세 방향에서, 본 발명 합금의 인장 항복강도 (TYS)값은 두께 2 내지 7 인치 범위에서 거의 변하지 않았다. 그에 반해, 7050 스펙은 두께가 2에서 3 내지 7 인치로 증가함에 따라 TYS 값이 공지의 7050 합금에 비해 떨어졌다. 따라서, 도 8은 본 발명의 낮은 담금질 감도의 장점을 다시 확인시켜 주었으며 본 발명의 함금으로 제조된 단조물은 공지의 7050 합금에 비해 넓은 두께 범위에서 강도의 변화가 없다.

본 발명은 공지의 7XXX 시리즈 합금 디자인의 Mg 함량이 높을수록 높은 강도를 갖는다는 사상에 배치된다. 이 사상은 얇은 단면의 7XXX 알루미늄에 대해서는 사실일지 모르나, 두꺼운 제품 형태에는 사실이 아니다. 왜냐하면 높은 Mg 함량은 실제 담금질 감도를 높여 두꺼운 단면의 강도를 저하시킨다.

본 발명이 주로 실제 적용되는 정도의 빠른 담금질로 제조된 두꺼운 단면의 제품에 초점이 맞추어져 있으나, 당업자는 본 발명의 낮은 담금질 감도의 장점을 살리면서 의도적으로 느린 담금질 속도를 얇은 단면 부품에 적용하여, 강도와 인성의 과도한 희생 없이, 담금질-유도된 잔류 응력과 빠른 담금질에 의한 변형을 줄일 수 있다는 것을 안다.

본 발명의 합금의 낮은 담금질 감도의 또 다른 장점은 다이 단조물 및 몇 압출물과 같이 두꺼운 단면과 얇은 단면을 모두 갖는 제품에서 나타난다. 그러한 제품은 두꺼운 단면과 얇은 단면 사이의 항복강도 차이를 견뎌야 한다. 즉, 스트레칭 후 변형의 기회를 줄여야 한다 .

일반적으로, 주어진 7XXX 시리즈 합금에 대해, 인공시효가 최대 강도, T6-타입 제품에 대해 진행되고 (즉 "과-시효"), 그 제품의 강도는 감소되는 반면 파괴인성 및 내부식성은 증가하게 된다. 따라서, 현대의 부품 디자이너들은 특정 용도에 맞는 특정 합금 조건으로 강도, 파괴인성 및 내부식성을 잘 조합하려 한다. 본 발명의 합금의 경우, 도 7에 도시된 L-T 면-변형 파괴인성 K_IC및 L 인장 항복 강도 그래프에 나타난 바와 같이, 둘다 6-인치 두께의 판 제품에서 세로 방향으로 4분의 일-면(T/4)에서 측정되었다. 도 7은 본 발명의 합금이 표 3의 T1 시효시간에서 75 ksi 항복강도, 33 ksi√in 파괴인성 ; 표 3의 시효시간 T2에서 72 ksi 항복강도, 35 ksi√in 파괴인성 ; 표 3의 시효시간 T3에서 67 ksi 항복강도 및 40 ksi√in 파괴인성을 나타낸다는 것을 보여준다.

당업자에게, 특정 7XXX 시리즈 합금의, 강도-파괴인성 경향은 도 7에 도시된 본 발명의 세개의 실시예와 달리 서로 역 관계인 것으로 알려져 있다. 그러므로 적정한 인공시효 처리에 의해 여러가지 바람직한 성질의 결합을 달성할 수 있다.

상기 발명이 주로 항공기 구조용에 대해 기술되었으나 그 최종 용도를 그에 한정할 필요는 없다. 오히려, 본 발명의 합금 및 그 바람직한 3 단계 시효 방법은 많은 다른, 비-항공기 관련 용도에 비교적 두꺼운 주조물, 압연 판, 압출물 또는 단조제품 형태로 사용되며, 특히 SHT 온도로부터 느리게 담금질되는 조건에서 비교적 높은 강도가 요구되는 용도에 사용될 수 있다. 그러한 예로는 몰드 판이 있고, 이것은 광범위하게 다양한 형태의 몰드로 가공될 수 있다. 그러한 적용에 바람직한 재료 특성은 높은 강도 및 낮은 가공 변형이다. 7XXX 합금을 몰드 판으로 사용하는 경우, 용액 열처리 후 느린 담금질이 낮은 잔류 응력을 부여하기 위해 필요하며, 그렇지 않으면 가공변형을 일으킨다. 느린 담금질은 7XXX 시리즈 합금에 존재하는 강도 및 다른 성질들을 저하시킬 수 있는데, 그것은 그 합금의 높은 담금질 감도 때문이다. 본 발명 합금의 독특하게 매우 낮은 담금질 감도가 비교적 높은 강도를 유지하면서 느린 담금질을 가능하게 하고, 이것이 두꺼운 몰드 판으로서 그러한 비-항공기, 비 구조용으로 사용하는 경우 매우 유용한 점이다. 이 특정 용도에는 하기의 바람직한 3 단계 시효 방법이 필요하지 않을 수도 있다. 단일 단계, 또는 표준 2 단계, 시효 방법으로 충분할 수도 있다. 몰드 판은 주조 판 제품일 수 있다.

본 발명은 공지기술의 7000 시리즈 알루미늄 합금 제품이 가졌던 문제를 해결하여 현저하게 감소된 담금질 감도를 나타내 두꺼운 게이지의 항공기 부품 또는 두꺼운 제품으로부터 가공된 부품보다 더 높은 강도 및 파괴인성 레벨을 제공한다. 또한, 본 발명에서 기술되는 시효 방법은 그러한 새로운 합금의 내부식성을 향상시킨다. 대표적인 몇 새로운 7XXX 합금 조성에 대해 인장 항복강도 (TYS) 및 전기전도성 EC 측정 (as a % IACS)을 측정하고 비교를 위해 시효 공정을 본 발명에 실시하였다. 상기 EC 측정은 실제 내부식성과 관련이 있어, EC 값이 높을수록, 합금의 내부식능도 높아진다. 상용 7050 합금을 세개의 내부식성 합금: T76 (일반적인 SCC 최소성능, 또는 "개런티", 25 ksi 및 EC-39.5% IACS); T74 ( SCC 개런티 -35 ksi 및 40.5% IACS); 및 T73 (SCC 개런티-45 ksi 및 41.5% IACS)을 제조하였다.

항공기, 배 또는 다른 구조용에서, 엔지니어들은 부품 중에서 가장 약한 연결 실패 모드에 기초해 재료를 선택한다. 예를 들어 항공기의 상부 날개 합금은 현저하게 높은 압축 응력이 중요하므로, 인장 응력을 포함한 이것은 SCC 내성에 대한 요구는 비교적 낮은 편이다. 마찬가지로, 상부 날개 스킨 합금은 비교적 낮은 짧은-가로 SCC 내성을 갖더라도 높은 강도를 갖는 것이 선택된다. 동일한 항공기 날개 박스내에서, 익형 부재는 인장 응력이 중요하다. 구조 엔지니어들이 중량 감소에 관심을 가지고 이 용도에 더 높은 강도를 요구하더라도, 가장 약한 연결부가 그 부품에 대해 높은 SCC 내성을 요하게 된다. 오늘날의 익형 부품은, 따라서, 보다 내부식성을 갖도록 제조되나, 강도는 낮은 합금, 예를 들어 T74가 사용된다. 동일한 강도에서 EC 향상, 및 상기 Al SCC 테스트 결과로부터, 바람직한, 신규의 본 발명의 3 단계 시효 방법이 이들 구조/재료 엔지니어 및 항공기 부품 디자이너들에게 7050/7010/7040-T76 제품의 강도 레벨과 T74에 가까운 내부식성 레벨을 부여하는 방법을 제공할 수 있다. 또는, 본 발명은 T76의 내부식성과 현저하게 더 높은 강도 레벨을 제공할 수 있다.

실시예.

세개의 대표적인 조성의 신규의 7xxx 합금 패밀리를 타겟으로 크게 주조하여 , 하기 조성을 갖는 사용 스캐일의 잉곳을 제조하였다.

표 4

합금	중량% Zn	중량% Cu	중량% Mg	중량% Fe	중량% Si	중량% Zr	중량% Ti
A	7.3	1.6	1.5	0.04	0.02	0.11	0.02
B	6.7	1.9	1.5	0.05	0.02	0.11	0.02
C	7.4	1.9	1.5	0.04	0.02	0.11	0.02

주조 잉곳 재료들은, 가공, 즉 6 인치 최종 게이지의 판으로 압연하여, 용액 열처리 등의 가공을 한 후, 하기 표 5에 기대된 시효공정을 거치도록 하였다. 실제, 두개의 다른 첫 번째 단계를 3 단계 평가에서 비교하였는데, 하나는 250℉에서 단일 노출이었고 다른 하나는 두개의 하부-단계로 나누어 225℉에서 4 시간 뒤 두 번째 하부단계는 250℉에서 6 시간 노출시키는 것이다. 이 두개의 하부-단계 공정은 첫 번째 단계 처리라고 부른다. 즉, 310℉에서의 두 번째단계 처리 전에 수행하는 것이다. 어떤 경우든, 첫 번째 단계의 두가지 타입, 250℉에서 긴 처리와 225 및 250℉로 나누어진 처리, 사이에서 관찰된 성질에 특졀한 차이는 발견되지 않았다. 따라서, 여기에서 어떤 단계든 그정도의 변화폭은 수용한다.

표 5

	첫 번째 단계/시간	두 번째단계/시간	세 번째 단계/시간
2단계 시효	250℉/6시간	31O℉/-5 내지 15시간	-

3단계 시효	250℉/6시간	31O℉/-5 내지 15시간	250℉/24시간
	225℉/4시간+ 250℉/6시간	31O℉/-5 내지 15시간	250℉/24시간

각 6 인치 두께의 판으로 시편을 만들어 시험하였고, 2 및 3- 단계 시효된 성질의 평균을 다음과 같이 측정하였다.

표 6 평균 TYS 및 EC 성질

합금	인장 항복 (T/4) ksi	2단계 시효 EC, % IACS	3단계 시효 EC, % IACS
A	74.4	38.5	40.0
B	74.6	38.5	39.8
C	75.3	38.5	39.7

도 9는 표 6의 데이타를 사용하여 인장 항복강도 및 EC 값을 나타낸 그래프이다. 3-단계 시효된 합금 A, B 또는 C는 동일한 항복강도 레벨에서 현저하게 증가된 EC를 나타낸다. 이 데이타로부터, 두번 째 시효가 31O℉에서 각각 수행된 2-단계 시효에 비해 3- 단계 시효 조건에서는 동일한 EC 레벨에서 현저한 강도 증가가 있었다. 예를 들어, 39.5% IACS에서 2-단계 시효된 합금 A 시편의 항복강도는 72.1 ksi였다. 그러나, 그 TYS 값은 본 발명에 따라 3- 단계 시효를 할 경우 75.4 ksi로 증가한다.

Al SCC 연구를 ASTM 표준 D-1141 에 따라, ASTM 표준 G44에서 요구하는 보다 일반적인 3.5% NaCl 염 용액 보다 공격적인 특정 합성 해수(SOW) 용액에 교대 침지하여 수행하였다. 표 7은 단지 2-단계 시효를 거친 다양한 합금 A, B 및 C 시료 (모두 ST 방향에서)에 대해 320℉에서 여러 시간 (6, 8 및 11 시간)대의 결과를 나타낸 것이다.

표 7. 2-단계 시효를 받은 플랜트 가공된 6인치 판의 합금 A,B,C를 교대침지에 의해 합성 해수에 121일간 노출 후 SCC 시험 결과

이 데이타로부터, 121일 노출후 몇 SCC 실패가 관찰되었는데, 주로 짧은- 가로(ST) 적용된 응력, 시효시간 및/또는 합금의 함수로 나타내었다.

표 8에는 추가로 250℉에서 24 시간 시효시킨 후 합금 A 및 C(동일한 ST 방향을 적용된 응력)의 SCC 결과를 기재하였다. 즉, 총 시효는 : (1) 6 시간 - 250℉; (2) 6, 8 또는 11시간 - 320℉; 및 (3) 24 시간 - 250℉로 구성된다.

표 8. 3-단계 시효를 받은 플랜트 가공된 6인치 판의 합금 A,B,C를 ASTM D-1141-90 교대침지에 의해 합성 해수에 93일간 노출 후 SCC 시험 결과

첫 번째 93 일간의 노출 후 동일한 시험조건에서 실패 시료가 없었다. 따라서, 본 발명의 새로운 3- 단계 시효 방법이 일번적인 2- 단계 시효에 비해 독특한 강도/SCC 이점을 부여하는 것으로 입증되었으며. 개선된 성질이 신규 제품의 개발 및 다른 성질과의 결합으로 다른 항공기 제품의 개발에 기여할 것이다.

표 7의 데이타와 표 8의 데이타를 비교해보면, 본 발명의 합금에 2 단계/ 3단계 시효가 실시될 수 있지만, 바람직한 3 단계 시효방법이 실제 SCC 테스트 성능의 향상을 가져온 것을 알 수 있다. 표 6 및 7 SCC 성능 "지수" 데이타, EC 값 ( %IACS)를 TYS (T/4) 값과 함께 포함한다.

그러나, EC 테스트는 제품의 다른 영역에서 수행되었으므로, 즉 표 7은 표면 측정 값이고 표 8은 T/10 측정이므로( EC 지수 값은 주어진 시편에서 일반적으로 표면에서 안으로 들어갈수록 감소한다), 2 단계 대 3단계 시효된 제품의 상대적인 값을 측정하기 위해서는 하나 하나 비교하여야 한다. TYS 값은 진정한 비교가 불가능한데, 그것은 롯 크기도 다르고 시험위치(실험실 대 플랜트)도 다르기 때문이다. 대신, 본 발명 합금의 6 인치 두께의 판 시료를 테스트하여 세로 TYS 값 (ksi) 대 전기전도도 EC (% IACS)로 도시한 도 9의 상대적인 데이타는 3 단계 시효가 강도 및 내부식성의 향상을 나타낸다는 것을 보여준다.

해변 SCC 테스트 데이타는 신규의 7XXX 합금 패밀리에 신규의 3- 단계 시효방법을 실시함으로써 내부식성의 향상이 실현되었음을 확인해 준다. 표 4의 합금 조성물 A에 대해, SCC 테스트를 2-단계 시효된 것은 568일간, 3 단계 시효된 것은 328일간 테스트하여 2-단계 및 3-단계 시효의 SCC 성능을 하기 표 9 (후자의 (3 단계) 테스트는 전자의 (2 단계) 테스트 후 실시되었다; 따라서, 2 단계 시효된 시편에 더 긴 테스트 시간이 관찰된 것이다)에 맵핑하였다.

표 9 합금 A에 대해 두 번째 단계 시효를 320℉에서 실시할 때 2-단계 시효 대 3- 단계시효의 짧은-가로 해변 SCC성능의 비교

실패까지의 생존일수
시효방법		2단계 시효		3단계 시효
320℉에서 시효시간		6 시간	8 시간	7 시간	9 시간
L-TYS		74.9 ksi	72.5 ksi	73.3 ksi	71.0 ksi
짧은-가로방향에 적용된 응력	23 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	25 ksi	39,39 507,39	46,39,46,39,46	＋＋＋	＋＋＋
	27 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	29 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	31 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	33 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	35 ksi	39,39,39,39,39	39,39,39,39,39	＋＋＋	＋＋＋
	37 ksi			314＋＋	＋＋＋
	39 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	40 ksi	39,39,39,39,39	39,39,39,39,39
	41 ksi			＋＋＋	265＋＋
	43 ksi			167＋167	＋＋＋
	45 ksi	39,39,39,39,39	39,39,39,39,39	＋272,328	＋＋＋
	47 ksi			167,153＋	＋＋＋
	49 ksi			187,265,90	293＋237
	51 ksi			251,97,160	＋＋＋
		568일 생존한 시편		＋ 328일 생존한 시편

2단계 시효는 250℉에서 6시간, 320℉에서 6 또는 8시간으로 구성,

3단계 시효는 250℉에서 6시간, 320℉에서 7 또는 9시간, 250℉에서 24시간으로 구성.

이 데이타는 도 10에 요약되어 있고, 2단계든 3단계든 상관 없이 도면 상부 왼쪽의 시간은 320℉에서의 두 번째 단계 시효시간을 말하는 것이다.

두 번째 조성물, 표 4의 합금 C ( 7.4 중량% Zn, 1.5 Mg의 중량%, 1.9 중량% Cu, 및 0. 11중량% Zr), 을 상기와 같이 2-단계 시효 대 3-단계 시효를 수행하여 비교하였다. 해변 SCC 테스트의 장기간의 결과를 하기 표 1 0에 나타내었다.

표 10 합금 C에 대해 두 번째 단계 시효를 320℉에서 실시할 때 2-단계 시효 대 3- 단계시효의 짧은-가로 해변 SCC성능의 비교

실패까지의 생존일수
시효방법		2단계 시효		3단계 시효
320℉에서 시효시간		6 시간	8 시간	7 시간	9.5 시간
L-TYS		75.3 ksi	73.9 ksi	74.3 ksi	72.8 ksi
짧은-가로방향에 적용된 응력	23 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	25 ksi	39 39	59	＋＋＋	＋＋＋
	27 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	29 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	31 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	33 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	35 ksi	39,39,39,39,39	59,39,67,73,39	＋＋＋	＋＋＋
	37 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	39 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	40 ksi	39,39,67,39,39	39,39,39,46,67
	41 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	43 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	45 ksi	39,39,39,39,39	39,53,39,39,39	＋＋244	＋＋＋
	47 ksi			＋＋＋	＋＋＋
	49 ksi			＋272＋	＋＋＋
	51 ksi			181＋＋	＋265＋
		568일 생존한 시편		＋ 328일 생존한 시편

이 표 10의 데이타는 도 11에 요약되어 있고, 2단계든 3단계든 상관 없이 도면 상부 왼쪽의 시간은 320℉에서의 두 번째 단계 시효시간을 말하는 것이다.

합금 A 및 합금 C의 데이타로부터, 본 발명의 바람직한 합금 조성에 바람직한 3-단계 시효 처리를 하는 것이 2단계 시효 처리한 것에 비해 SCC 해변 테스트 성능에서 현저한 개선을 부여하는 것을 알 수 있다. 그러나, 이 장기간의 SCC 해변 테스트 전에는, 3-단계 시효 처리가 더 선호되기는 하지만, 2 단계 시효된 재료도 시뮬래이션 테스트에서 몇 SCC 성능의 향상을 나타내었고 몇 용도에는 적합할 수 있다.

3-단계 시효에서, 상기 합금 조성물의 첫 번째 단계 시효는 바람직하게는 200 내지 275℉, 보다 바람직하게는 225 또는 230 내지 260℉, 가장 바람직하게는 250℉근처에서 수행되어야 한다. 상기 온도에서 약 6 시간이면 충분하나, 실질적인 침전 경화가 생성하기에 충분한 시간동안 첫 번째 단계 시효가 행해져야 한다는 것은 주지해야 한다. 따라서, 비교적 짧은 시간, 250℉에서 즉 2 또는 3 시간으로도 (1) 부품 크기 및 형태의 복잡성에 따라; 그리고 (2) 특히 상기 "단축된" 처리 /노출이 상대적으로 느린 몇 시간, 즉 4 내지 6 또는 7 시간의 가열속도와 합쳐지는 경우에는 충분할 수도 있다.

본 발명의 바람직한 합금 조성물의 바람직한 두 번째 단계 시효는 첫 번째 단계 열처리 후 바로 연결되거나 첫 번째 및 두 번째 단계 사이에 일정한 시간/온도 간격을 두는 방법이 있다. 두 번째 단계는 290 또는 300℉ 내지 330 또는 335℉에서 수행된다. 바람직하게는, 두 번째 단계 시효가 305와 325℉사이에서 수행된다. 보다 바람직하게는, 두 번째 단계 시효가 31O내지 320 또는 325℉에서 수행된다. 두 번째 단계의 바람직한 노출 시간은 사용되는 실제 온도에 역으로 의존한다. 즉, 310℉근처에서 수행되는 경우 , 총 노출시간은 6 내지 18 시간, 바람직하게는 7 내지 13, 더욱 바람직하게는 15 시간 또는 13이다. 두 번째 시효단계 온도가 320℉인 경우, 두 번째 단계의 시간은 6 내지 10 시간, 바람직하게는 7 또는 8 내지 1 0 또는 1 1 시간이다. 또한 두 번째 단계 시효시간 및 온도 선택에는 바람직한 타겟 성질이 있다. 주어진 온도에서 처리시간이 짧아질수록 강도가 좋아지고 노출시간이 길수록 내부식성이 좋아진다.

마지막으로, 세 번째 시효 단계는 두 번째 단계로부터 바로 연결되어 세 번째 단계를 그러한 두꺼운 작업편상에 수행할 필요가 있으며, 극히 조심스럽게 두 번째 단계의 온도 및 총 시간을 조절하여 두 번째 시효 단계 온도에서 너무 긴 시간 내버려두지 말아야 한다. 두 번째 및 세 번째 시효 단계 사이에, 본 발명의 금속 제품 가열로에서 제거되어 팬등을 사용하여 250℉ 이하의, 또는 실온으로 급냉될 수 있다. 어떤 경우라도, 본 발명의 세 번째 시효 단계 바람직한 시간/온도 는 상기 첫 째 시효 단계와 거의 동일하다.

본 발명의, 합금은 열간 압연에 적합한, 잉곳 유도된 제품으로 제조된다. 즉, 큰 잉곳은 상기 조성물로부터 반-연혹 주조로 제조되고 표면의 불순물을 제거하기 위해 스캐일링 및 가공되어 우수한 압연 표면을 가지게 된다. 잉곳은 내부구조의 균질화 및 용액화를 위해 예비가열되고 적합한 예비 열처리는 이 조성물 타입에는 비교적 높은 온도 , 예를 들어 900℉에서 실시된다. 그렇게 하는 경우, 바람 직한 것은, 첫 번째 온도 레벨을 더 낮게, 예를 들어 800℉이상, 즉 820℉ 또는 그 이상, 또는 850℉ 또는 그 이상, 바람직하게는 860℉ 또는 그 이상, 즉 870℉ 또는 그 이상에서 열처리하고, 잉곳을 그 온도에서 일정 시간, 즉, 3 또는 4 시간 유지한다. 다음으로 잉곳을 890℉ 또는 900℉, 가능하다면 그 이상 온도에서 또는 몇 시간 유지한다. 그러한 균질화를 위한 단계적인 가열은 당업계에 오래전부터 공지된 기술이다. 균질화는 4 내지 20 시간 또는 그 이상 집중적으로 수행되는 것이 바람직하고, 균질화 온도는 880 내지 890℉ 이상이 바람직하다. 즉, 890℉ 이상의 온도에서 4 시간 이상, 바람직하게는 8 내지 20 또는 24 시간 이상 유지된다. 공지된 바와 같이, 더 큰 잉곳 사이즈를 원한다면 더 긴 균질화 시간이 필요하다. 용융 및 불용 구성성분의 총 부피는 낮게 유지되는 것이 바람직하다. 즉 1.5 부피%이하, 바람직하게는 1 부피%이하인 것이 바람직하다. 비교적 높은 예비가열 또는 균질화 및 용액열처리 온도를 사용하더라도 부분적인 용융은 피하도록 주의하여야 한다. 그러한 주의는 느린 또는 단계적인 가열 또는 둘 다를 포함한다.

다음으로 잉곳은 압연되고 압연 판 제품에서 재결정되지 않은 입자 구조를 갖는 것이 바람직하다. 따라서, 열간 압연을 위한 잉곳은 820℉이상, 즉 840 내지 850℉ 또는 그 이상 온도에서 노를 나와 , 압연 조작은 초기 온도 775℉ 이상, 바람직하게는, 8OO℉ 이상, 즉 8lO 내지 825℉에서 행해진다. 이러한 상승은 재결정을 감소시킨다. 또한, 압연을 재가열 없이 압연 밀의 파워와 압연중의 열 보존으로 압연 온도를 필요한 최소한, 즉 750℉ 로 유지하여 행하기도 한다. 일반적으로, 본 발명의 실시에서, 50% 이하의, 바람직하게는 35% 이하의, 가장 바람직하게는 25%이하의 재결정 최대값을 갖는 것이 바람직하다. 재결정이 적게 얻어질수록 파괴인성이 우수하다.

바람직한 두께의 판이 얻어질때까지 열간 압연을 계속한다. 본 발명의, 판 제품은 가공되어 항공기 부품, 예를 들어 2 내지 3 인치에서 9 또는 10 인치 두께의 집합 익형으로 제조될 수 있다. 일반적으로, 이 판의 두께는 비교적 소형 항공기의 경우 4인치에서부터 6 또는 8 인치에서 10 또는 12 인치 또는 그 이상의 두거운 판일 수도 있다. 본 발명은 또한 소형 제트 항공기의 하부 날개 스킨 제조에 사용될 수도 있다. 단조 및 압출물의 경우, 특히 두꺼운 단면을 갖는 제품에 적용가능하다. 압출물 제조에 있어, 본 발명의 합금은 600 내지 750℉, 즉, 700℉ 근처에서 압출되고, 바람직하게는 10:1 또는 그 이상으로 단면적이 감소 (압출비율)된다. 단조물도 또한 사용가능하다.

열간 압연된 판 또는 다른 정련 제품은 840 또는 850℉ 내지 880 또는 900℉ 로 가열하는 것으로 용액 열처리된다. 바람직하게는 SHT 온도에서 모든 아연, 마그네슘 및 구리가 용해되는데, 물리적인 처리가 항상 완벽한 것은 아니어서 이 주요 합금 성분이 SHT (용액화) 동안 완전히 용해하지 않을 수도 있다. 상기한 바와 같이, 상승된 온도에서 가열 후, 제품을 담금질하여 용액 열처리 공정을 완성한다. 그러한 냉각은 일반적으로 냉수에 침지하거나 물을 분무하는 것으로 행해지고, 공기 냉각을 대신 또는 보조 수단으로 사용할 수 도 있다. 담금질 후, 어떤 제품은 냉간 가공, 예를 들어 스트레칭 또는 압축 가공되어, 내부 응력을 경감시키거나 제품을 평평하게 하고, 몇 경우에는 판 제품을 강화한다. 즉, 판을 1 또는 1½ 또는 가능하다면 2% 또는 3% 이상 스트레칭 또는 압축하거나 동일한 양으로 냉간 가공한다. 용액 열처리된( 그리고 담금질된) 제품은, 냉간 가공을 거치든 안거치든, 침전 경화 조건에 있거나, 상기한 바람직한 인공시효 방법에 의한 또는 다른 시효 기술에 의한 인공시효를 위한 준비가 되어 있다고 여겨진다. 여기에 사용된 "용액열처리"는 , 특별한 언급이 없는 한 담금질을 포함하는 의미이다.

담금질, 및 필요하다면 냉간 가공 후, 제품 ( 판 제품 일 수 있음)은 강도 및 다른 성질의 향상을 위해 적정온도로 가열하는 것에 의해 인공시효 된다. 바람직한 열적인 시효 처리에서, 침전 경화가능한 판 합금 제품은, 단계 사이의 명확한 경계가 없을 수도 있으나, 3-단계의 시효단계를 거치게 된다. 일반적으로 주어진 처리 온도, 그 자체로, 침전(시효) 효과를 나타낼 수 있으나, 자주 그러한 조건과 침전 경화 효과를 모으는 것이 필요하다.

본 발명의 시효 방법에 그러한 시효 집적을 적용하는 것이 바람직하다. 즉, 프로그램 가능한 공기로에서, 250℉에서 24 시간 첫 번째 단계 열처리를 행하고, 동일한 노에서 온도를 점차적으로 상승시켜 적정 시간에 걸쳐 310℉ 근처로 만든 다음, 금속을 이미 250℉에서 안정화된 다른 로로 즉시 옮겨 6 내지 24 시간 유지한다. 첫 번째와 두 번째 사이 그리고 두 번째 와 세 번째 단계의 시효처리 사이에 실온으로의 전이를 끼워넣지 않는 것이 보다 연속적이다. 그러한 집적은 미국 특허 제 3,645,804 호에 보다 상세하게 기재되어 있으며, 모든 내용은 여기에 참고문헌으로 삽입된다. 단일의 프로그램가능한 노에서, 판 제품의 인공시효를 위한 둘 또는, 세 단계도 가능하다.

그러나, 상기 본 발명의 바람직한 예에서는 각 단계가 다른 두 단계로부터 구별되는 것이 바람직하다. 일반적으로 말하자면, 이들 세 단계의 첫 번째 단계는 합금 제품을 침전 경화시키는 것이고; 두 번째(더 높은 온도) 단계는 본 발명의 합금을 상승된 온도에 노출시켜 내부식성, 특히 응력 부식 크랙킹 (SCC) 내성(일반의 산업용 및 해변을 시뮬래이션하 대기 조건 모두에서)을 향상시키려는 것이다. 세 번째 및 최종 단계 는 본 발명 합금을 높은 강도 레벨로 더 침전 경화시키면서 또한 개선된 내부식성을 부여하려는 것이다.

본 발명 합금의 낮은 담금질 감도는 공지의 " 프레스 담금질"에 적용시에도 유리하다. "프레스 담금질"은 2XXX, 6XY.X, 7XXX 또는 8XXX 합금 시리즈와 같은 시효 경화가능한 압출 합금의 제조공정에 이용된다. 일반적인 제조공정은 : 빌렛의 직접 냉간 (DC) 잉곳 주조, 균질화, 실온으로 냉각, 노나 유도 가열기에 의한 재가열, 가열된 빌렛을 최종 형태로 압출, 압출 부품을 실온으로 냉각, 부품을 용액 열처리, 담금질, 스트레칭 및 실온에서 자연시효 또는 상승된 온도에서 인공시효하여 최종 합금을 제조하는 것으로 구성된다.

"프레스 담금질"은 압출 온도 및 다른 압출 조건을 조절하여 압출 다이를 나올 때, 부품이 바람직한 용액 열처리 온도 또는 그에 가까운 온도로 되어 용융 성분이 효과적으로 고체 용액이 되는 것을 말한다. 부품이 압출 프레스를 나올 때 , 물, 가압공기 또는 다른 매질을 사용하여 빠르고 직접적이며 연속적으로 담금질한다. 프레스 담금질된 부품은 일반적인 스트레칭, 그 다음으로 자연 또는 인공 시효를 거치게 된다. 따라서, 이 프레스 담금질을 포함하는 공정에서는 반적인 제조 공정에 비해, 경비가 따로 드는 용액 열처리 공정을 제거할 수 있다.

대부분의 합금에 대해, 특히 비교적 담금질에 민감한 7XXX 합금 시리즈에 대해서는 담금질을 프레스 담금질로 하는 것이 용액 열처리에 비해 효과적이지 않으며, 그러한 프레스 담금질로 인해 어떤 재료에서는 강도, 파괴인성, 내부식성 등의 성질이 나빠지게 된다. 본 발명의 합금은 매우 낮은 담금질 감도를 가지므로, 프레스 담금질 중에 물성의 악화가 전혀 없거나 현저히 감소되어 여러 용도에 적합하게 사용가능하다.

SCC 내성이 별로 중요하지 않은 본 발명의 몰드 판에 대해서는, 상기의 바람직한 3-단계 시효벙법 대신, 공지의 단일 또는 2-단계 인공시효처리를 할 수도 있다.

최소값을 언급할 때 (즉, 강도 또는 인성 값), 디자인에 따라 달라질 수 있는 항공기 프래임의 재료로 보장할 수 있는 레벨(안전에 대해)을 의미한다. 몇 경우, 표준 통계방식으로 제품의 99% 보장 또는 95% 신뢰도로 보장할 수 있는 수준이다. 데이타 양이 불충분하므로, 본 발명의 최소 또는 최대 값을 진정한 의미의 정확한 "보장된" 으로 취급할수 없을지도 모른다. 그래서 얻을 수 있는 데이타로부터 외삽 값을 통해 계산하였다 (예를 들어. 최대 및 최소). 예를 들어 판 (실선A-A-도 12) 및 단조물 (실선B-13 in 도 13)에 대한 최소 S/N 값, 및 FCG 최대값 (실선C-C - 도 14)이 있다.

파괴인성은 항공기 프래임 디자이너에게 중요하다. 우수한 인성과 우수한 강도를 함께 갖는 것이 중요하다. 구조부품의 부하를 파열없이 유지하는 능력인 인장 강도는 인장부하 나누기 인장부하에 수직인 가장 작은 단면의 면적으로 정의된다.

단순한, 평면 구조에 있어서, 단면의 강도는 인장강도와 관련이 있다. 이것은 인장 테스트을 행하는 방법이다. 그러나, 크랙 또는 크랙-유사한 결점을 갖는 부품에 대해서는, 구조 부품의 강도는 크랙의 길이, 구조 부품의 모양에 의존하고, 그 재료의 성질은 파괴인성으로 알려져 있다. 파괴인성은 부하 중의 재료에 해로운 크랙에 대한 내성이다.

파괴인성은 몇가지 방법으로 측정가능하다. 한가지 방법은 크략을 포함하는 시험편에 장력을 부하하는 것이다. 시험편을 파괴하는데 요구되는 부하를 전체 면적으로 나눈것 (단면적은 크랙을 포함하는 면적 이하) 이 단위면적당 천파운드 단위(ksi)로 표시되는 잔류 강도이다. 재료의 강도 및 시험편의 모양이 일정하다면, 잔류 강도는 재료의 파괴인성의 척도가 된다. 이것은 강도 및 시험편의 모양에 의존하므로, 잔류 강도는 대개 시험편의 모양과 크기가 일정하여 다른 방법을 사용할 필요가 없는 한 파과인성의 특정방법으로 사용된다.

구조부품의 모양이 장력 부하가 적용될 때 두께 전체에 걸쳐 변형(면- 뒤틀림 변형)이 일어나지 않는 경우에는 파괴인성은 자주 면-변형 파괴인성, K_IC로 측정된다.

이것은 비교적 두꺼운 제품 또는 단면, 즉 0.6 또는 바람직하게는 0.8 또는 1 인치이상에 적용된다. ASTM 표준 테스트는 피로한 미리-크랙된 작은 장력 시편을 사용하여 K_IC를 측정하고, 그 단위는 ksi√in이다.

재료가 두꺼운 경우 이 테스트가 주로 파괴인성 측정에 사용되는데, 그것은 적덩한 표준의 폭, 크랙 길이 및 두께가 맞는다면 시편의 모양에 상관이 없기 때문이다. K_IC로 사용되는 기호 K는 응력 강도 인자이다.

면-응력에 의해 변형되는 구조 부품은 상기한 바와 같이 비교적 두꺼운 제품이다. 더 얇은 구조 부품 (0.8 내지 1 인치 이하)은 면 응력하에서 또는 혼합 모드 조건에서 일반적으로 변형된다. 이 조건하에서 파괴인성 측정은 다양할 수 있는데, 그것은 결과가 시험편의 모양에 어느 정도 의존을 하기 때문이다. 한가지 테스트 방법은 크랙을 포함하는 사각의 시험편에 부하를 지속적으로 증가시키는 것이다. 이 방법으로 R-커브 (크랙 내성 커브)로 알려진 응력 강도 대 크랙 범위 그래프를 얻을 수 있다. 크랙 범위의 특정 양에서의 부하는 부하 대 크랙 범위 커브에서 25% 할선에 기초하고 부하에서의 유효한 크랙 길이는 K_R25로 알려진 파괴인성의 척도를 계산하는데 사용된다. 20% 할선에서는, K_R20으로 알려져 있다. 이것도 단위는 ksi√in이다. 공지의 ASTM E561은 R-커브 측정을 위한 것으로, 일반적으로 당업게에 알려진 것이다.

합금 제품 또는 구조 부품의 형태가 장력부하가 걸리면 두께 전체에 걸쳐 변형이 일어나는 것이라면, 파괴인성은 주로 면-응력 파괴인성으로 측정된다. 이것은 중심이 크랙된 인장 시험에서 측정할 수 있다. 파괴인성 측정은 비교적 얇고, 넓은, 미리-크랙된 시편을 사용하여 향해진다. 최대 부하에서 크랙 길이를 그 부하에서 응력-강도 지수를 계산하는데 사용한다. 응력-강도 지수는 면-응력 파괴인성 K_c 으로 불리워진다. 응력-강도 지수는 부하 적용전의 크랙 길이를 사용하여 계산된다. 그러나, 계산 결과는 재료의 겉보기 파괴인성 K_app로 알려져 있다. K_c 계산상 크랙 길이가 더 길기때문에 주어진 재료에서 K_c 값은 일반적으로 K_app보다 높다. 파괴인성의 이들 척도 모두 단위는 ksi√in이다. 강인한 재료에 대해, 그러한 시험에서 나온 값은 일반적으로 공지된 바와 같이 시험편의 폭이 증가하거나 두께가 감소할수록 상승한다. 특별한 언급이 없는 한, 면 응력 ( K_c) 값은 16-인치 넓이의 테스트 패널에 관한 것이다. 당업자는 테스트 결과가 테스트 패널 폭에 따라 달라질 수 있다는 것을 알고 있고, 인성에 관한 그러한 모든 테스트를 망라하려 한다. 따라서, 본 발명의 제품을 특정하는 최소 K_c또는 K_app에 상응하는 인성은, 16-인치 패널에 대한 시험에서, 공지된 바와 같이 다른 폭의 패널을 사용하여 계산된 K_c또는 K_app를 포함하려 한다.

인성이 측정되는 온도는 중요하다. 높은 고도의 비행에서, 온도는 매우 낮아져서 즉, -65℉가 되고, 신규의 상용 제트 항공기 프로젝트에서 -65℉에서의 인성이 중요한 요인이 되므로 하부날개 재료가 -65℉에서 45 ksi√in 근처의 K_IC, K_R20 레벨로는 95ksi√in , 바람직하게는 100 ksi√in 이상을 갖는 것이 바람직하다. 그러한 더 높은 인성 값때문에, 이들 합금으로 제조된 하부날개 현재의 2000 (또는 2XXX 시리즈) 합금을 대체할 수 있고 그들이 성질(즉 강도/인성)을 능가한다. 본 발명의 실시를 통해, 마찬가지로 상부 날개 스킨 단독 또는 집합적으로 성형된 부 품, 예를 들어 보강재, 소골 및 보에 적용될 수 있다.

본 발명의 제품의 인성은 매우 높고 몇 경우에는 항공기 디자이너의 초점을 재료의 내구성 및 손상 내성에 두어 피로 내성 및 파괴인성을 강조하게 할 수 있다. 피로에 의한 크랙킹에 대한 내성은 매우 바람직한 성질이다. 피로 크랙킹은 반복된 부하 및 비부하 사이클, 또는 고부하 및 저부하 사이클에서, 예를 들어 날개가 상하로 움직일때 일어난다. 이 부하 사이클은 비행 중 공기압의 급격한 변화, 또는 지상에서 항공기가 움직일때 생긴다. 피로 실패는 항공기 부품 실태에서 많은 비중을 차지한다. 이 실패는 중요한데, 왜냐하면 이것이 과도한 부하가 없는 일반적인 운전 조건에서 경고없이 일어날 수 있기 때문이다. 크랙은 계속 가속화되는 데, 그것은 재료의 크략이 시작되면 그것이 재료를 불균질화로 유도하여 작은 크략을 서로 연결하게 하기 때문이다. 따라서, 해로운 불균질물의 수나 정도를 경감시켜 금속의 품질을 향상시키는 공정 및 조성의 변화는 피로 내구성을 향상시킨다.

응력-수명 사이클(S-N 또는 S/N)피로 테스트는 총 피로수명의 주 부분을 차지하는 피로 개시 및 작은 크랙 성장에 대한 내성으로 특징지워진다. 따라서, S-N 피로 성질의 개선은 부품이 그 디자인 수명에 더 높은 응력에서 작동되게 하거나 동일한 응력에 향상된 수명을 갖게 한다. 전자는 부품 구조를 단순화시켜 현저한 중량 감소, 또는 비용감소를 할 수 있는 것으로 해석되고, 후자는 더 작은 검사와 유지 비용으로 해석된다. 피로 테스트 중의 부하는 인장 테스트에서 측정된 인장 강도 이하이고 일반적으로는 재료의 항복강도 이하이다. 피로 개시 피로 테스트 는 잘 보이지 않아 크랙 또는 크랙 시작을 찾아내기 어려운 날개 익형 과 같은 숨 겨진 구조 부재에 중요한 인자이다. .

구조에 크랙 또는 크랙-유사 결점이 존재하면, 반복된 사이클 또는 피로 부하는 크랙을 성장시킬 수 있다. 이것을 피로 크랙 성장이라 한다.

피로에 의한 크랙 성장은 크랙크기와 부하가 재료의 피로강도를 초과하게 되면 더욱 커져서 붕괴를 가져올수도 있다. 따라서, 피로에 크랙 성장에 대한 재료의 내성은 항공기 구조 수명에 유리하다. 느린 크랙 성장이 더 좋다. 항공기 구조 부재의 빠른 크랙 성장은 검사에 적당한 시간도 없이 사고를 가져올 수 있는 반면, 느린 성장은 검사와 수리를 위한 시간을 부여한다. 따라서, 낮은 피로 크랙 성장 속도가 바람직한 성질이다.

반복적인 부하로 재료에에서 크랙이 성장하는 속도는 크랙의 길이에 영향을 받는다. 다른 중요한 인자는 구조가 반복하는 최대 및 최소 부하의 차이이다. 크랙 길이 및 최대 및 최소 부하의 차이의 효과를 측정하는 한 방법은 반복적인 응력 강도 인자 범위 또는 ΔK로 불리는 것으로, 파괴인성 측정에 사용된 응력 강도 인자와 마찬가지로 ksi√in 단위를 갖는다. 피로 크랙 성장을 측정하는 다른 방법은 부하 사이클 중의 최대 및 최소 부하의 차이의 비율을 측정하는 것인데, 이것은 응력 비율이라고 부르며 R로 표시되고, 비율 0.1은 최대 부하가 최소부하의 10배라는 의미이다. 응력, 또는 부하, 비율은 포지티브 또는 네거티브 또는 0일수도 있다.

피로 크랙 성장 속도 테스트는 일반적으로 공지의 ASTM E647-88 (및 다른 방법)으로 한다. 여기에 사용되는 Kt는 ASTM El823에 기재된 이론적인 응력 집중 인자이다.

피로 크랙 성장 속도는 크랙을 포함하는 재료 시험편을 사용하여 측정한다. 그러한 시험편은 12 인치길이 4인치 폭이고 단면을 따라(폭을 따라; 길이에 수직) 연장된 중심에 노치를 갖는다. 노치는 032 인치 폭과 0.2 인치 길이를 가지고 슬록 단부에 60°베벨(bevel)을 포함한다. 시험편을 노치 단부에 크랙이 성장하는 반복부하 조건에 둔다. 크랙이 예정된 길이에 도달하면, 크랙 길이를 주기적으로 측정한다. 크랙 성장 속도는 주어진 크랙에서 크랙 길이의 변화를 (Δa)를 그러한 양의 크랙을 성장하게 한 부하 회수 (ΔN)으로 나눈 것이다. 크랙 성장 속도는 Δa/ΔN 또는 'da/dN'으로 표시되고 단위는 인치/사이클이다. 재료의 피로 크랙 성장 속도는 중심이 크랙된 인장 패널로부터 측정될 수 있다. R=O.1을 사용하여 상대습도 90%이상에서 4 내지 20 또는 30의 ΔK로 비교시험한 결과, 본 발명의 재료는 피로 크랙 성장에 대해 비교적 우수한 내성을 나타냈다. 그러나, 본 발명의 재료의 S-N 피로에 대한 우수한 성능은 날개 익형과 같이 숨겨진 부재에 더욱 바람직하다.

본 발명의 제품은 매우 우수한 내부식성 및 강도 및 인성, 그리고 손상 내성을 나타낸다. 본 발명의 제품의 내부식성은 EXCO 테스트에서 EB 또는 그 이상( "EA" 이상을 의미)으로 우수하다. 표면으로부터 시험은 2분의 일-두께 (T/2) 또는 10분의 일 두께(T/I 0) ("T" 는 두께) 또는 둘 다에서 행해진다. EXCO 테스트는 공지되어 있고 ASTM 표준 No. G34에 기재되어 있다. EXCO 등급 "EB" 는 항공기에 적합한 우수한 내부식성 등급이고 "EA" 는 그이상이다.

짧은 가로 방향으로 응력 부식 크랙킹 내성은 비교적 두꺼운 부재에 중요한 성질이다. 본 발명의 제품의 짧은 가로 방향으로 응력 부식 크랙킹 내성은 25 또는 30 ksi 이상에서 1/8-인치 둥근 막대 20, 또는 30일 교대 침지하는 테스트에서 통과하는 정도이다. 테스트 과정은 ASTM G47 ( C-링 시험편s ASTM G44 및 G38 그리고 1/8-인치 막대에 대한 G49 포함)에 따라 수행하였다. 상기 ASTM G47, G44, G49 및 G38은 공지되어 있다.

내부식성 및 응력 내부식성에 대한 일반적인 지수로, 판은 일반적으로 국제 구리 표준 (%IACS)의 36이상, 바람직하게는 38 내지 40% 이상의 전기전도도를 갖는다.

본 발명의 우수한 내부식성이 EXCO 등급 "EB" 이상으로 증명되었으나, 몇 경우 응력 부식 크랙킹 내성 또는 전기전도성과 같은 다른 내부식성 측정이 항공기 프래임 구조에 요구될 수도 있다.

본 발명은 주로 정련 판에 강조해서 기술되었으나, 압출물 또는 단조물과 같은 다른 제품 형태도 본 발명의 장점을 누릴수 있다. 이러한 점에서, 보강재-타입, 동체 또는 날개 스킨 보에 J-형태, Z- 또는 S 형태 , 심지어는 모자 형태로 다양하게 적용될 수 있다. 보강재의 목적은 비행기 날개 스킨 또는 동체를 강화하는 것으로 무게를 부가하지 않으면서 부착될 수 있는 것이다. 몇 경우에 독립된 보를 제조하는 것이 바람직한 반면, 보강재 사이의 금속을 제거하여 더 두거운 판을 만들고 주 날개 스킨 두께를 갖는 보강재 형태만 남겨두고 모든 리벳을 제거할 수도 있다. 본 발명은 또한 날개 스킨 재료에 상응하는 길이의 날개 익형 부재의 가공을 위한 두꺼운 판에 대해 기술되었다. 또, 본 발명의 개선으로 인해 두꺼운 주조 몰드 판에도 적용가능하다.

감소된 담금질 감도로 인해, 본 발명의 합금 제품이 두 번째 제품에 용접되는 경우, 열에 영향을 받는 용접구역은 강도, 피로, 파괴인성 및/또는 내부식성 의 개선된 성질을 유지한다. 그러한 합금 제품이 고상 용접 기술, 마찰 교반 용점 또는 공지의 또는 후속으로 개발된 용접기술, 전자 비임 용접 및 레이저 용접을 사용하는가에는 관계가 없다. 본 발명의 실시에서, 두 용접된 부품은 동일한 합금 조성물로 제조될 수 있다.

본 발명에 의해 제조된 몇 부품/제품에 대해, 그러한 부품/제품은 시효 성형될 수 있다. 시효 성형은 낮은 제조비용을 보장하면서 일반적으로 더 얇은 게이지로보다 복잡한 날개 형태를 성형할 수 있다. 성형 동안, 부품은 다이에서 상승도니 온도, 일반적으로 250℉ 이상에서 몇시간 내지 10시간동안 유지된다. 특히 더 높은 온도의 인공시효 처리, 예를 들어 320℉ 이상의 처리 동안, 금속은 바람직한 형태로 성형 또는 변형될 수 있다. 일반적으로, 변형은 단순하여 판 부재의 길이나 폭을 따라 매우 완만한 곡선을 형성한다. 인공시효 처리, 특히 더 높은 온도, 즉 두 번째 단계의 인공시효 온도동안 이러한 매우 완만한 곡선을 형성하는 것이 바람직하다. 일반적으로, 판 재료는 300℉ 이상, 즉 320 또는 330℉로 가열되고, 일반적으로 볼록한 형태로 놓여져 반대쪽에 부하 또는 클램핑하게 된다. 판이 부하력이 제거되는 때에 냉각 스프링백으로 비교적 짧은 시간에 걸쳐 형을 보정한다. 스프링백은 판의 바람직한 형태로부터 약간 벗어난 디자인된 곡면 형태를 보정한다.

가장 바람직하게는, 세 번째 인공시효 단계가 250℉근처의 낮은 온도에서 행해진느 것이다. 이 시효 열처리 전후에, 판 부재를 가공하여 예를 들어 동체는 더 두껍게 날개는 더 얇게 만들 수 있다.

필요하다면 가공 및 다른 성형 조작이 시효성형 전후에 행해질 수 있다. 고성눙 항공기는 상대적으로 이전에 더 얇은 단면의 판을 위한 큰 스캐일에서 사용되던 것보다 더 두꺼운 판과 고강도 성형이 필요할 수 있다.

여러가지 본 발명의 합금 제품을 두꺼운 판 (도 12)과 단조물(도 13)로 성형, 시효하고 적정한 크기의 시료를 취해 공지의 개방구 피로수명 테스트 과정을 상요하여 피로수명 (S/N) 테스트를 시행하였다. 이들 제품의 조성은 다음과 같다.

표 11-본 발명의 합금 조성

제품	Zn (중량%)	Mg (중량%)	Cu (중량%)	Zr (중량%)	Fe (중량%)	Si (중량%)
판 D, F& G 단조물 D	7.25	1.45	1.54	0.11	0.03	0.007
판 E 단조물 E	7.63	1.42	1.62	0.11	0.04	0.007

L-T 방향의 이 개방구 피로수명 평가에 대해, 판 및 단조제품의 테스트에 포함된 파라메터는 : 2.3의 Kt값, 주파수 30 Hz, R 값 = 0. 1이고 상대습도(RH) 90% 이상이다. 판 테스트를 도 12에 도시하였고; 단조물에 대한 결과는 도 13에 도시하였다. 판 및 단조물은 모두 여러가지 제품 두께 (4, 6 및 8 인치)로 시험하였다.

도 12에서, 평균 SN 성능 (실선)을 두 세트의 6 인치 두께의 판 데이타(합금 D 및 E )로부터 얻었다. 상기 6 인치 "평균" 성능은 95% 신뢰도의 밴드로부터 추출되었다 (상부 및 하부 점선) . 데이타로부터, 외삽된 최소한의 개방구 피로수명 (S/N) 값을 맵핑하였다. 그 값은 하기와 같다.

표 12 - 최소 S/N 판 값 (L-T)

적용된 최대 응력(ksi)	실패하는 최소 사이클
47.0	6,000
42.3	10,000
32.4	30,000
25.1	100,000
21.8	300,000
19.5	1,000,000

도 12 상의 실선(A-A)은 표12의 상기 외삽된 최소한의 S/N 값과 연결된다. 바람직한 최소한의 S/N 72 값에 대해, 한 제트 항공기 제조사의 스펙 S/N 값은 7040/7050-T7451 판 (3 내지 8.7 인치 두께) 및 7010/7050-T7451 판 (2 내지 8 인치 두께)은 중첩된다. 선 A-A는 본 발명의 공지의 항공기 7XXX 합금(이 합금에 대한 데이타가 다른(T-L) 방향에서 취해졌더라도)에 비해 상대적으로 개선된 피로수명 S/N 성능을 보여준다.

다영한 크기의(즉 4 인치, 6 인치 및 8 인치) 단조물에 대한 개방구 피로수명 (S/N) 데이타에서, 점선은 6 인치 두께의 조성물 E 및 8 인치 두께의 D 단보물의 수학적인 평균값을 나타낸 것이다. 몇 시료 테스트는 이 테스트중에 파괴되지 않았다; 이들은 도 13에서 오른쪽으로 원으로 묶여져 있다. 그 후, 한 세트의 점을 맵핑하여 외삽된 최소한의 개방구 피로수명 (S/N) 값을 나타내었다. 그러한 맵핑된 점은 다음과 같다.

13 - 최소 S/N 단조물 값 (L-T)

적용된 최대 응력(ksi)	실패하는 최소 사이클
42.0	8,000
39.4	10,000
30.8	30,000
25.1	100,000
21.8	300,000
19.2	1,000,000

도 13에 그려진 실선(B-B)은 상기 표 13 의 상기 외삽된 최소 S/N 단조물 값과 연결된다.

도 14에, 본 발명에 의한 피로 크랙 성장 (FCG) 속도 커브를 판 (4 및 6 인두께, L-T 및 T-L 방향) 및 단조제품 (6 인치, L-T 만)에 대해 도시하였다. 테스트 된 조성은 상기 표 11에 기재되어 있다. 상기된 FCG과정으로 수행된 이 테스트는 주파수= 25 Hz, R 값 = 0. 1 및 이상의 상대습도를 사용하였다. 이 커브로부터, 다양한 제품 형태 및 두께에 대해, 데이타 점을 맵핑하여 본 발명에 대해 외삽된 최대 FCG 값을 나타내었다. 그러한 점은 다음과 같다.

표 14 - 최대 L-T, FCG 값

K(ksi√in)	최대 da/dN (in./사이클)
10	0.000025
15	0.000047
20	0.00009
25	0.0002
30	0.0005
34	0.0014

본 발명의 두꺼운 판 및 단조물에 대한 외삽된 최대 FCG 값을 실선 (C-C)으 로 나타내었다. 그에 대해 제트 항공기 제조사의 7040/7050-T7451 (3 내지 8.7인치 두께) 판 스펙인 FCG 값을 중첩시켰다. 상기 값은 L-T 및 T-L 방향에서 측정되었다.

본 발명의 판 제품을 홀 크랙 개시 테스트를 시행하였다. 이것은 테스트하는 시험편에 구멍을 내서(직경 1인치 이하) 구멍에 나누어진 슬리브를 삽입하고, 상기 슬리브 및 구멍을 통해 여러가지 큰 사이즈의 맨드렐을 당기는 것으로 구성된다. 테스트에서, 본 발명의 6 및 8 인치 두께의 판 제품은 구멍에서 크랙을 발생시키지 않았고 우수한 성능을 나타냈다.

상기에서 본 발명의 바람직한 예에 대해 설명하였으나, 첨부하는 청구범위에 범위내에서 다양한 변형이 가능함은 물론이다.

Claims

Zn: 7.0 - 10.0 중량%, Mg: 1.2 - 1.68 중량%, Cu: 1.2 - 1.9 중량%, Zr: 0.3 중량 % 이하, Sc: 0.4 중량% 이하, Hf: 0.3 중량% 이하를 함유하고 잔부는 Al 및 기타 불가피한 원소 및 불순물로 이루어진 알루미늄 합금.
제 1 항에 있어서, Ti, Mn, Cr 중 적어도 하나를 함유하며, 그 함유량은 각각 Ti: 0.06 중량% 이하, Mn: 0.2 중량% 이하, Cr: 0.05 중량% 이하인 알루미늄 합금.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, Ca, Sr, Be 중 적어도 하나를 함유하며, 그 함유량은 각각 Ca: 0.03 중량% 이하, Sr: 0.03 중량% 이하, Be: 0.002 중량% 이하인 알루미늄 합금.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, Mg의 양이 Cu의 양보다 적은 알루미늄 합금.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 1.3 - 1.68 중량%의 Mg를 함유하는 알루미늄 합금.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 1.3 - 1.9 중량%의 Cu를 함유하는 알루미늄 합금.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 1.4 - 1.9 중량%의 Cu를 함유하는 알루미늄 합금.
제 1 항 또는 제 2 항의 알루미늄 합금으로 제조된 항공기 부품.
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제 1 항 또는 제 2 항의 알루미늄 합금으로 제조된 비항공기 부품.
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제 10 항에 있어서, 상기 비항공기 부품은 선박 부품인 비항공기 부품.
제 1 항 또는 제 2 항의 알루미늄 합금으로 제조된 몰드 판.
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제 1 항 또는 제 2 항의 알루미늄 합금으로 제조된 주조 판.
제 1 항 또는 제 2 항의 알루미늄 합금으로 제조된 단조물.
제 1 항 또는 제 2 항의 알루미늄 합금으로 제조된 압출물.
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