JPS60211033A - アルミニウム−リチウム合金 - Google Patents
アルミニウム−リチウム合金Info
- Publication number
- JPS60211033A JPS60211033A JP59282085A JP28208584A JPS60211033A JP S60211033 A JPS60211033 A JP S60211033A JP 59282085 A JP59282085 A JP 59282085A JP 28208584 A JP28208584 A JP 28208584A JP S60211033 A JPS60211033 A JP S60211033A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- alloy
- weight
- aluminum
- lithium
- temperature
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000001989 lithium alloy Substances 0.000 title claims description 21
- 229910000733 Li alloy Inorganic materials 0.000 title 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 30
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 30
- 229910001148 Al-Li alloy Inorganic materials 0.000 claims description 21
- JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N [Li].[Al] Chemical compound [Li].[Al] JFBZPFYRPYOZCQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 21
- 230000032683 aging Effects 0.000 claims description 16
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 7
- 238000011282 treatment Methods 0.000 claims description 7
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000010949 copper Substances 0.000 claims description 6
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 claims description 6
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000010703 silicon Substances 0.000 claims description 4
- 239000011573 trace mineral Substances 0.000 claims 1
- 235000013619 trace mineral Nutrition 0.000 claims 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 14
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 9
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 8
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 8
- 239000000047 product Substances 0.000 description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 5
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 4
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 238000010791 quenching Methods 0.000 description 2
- 230000000171 quenching effect Effects 0.000 description 2
- 238000007670 refining Methods 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PWHULOQIROXLJO-UHFFFAOYSA-N Manganese Chemical compound [Mn] PWHULOQIROXLJO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000218657 Picea Species 0.000 description 1
- 235000008331 Pinus X rigitaeda Nutrition 0.000 description 1
- 235000011613 Pinus brutia Nutrition 0.000 description 1
- 241000018646 Pinus brutia Species 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- HCHKCACWOHOZIP-UHFFFAOYSA-N Zinc Chemical compound [Zn] HCHKCACWOHOZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- -1 aluminum alloys Chemical class 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011651 chromium Substances 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 235000012438 extruded product Nutrition 0.000 description 1
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000012467 final product Substances 0.000 description 1
- 238000000265 homogenisation Methods 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 238000009863 impact test Methods 0.000 description 1
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 description 1
- 229910052748 manganese Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011572 manganese Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000011156 metal matrix composite Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical class C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 239000006104 solid solution Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 210000002784 stomach Anatomy 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
- 239000002023 wood Substances 0.000 description 1
- 239000011701 zinc Substances 0.000 description 1
- 229910052725 zinc Inorganic materials 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
- Conductive Materials (AREA)
- Battery Electrode And Active Subsutance (AREA)
- Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
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、 業上の
本発明はアルミニウムーリチウム合金に係わり、更に詳
しくは破壊に対する高い靭性および強度を兼ね備えたア
ルミニウムーリチウム合金に関する。
しくは破壊に対する高い靭性および強度を兼ね備えたア
ルミニウムーリチウム合金に関する。
口０発明の背景
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１１ｋ（］当り１２５（〜１６７１（１ポンド
当り１５〜２０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２５００β〜３
３４０Ｊ！にもなる。
減した重１１ｋ（］当り１２５（〜１６７１（１ポンド
当り１５〜２０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２５００β〜３
３４０Ｊ！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
属製の片持胃の開発がなし遂げられた。しかしながら、
金属被覆藺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せ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舅、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
属製の片持胃の開発がなし遂げられた。しかしながら、
金属被覆藺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せ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舅、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機の構造にお
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度をかな
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度をかな
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。
ヘエ」」Ｉ生監Ｉ一
本発明は強度が高く、良好な破壊に対する良好な靭性を
有し、しかも本発明がとって代わることを意図している
通常の２０００シリーズのアルミニウム合金に比較して
比較的密度が小さいアルミニウムーリチウム合金を与え
るように、加工でき熱処理できる組成の新規なアルミニ
ウムー含金を提供する。本発明により準備される合金は
、２．５重量％のリチウム、１．０重量％のマグネシウ
ム、１．６重量％の銅、および０．１２重量％のジルコ
ニウムを基準組成として有する。この合金を低温時効さ
せることにより、破壊に対する靭性と高い強度との優れ
た兼ね合いが得られるのである。
有し、しかも本発明がとって代わることを意図している
通常の２０００シリーズのアルミニウム合金に比較して
比較的密度が小さいアルミニウムーリチウム合金を与え
るように、加工でき熱処理できる組成の新規なアルミニ
ウムー含金を提供する。本発明により準備される合金は
、２．５重量％のリチウム、１．０重量％のマグネシウ
ム、１．６重量％の銅、および０．１２重量％のジルコ
ニウムを基準組成として有する。この合金を低温時効さ
せることにより、破壊に対する靭性と高い強度との優れ
た兼ね合いが得られるのである。
ニーｎ生皿」一
本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２．３〜約２．７重量％のリチウム、０．８〜１．２
重量％のマグネシウム、１．３〜１．９重量％の銅、そ
して粒子精製元素として最大０．１５重量％のジルコニ
ウムが組み入れられる。ここでの％は特に記載していな
い場合は総て合金の全重量に基いた重量％である。合金
中の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
るものである。銅は合金の強度を高める。
約２．３〜約２．７重量％のリチウム、０．８〜１．２
重量％のマグネシウム、１．３〜１．９重量％の銅、そ
して粒子精製元素として最大０．１５重量％のジルコニ
ウムが組み入れられる。ここでの％は特に記載していな
い場合は総て合金の全重量に基いた重量％である。合金
中の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
るものである。銅は合金の強度を高める。
ジルコニウムは好ましい粒子精製元素として作用する。
鉄および珪素は合計０．３重量％迄の量で存在させるこ
とができる。これらの元素は微小元素としてのみ存在さ
れて、鉄は最大０．１５重量％、珪素は最大０．１２重
量％に制限されることが好ましく、またそれぞれ０．１
０重量％および０．１０重量％以下であるのが更に好ま
しい。亜鉛のような成る種の微小元素は全体として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。クロムやマンガンのような他の元素は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。
とができる。これらの元素は微小元素としてのみ存在さ
れて、鉄は最大０．１５重量％、珪素は最大０．１２重
量％に制限されることが好ましく、またそれぞれ０．１
０重量％および０．１０重量％以下であるのが更に好ま
しい。亜鉛のような成る種の微小元素は全体として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。クロムやマンガンのような他の元素は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。
もしこれらの微小元素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。微小元素とされるリチウムおよび水
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
リチウムに関して１５〜３０ ｐｐｍ（０，００１５〜
０．００３０重量％）の程度、また水素に関して１５ｐ
ｐｍ （０，００１５重量％）以下、好ましくは１．０
ｐｐｍ （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。
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。微小元素とされるリチウムおよび水
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
リチウムに関して１５〜３０ ｐｐｍ（０，００１５〜
０．００３０重量％）の程度、また水素に関して１５ｐ
ｐｍ （０，００１５重量％）以下、好ましくは１．０
ｐｐｍ （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。
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、インゴット鋳造される。
このインゴットは次に４９３℃〜５３６℃（９２５下〜
１０００下）の範囲の温度において均質化処理される。
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４９
６℃〜５３８℃（９２５下〜１０００下）の範囲の温度
において溶体化処理され、２１℃〜６６℃り７０下〜１
５０下）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。
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４９
６℃〜５３８℃（９２５下〜１０００下）の範囲の温度
において溶体化処理され、２１℃〜６６℃り７０下〜１
５０下）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下）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下）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下）程度の
温度に保持されている急冷剤内で急冷される。
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が
好ましく、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２００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℃〜１
３５℃（２５０°Ｆ〜２７５°Ｆ）の温度範囲で熱処理
暴れるのが好ましい。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
″Ｆ）程度のｉ度ｒ時効をＩＭされる場合、１〜４０時
間にわたって時効処理潤度に保持されるのが好ましい。
好ましく、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２００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℃〜１
３５℃（２５０°Ｆ〜２７５°Ｆ）の温度範囲で熱処理
暴れるのが好ましい。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
″Ｆ）程度のｉ度ｒ時効をＩＭされる場合、１〜４０時
間にわたって時効処理潤度に保持されるのが好ましい。
一方、１２１℃（２５０下）程度またはこれ以下の温度
ｒ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。
ｒ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４５．７〜４９．２ｋｏ／ＩＩ” （６５〜
７０ｋｓｉ）の程度の最終的な強度を有する。しかしこ
の材料の破壊に対する靭性は１４９℃（３００’Ｆ ）
より＾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４５．７〜４９．２ｋｏ／ＩＩ” （６５〜
７０ｋｓｉ）の程度の最終的な強度を有する。しかしこ
の材料の破壊に対する靭性は１４９℃（３００’Ｆ ）
より＾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。
生−」１旌１−
以下の例は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与えられる
。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。
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与えられる
。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。
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。
２．５重量％のリチウム、１．０重量％のマグネシウム
、１．６重量％の銅、０．１５重量％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
にっき含有されている。この合金は鋳造され、５２４℃
、（９７５°Ｆ）で均質化処理を施された。然る模この
合金は５．０８ｍ５（０，２ｉｎ）の厚さまチロール加
工された。このようにして作られたシート材は次に５２
４℃（９７５”Ｆ ）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の
１つである事前にクラッチを付して行うシャルピー衝撃
試験に供するために、１２．７１１（０，５ｉｎ） ｘ
６、 ３５ａｓ（２，５１ｇ１）Ｘ５． ０８＋ｕａ（
０，２ｉｎ）の寸法に切断された。引張強度試験に供さ
れる試験片は２５．４ｍｍ（１１ｎ）ｘｌ ０１．６ｕ
＋（４ｉｎ）ｘ５．０８ｉｍ（０，２ｉｎ）とされた。
、１．６重量％の銅、０．１５重量％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
にっき含有されている。この合金は鋳造され、５２４℃
、（９７５°Ｆ）で均質化処理を施された。然る模この
合金は５．０８ｍ５（０，２ｉｎ）の厚さまチロール加
工された。このようにして作られたシート材は次に５２
４℃（９７５”Ｆ ）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の
１つである事前にクラッチを付して行うシャルピー衝撃
試験に供するために、１２．７１１（０，５ｉｎ） ｘ
６、 ３５ａｓ（２，５１ｇ１）Ｘ５． ０８＋ｕａ（
０，２ｉｎ）の寸法に切断された。引張強度試験に供さ
れる試験片は２５．４ｍｍ（１１ｎ）ｘｌ ０１．６ｕ
＋（４ｉｎ）ｘ５．０８ｉｍ（０，２ｉｎ）とされた。
複数の試験片は次に１３５℃（２７５°Ｆ）で１６時間
および４０時間、そして１２１℃（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。
および４０時間、そして１２１℃（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
片の各々は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。
片の各々は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。
１３５℃（２７５°Ｆ）で時効処理された最大強度が４
５．７〜４９．２ｋＭｍｉ２ （６５〜７０ｋｓｉ ）
の範囲の試験片は１１６〜１３４ｃｍ−ｋＭｃｇ＋２
（６５０〜７５０ｉｎ−Ｉｂ／ｉｎ２ ）程度の靭性を
有していた。１２１℃（２５０王）で時効処理された最
大強度が４３．５〜４５．７ｋａ／ｍｉ＋２ （６２〜
６５ｋｓｉ ） （７）範囲（７）１１片４；ｔｌ ３
４〜１５２ｃｍ−ｋｏ／ｃｍ２ （７５０〜８５０ｉｎ
−Ｉｔｌ／１ｎ２）の範囲の靭性を示した。１４９℃（
３００下）よりも高い温度で時効処理した同じ材質で同
じ最大強度を有する試験片の靭性は約８０．４ｃトｋｏ
／ｃｓ２ （４５０ｉｎ−１ｂ／ｉｎ２ ）以下であり
、これと比較される。
５．７〜４９．２ｋＭｍｉ２ （６５〜７０ｋｓｉ ）
の範囲の試験片は１１６〜１３４ｃｍ−ｋＭｃｇ＋２
（６５０〜７５０ｉｎ−Ｉｂ／ｉｎ２ ）程度の靭性を
有していた。１２１℃（２５０王）で時効処理された最
大強度が４３．５〜４５．７ｋａ／ｍｉ＋２ （６２〜
６５ｋｓｉ ） （７）範囲（７）１１片４；ｔｌ ３
４〜１５２ｃｍ−ｋｏ／ｃｍ２ （７５０〜８５０ｉｎ
−Ｉｔｌ／１ｎ２）の範囲の靭性を示した。１４９℃（
３００下）よりも高い温度で時効処理した同じ材質で同
じ最大強度を有する試験片の靭性は約８０．４ｃトｋｏ
／ｃｓ２ （４５０ｉｎ−１ｂ／ｉｎ２ ）以下であり
、これと比較される。
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ゆであろう。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ゆであろう。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。
代理人 浅 村 皓
Claims (10)
- （１） 破壊に対する靭性に優れたアルミニウムーリチ
ウム合金であって、 元 素 量 （重暴％） リチウム ２．３〜２．７ マグネシウム ０．８〜１．２ 銅 １ 、３〜１ 、９ ジルコニウム 最大０．１５ 鉄 最大０．１５ 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アルミニウムーリチウム合金
。 - （２） 前記ジルコニウムが約０．１０重量％までの量
を含有されている特許請求の範囲第１項記載の合金。 - （３） ２．５重量％のリチウム、１．０重量％のマグ
ネシウムおよび１．６重量％の銅を基準組成とする特許
請求の範囲第１項記載の合金。 - （４） 前記合金が比較的低い温度で比較的長い時間に
わたる時効処理を施された特許請求の範囲第１項記載の
合金。 - （５） 前記合金が９３℃〜１４９℃（２００下〜３０
０下）の範囲の温度で時効処理を施された特許請求の範
囲第１項記載の合金。 - （６） 前記合金が少なくとも１時間にわたって時効さ
れた特許請求の範囲第５項記載の合金。 - （７） 前記合金が１３５℃（２７５°Ｆ）以下の温度
で時効処理された特許請求の範囲第１項記載の合金。 - （８）前記合金が少なくとも２時間にわたって時効され
た特許請求の範囲第７項記載の合金。 - （９） 前記合金が１２１℃（２５０°Ｆ）以下の渇痕
で時効処理された特許請求の範囲第１項記載の合金。 - （１０） 前記合金が少なくとも４時間にわたつて時効
された特許請求の範囲第９項記載の合金。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/567,355 US4735774A (en) | 1983-12-30 | 1983-12-30 | Aluminum-lithium alloy (4) |
| US567355 | 1983-12-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60211033A true JPS60211033A (ja) | 1985-10-23 |
Family
ID=24266809
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59282085A Pending JPS60211033A (ja) | 1983-12-30 | 1984-12-28 | アルミニウム−リチウム合金 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4735774A (ja) |
| EP (1) | EP0149193B1 (ja) |
| JP (1) | JPS60211033A (ja) |
| DE (1) | DE3478314D1 (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 (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2561260B1 (fr) * | 1984-03-15 | 1992-07-17 | Cegedur | Alliages al-cu-li-mg a tres haute resistance mecanique specifique |
| EP0250656A1 (en) * | 1986-07-03 | 1988-01-07 | The Boeing Company | Low temperature underaging of lithium bearing alloys |
| US5122339A (en) * | 1987-08-10 | 1992-06-16 | Martin Marietta Corporation | Aluminum-lithium welding alloys |
| US5032359A (en) * | 1987-08-10 | 1991-07-16 | Martin Marietta Corporation | Ultra high strength weldable aluminum-lithium alloys |
| US4848647A (en) * | 1988-03-24 | 1989-07-18 | Aluminum Company Of America | Aluminum base copper-lithium-magnesium welding alloy for welding aluminum lithium alloys |
| US5462712A (en) * | 1988-08-18 | 1995-10-31 | Martin Marietta Corporation | High strength Al-Cu-Li-Zn-Mg alloys |
| US5085830A (en) * | 1989-03-24 | 1992-02-04 | Comalco Aluminum Limited | Process for making aluminum-lithium alloys of high toughness |
| FR2646172B1 (fr) * | 1989-04-21 | 1993-09-24 | Cegedur | Alliage al-li-cu-mg a bonne deformabilite a froid et bonne resistance aux dommages |
| US5211910A (en) * | 1990-01-26 | 1993-05-18 | Martin Marietta Corporation | Ultra high strength aluminum-base alloys |
| US5133931A (en) * | 1990-08-28 | 1992-07-28 | Reynolds Metals Company | Lithium aluminum alloy system |
| US5198045A (en) * | 1991-05-14 | 1993-03-30 | Reynolds Metals Company | Low density high strength al-li alloy |
| US7105067B2 (en) * | 2003-06-05 | 2006-09-12 | The Boeing Company | Method to increase the toughness of aluminum-lithium alloys at cryogenic temperatures |
| EP2231888B1 (en) | 2007-12-04 | 2014-08-06 | Alcoa Inc. | Improved aluminum-copper-lithium alloys |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS58157942A (ja) * | 1982-02-26 | 1983-09-20 | イギリス国 | アルミニウム合金 |
| JPS58181852A (ja) * | 1982-03-31 | 1983-10-24 | アルカン・インタ−ナシヨナル・リミテツド | アルミニウム合金の熱処理による均質化方法 |
| JPS602644A (ja) * | 1983-03-31 | 1985-01-08 | アルカン・インタ−ナシヨナル・リミテイド | アルミニウム合金 |
| JPS605865A (ja) * | 1983-03-31 | 1985-01-12 | アルカン・インタ−ナシヨナル・リミテイド | 合金素材の超塑性変形方法 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2381219A (en) * | 1942-10-12 | 1945-08-07 | Aluminum Co Of America | Aluminum alloy |
| GB787665A (en) * | 1955-04-05 | 1957-12-11 | Stone & Company Charlton Ltd J | Improvements relating to aluminium-base alloys |
| US3346370A (en) * | 1965-05-20 | 1967-10-10 | Olin Mathieson | Aluminum base alloy |
| BE786507A (fr) * | 1971-07-20 | 1973-01-22 | British Aluminium Co Ltd | Alliage superplastique |
| DE3366165D1 (en) * | 1982-02-26 | 1986-10-23 | Secr Defence Brit | Improvements in or relating to aluminium alloys |
| CA1228492A (en) * | 1983-03-31 | 1987-10-27 | William S. Miller | Aluminium alloys |
| GB2137227B (en) * | 1983-03-31 | 1986-04-09 | Alcan Int Ltd | Aluminium-lithium alloys |
| FR2577584B1 (fr) * | 1985-02-20 | 1987-04-10 | Sarazin Maurice | Structure rigide reglable en longueur, notamment pour plate-forme petroliere. |
-
1983
- 1983-12-30 US US06/567,355 patent/US4735774A/en not_active Expired - Fee Related
-
1984
- 1984-12-20 DE DE8484115926T patent/DE3478314D1/de not_active Expired
- 1984-12-20 EP EP84115926A patent/EP0149193B1/en not_active Expired
- 1984-12-28 JP JP59282085A patent/JPS60211033A/ja active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS58157942A (ja) * | 1982-02-26 | 1983-09-20 | イギリス国 | アルミニウム合金 |
| JPS58181852A (ja) * | 1982-03-31 | 1983-10-24 | アルカン・インタ−ナシヨナル・リミテツド | アルミニウム合金の熱処理による均質化方法 |
| JPS602644A (ja) * | 1983-03-31 | 1985-01-08 | アルカン・インタ−ナシヨナル・リミテイド | アルミニウム合金 |
| JPS605865A (ja) * | 1983-03-31 | 1985-01-12 | アルカン・インタ−ナシヨナル・リミテイド | 合金素材の超塑性変形方法 |
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 |
|---|---|
| EP0149193B1 (en) | 1989-05-24 |
| US4735774A (en) | 1988-04-05 |
| EP0149193A2 (en) | 1985-07-24 |
| EP0149193A3 (en) | 1985-08-14 |
| DE3478314D1 (en) | 1989-06-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4840682A (en) | Low temperature underaging process for lithium bearing alloys | |
| US4603029A (en) | Aluminum-lithium alloy | |
| JPS60211033A (ja) | アルミニウム−リチウム合金 | |
| JP2006527303A (ja) | 特に航空宇宙用途向けの、耐損傷性が高いアルミニウム合金製品 | |
| US5879475A (en) | Vanadium-free, lithium-free aluminum alloy suitable for forged aerospace products | |
| US5630889A (en) | Vanadium-free aluminum alloy suitable for extruded aerospace products | |
| US5652063A (en) | Sheet or plate product made from a substantially vanadium-free aluminum alloy | |
| JP4185247B2 (ja) | アルミニウム系合金及びその熱処理方法 | |
| JPS60211035A (ja) | アルミニウム−リチウム合金 | |
| US4584173A (en) | Aluminium alloys | |
| US2459492A (en) | Aluminum copper alloy | |
| US5800927A (en) | Vanadium-free, lithium-free, aluminum alloy suitable for sheet and plate aerospace products | |
| US5665306A (en) | Aerospace structural member made from a substantially vanadium-free aluminum alloy | |
| US5116572A (en) | Aluminum-lithium alloy | |
| EP0214381B1 (en) | Aluminum-lithium alloy | |
| US4999061A (en) | Low temperature underaging of lithium bearing alloys and method thereof | |
| JPS60211034A (ja) | アルミニウム−リチウム合金 | |
| US5133930A (en) | Aluminum-lithium alloy | |
| US5160555A (en) | Aluminum-lithium alloy article | |
| CA1267797A (en) | Aluminum-lithium alloy | |
| US2403037A (en) | Corrosion-resistant high-strength alloys, and method | |
| JPS60211036A (ja) | アルミニウム−リチウム合金 | |
| CA1267798A (en) | Aluminum-lithium alloy (4) | |
| EP0250656A1 (en) | Low temperature underaging of lithium bearing alloys | |
| JPS62164859A (ja) | リチウムを含むアルミニウム合金の相対的強度と破断靭性を改善するためのプロセス |