JPS62164859A - 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 - Google Patents
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Info
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- JPS62164859A JPS62164859A JP25156486A JP25156486A JPS62164859A JP S62164859 A JPS62164859 A JP S62164859A JP 25156486 A JP25156486 A JP 25156486A JP 25156486 A JP25156486 A JP 25156486A JP S62164859 A JPS62164859 A JP S62164859A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
技術分野
本発明は合金元素としてリチウムを含むアルミニウム合
金に関し、特にアルミニウム・リチウム合金の強度を低
下させることなく破断靭性を改善するためのブーセスに
関するものである。
金に関し、特にアルミニウム・リチウム合金の強度を低
下させることなく破断靭性を改善するためのブーセスに
関するものである。
発明の背景
現在の大型の商業輸送飛行機は、その飛行機の建造時に
１ボンド（約４５３グラム、以下同様）軽量化されるご
とに１年につき１５〜２０ガロン（１ガロン−３，８法
、以下同様）燃料を節約し得ると推定されている。飛行
機の設計寿命である２０年にわたれば、この燃料の節約
量は３００〜４００ガロンに達する。現在の燃料コスト
において、飛行機の全体的な経済効率を改善するために
、飛行機の構造体の重量を軽量化するための投資は意義
あるものである。
１ボンド（約４５３グラム、以下同様）軽量化されるご
とに１年につき１５〜２０ガロン（１ガロン−３，８法
、以下同様）燃料を節約し得ると推定されている。飛行
機の設計寿命である２０年にわたれば、この燃料の節約
量は３００〜４００ガロンに達する。現在の燃料コスト
において、飛行機の全体的な経済効率を改善するために
、飛行機の構造体の重量を軽量化するための投資は意義
あるものである。
種々のタイプの飛行機における性能を改善するためには
、改良されたエンジンを用いたり改善された飛行機フレ
ーム設計を用いることが必要であり、あるいは、新しい
かまたは改良された構造体材料を用いることが必要であ
る。エンジンと飛行機設計における改善は精力的に追及
されてきた。
、改良されたエンジンを用いたり改善された飛行機フレ
ーム設計を用いることが必要であり、あるいは、新しい
かまたは改良された構造体材料を用いることが必要であ
る。エンジンと飛行機設計における改善は精力的に追及
されてきた。
しかし、新しくかつ改良された構造体材料の開発がそれ
なりの注目を受けたのは最近のことであり、新しい飛行
機設計においてそれらの材料を採用することは性能上重
大な利益を生ずると期待される。
なりの注目を受けたのは最近のことであり、新しい飛行
機設計においてそれらの材料を採用することは性能上重
大な利益を生ずると期待される。
材料は飛行機の構造の概念を描く場合に常に重要な役割
を果たしてきた。１９３０年台初期から、大型飛行機の
構造飼料は一貫してきており、アルミニウムは主翼、ボ
ディ、および尾翼における基本的な構造材であり、鋼は
着陸ギヤやその他の特に高い強度を特徴とする特殊な部
分に用いられている。しかしながら、過去数年にわたっ
て、いくつかの重要な新しい材料が飛行機の構造に用い
られるように開発されてきている。これらのヰＡ料には
、新しい金属材料、金属母相の複合材、および樹脂母相
曵合材などがある。来たる何十年において、改良された
アルミニウム合金や樹脂母相のカーボンファイバ材が飛
行機構造材料として支配的になるであろうと多くの人が
信じている。１ｕ合材料は飛行機構造材として用いられ
る割合が増加するであろうが、新しい軽量のアルミニウ
ム合金、特にアルミラム・リチウム合金はこの種の材料
のａ用件を拡大するために非常に９望である。
を果たしてきた。１９３０年台初期から、大型飛行機の
構造飼料は一貫してきており、アルミニウムは主翼、ボ
ディ、および尾翼における基本的な構造材であり、鋼は
着陸ギヤやその他の特に高い強度を特徴とする特殊な部
分に用いられている。しかしながら、過去数年にわたっ
て、いくつかの重要な新しい材料が飛行機の構造に用い
られるように開発されてきている。これらのヰＡ料には
、新しい金属材料、金属母相の複合材、および樹脂母相
曵合材などがある。来たる何十年において、改良された
アルミニウム合金や樹脂母相のカーボンファイバ材が飛
行機構造材料として支配的になるであろうと多くの人が
信じている。１ｕ合材料は飛行機構造材として用いられ
る割合が増加するであろうが、新しい軽量のアルミニウ
ム合金、特にアルミラム・リチウム合金はこの種の材料
のａ用件を拡大するために非常に９望である。
現在まで、アルミニウム・リチウム合金は飛行機の構造
においてわずかに用いられてきたたけである。この少な
い使用は、他の従来のアルミニウム合金に比べてリチウ
ムを含むアルミニウム合金は鋳造が困難であって比較的
低い破断靭性を有することによっている。しかしながら
、アルミニウムにリチウムを添加することは密度の本質
的な低下をもたらし、それは飛行機の構造の全体的な重
量を減少させるという点において非常に重要であること
が分かる。アルミニウム・リチウム合金の処理技術の改
善において本質的な前進がなされてきたが、この合金に
おいて破断靭性と高い強度の良好な組合わせを得ること
は依然として主要な研究課題である。
においてわずかに用いられてきたたけである。この少な
い使用は、他の従来のアルミニウム合金に比べてリチウ
ムを含むアルミニウム合金は鋳造が困難であって比較的
低い破断靭性を有することによっている。しかしながら
、アルミニウムにリチウムを添加することは密度の本質
的な低下をもたらし、それは飛行機の構造の全体的な重
量を減少させるという点において非常に重要であること
が分かる。アルミニウム・リチウム合金の処理技術の改
善において本質的な前進がなされてきたが、この合金に
おいて破断靭性と高い強度の良好な組合わせを得ること
は依然として主要な研究課題である。
発明の概要
本発明は、種々の組成のアルミニウム・リチウム合金の
強度を低下させることなく改善された高い破断靭性を与
えるために、比較的低温で時効する方法を提供する。そ
の合金は物品の形状に形成されて溶体化熱処理され、そ
して焼入れされた後に、単に比較的長時間にわたって比
較的低温度で時効させられる。このプロセスは、一般に
低温不足時効として言及されている。より具体的には、
合金は１時間から８０時間以上までの範囲の時間にわた
って２００°Ｆから３００°Ｆ以下の範囲の温度で時効
される。この低温時効処理によって、合金は文来の高温
で時効された材料より大きな破断靭性を有するようにな
り、それはしばしば１５０〜２００％のオーダで大きく
なり、一方、強度は同等な強度に維持される。
強度を低下させることなく改善された高い破断靭性を与
えるために、比較的低温で時効する方法を提供する。そ
の合金は物品の形状に形成されて溶体化熱処理され、そ
して焼入れされた後に、単に比較的長時間にわたって比
較的低温度で時効させられる。このプロセスは、一般に
低温不足時効として言及されている。より具体的には、
合金は１時間から８０時間以上までの範囲の時間にわた
って２００°Ｆから３００°Ｆ以下の範囲の温度で時効
される。この低温時効処理によって、合金は文来の高温
で時効された材料より大きな破断靭性を有するようにな
り、それはしばしば１５０〜２００％のオーダで大きく
なり、一方、強度は同等な強度に維持される。
実施例の説明
本発明によるアルミニウム・リチウム合金は約０．１〜
３．２％−のリチウムを含む。現在のデータによれば、
低温度不足時効の利益は２．７％以下のレベルのリチウ
ムにおいて最も明瞭である。
３．２％−のリチウムを含む。現在のデータによれば、
低温度不足時効の利益は２．７％以下のレベルのリチウ
ムにおいて最も明瞭である。
この明細書において、パーセントは断りのない限り合金
の全重量に基づく重量％である。マグネシウム、銅、お
よびマンガンのような付加的な合金元素をその合金に加
えてもよい。これらの合金元素の添加は一般的な機械的
特性を改善するように働くが、幾分密度にも影響する。
の全重量に基づく重量％である。マグネシウム、銅、お
よびマンガンのような付加的な合金元素をその合金に加
えてもよい。これらの合金元素の添加は一般的な機械的
特性を改善するように働くが、幾分密度にも影響する。
これらの合金には、結晶粒を微細化するものとして０，
０８〜０．１５％のレベルでジルコニウムが存在してい
る。
０８〜０．１５％のレベルでジルコニウムが存在してい
る。
ジルコニウムはアルミニウム・リチウム合金における種
々の機械的特性の望ましい組合わせの開発にとって重要
なものであり、我々の低温不足時効処理される合金にと
っても重要である。
々の機械的特性の望ましい組合わせの開発にとって重要
なものであり、我々の低温不足時効処理される合金にと
っても重要である。
不純物元素である鉄とシリコンはそれぞれ０゜３％と０
．５％の量まで存在してもよい。しかし、これらの元素
は０．１０％以下の痕跡量だけ存在することが望ましい
。亜鉛やチタンのような成る痕跡元素はそれぞれ０．２
５％と０．１５９６を超えない二まで存在してもよい。
．５％の量まで存在してもよい。しかし、これらの元素
は０．１０％以下の痕跡量だけ存在することが望ましい
。亜鉛やチタンのような成る痕跡元素はそれぞれ０．２
５％と０．１５９６を超えない二まで存在してもよい。
カドミウムやクロニウムのようなその他の痕跡元素は各
々０．０５９６以下のレベルに維持されなければならな
い。もしこれらの最大量を超えれば、そのアルミニウム
・リチウム合金の望まれる特性が劣化する傾向になろう
。痕跡元素のナトリウムと水素もアルミニウム・リチウ
ム合金の特性にとって有害であると考えられており、実
用上可能な最も低いレベルに維持されるべきであり、た
とえばナトリウムにつイテは最大で１５〜３０ｐｐｍ
（０，００１５〜０、 ００３ （ＨＩ？、１２％）の
オーダであり、水素については１５ｐ１）ｍ（０，００
１５重口％）以下であって、好ましくは１．０ｐｐｍ
（０，０００１重量９６）以下であることが望ましい。
々０．０５９６以下のレベルに維持されなければならな
い。もしこれらの最大量を超えれば、そのアルミニウム
・リチウム合金の望まれる特性が劣化する傾向になろう
。痕跡元素のナトリウムと水素もアルミニウム・リチウ
ム合金の特性にとって有害であると考えられており、実
用上可能な最も低いレベルに維持されるべきであり、た
とえばナトリウムにつイテは最大で１５〜３０ｐｐｍ
（０，００１５〜０、 ００３ （ＨＩ？、１２％）の
オーダであり、水素については１５ｐ１）ｍ（０，００
１５重口％）以下であって、好ましくは１．０ｐｐｍ
（０，０００１重量９６）以下であることが望ましい。
もちろん、その合金の残量はアルミニウムからなってい
る。
る。
次の表は合金元素や痕跡元素が存在してもよい割合を表
わしている。最も広い範囲のものはいくつかの状況の下
に６効なものであり、より好ましい範囲のものは破断靭
性と強度のより良い調和を提供する。最も好ましい範囲
のものは現在において飛行機の構造に用いるための全体
的な特性の最良の組合わせを提供する。
わしている。最も広い範囲のものはいくつかの状況の下
に６効なものであり、より好ましい範囲のものは破断靭
性と強度のより良い調和を提供する。最も好ましい範囲
のものは現在において飛行機の構造に用いるための全体
的な特性の最良の組合わせを提供する。
（以下余白）
元素 量（重量９６）Ｌｉ
１．０〜３．２ １．５〜３．０
１．８〜２．７Ｍｇ ０〜５．５．５
０〜４．２ ０〜３．２Ｃｕ
０〜５．４． ５ ０〜３． ７
０． ５〜３． ＯＺｒ ０． ０
８〜０． １５ ０． ０８〜０． １５ ０．０８〜
０．１５Ｍｎ ０〜５．１． ２
０〜０． ８ ０〜０． ６Ｆｅ
最大０． ３ 最大０．１５ 最大
０．１０Ｓｉ 最大０，５ 最大０
．１２ 最大０．１０Ｚｎ 最大０，２
５ 最大０．１０ 最大０．１０Ｔｉ
最大０．１５ 最大０，１０ 最大
０．１ＯＮａ 最大０．００３０ 最大０
．００１５ 最大０．００１５Ｈ最大０．００１５
最大０１０００５ 最大ｏ、ｏｏｏｉ各痕跡元
素 最大０．０５ 最大０，０５ 最大０
．０５全痕跡元素 最大０，２５ 最大０．２５
最大０．２５Ａｌ 残量
残量 残量前述の説明と表によって示され
た割合で調製されたアルミニウム・リチウム合金は周知
の技術によって物品の形状に形成される。合金は巖液の
形態で調製され、インゴットに鋳造される。そして、イ
ンゴットは９２５°Ｆから約１０００°Ｆの範囲の温度
で均一化される。その後に、合金は圧延や押出しなどの
従来の機械的形成技術によって有用な物品の形態に変え
られる。物品の形態に形成されれば、合金は通常９５０
°Ｆから１０１０゜Ｆの範囲の温度で溶体化処理され、
次に７０°Ｆから１５０°Ｆのオーダの温度に維持され
た水のような媒体内に焼入れられる。もし合金が圧延ま
たは押出しされているならば、通常それは内部応力を緩
和して機械的特性を改善するために、元の長さの１〜３
％のオーダで引き伸ばされる。そのアルミニウム合金は
、次に最終的な用途のために種々の形に加工されて成形
されてもよい。そのとき、必要ならば、上述のような熱
処理が付加的に採用されてもよい。
１．０〜３．２ １．５〜３．０
１．８〜２．７Ｍｇ ０〜５．５．５
０〜４．２ ０〜３．２Ｃｕ
０〜５．４． ５ ０〜３． ７
０． ５〜３． ＯＺｒ ０． ０
８〜０． １５ ０． ０８〜０． １５ ０．０８〜
０．１５Ｍｎ ０〜５．１． ２
０〜０． ８ ０〜０． ６Ｆｅ
最大０． ３ 最大０．１５ 最大
０．１０Ｓｉ 最大０，５ 最大０
．１２ 最大０．１０Ｚｎ 最大０，２
５ 最大０．１０ 最大０．１０Ｔｉ
最大０．１５ 最大０，１０ 最大
０．１ＯＮａ 最大０．００３０ 最大０
．００１５ 最大０．００１５Ｈ最大０．００１５
最大０１０００５ 最大ｏ、ｏｏｏｉ各痕跡元
素 最大０．０５ 最大０，０５ 最大０
．０５全痕跡元素 最大０，２５ 最大０．２５
最大０．２５Ａｌ 残量
残量 残量前述の説明と表によって示され
た割合で調製されたアルミニウム・リチウム合金は周知
の技術によって物品の形状に形成される。合金は巖液の
形態で調製され、インゴットに鋳造される。そして、イ
ンゴットは９２５°Ｆから約１０００°Ｆの範囲の温度
で均一化される。その後に、合金は圧延や押出しなどの
従来の機械的形成技術によって有用な物品の形態に変え
られる。物品の形態に形成されれば、合金は通常９５０
°Ｆから１０１０゜Ｆの範囲の温度で溶体化処理され、
次に７０°Ｆから１５０°Ｆのオーダの温度に維持され
た水のような媒体内に焼入れられる。もし合金が圧延ま
たは押出しされているならば、通常それは内部応力を緩
和して機械的特性を改善するために、元の長さの１〜３
％のオーダで引き伸ばされる。そのアルミニウム合金は
、次に最終的な用途のために種々の形に加工されて成形
されてもよい。そのとき、必要ならば、上述のような熱
処理が付加的に採用されてもよい。
その後に、本発明に従って、その物品は時効処理され、
それによって、破断靭性を維持しかつ他の機械的特性を
比較的高いレベルに維持しながらその祠料の強度を増大
させる。本発明によれば、物品は約２００°Ｆから３０
０°Ｆ以下までの範囲の温度で低温不足時効熱処理され
る。商業的熱処理設備における消費時間を最少にすると
いう経済的意義を考慮すれば、約２５０’Ｆから約２７
５° Ｆまでの範囲の温度における低温時効がほとんど
の合金にとって好ましいと考えられる。より高い温度で
は、強度と破断靭性の間の適切な調和をもたらすために
必要とされる時間は少ないであろうが、全体的な特性の
組合わせはわずかに劣ったものとなろう。たとえば、２
７５°Ｆから３００°Ｆ直下までのオーダの温度で時効
されるとき、その製品は１〜４０時間だけ時効温度に保
持されことが望ましい。一方、２５０°Ｆまたはそれ以
下のオーダの温度で時効されるとき、破断靭性と強度の
間の適切な調和をもたらすために２時間から８０時間以
上までの時効時間が望ましい。時効処理の後、アルミニ
ウム・リチウム製品は室温まで冷却される。
それによって、破断靭性を維持しかつ他の機械的特性を
比較的高いレベルに維持しながらその祠料の強度を増大
させる。本発明によれば、物品は約２００°Ｆから３０
０°Ｆ以下までの範囲の温度で低温不足時効熱処理され
る。商業的熱処理設備における消費時間を最少にすると
いう経済的意義を考慮すれば、約２５０’Ｆから約２７
５° Ｆまでの範囲の温度における低温時効がほとんど
の合金にとって好ましいと考えられる。より高い温度で
は、強度と破断靭性の間の適切な調和をもたらすために
必要とされる時間は少ないであろうが、全体的な特性の
組合わせはわずかに劣ったものとなろう。たとえば、２
７５°Ｆから３００°Ｆ直下までのオーダの温度で時効
されるとき、その製品は１〜４０時間だけ時効温度に保
持されことが望ましい。一方、２５０°Ｆまたはそれ以
下のオーダの温度で時効されるとき、破断靭性と強度の
間の適切な調和をもたらすために２時間から８０時間以
上までの時効時間が望ましい。時効処理の後、アルミニ
ウム・リチウム製品は室温まで冷却される。
上述のパラメータに従って低温時効処理がなされるとき
、アルミニウム・リチウム合金はその特定の合金の組成
に依存して通常は４５〜９５ｋｓｉ （ｌｋｓ ｉ＝０
．７０ｋｇ／ｍｍ２）のオーダの極限強さを有するよう
になる。その合金の破断靭性は、３００°Ｆ以上の温度
における従来の時効処理によって同等な強度レベルまで
時効された同様なアルミニウムーリチウム合金より大き
く、しばしばそれは１．５〜２倍のオーダである。
、アルミニウム・リチウム合金はその特定の合金の組成
に依存して通常は４５〜９５ｋｓｉ （ｌｋｓ ｉ＝０
．７０ｋｇ／ｍｍ２）のオーダの極限強さを有するよう
になる。その合金の破断靭性は、３００°Ｆ以上の温度
における従来の時効処理によって同等な強度レベルまで
時効された同様なアルミニウムーリチウム合金より大き
く、しばしばそれは１．５〜２倍のオーダである。
以下の例は、本発明によるアルミニウム・リチウム合金
の低温不足時効によって得られる優れた強度と靭性の組
合わせを説明するために示され、また本発明を利用する
当業者の助けとなるように示される。以下の例は、いか
なる意味においてもこの開示の範囲または特許後の保護
の範囲を限定することは意図されていない。
の低温不足時効によって得られる優れた強度と靭性の組
合わせを説明するために示され、また本発明を利用する
当業者の助けとなるように示される。以下の例は、いか
なる意味においてもこの開示の範囲または特許後の保護
の範囲を限定することは意図されていない。
燃
２．４％リチウム、１％マグネシウム、１．３？６銅、
０．１５９６ジルコニウムを含み残りがアルミニラムで
あるアルミニウム合金が調製された。
０．１５９６ジルコニウムを含み残りがアルミニラムで
あるアルミニウム合金が調製された。
その調製においてイｊ在した痕跡元素は全部で０゜２５
９６以下であった。その調製において存在した鉄とシリ
コンは各々０．０７％以下であった。その合金は鋳造さ
れて、９７５’Ｆで均一化された。
９６以下であった。その調製において存在した鉄とシリ
コンは各々０．０７％以下であった。その合金は鋳造さ
れて、９７５’Ｆで均一化された。
その後に、合金は０． ２インチ（１インチ−２゜５４
ｃｍ、以下同様）の厚さに温間圧延された。
ｃｍ、以下同様）の厚さに温間圧延された。
得られたシートは次に７９５’Ｆで約１時開演体化処理
された。シートは次に約７０° Ｆに維持された水中に
焼入れされた。その後に、シートは最用の長さの１．５
％だけ引き伸ばされ、次に試片に切断された。いくつか
の試片は破断靭性を測定する周知の方法である切欠シャ
ルピー衝撃試験のために０．５インチ×２．５インチ×
０．２インチの寸法に切断された。引張強度試験のため
に用意された他の試片は１インチ×４インチＸ０．２イ
ンチであった。複数の試片が次に３５０’Ｆにおいて２
時間、８時間、および１６時間時効され；３２５°Ｆに
おいて８時間、１６時間、および４８時間時効され；３
０５°Ｆにおいて８時間時効され；２７５° Ｆにおい
て１６時間と４０時間で時効され；そして２５０°Ｆに
おいて４０時間と７２時間時効された。各温度と時間で
時効された試片は、標準テスト手順に従って切欠シャル
ピー衝撃試験と引張強度試験に供せられた。成る特定の
温度と時間で時効された複数の試料の試験値の平均がと
られた。これらの平均試験値は図におけるグラフに示さ
れている。図中の各／１１１１定点における数字は時効
時間を表わしている。
された。シートは次に約７０° Ｆに維持された水中に
焼入れされた。その後に、シートは最用の長さの１．５
％だけ引き伸ばされ、次に試片に切断された。いくつか
の試片は破断靭性を測定する周知の方法である切欠シャ
ルピー衝撃試験のために０．５インチ×２．５インチ×
０．２インチの寸法に切断された。引張強度試験のため
に用意された他の試片は１インチ×４インチＸ０．２イ
ンチであった。複数の試片が次に３５０’Ｆにおいて２
時間、８時間、および１６時間時効され；３２５°Ｆに
おいて８時間、１６時間、および４８時間時効され；３
０５°Ｆにおいて８時間時効され；２７５° Ｆにおい
て１６時間と４０時間で時効され；そして２５０°Ｆに
おいて４０時間と７２時間時効された。各温度と時間で
時効された試片は、標準テスト手順に従って切欠シャル
ピー衝撃試験と引張強度試験に供せられた。成る特定の
温度と時間で時効された複数の試料の試験値の平均がと
られた。これらの平均試験値は図におけるグラフに示さ
れている。図中の各／１１１１定点における数字は時効
時間を表わしている。
図を参照して、３００°Ｆ以上の温度で時効された試片
はシャルピー衝撃試験による測定において２２５〜５２
５インチ−ｐｓｉ （ｐｓｉ−０゜０７ｋｇ／ｃｍ２）
のオーダの靭性を示した。対照的に、本発明に従って低
温で不足１５効された試片はシャルピー衝撃試験におい
て６５０からほとんど８５０インチ・ｐｓｉのオーダの
靭性を示した。そのとき、それらの材料の平均強度は、
３５０’ Ｆで１６時間時効された試片の例外を除いて
、６４〜７１ｋｓｉの範囲内に低下した。（しかし、３
５０″ Ｆで時効した試片は他のどの試片よりも低い靭
性を示した。すなわち、試験結果によれば、３００’Ｆ
以下の温度における比較的長時間の時効は、３２５〜３
５０° Ｆのオーダの温度で比較的短時間の従来の手順
によって時効された試片よりも優れた強度と靭性の組合
わせを与えることが明らかである。また、そのテスト結
果によれば、時効温度が３００’Ｆ以下に下げられると
き、強度と靭性の特性の組合わせにおいて著しい改善が
もたらされ、すなわち成る与えらた強度レベルに関して
より高い破断靭性が得られることがわかる。
はシャルピー衝撃試験による測定において２２５〜５２
５インチ−ｐｓｉ （ｐｓｉ−０゜０７ｋｇ／ｃｍ２）
のオーダの靭性を示した。対照的に、本発明に従って低
温で不足１５効された試片はシャルピー衝撃試験におい
て６５０からほとんど８５０インチ・ｐｓｉのオーダの
靭性を示した。そのとき、それらの材料の平均強度は、
３５０’ Ｆで１６時間時効された試片の例外を除いて
、６４〜７１ｋｓｉの範囲内に低下した。（しかし、３
５０″ Ｆで時効した試片は他のどの試片よりも低い靭
性を示した。すなわち、試験結果によれば、３００’Ｆ
以下の温度における比較的長時間の時効は、３２５〜３
５０° Ｆのオーダの温度で比較的短時間の従来の手順
によって時効された試片よりも優れた強度と靭性の組合
わせを与えることが明らかである。また、そのテスト結
果によれば、時効温度が３００’Ｆ以下に下げられると
き、強度と靭性の特性の組合わせにおいて著しい改善が
もたらされ、すなわち成る与えらた強度レベルに関して
より高い破断靭性が得られることがわかる。
本発明は、好ましい処理パラメータと調製を含めて種々
の実施例との関係において述べられた。
の実施例との関係において述べられた。
本明細書を読めば、当業者はここに開示された広い概念
から離れることく種々の変更、智価な置換え、その他の
改変を行なうことができよう。たとえば、この低温不足
時効処理は現在は開発中でない他の合金元素の組合わせ
にも適１１巨ｌ■能であり、具体的には意義ある量の！
１１（鉛、シリコン、鉄、ニッケル、ベリリウム、ビス
マス、ゲルマニウム。
から離れることく種々の変更、智価な置換え、その他の
改変を行なうことができよう。たとえば、この低温不足
時効処理は現在は開発中でない他の合金元素の組合わせ
にも適１１巨ｌ■能であり、具体的には意義ある量の！
１１（鉛、シリコン、鉄、ニッケル、ベリリウム、ビス
マス、ゲルマニウム。
およびシネコニウムなどを含むアルミニウム・リチウム
合金に適用し得る。したがって、本願の特許の範囲は前
掲の特許請求の範囲またはそれと均等の範囲によっての
み限定されるよう意図されている。
合金に適用し得る。したがって、本願の特許の範囲は前
掲の特許請求の範囲またはそれと均等の範囲によっての
み限定されるよう意図されている。
図面は、例において述べられた種々の時間とｌ晶度で時
効されたアルミニウム・リチウム合金の１噸数の試片に
おける破断靭性と強度の組合わせを示すグラフである。 特許出願人 ザ・ボーイング・カンパニー代理人弁理士
深見久部 、′−１ ，Ｉ （ばか２名） べ１冨−
効されたアルミニウム・リチウム合金の１噸数の試片に
おける破断靭性と強度の組合わせを示すグラフである。 特許出願人 ザ・ボーイング・カンパニー代理人弁理士
深見久部 、′−１ ，Ｉ （ばか２名） べ１冨−
Claims (6)
- （１）合金元素として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であ
って、前記合金は、 ￥元素￥ ￥量（重量％）￥ Ｌｉ １．０〜３．２ Ｍｇ ０〜５．５ Ｃｕ ０〜４．５ Ｚｒ ０．０８〜０．１５ Ｍｎ ０〜１．２ Ｆｅ 最大０．３ Ｓｉ 最大０．５ Ｚｎ 最大０．２５ Ｔｉ 最大０．１５ 各痕跡元素 最大０．０５ 全痕跡元素 最大０．２５ Ａｌ 残量 の組成を有し、前記合金はまず物品の形態に形成され、
溶体化熱処理され、そして焼入れされ、前記プロセスは
約１時間から８０時間以上までの範囲の時間だけ約２０
０°Ｆから３００°Ｆ（この明細書において、Ｆ＝（９
／５）Ｃ＋３２）以下の範囲の温度で前記合金を時効さ
せるステップを含むことを特徴とするプロセス。 - （２）前記時効温度は約２７５°Ｆ以下であることを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載のプロセス。 - （３）前記時効温度は約２５０°Ｆから約２７５°Ｆに
あることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載のプロ
セス。 - （４）前記時効温度は約２５０°Ｆ以下であることを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載のプロセス。 - （５）前記合金は、 ￥元素￥ ￥（重量％）￥ Ｌｉ １．０〜３．０ Ｍｇ ０〜４．２ Ｃｕ ０〜３．７ Ｚｒ ０．０８〜０．１５ Ｍｎ ０〜０．８ Ｆｅ 最大０．１５ Ｓｉ 最大０．１２ Ｚｎ 最大０．１０ Ｔｉ 最大０．１０ 各痕跡元素 最大０．０５ 全痕跡元素 最大０．２５ Ａｌ 残量 の組成を有することを特徴とする特許請求の範囲第１項
記載のプロセス。 - （６）前記合金は、 ￥元素￥ ￥量（重量％）￥ Ｌｉ １．８〜２．７ Ｍｇ ０〜３．２ Ｃｕ ０．５〜３．０ Ｚｒ ０．０８〜０．１５ Ｍｎ ０〜０．６ Ｆｅ 最大０．１０ Ｓｉ 最大０．１０ Ｚｎ 最大０．１０ Ｔｉ 最大０．１０ 各痕跡元素 最大０．０５ 全痕跡元素 最大０．２５ Ａｌ 残量 の組成を有することを特徴とする特許請求の範囲第５項
記載のプロセス。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/800,503 US4840682A (en) | 1983-12-30 | 1985-11-21 | Low temperature underaging process for lithium bearing alloys |
| US800503 | 1985-11-21 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62164859A true JPS62164859A (ja) | 1987-07-21 |
Family
ID=25178564
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25156486A Pending JPS62164859A (ja) | 1985-11-21 | 1986-10-21 | 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 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62164859A (ja) |
| CA (1) | CA1280341C (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7621597B2 (en) | 2006-10-05 | 2009-11-24 | Toyoshi Fukuda | Plastic headrest frame |
| US7845731B2 (en) * | 2004-03-10 | 2010-12-07 | Gill Industries, Inc. | Foldable head restraint |
| CN108193151A (zh) * | 2018-03-28 | 2018-06-22 | 北京工业大学 | 一种Al-Er-Li合金时效处理工艺 |
-
1986
- 1986-07-21 CA CA000514223A patent/CA1280341C/en not_active Expired - Lifetime
- 1986-10-21 JP JP25156486A patent/JPS62164859A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7845731B2 (en) * | 2004-03-10 | 2010-12-07 | Gill Industries, Inc. | Foldable head restraint |
| US7621597B2 (en) | 2006-10-05 | 2009-11-24 | Toyoshi Fukuda | Plastic headrest frame |
| CN108193151A (zh) * | 2018-03-28 | 2018-06-22 | 北京工业大学 | 一种Al-Er-Li合金时效处理工艺 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA1280341C (en) | 1991-02-19 |
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