JP2004511650A - 航空宇宙用途に適切な耐食性６０００系合金 - Google Patents
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Abstract
改善された耐腐食特性、特に粒界腐食耐性を有する航空宇宙合金を請求する。本質的に、約０．６−１．１５重量％のケイ素、約０．６−１．０重量％の銅、約０．８−１．２重量％のマグネシウム、約０．５５−０．８６重量％の亜鉛、約０．１重量％より少ないマンガン、約０．２−０．３重量％のクロム、残余のアルミニウム、付随的な元素、及び不純物からなる合金。それが好ましくはシート又はプレート製品の形態に製造されるとき、それを、また押し出しすることができる。この合金から製造される製品は、ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性ＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬後における腐食の平均の深さによって測定されるような、それら６０１３−Ｔ６対抗品よりも、少なくとも約５％より多い降伏強さ、及び粒界腐食の攻撃に対する約４５％若しくはそれ以上の耐性を示す。
Description
【０００１】
この発明は、アルミニウム航空宇宙合金に属する。より具体的には、この発明は、溶接に適し、さらに改善された性能特性、特に耐食性を有するアルミニウム合金に属する。
【０００２】
飛行機製造業者は、胴体の外板のパネルを、それらを固着する代わりに、低コストで互いに溶接する可能性を調査しており、溶接は、一般的に、機械的な溶接、レーザー溶接、他の溶接技術、又は常套手段の組み合わせのいずれかによって二つ又はそれ以上の部分のものを互いに接合した後、機械的特性の良好な保持を有するものとして定義されている。現在胴体の外板に使用される現存する合金は、Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｌｌｏｙｓ ２０２４及び２５２４、Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ登録物を含む。しかしながら、これらの合金のある一定の特性は、溶接によって悪影響を及ぼされる。合金６０１３は、胴体の外板の合金としての使用に対して魅力的な機械的特性を有し、また溶接可能である。しかし、合金６０１３は、６０１３が取り付けられる航空機が、飛行の度に、飛行機の胴体の度重なる加圧／減圧のような応力の条件にさらされるとき、局部応力集中を増加させる粒界腐食の攻撃を受けやすい。
【０００３】
周期的な、又は繰り返しの装填は、腐食してない構造に対して予想されるであろうよりも短い時間で、これらの部位において疲労亀裂の形成に至る。従って、胴体の外板パネルの溶接によって提供される費用節約を十分利用するために、粒界腐食の攻撃に対する改善された耐性を有する溶接可能なアルミニウム航空宇宙合金を発達させることは、望ましいかもしれない。
【０００４】
他の特許又は国際出願は、この合金系及び製品の応用に適用可能である。比較的な合金の組成物を、後に続く表１に列挙する。
表１−相対的な合金の組成物
【表１】
本発明の主要な目的は、溶接可能であり、さらに改善された耐腐食特性を示す改善された６０００系合金を提供することである。別の主要な目的は、既知又は続いて発展した製品の製造工程を使用して、第一にシート及びプレート製品に、第二に様々な押出し品の形態に、あまり優先的でないが、鍛造物の形状に形成するために適切な、改善されたアルミニウム航空宇宙合金を提供することである。
【０００５】
これら及び他の目的は、本発明によって満たされるか又はより卓越し、その一つの実施例は、溶接することに適切なアルミニウム合金に属する。その合金は、本質的に、約０．６−１．１５重量％のケイ素、約０．６−１．０重量％の銅、約０．８−１．２重量％のマグネシウム、約０．５５−０．８６重量％の亜鉛、約０．１重量％より少ないマンガン、約０．２−０．３重量％のクロム、約０．２重量％までの鉄、約０．１重量％までのジルコニウム、及び約０．１重量％までの銀、残余のアルミニウム、付随的な元素、並びに不純物からなる。より好ましい基礎原料においては、この合金は、０．７−１．０３重量％のケイ素、約０．７−０．９重量％の銅、約０．８５−１．０５重量％のマグネシウム、約０．６−０．８重量％の亜鉛、約０．０４重量％又はそれ以下のマンガン、約０．２１−０．２９重量％のクロム、約０．１５重量％又はそれ以下の鉄、約０．０４重量％又はそれ以下のジルコニウム、及び約０．０４重量％又はそれ以下の銀、残余のアルミニウム、付随的な元素、並びに不純物を含有する。当初は、約０．７５重量％のケイ素の最低値が十分であるだろうと信じられていた。しかしながら、次の試料採取は、０．６重量％と同じ位低いケイ素の濃度がまたこの発明と共に作用することを明らかにしてきた。この組成物におけるクロムの添加及びマンガンの著しい減少が達成される結果に直接関係があると信じられている。
【０００６】
本発明は、上記の表に列挙したような組成物を有するアルミニウム合金からなる。この合金は、ピークの焼戻し硬度まで経年変化する又はＴ６条件であるとき、現存する合金と比較して増加した典型的な引っ張り強さを提供する。比較の目的のために、様々な合金のために相対的なＴ６の典型的な強さ及び％伸張を以下の表２に列挙する。ここで、最小の又は保証された強さの値を、本発明の合金に対するこのような最小の又は保証された強さの値を適切に決定するために十分な統計的な値が存在しないと、６０１３値に対して比較することができない。
表２：比較上の典型的な強さ及び％伸張
【表２】
ピークの経年変化の条件において、この発明の合金は、その６０１３アルミニウム合金の相当品に対して比較される粒界腐食耐性に対してより大きな耐性を提供する。粒界腐食耐性におけるさらなる増加を、金属合金の製品がピーク強さに到達しないように、経年変化の不足、即ち人為的な経年変化時間及び温度を意図的に制限することによって得ることができる。
【０００７】
好適な合金の組成物のどんな記載に対しても、百分率に対するすべての参照は、他に示さない限り、重量パーセント（重量％）による。値のどんな数値範囲を参照するとき、述べた範囲の最小及び最大の間における各及びあらゆる数及び／又は小数部を含むようにこのような範囲を理解する。約０．６−１．１５重量％の範囲のケイ素は、例えば、明らかに、約０．６１、０．６２、０．６３及び０．６５％から１．１２、１．１３、及び１．１４％のＳｉまで及びそれらを含む全ての中間値を含むと思われる。同じ規則が、あらゆる他の元素の範囲及び／又は以下に述べる特性値に当てはまる。
【０００８】
典型的には、粒界腐食耐性における改善が、強さにおける対応する減少と共に達成されてきたことがわかってきた。しかしながら、新規な合金において、強さ及び耐食性の両方における改善を達成した。経年変化の不足が、耐食性においてさらなる利点を提供するかもしれないことを予想しなかった。しかし、ちょうどその現象を観察した。過去の経験は、熱処理可能なアルミニウム合金の耐食性、特に粒界腐食に対する耐性が、過度の経年変化（即ち、金属に、より低い強さの条件までピーク強さを通り越させる実践による人為的な経年変化）によって改善することを示してきた。これは、ピークの経年変化した焼戻し硬度と比較して強さにおける著しい減少を伴うが６０５６アルミニウムの粒界腐食耐性を増加させるために用いてきた一つの方法である。本発明に関して、これらの新規な合金に対する強さの値が、経年変化の不足した焼戻し硬度において、実際には、同等の過度に経年変化したアルミニウムの一部分に対する同等の強さの値よりも大きいことを観察してきた。
【０００９】
減少した粒界腐食の攻撃は、特に、航空機の胴体の比較的低い部分のような、金属を腐食性の環境にさらす用途に有用である。湿気及び腐食性の化学種は、溶液が胴体の区画の底に流れ出ると、航空機のこれらの領域に蓄積する傾向がある。ここで、溶接に適切であると共にさらに高い強さを要求する合金を有することは望ましいと思われる。比較の目的のために、本発明の合金の試験体及び６０１３アルミニウムのそれらを、両方ともＴ６焼戻しを生産するために約３５０°Ｆで８時間経年変化させ、その開示がここでは参照によって完全に組み込まれるＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による腐食試験を受けさせた。そのＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄによって、両方の金属のクラッドの試験体は、２４時間、水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に浸漬される前に除去されるそれらのクラッド層を有していた。腐食した試料の研磨された断面に金属組織学を使用して、次に各試験体における九個の最大の部位を、粒界腐食の攻撃のタイプ、及びそれらの平均の深さを決定するために測定した。これらの平均を次のように比較した：本発明の合金に対する攻撃の平均の深さ：６０１３−Ｔ６に対して測定した０．００６８３３の平均の攻撃の深さに対して０．００３３インチ、又は本発明の粒界腐食の攻撃の平均の深さの二倍以上。これらの値を添付する図にグラフで描く。
【００１０】
この発明の合金組成物は、そのクラッド及びアンクラッドの多様性の両方において粒界腐食に耐えることに良好に作用することに注目することは重要である。いくつかのクラッドのバージョンにおいて、本発明の合金の頂上に塗布される合金層は、１１４５アルミニウムのより一般的に知られるクラッディングとは対照的に、７０００Ｓｅｒｉｅｓ合金のクラッディング、より好ましくは７０７２アルミニウム（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）である。
【００１１】
この発明の航空宇宙の用途は、レーザー及び／又は機械的な溶接を含むが限定されない、多くの合金製品の形態、シート乃至シート若しくはプレート系製品、プレート乃至シート若しくはプレート系製品、又は、このようなシート若しくはプレート系製品への一つ又はそれ以上の押出し品を組み合わせてもよい。一つの特定の実施例は、相当な部分が機械加工されてなくなる材料の大きな部分からの今日の飛行機の胴体部分の製造に取って代わることを想像する。上に述べた合金組成物を使用して、パネルを機械加工するか、又は化学的に粉砕することができ、機械加工されたか又は化学的に粉砕された領域の間における直立したリブを取り残すために、選択的なストリップの領域で金属を除去して厚さを減少させる。これらの直立したリブは、補強の目的のためにそれにストリンガーを溶接するための良好な部位を提供する。このようなストリンガーを、組み合わせた成分がまだ粒界腐食の攻撃に対して良好な耐性を示す限り、同じ又は類似の組成物、又は別の６０００Ｓｅｉｅｓ（即ち“６ＸＸＸ”）合金組成物（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）で造ることができる。
【００１２】
［００１５］上の表２に報告した比較データに関して、二つの１４”×７４”のインゴットを、本発明の合金及び比較の６０１３組成物から鋳造した。次に、本発明の合金は、７０７２アルミニウム（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）の薄層を伴う両側におけるクラッドであった。６０１３合金は、１１４５アルミニウム（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）の薄層を伴う両側におけるクラッドであった。次に、両方の二元的なクラッドの材料を、０．１７７インチの仕上げのゲージまで圧延し、その後各材料の二つの焼戻し、（１）Ｔ６−タイプの焼戻し（約３５０°Ｆで８時間経年変化させることによる）及び（２）Ｔ６Ｅ“経年変化の不足した”焼戻し（約３２５°Ｆで約１０時間の加熱を材料に受けさせることによる）を生産した。次に、それぞれの試料に、主として強さ及び耐食性に焦点を合わせて、様々な材料の評価を受けさせた。
【００１３】
ここまで好適な実施例を記載してきたが、本発明を添付した特許請求の範囲内で別に具体化してもよい理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】
ただ一つの添付する図は、両方の一部分をＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による粒界腐食の試験を受けさせた後、通常焼戻しされた６０１３の試験体に対して比較した、この発明に対して観察される改善のグラフ図である。
この発明は、アルミニウム航空宇宙合金に属する。より具体的には、この発明は、溶接に適し、さらに改善された性能特性、特に耐食性を有するアルミニウム合金に属する。
【０００２】
飛行機製造業者は、胴体の外板のパネルを、それらを固着する代わりに、低コストで互いに溶接する可能性を調査しており、溶接は、一般的に、機械的な溶接、レーザー溶接、他の溶接技術、又は常套手段の組み合わせのいずれかによって二つ又はそれ以上の部分のものを互いに接合した後、機械的特性の良好な保持を有するものとして定義されている。現在胴体の外板に使用される現存する合金は、Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｌｌｏｙｓ ２０２４及び２５２４、Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎ登録物を含む。しかしながら、これらの合金のある一定の特性は、溶接によって悪影響を及ぼされる。合金６０１３は、胴体の外板の合金としての使用に対して魅力的な機械的特性を有し、また溶接可能である。しかし、合金６０１３は、６０１３が取り付けられる航空機が、飛行の度に、飛行機の胴体の度重なる加圧／減圧のような応力の条件にさらされるとき、局部応力集中を増加させる粒界腐食の攻撃を受けやすい。
【０００３】
周期的な、又は繰り返しの装填は、腐食してない構造に対して予想されるであろうよりも短い時間で、これらの部位において疲労亀裂の形成に至る。従って、胴体の外板パネルの溶接によって提供される費用節約を十分利用するために、粒界腐食の攻撃に対する改善された耐性を有する溶接可能なアルミニウム航空宇宙合金を発達させることは、望ましいかもしれない。
【０００４】
他の特許又は国際出願は、この合金系及び製品の応用に適用可能である。比較的な合金の組成物を、後に続く表１に列挙する。
表１−相対的な合金の組成物
【表１】
【０００５】
これら及び他の目的は、本発明によって満たされるか又はより卓越し、その一つの実施例は、溶接することに適切なアルミニウム合金に属する。その合金は、本質的に、約０．６−１．１５重量％のケイ素、約０．６−１．０重量％の銅、約０．８−１．２重量％のマグネシウム、約０．５５−０．８６重量％の亜鉛、約０．１重量％より少ないマンガン、約０．２−０．３重量％のクロム、約０．２重量％までの鉄、約０．１重量％までのジルコニウム、及び約０．１重量％までの銀、残余のアルミニウム、付随的な元素、並びに不純物からなる。より好ましい基礎原料においては、この合金は、０．７−１．０３重量％のケイ素、約０．７−０．９重量％の銅、約０．８５−１．０５重量％のマグネシウム、約０．６−０．８重量％の亜鉛、約０．０４重量％又はそれ以下のマンガン、約０．２１−０．２９重量％のクロム、約０．１５重量％又はそれ以下の鉄、約０．０４重量％又はそれ以下のジルコニウム、及び約０．０４重量％又はそれ以下の銀、残余のアルミニウム、付随的な元素、並びに不純物を含有する。当初は、約０．７５重量％のケイ素の最低値が十分であるだろうと信じられていた。しかしながら、次の試料採取は、０．６重量％と同じ位低いケイ素の濃度がまたこの発明と共に作用することを明らかにしてきた。この組成物におけるクロムの添加及びマンガンの著しい減少が達成される結果に直接関係があると信じられている。
【０００６】
本発明は、上記の表に列挙したような組成物を有するアルミニウム合金からなる。この合金は、ピークの焼戻し硬度まで経年変化する又はＴ６条件であるとき、現存する合金と比較して増加した典型的な引っ張り強さを提供する。比較の目的のために、様々な合金のために相対的なＴ６の典型的な強さ及び％伸張を以下の表２に列挙する。ここで、最小の又は保証された強さの値を、本発明の合金に対するこのような最小の又は保証された強さの値を適切に決定するために十分な統計的な値が存在しないと、６０１３値に対して比較することができない。
表２：比較上の典型的な強さ及び％伸張
【表２】
【０００７】
好適な合金の組成物のどんな記載に対しても、百分率に対するすべての参照は、他に示さない限り、重量パーセント（重量％）による。値のどんな数値範囲を参照するとき、述べた範囲の最小及び最大の間における各及びあらゆる数及び／又は小数部を含むようにこのような範囲を理解する。約０．６−１．１５重量％の範囲のケイ素は、例えば、明らかに、約０．６１、０．６２、０．６３及び０．６５％から１．１２、１．１３、及び１．１４％のＳｉまで及びそれらを含む全ての中間値を含むと思われる。同じ規則が、あらゆる他の元素の範囲及び／又は以下に述べる特性値に当てはまる。
【０００８】
典型的には、粒界腐食耐性における改善が、強さにおける対応する減少と共に達成されてきたことがわかってきた。しかしながら、新規な合金において、強さ及び耐食性の両方における改善を達成した。経年変化の不足が、耐食性においてさらなる利点を提供するかもしれないことを予想しなかった。しかし、ちょうどその現象を観察した。過去の経験は、熱処理可能なアルミニウム合金の耐食性、特に粒界腐食に対する耐性が、過度の経年変化（即ち、金属に、より低い強さの条件までピーク強さを通り越させる実践による人為的な経年変化）によって改善することを示してきた。これは、ピークの経年変化した焼戻し硬度と比較して強さにおける著しい減少を伴うが６０５６アルミニウムの粒界腐食耐性を増加させるために用いてきた一つの方法である。本発明に関して、これらの新規な合金に対する強さの値が、経年変化の不足した焼戻し硬度において、実際には、同等の過度に経年変化したアルミニウムの一部分に対する同等の強さの値よりも大きいことを観察してきた。
【０００９】
減少した粒界腐食の攻撃は、特に、航空機の胴体の比較的低い部分のような、金属を腐食性の環境にさらす用途に有用である。湿気及び腐食性の化学種は、溶液が胴体の区画の底に流れ出ると、航空機のこれらの領域に蓄積する傾向がある。ここで、溶接に適切であると共にさらに高い強さを要求する合金を有することは望ましいと思われる。比較の目的のために、本発明の合金の試験体及び６０１３アルミニウムのそれらを、両方ともＴ６焼戻しを生産するために約３５０°Ｆで８時間経年変化させ、その開示がここでは参照によって完全に組み込まれるＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による腐食試験を受けさせた。そのＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄによって、両方の金属のクラッドの試験体は、２４時間、水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に浸漬される前に除去されるそれらのクラッド層を有していた。腐食した試料の研磨された断面に金属組織学を使用して、次に各試験体における九個の最大の部位を、粒界腐食の攻撃のタイプ、及びそれらの平均の深さを決定するために測定した。これらの平均を次のように比較した：本発明の合金に対する攻撃の平均の深さ：６０１３−Ｔ６に対して測定した０．００６８３３の平均の攻撃の深さに対して０．００３３インチ、又は本発明の粒界腐食の攻撃の平均の深さの二倍以上。これらの値を添付する図にグラフで描く。
【００１０】
この発明の合金組成物は、そのクラッド及びアンクラッドの多様性の両方において粒界腐食に耐えることに良好に作用することに注目することは重要である。いくつかのクラッドのバージョンにおいて、本発明の合金の頂上に塗布される合金層は、１１４５アルミニウムのより一般的に知られるクラッディングとは対照的に、７０００Ｓｅｒｉｅｓ合金のクラッディング、より好ましくは７０７２アルミニウム（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）である。
【００１１】
この発明の航空宇宙の用途は、レーザー及び／又は機械的な溶接を含むが限定されない、多くの合金製品の形態、シート乃至シート若しくはプレート系製品、プレート乃至シート若しくはプレート系製品、又は、このようなシート若しくはプレート系製品への一つ又はそれ以上の押出し品を組み合わせてもよい。一つの特定の実施例は、相当な部分が機械加工されてなくなる材料の大きな部分からの今日の飛行機の胴体部分の製造に取って代わることを想像する。上に述べた合金組成物を使用して、パネルを機械加工するか、又は化学的に粉砕することができ、機械加工されたか又は化学的に粉砕された領域の間における直立したリブを取り残すために、選択的なストリップの領域で金属を除去して厚さを減少させる。これらの直立したリブは、補強の目的のためにそれにストリンガーを溶接するための良好な部位を提供する。このようなストリンガーを、組み合わせた成分がまだ粒界腐食の攻撃に対して良好な耐性を示す限り、同じ又は類似の組成物、又は別の６０００Ｓｅｉｅｓ（即ち“６ＸＸＸ”）合金組成物（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）で造ることができる。
【００１２】
［００１５］上の表２に報告した比較データに関して、二つの１４”×７４”のインゴットを、本発明の合金及び比較の６０１３組成物から鋳造した。次に、本発明の合金は、７０７２アルミニウム（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）の薄層を伴う両側におけるクラッドであった。６０１３合金は、１１４５アルミニウム（Ａｌｕｍｉｎｕｍ Ａｓｓｏｃｉａｔｉｏｎの名称）の薄層を伴う両側におけるクラッドであった。次に、両方の二元的なクラッドの材料を、０．１７７インチの仕上げのゲージまで圧延し、その後各材料の二つの焼戻し、（１）Ｔ６−タイプの焼戻し（約３５０°Ｆで８時間経年変化させることによる）及び（２）Ｔ６Ｅ“経年変化の不足した”焼戻し（約３２５°Ｆで約１０時間の加熱を材料に受けさせることによる）を生産した。次に、それぞれの試料に、主として強さ及び耐食性に焦点を合わせて、様々な材料の評価を受けさせた。
【００１３】
ここまで好適な実施例を記載してきたが、本発明を添付した特許請求の範囲内で別に具体化してもよい理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】
ただ一つの添付する図は、両方の一部分をＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による粒界腐食の試験を受けさせた後、通常焼戻しされた６０１３の試験体に対して比較した、この発明に対して観察される改善のグラフ図である。
Claims (42)
- 改善された耐腐食特性を有する航空宇宙合金であって、
本質的に、約０．６−１．１５重量％のケイ素、約０．６−１．０重量％の銅、約０．８−１．２重量％のマグネシウム、約０．５５−０．８６重量％の亜鉛、約０．１重量％より少ないマンガン、約０．２−０．３重量％のクロム、残余のアルミニウム、付随的な元素、及び不純物からなる合金。 - 約０．２重量％までの鉄、約０．１重量％までのジルコニウム、及び約０．１重量％までの銀をさらに含む請求項１記載の合金。
- 前記耐食性は、粒界腐食耐性を含む請求項１記載の合金。
- クラッド又はアンクラッド、シート又はプレート製品に加工される請求項１記載の合金。
- 前記シート又はプレート製品は、７０７２アルミニウムを伴うクラッドである請求項４記載の合金。
- 押出し品である請求項１記載の合金
- Ｔ６−タイプの条件へ焼戻しされた請求項１記載の合金。
- その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約５％大きい典型的な降伏強さを有する請求項７記載の合金。
- 少なくとも約５４キロポンド毎平方インチの典型的な降伏強さを有する請求項７記載の合金。
- ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬の後に、腐食の平均の深さによって測定されるような、その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約３３％大きい粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項７記載の合金。
- その６０１３−Ｔ６相当品よりも約４５％又はそれ以上の粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項１０記載の合金。
- ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬の後に、腐食の平均の深さによって測定されるような、その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約５％より大きい降伏強さ及び約４５％又はそれ以上の粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項７記載の合金。
- 意図的に経年変化を不足させた請求項１記載の合金。
- 胴体の外板、押出しされたストリンガー、及び、レーザー及び／又は機械的な溶接によって互いに溶接されるその組み合わせからなる群から選択される飛行機の胴体部分である請求項１記載の合金。
- 約０．７−１．０３重量％のケイ素を含む請求項１記載の合金。
- 約０．７−０．９重量％の銅を含む請求項１記載の合金。
- 約０．８５−１．０５重量％のマグネシウムを含む請求項１記載の合金。
- 約０．６−０．８重量％の亜鉛を含む請求項１記載の合金。
- 約０．０４重量％又はそれ以下のマンガンを含む請求項１記載の合金。
- 約０．２１−０．２９重量％のクロム、約０．１５重量％又はそれ以下の鉄、約０．０４重量％又はそれ以下のジルコニウム、及び約０．０４重量％又はそれ以下の銀を含む請求項１記載の合金。
- 粒界腐食に対する改善された耐性を有する溶接可能な航空宇宙シート又はプレート製品であって、
本質的に、約０．６−１．１５重量％のケイ素、約０．６−１．０重量％の銅、約０．８−１．２重量％のマグネシウム、約０．５５−０．８６重量％の亜鉛、約０．１重量％より少ないマンガン、約０．２−０．３重量％のクロム、残余のアルミニウム、付随的な元素、及び不純物からなる製品。 - Ｔ６−タイプの条件へ焼戻しされた請求項２１記載の製品。
- その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約５％大きい典型的な降伏強さを有する請求項２２記載の製品。
- 少なくとも約５４キロポンド毎平方インチの降伏強さを有する請求項２２記載の製品。
- ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬の後に、腐食の平均の深さによって測定されるような、その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約３３％大きい粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項２２記載の製品。
- その６０１３−Ｔ６相当品よりも約４５％又はそれ以上の粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項２５記載の製品。
- ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬の後に、腐食の平均の深さによって測定されるような、その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約５％より大きい降伏強さ及び約４５％又はそれ以上の粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項２２記載の製品。
- 意図的に経年変化を不足させた請求項２１記載の製品。
- クラッド又はアンクラッドの飛行機の胴体部分である請求項２１記載の製品。
- ７０７２アルミニウムを伴うクラッドであった請求項２９記載の製品。
- 約０．７−１．０３重量％のケイ素、約０．７−０．９重量％の銅、約０．８５−１．０５重量％のマグネシウム、及び約０．６−０．８重量％の亜鉛を含む請求項２１記載の製品。
- 約０．０４重量％又はそれ以下のマンガンを含む請求項２１記載の製品。
- 粒界腐食に対する改善された耐性を有する溶接可能な航空宇宙押出し品であって、
本質的に、約０．６−１．１５重量％のケイ素、約０．６−１．０重量％の銅、約０．８−１．２重量％のマグネシウム、約０．５５−０．８６重量％の亜鉛、約０．１重量％より少ないマンガン、約０．２−０．３重量％のクロム、残余のアルミニウム、付随的な元素、及び不純物からなる押出し品。 - Ｔ６−タイプの条件へ焼戻しされた請求項３３記載の押出し品。
- その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約５％大きい降伏強さを有する請求項３４記載の製品。
- 少なくとも約５４キロポンド毎平方インチの降伏強さを有する請求項３４記載の製品。
- ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬の後に、腐食の平均の深さによって測定されるような、その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約３３％大きい粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項３４記載の製品。
- その６０１３−Ｔ６相当品よりも約４５％又はそれ以上の粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項３７記載の製品。
- ＡＳＴＭ Ｓｔａｎｄａｒｄ Ｇ１１０（１９９２）による水性のＮａＣｌ−Ｈ２Ｏ２溶液に対する２４時間の浸漬の後に、腐食の平均の深さによって測定されるような、その６０１３−Ｔ６相当品よりも少なくとも約５％より大きい降伏強さ及び約４５％又はそれ以上の粒界腐食の攻撃に対する耐性を有する請求項３４記載の製品。
- 意図的に経年変化を不足させた請求項３３記載の押出し品。
- 約０．７−１．０３重量％のケイ素、約０．７−０．９重量％の銅、約０．８５−１．０５重量％のマグネシウム、及び約０．６−０．８重量％の亜鉛を含む請求項３３記載の押出し品。
- 約０．０４重量％又はそれ以下のマンガンを含む請求項３３記載の押出し品。
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