JPS6136064B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

本発明は耐食性にすぐれた航空機のストリンガ
ー用素材およびその製造法についてである。 本発明におけるストリンガーとは第１図に示す
ように航空機の胴体１の内部に使用される長手方
向および円周方向の補強材２（ストリンガー）お
よび３（ストリンガーフレーム）のことであつ
て、その断面形状は第２図に示すａハツ型、bZ
型およびcJ型等が代表的なものである。 航空機ストリンガー用材料にはAA7075合金が
主として用いられているが、AA7075合金は耐食
性の点で問題がある場合があるため、AA7075合
金を芯材としAA7072合金を皮材とした耐食性良
好な7075合金クラツド材も使用されている。 このAA7075合金クラツド材ストリンガーの従
来法による代表的な製造法はつぎのとおりである
AA7075合金を約460〜480℃で約16〜24時間の均
質化熱処理し、このAA7075合金を芯材とし、
AA7072合金を皮材として約400℃で厚さ４〜８
mm程度に熱間クラツド圧延し、約410℃×約１時
間の中間焼鈍をしたのち１時間当り約25℃の冷却
速度で炉冷し、厚さ２〜４mm程度の板に冷間圧延
したのち、８〜12時間の昇温時間で約420℃に昇
温し、その温度で約２時間加熱軟化したのち、１
時間当り約25℃の冷却速度で約235℃まで冷却
し、約235℃で６時間保持後空冷してストリンガ
ー素材とし、さらに加工度最大90％の段付き冷間
圧延加工（テーパーロール加工）をし、又は段付
き冷間圧延加工をすることなく溶体化処理してス
トリンガー用材料を製造していた。上記中、段付
き冷間圧延加工は例えば、第３図に示すような形
態にすなわち、長さ方向で圧延加工度を変え、加
工度０の部分Ａ、比較的低加工度の部分Ｂ、中間
の加工度の部分Ｃ、高加工度の部分Ｄなどを有す
る形態に加工する。これは強度を要しない部分の
肉厚を薄くすることにより航空機全体の重量を軽
減するためのものである。このようにして製造さ
れたストリンガー用材料をセクシヨンロール成形
により、例えば第２図(a)に示すハツト型に成形
し、ついでT6テンパー処理を施すことによりス
トリンガーとするものである。 上記のような工程でストリンガーを製造する場
合にはつぎのような点が問題となる。 すなわち、従来法によりストリンガー素材とし
て製造されたAA7075合金Ｏ材のクラツド板は芯
材の結晶粒径が150〜250μｍ程度の粗大であり、
この素材を10〜30％程度の低加工度の冷間加工
（テーパー圧延）後に溶体化処理を行なう場合に
は素材の結晶粒よりさらに芯材の結晶粒が粗大化
し、約20％の加工度の部分が経験上最も粗大化し
ている。勿論このような素材を使用する場合でも
50％以上の冷間加工を行なつた後に溶体化処理を
行なう部分では芯材の結晶粒径50μｍ程度の微細
結晶粒が得られるが、１本のストリンガー内には
冷間加工度０から最大90％までの種々の加工度の
部分が存在するため、ストリンガーの全長約10ｍ
全体にわたつて芯材の結晶粒径を100μｍ以下に
することは極めて難しい。 第４図には既存のストリンガー素材を種々の加
工度で冷間加工後に溶体化処理した場合の加工度
（上段）と芯材の結晶粒径（下段）との関係の１
例を示す。加工度の大きいＤ，Ｆ，Ｇ等の部分で
は結晶粒は微細であるが、加工度の小さいＡ，
Ｂ，Ｃ，Ｅ等の部分では結晶粒は非常に大きい。 Ａ，Ｂ，Ｃ，Ｅ等の結晶粒径が100μｍ以上の
部分については機械的性質、伸び、破壊靭性値等
が低下すると共にセクシヨンロール成形時に肌荒
が生じたり、割れが発生するため、ストリンガー
の製造が極めて難しいばかりでなく、その機能も
低下する。また結晶粒が100μｍ以上の場合には
ケミカルミーリング後の面粗さが粗く疲労強度が
低下する。 本発明は上記のような問題点を解決せんとする
もので、芯材の結晶粒径が100μｍ以下でかつ10
〜30％程度の低加工度の冷間加工を行なつた後に
溶体化処理を行なつても芯材の結晶粒径が100μ
ｍ以下である耐食性にすぐれたストリンガー素材
およびかかる素材の製造法を提供するものであ
る。 すなわち、本発明の第１発明は、Zn5.1〜8.1
％、Mg1.8〜3.4％、Cu1.2〜2.6％、Ti0.20％以
下、さらにCr0.18〜0.35％又はZr0.05〜0.25％の
１種又は２種を含み、残りAlと不純物より構成
される組成を有する合金を芯材としてZn0.8〜1.3
％を含むAl合金を皮材とする片面又か両面クラ
ツド材で、芯材の結晶粒径が100μｍ以下であ
り、かつ軽度の冷間加工後に溶体化処理を行なつ
ても芯材の結晶粒径が100μｍ以下である耐食性
にすぐれた航空機ストリンガー素材である。 本発明ストリンガー素材の芯材合金成分の限定
理由を以下に示す。 Zn……5.1％未満の場合にはT6処理後の素材の強
度が低く、8.1％を越えると靭性が低下した
り、応力腐食割れの危険がある。 Mg……1.8％未満の場合にはT6処理後の素材の
強度が低く、3.4％を越えると、軟質材の冷間
加工性が悪く、またT6処理後の素材の靭性が
低下する。 Cu……1.2％未満の場合にはT6処理後の素材の強
度が低く、2.6％を越えると素材の靭性が低下
する。 Ti……0.20％以下の添加は鋳造組織の微細化鋳造
時の鋳塊割れの防止に有効であるが、0.20％を
こえると巨大な金属間化合物が晶出する。 Cr……0.18％未満の場合には応力腐食割れの危険
があり、0.35％を越えると巨大な金属間化合物
が晶出するもので好ましくない。 Zr……0.05〜0.25％の添加は応力腐食割れの防止
とさらに結晶粒の微細化に有効であるが、0.05
未満の場合にはその効果が少なく、0.25％をこ
えると巨大な金属間化合物が晶出するので好ま
しくない。 なお、不純物元素としてのFe，Si，Mnは以下
のように規制する必要がある。 Fe……Feは結晶粒微細化に効果があるが、0.50
％をこえると合金中の不溶性化合物の量が増加
するため素材の靭性が低下する。 Si……Siは結晶粒の微細化に効果があるが、0.40
％をこえると合金中の不溶性化合物の量が増加
するため素材の靭性が低下する。 Mn……Mnは応力腐食割れの防止に効果がある
が、0.70％をこえると焼入性や靭性が低下す
る。 皮材の合金としては、耐食性に劣る芯材を保護
し耐食性を向上させる目的で、AA7075合金合せ
板（AA Alclad 7075 Sheet and Plate）や
AA7178合金合せ板（AA Alclad 7178 Sheet
and Plate）の場合と同様にAA7072合金を使用す
る。 本発明の素材を使用して航空機ストリンガーを
製造する場合には、テーパーロール加工の加工度
の大小にかかわらず、全長にわたつて溶体化処理
後の芯材の結晶粒が100μｍ以下のストリンガー
を得ることが可能であり、溶体化処理後の結晶粒
径が100μｍ以下の場合にはセクシヨンロール成
形時に肌荒や割れが全く生じないばかりでなく、
機械的性質、破壊靭性値、ケミカルミーリング
性、耐食性等にすぐれたストリンガーを得ること
が可能となる。 本発明の第２発明は上記第１発明における航空
機ストリンガー素材の製造法であつて、上記限定
のアルミニウム合金の芯材と皮材を均質化処理し
てから熱間クラツド圧延を行ない、その後冷間圧
延により所定の厚みにまで圧延した材料を320〜
500℃の温度に平均昇温速度が11℃／分より大き
い速度で急速に加熱することにより軟化すること
を特徴とする方法である。 本第２発明は上記限定のアルミニウム合金を均
質化処理するが、この均質化処理は芯材のアルミ
ニウム合金鋳塊を400〜490℃で２〜48時間十分に
加熱し、Zn，Mg，Cu等の元素を十分に固溶させ
ると共にCrやZrを微細な金属間化合物として析
出させるものである。温度が低いか時間が短いか
して均質化処理が不十分な場合には、アルミニウ
ム合金鋳塊の熱間加工性が悪く、耐応力腐食割れ
性が低下したり、結晶粒が粗大化したりする。ま
た、均質化処理温度が490℃よりも高いと共晶融
解を生じるので好ましくない。 皮材の合金鋳塊についても400〜560℃の温度で
２〜48時間の均質化処理を行ない、Zn等の添加
元素を十分に固溶させることが望ましい。均質化
処理後に皮材鋳塊は所定の厚みに圧延して皮材と
する。熱間圧延に先立つて芯材と皮材を脱脂洗滌
し、芯材と皮材を溶接により接合する。熱間クラ
ツド圧延は、350〜470℃の温度で開始することが
望ましい。350℃未満の場合には変形抵抗が大き
いので圧延加工性が悪く、470℃を越えると脆化
するので加工割れが生ずるようになり好ましくな
い。クラツド率については片面0.05〜10％とする
ことが望ましい。0.05％未満の場合には皮付圧延
が困難であるばかりでなく、皮材が損傷しやすく
耐食性にも問題がある。クラツド率が10％を越え
た場合には合せ板の熱処理後の強度が低下するの
で問題である。熱間圧延終了後、必要に応じて軟
化を行なう。軟化は300〜460℃の温度に保持後に
１時間当り30℃以下の冷却速度で260℃程度まで
冷却する必要がある。この軟化工程はつぎの冷間
圧延の加工度を高くとる場合に特に必要である。 冷間圧延における加工度は20％以上が望まし
く、加工度が低い場合にはストリンガー素材の芯
材の結晶粒径が100μｍ以上に粗大化する。 冷間圧延した材料は320〜500℃の温度に平均昇
温速度が11℃／分より大きい速度で急速加熱する
ことによる軟化が行なわれるが、この工程は高品
質のストリンガー素材を得る上で特に重要であ
る。 従来からAA7075合金の軟化の方法は413〜454
℃に加熱し、この温度で２時間保持し、空気中で
冷却し、232℃に再加熱し、この温度に６時間保
持し、それから室温まで冷却することによつて行
なわれている。この方法は、米国防省のMIL−
H6088E軍用規格中５，２，７，２項で推奨する
方法であり、航空機用7075合金の軟化方法はすべ
て上記方法に準拠しており、当業者の常識となつ
ている。本発明における上記軟化工程はかかる当
業者の常識を打破つたものである。 加熱温度が500℃をこえると材料が溶融した
り、芯材の異常結晶粒成長が起こり再結晶粒が著
しく粗大化するので好ましくない。 加熱温度が320℃より低い場合には材料が完全
に軟化、再結晶しないためストリンガーを製造す
る際の段付き冷間圧延加工（テーパーロール加
工）で割れが生ずる問題がある。 結局320〜500℃の温度で加熱軟化する場合にの
み100μｍ以下の微細な芯材の再結晶粒を有する
ストリンガー素材の製造が可能となる。 上記温度への昇温速度については、平均11℃／
分より大きい速度で急速加熱を行なうことが必須
で、この場合には加熱途上における芯材中のMg
−Nn系化合物の析出が少なく、冷間圧延により
導入された転位組識は急速加熱による軟化を行う
ことにより均一微細なセル組織に変化する。この
ような組織を有する素材を弱加工度のテーパーロ
ール加工（10〜30％）を行なつた後に溶体化処理
を行なう場合には均一微細なセル組織を核として
再結晶が進行するため均一微細な芯材の再結晶粒
が得られる。昇温速度が平均11℃／分以下の場合
には所定の軟化温度への加熱中に芯材中でMg−
Zn系の化合物が不均一析出すると共に転位組織
も完全に消滅するかあるいは粗大な不均一なサイ
ズのセル組織が残留する。このような素材を弱加
工のテーパーロール加工後に溶体化処理を行なう
場合には前記のような均一微細な再結晶粒は得ら
れず、芯材の結晶粒は著しく粗大化する。 急速加熱による軟化後の冷却速度については冷
却速度が１時間当りの30℃未満の場合には完全な
Ｏ材が得られるので、素材の冷間加工性は良好で
あり、１度に90％程度のテーパーロール圧延が可
能である。 これに対し急速加熱による軟化後の冷却速度が
速い場合には焼きが入り時効硬化するため、通常
の一般Ｏ材よりは強度の高い素材となるから比較
的加工度の低いストリンガー素材としては適用が
可能であるが、高加工度を必要とするストリンガ
ーへの適用には加工性の点で問題がある。 本発明の第３発明はその対策のためのもので、
第２発明において軟化の際の冷却速度が１時間当
り30℃以上のときには、200〜500℃に再加熱し
て、とりわけ再加熱温度が200〜350℃未満の場合
には空冷するか、１時間当り30℃以下の速度で冷
却し、再加熱温度が350〜500℃の場合には１時間
当り30℃以下の速度で冷却することを特徴とする
方法である。 すなわち、急速加熱後の冷却速度が１時間当り
30℃以上のときには焼きが入り時効硬化するた
め、所定の温度に再加熱してＯ材とする必要があ
る。再加熱温度が200℃より低い温度では軟化せ
ず、500℃を越えると結晶粒が粗大化するおそれ
がある。そして、再加熱後の冷却速度は再び焼き
が入らないようにするため再加熱温度が比較的低
温の200〜350℃未満の場合には空冷するか、冷却
速度が１時間当り30℃以下の冷却速度で冷却し、
再加熱温度が比較的高温の350〜500℃の場合に
は、冷却速度が１時間当り30℃以下の冷却速度で
冷却する。再加熱温度が200〜350℃未満の場合は
温度が低いので、冷却は空冷でも焼きが入らな
い。また再加熱温度が350〜500℃の場合は、冷却
速度は１時間当り30℃より大きいと焼きが入つて
好ましくない。このようにすることによつて、急
速軟化後の冷却速度が速い場合でも高加工度が可
能となる。 また、再加熱温度は得られた素材の引張強さお
よび素材を段付きテーパーロール加工した後、溶
体化処理した材料（以下Ｗ材と呼ぶことがあ
る。）の芯材の結晶粒径に影響することが実験に
より分つた。この関係の一例を第５図に示す。 第５図は急速加熱による軟化を行つた材料を各
温度で再加熱したＯ材の引張強さ及びこのＯ材を
20％冷間加工後470℃×40分溶体化処理したの
ち、水焼入したＷ材の結晶粒径再加熱温度との関
係を示す。 即ち、急速加熱による軟化後空冷し、室温に放
置した素材は焼きが入つているから、引張強さは
高く、再加熱することにより引張強さは再加熱温
度の上昇とともに低くなつている。また、再加熱
後20％の冷間加工を施したＷ材の芯材の結晶粒径
は、再加熱温度により異り、再加熱温度200〜350
℃のときの結晶粒径は約25〜35μｍで比較的小さ
く、再加熱温度350〜440％のときの結晶粒径は35
〜50μｍで可成り大きく、再加熱温度440〜500℃
のときの結晶粒径は30〜35μｍと再び小さくな
る。 つぎに、実施例により本発明をさらに詳細に説
明する。

【表】 実施例 １ 上記表１に示した合金No.１およびNo.４を芯材と
しNo.10合金を皮材として本発明方法により製造さ
れた芯材の結晶粒径100μｍ以下のストリンガー
素材と、No.１およびNo.４合金を芯材とし、No.10合
金を皮材として従来法により製造された芯材の結
晶粒径100μｍの３mm厚のストリンガー素材の諸
性能比較結果を表２に示す。芯材の結晶粒が微細
であり、しかも冷間加工して焼入後の芯材の結晶
粒が微細な本発明素材は従来法による素材で問題
となるセクシヨンロール成形時の肌荒・割れ等の
問題を解消することができた。 また本発明材は破壊靭性値、ケミカルミーリン
グ性にもすぐれており、AA7072合金をクラツド
しているため従来材に比べて耐食性も著しくすぐ
れている。

【表】 本発明による製造法： 芯材の均質化処理（460℃×16hr）→熱間クラ
ツド圧延（400℃で300mm→６mmに圧延）→冷間圧
延（６mm→３mm）→急速加熱（450℃に昇温速度
200℃／分で加熱し３分保持）→冷却（５℃／分
で冷却）→再加熱（300℃×1hr）→冷却（20℃／
hrの冷却速度で200℃まで冷却し、その後空冷） 従来法による製造法： 芯材の均質化処理（460℃×16hr）→熱間クラ
ツド圧延（400℃で６mmまで圧延）→軟化（420℃
×1hr加熱→炉冷）→冷間圧延（６→３mm）→軟
化（420℃×2hr加熱）→25℃／hrで235℃まで冷
却→235℃で6hr保持→空冷。 実施例２（急速加熱の昇温速度の影響） 表１に示す合金No.１を470℃で24時間の均質化
処理後No.10合金を皮材として410℃より熱間クラ
ツド圧延を開始し、350mmより６mm厚の板に圧延
した。熱間圧延の終了温度は340℃であつた。つ
いで６mm厚板を３mm厚まで冷間圧延し、これを表
３に示す種々の昇温速度で450℃に加熱し、２分
間保持した後に１時間当り25℃の冷却速度で冷却
し、３mmＯ材とした。この板を種々の加工度で冷
間加工後にソルトバスを使用して470℃×40分の
溶体化処理後に水焼入した材料（Ｗ材）の芯材の
結晶粒度と450℃への昇温速度の関係を表３に示
す。なおクラツド率は片面2.4％の両面クラツド
である。

【表】

【表】 表３に示されるように、450℃への昇温速度が
平均11℃／分より大きい場合には素材の芯材の結
晶粒および冷間加工後溶体化処理した材料の芯材
の結晶粒は100μｍ以下の均一微細粒であるが、
平均11℃／分以下の場合には芯材の結晶粒は著し
く粗大化する。 ついで上記３mmＯ材のうち代表的なものについ
てさらに詳細に性能を検討するため、ストリンガ
ーの加工に相当する０〜80％の冷間圧延を行な
い、これをソルトバスを使用して470℃で40分の
溶体化処理してから水焼入したＷ材および焼入後
に120℃で24時間時効したT6材の諸性能を表４に
示す。昇温速度が平均11℃／分より大きい材料は
ストリンガー素材として良好な性能を有してい
る。なお、耐食性についてもNo.10のAA7072合金
をクラツドしているため問題はない。

【表】

【表】 実施例３（加熱温度の影響） 表１に示した合金No.２を芯材とし、No.10合金を
皮材として実施例２と全く同じ方法で３mmの冷間
圧延上りクラツド板に圧延した。この板を320〜
520℃間の各温度に、種々の昇温速度で加熱し、
その後１分当り５℃の冷却速度で冷却し、ついで
300℃で１時間加熱し、１時間当り20℃の冷却速
度で冷却し３mmＯ材とした。なお、クラツド率は
2.5％であり、片面のみクラツドを行なつた。 上記３mmＯ材を冷間加工後に、ソルトバスを使
用して470℃で40分の溶体化処理後に水焼入した
Ｗ材の芯材の結晶粒度と昇温時間２分で昇温させ
た加熱温度の関係を表５に示す。弱加工後に溶体
化処理を行なつた場合でも芯材の結晶粒の微細な
材料の得られるのは、冷間圧延上りの板を320〜
500℃の温度に急速加熱して軟化したＯ材のみで
あり、加熱温度がこの範囲外の場合には弱加工後
に溶体化処理しても芯材の結晶粒の微細な材料は
得られない。

【表】 表５に示した条件で軟化した３mm厚Ｏ材のうち
の３例につき、最大80％の冷間圧延をし、470℃
で40分の溶体化処理をしてから水焼入れしたＷ材
および焼入後に122℃で25時間時効したT6材につ
いての試験をした。その結果を表６に示すが、各
例ともストリンガー素材として十分な性能を有し
ていた。

【表】 実施例４（加熱保持時間の影響） 表１に示す合金No.３を芯材とし、No.10合金を皮
材として実施例２と全くじ方法で３mm厚の冷間圧
延上り板にクラツド圧延した。この板を表７に示
す昇温速で480〜385℃の温度に加熱し、各時間保
持したのち、１分当り５℃の冷却速度で冷却し、
ついで300℃×１時間の加熱後空冷し３mmＯ材と
した。なおクラツド率は2.5％であり、両面のク
ラツドを行なつた。 この３mmのＯ材を20％の冷間圧延後にソルトバ
スを使用して470℃で40分の溶体化処理後に水焼
入したＷ材の芯材の結晶粒径と加熱温度と保持時
間の関係を表７に示す。

【表】 この表７から判るとおり、各保持時間にわたつ
て芯材の結晶粒の微細な材料が得られることは明
らかである。 上記の３mmの材板を０〜90％冷間圧延したのち
に、溶体化処理して水焼入したＷ材の芯材の結晶
粒は全て100μｍ以下であり、1.5t（ｔ＝板厚）
の曲げ半径で90゜曲げを行なつた場合にも肌荒れ
や割れは全く生ぜず、ストリンガー素材として好
適なものであつた。 実施例 ５ 表１に示したNo.１合金の350mm厚鋳塊を芯材と
し、No.10合金を皮材として表８に示す製造条件の
下でクラツド圧延し、最終２〜５mm厚のＯ材板と
した。なお、クラツド率は片面2.2％であり両面
クラツドを行なつた。 表８におけるNo.１〜17の製造条件で製造したＯ
材板を20％冷間圧延したのちにソルトバスを使用
して470℃で40分の溶体化処理後に水焼入し、120
℃で24時間時効したT6材の諸性能の試験結果を
表９に示す。 表９より明らかなように本発明の条件により製
造したストリンガー素材の芯材の結晶粒径は100
μｍ以下であり、冷間加工後に焼入した材料につ
いても芯材の結晶粒径は100μｍ以下と粗大化せ
ず、またＷ材、T6材共にストリンガー材料とし
て良好な性能を示している。なお、表９には加工
度20％の場合の結果のみ示したが、０〜80％の冷
間加工を行なう場合についても溶体化処理後の芯
材の結晶粒径は全て100μｍ以下であり、Ｗ材，
T6材共にストリンガー用材料として十分な性能
を有していた。

【表】

【表】

【表】

【表】 実施例６（合金組成の影響） 表１に示した合金No.３〜７の400mm厚鋳塊を470
℃で25時間均質化処理したのち、芯材とし、No.10
合金を皮材として400℃より熱間クラツド圧延を
開始し、６mm厚の板に圧延した。熱間圧延終了温
度は300℃であつた。ついで、６mm厚板を３mm厚
まで冷間圧延し、平均昇温速度300℃／分で460℃
に加熱し、５分間その温度に保持したのち、１分
当り10℃の冷却速度で冷却し、その後300℃で１
時間加熱後空冷し３mmＯ材とした。 比較のため表１に示した合金No.８並びにNo.９合
金を芯材とし、No.10合金を皮材として同じ方法で
最終３mmのＯ板材とした。なおクラツド率は2.6
％であり片面のみクラツドを行なつた。これらの
Ｏ材板のストリンガー素材としての性能をみるた
め、各Ｏ材板を20％冷間圧延したのち、470℃で
40分間溶体化処理し水焼入したＷ材および焼入後
に120℃で24時間時効したT6材についての試験を
した。その諸性能を表10に示す。 合金３〜７を芯材とする場合はストリンガー材
として良好な性能を有しているが、No.８合金を芯
材とする場合は強度が低く、No.９合金を芯材とす
る場合は芯材の応力腐食割れの危険があるためス
トリンガー材としての使用には問題がある。

【表】 【図面の簡単な説明】

第１図は航空機胴体内部の一部斜視図、第２図
ａ，ｂ，ｃはストリンガーの断面形状の例、第３
図はストリンガー素材の加工状態を示す斜視図、
第４図は加工度と結晶粒径との関係の１例を示す
説明図、第５図は素材の引張強さとＷ材の結晶粒
径と再加熱温度との関係を示すグラフである。 １……胴体、２……補強材（ストリンガー）、
３……補強材（ストリンガーフレーム）。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ Zn5.1〜8.1％、Mg1.8〜3.4％、Cu1.2〜2.6
   ％、Ti0.20％以下、さらにCr0.18〜0.35％又は
   Zr0.05〜0.25％の１種又は２種を含み、残りAlと
   不純物より構成される組成を有する合金を芯材と
   し、Zn0.8〜1.3％を含むAl合金を皮材とする片面
   又は両面クラツド材で、芯材の結晶粒径が100μ
   ｍ以下であり、かつ軽度の冷間加工後に溶体化処
   理を行なつても芯材の結晶粒径が100μｍ以下で
   ある耐食性にすぐれた航空機ストリンガー素材。 ２ Zn5.1〜8.1％、Mg1.8〜3.4％、Cu1.2〜2.6
   ％、Ti0.20％以下、さらにCr0.18〜0.35％又は
   Zr0.05〜0.25％の１種又は２種を含み、残りAlと
   不純物よりなる合金を均質化処理してから芯材と
   し、Zn0.8〜1.3％を含むAl合金を皮材として片面
   又は両面クラツドの熱間クラツド圧延を行ない、
   その後冷間圧延により所定の厚みにまで圧延した
   材料を320〜500℃の温度に平均昇温速度11℃／分
   より大きい速度で急速に加熱することにより軟化
   し、芯材の結晶粒径が100μｍ以下であり、かつ
   軽度の冷間加工後に溶体化処理を行なつても芯材
   の結晶粒径が100μｍ以下であることを特徴とす
   る耐食性にすぐれた航空機ストリンガー素材の製
   造法。 ３ Zn5.1〜8.1％、Mg1.8〜3.4％、Cu1.2〜2.6
   ％、Ti0.20％以下、さらにCr0.18〜0.35％又は
   Zr0.05〜0.25％の１種又は２種を含み、残りAlと
   不純物よりなる合金を均質化処理してから芯材と
   し、Zn0.8〜1.3％を含むAl合金を皮材として片面
   又は両面の熱間クラツド圧延を行ない、その後冷
   間圧延により所定の厚みにまで圧延した材料を
   320〜500℃の温度に平均昇温速度が11℃／分より
   大きい速度で急速加熱することにより軟化し、こ
   の軟化の際の冷却速度が１時間当り30℃以上のと
   きに200〜500℃に再加熱して再加熱温度が200〜
   350℃未満の場合には空冷又は１時間当り30℃以
   下の速度で冷却し、又再加熱温度が350〜500℃の
   場合には１時間当り30℃以下の速度で冷却し、芯
   材の結晶粒径が100μｍ以下であり、かつ軽度の
   冷間加工後に溶体化処理を行なつても芯材の結晶
   粒径が100μｍ以下であることを特徴とする耐食
   性にすぐれた航空機ストリンガー素材の製造法。