鋁合金產品及人工時效方法

2023-05-28 03:13:31

專利名稱：鋁合金產品及人工時效方法
技術領域：
本申請是申請日為2001年10月4日、申請號為01822516.0、發明名稱為鋁合金產 品及人工時效方法的發明專利申請的分案申請。本發明涉及鋁合金，特別是鋁業協會(Aluminum Association)指定的7000系列 (或者7XXX)鋁(「Al」)合金。更具體地，本發明涉及尺寸較厚，即約2-12英寸厚的Al合 金產品。雖然本發明典型地應用於軋制板材產品，但是其也可用於擠壓或鍛造產品。通過實 施本發明，由此類厚截面原材料/產品製成的部件具有更優的強度-韌性組合，從而使其適 合作為航空航天場合中的厚尺寸結構部件或者由厚材料加工而成的薄截面部件。本發明也 能有效改善耐腐蝕性能，尤其是應力腐蝕開裂(或「SCC」)抗力。由所述合金製造的代表性 結構組件包括整體翼梁(integral spar)組件等，它們均由厚變形型材，包括軋制板材加工 而成。這種翼梁組件可用於運載量大的飛機的翼箱。本發明特別適合製造擠壓和鍛造的高 強度飛機組件，例如主起落架臂。這種飛機包括商用噴氣客機、貨機(例如用於隔夜郵政服 務)和某些軍用飛機。在較低程度上，本發明的合金適合用於其它飛機，其中包括(但不限 於)渦輪螺漿飛機。此外，根據本發明也可以製造非航空航天部件，如各種厚模鑄板(mold plate)ο隨著新型噴氣飛機的尺寸越來越大，或者隨著目前的噴氣機型的有效負載變得更 重和/或飛行範圍變得更長，以便改善飛機性能和經濟效益，不斷要求結構部件如機身、機 翼和翼梁的重量降低。航空工業正在通過指定強度更高的金屬部件，降低其截面厚度作為 降低重量的權宜之計來滿足這一要求。除了強度之外，材料的耐久性和破壞容限對於飛機 的可靠性結構設計也很關鍵。對在飛機應用場合材料多種特性的這種考慮最終導致了如今 的破壞耐受設計技術，它將破損安全設計原理與周期性檢測技術相結合。傳統的飛機機翼結構包括一個翼箱，它在附

圖1中一般用數字2表示。它作為機 翼的主要強度構件由機身向外延伸，並且一般與圖1的平面垂直。此翼箱2包括上機翼蒙 皮4和下機翼蒙皮6，所述上、下機翼蒙皮被在二者之間延伸或者將二者連接一起的垂直結 構組件或者翼梁12和20隔開。翼箱也包括能夠在翼梁間延伸的翼肋(rib)。所述翼肋與 圖1的平面平行，而機翼蒙皮和翼梁則與所述圖1的平面垂直。飛行期間，商用飛機機翼的 上機翼結構受到壓應力作用，要求高的壓縮強度，同時又具有可接受的斷裂韌性。今天最大 型飛機的上機翼蒙皮典型地由7XXX系列鋁合金例如7150(美國再發布專利34，008)或者 7055鋁(美國專利5，221，377)製成。由於相同飛機機翼的下機翼結構在飛行期間受拉應 力作用，因此，比相應的上機翼部件要求更高的破損極限。儘管可以要求使用強度更高的合 金設計下機翼，以使重量效率最大，但是，這種合金的破損極限經常不能滿足設計要求。為 此，如今，大多數的商用噴氣飛機製造商指定破損極限更高的2XXX系列合金如20 或23 鋁(美國專利4，四4，625)用於製造下機翼，採用所述2XXX合金製造的下機翼的強度比採 用7XXX合金的上機翼低。自始至終使用的合金成員和特性的標示均依據著名的鋁業協會 的產品標準。附圖1中的上、下機翼蒙皮4和6分別採用縱向延伸的桁條構件8和10加固。這種桁條(stringer)構件可以設計成各種形狀，包括「J」，「I」，「L」，「T」和/或「Z」型橫截 面結構。這種桁條構件典型地固定至機翼蒙皮內表面上，如圖1所示。固定件典型地是鉚 釘。上機翼桁條構件8以及上翼梁緣條14和22目前採用7XXX系列合金製造，而下機翼桁 條構件10以及下翼梁緣條16和M，由於前述同樣的結構上的原因，考慮到相對強度和破損 極限，目前採用2XXX系列合金製造。垂直翼梁腹板構件18和沈也由7XXX合金製成，它們 固定至上下翼梁緣條上，而同時又在由構件翼梁12和20構成的機翼縱向延伸。這種傳統 的翼梁設計也被稱作「組合」翼梁，其包括上翼梁緣條14或22、腹板18或20和下翼梁緣條 16或24，以及緊固件(未示出)。顯然，與翼梁接頭處的緊固件和緊固件孔是結構的薄弱 環節。為了確保組合翼梁如18或20的結構整體性，許多組成部件如腹板和/或翼梁緣條 必須加厚，從而增加了整個結構的重量。克服上述翼梁重量限制問題的一個潛在設計方法是通過對單一厚截面的鋁合金 產品例如板材進行機械加工來製造上翼梁、腹板和下翼梁，典型地是通過去除相當多的金 屬，來製備更複雜、厚度較小的截面或形狀，例如翼梁。有時，這種機加工操作被稱作由其板 材產品「彎拱」成部件。採用這種設計，可以免去製造腹板-上翼梁和腹板-下翼梁連接件 的需要。類似這樣的一體式翼梁有時稱作「整體翼梁」，其可以由擠壓或鍛造的厚板加工而 成。整體翼梁不僅重量低於其組合翼梁，而且由於不需要緊固件，其製造和組裝成本也較 低。製造整體翼梁的理想合金應該具有上機翼合金的強度性能，同時又具有下機翼合金要 求的斷裂韌性/破損容限。目前已用於飛機的商品合金不能滿足這一優選性能的組合。例 如，下機翼蒙皮合金20M-T351的強度低，除非其截面厚度明顯增加，否則，將不能安全地 承受自高荷載的上機翼傳遞的載荷。這繼而要求整個機翼結構的重量發生令人不希望的增 加。反過來，設計上機翼具有2XXX強度水平將導致總體重量的增加。大的噴氣飛機要求很大的機翼。製造這種用於機翼的整體翼梁要求厚度為6-8英 寸或更大的產品。合金7050-T74經常用於厚截面部件。在航空材料規範AMS 4050F中列出 了 6英寸厚7050-T7451板的工業標準，該標準規定縱(L)向的最小屈服強度為60ksi，平面 應變斷裂韌性或者Kre(L-T)為Mksi in"2。對於同樣的合金特性和厚度，橫向(LT和T-L) 的規定值分別為60ksi和22ksi in1/20比較而言，最近開發的上機翼合金是7055-T7751鋁， 厚度為約0. 375-1. 5英寸，它能夠滿足根據MIL-HDBK-5H的最小屈服強度86ksi。如果最小 屈服強度為60ksi的7050-T74的整體翼梁與上述的7055合金一起使用，則為了使重量效 率最大，上機翼蒙皮的總體強度水平不能得到充分利用。因此，需要具有充分斷裂韌性的更 高強度的厚鋁合金製造現在新噴氣機設計要求的整體翼梁結構。這僅僅是高強度和韌性的 厚截面鋁材料的益處的一個具體實例。在現代飛機上還存在許多其它應用實例，例如機翼 翼肋(Wing rib)、腹板或桁條、翼板或蒙皮、機身框架、地板梁或艙壁(bullhead)、甚至起落 架梁(landing gear beam)或者上述各種飛機部件的各種組合。已知不同的人工時效處理導致不同的回火狀態，從而導致不同的強度和包括耐腐 蝕性與斷裂韌性的其它性能。7XXX系列合金最經常在諸如「峰值」強度(「T6型」)或「過時 效」(「T7型，，)回火狀態的人工時效條件下製造和銷售。美國專利4，863，528、4，832，758、 4，477，292和5，108，520中的每一種均介紹了具有一定範圍的強度與性能組合的7XXX系列 回火態合金。在此全部引入這些專利的所有內容，作為參考。本領域的專業人員周知的是對於給定的7XXX系列可鍛合金，峰值強度或者T6型回火狀態提供最高的強度值，但其同時具有較低的斷裂韌性和耐腐蝕性能。對於同樣的合 金，也已知過時效程度最大的回火狀態，如典型的T73型回火狀態，能夠提供最高的斷裂 韌性和耐腐蝕性，但其強度值明顯較低。因此，當製造給定的飛機部件時，部件設計者必須 在上述兩個極端狀態之間選擇適當的回火規範，以滿足特定的應用場合。可以在鋁業協會 的著名出版物-AluminumStandards and Data 2000發現包括「T_XX」後綴的回火狀態的更 全面的描述。大多數的航空合金的加工均要求固溶熱處理(或「SHT」)，之後，進行淬火和隨後 的人工時效，以獲得強度和其它性能。然而，尋求改善厚截面的性能需面對兩個自然現象。 第一，隨著產品的形狀變厚，產品內部截面經歷的淬火速度自然降低。這種降低進而導致尺 寸更厚的產品尤其是整個厚度的內部區域的強度和斷裂韌性的損失。本領域的專業人員將 這種現象稱之為「淬火敏感性」。第二，眾所周知，強度與斷裂韌性之間存在反向關係，因此， 如果設計組成部件具有更高的強度，則它們的相對韌性就下降，反之亦然。為了更好地了解本發明，在商用航空7ΧΧΧ系列合金領域某些已證實的傾向值得 注意。例如，鋁合金7050中，為了更好地控制晶粒結構，用ττ替代Cr作為彌散劑，並且使 Cu和Si含量高於老的7075合金。與老的7075合金相比，合金7050的淬火敏感性得到明 顯改善(即降低)，從而使得7050鋁成為厚截面航空應用場合中的板材、擠壓件和/或鍛件 的主要來源。對於強度-韌性要求更高的上機翼場合，稍稍提高7050鋁中Mg和Si的組成 最小量，便成為7050的一個鋁業協會註冊7150合金的變體。與老的7050合金相比，7150 中Zn的最低含量由5. 7wt. %增至5. 9wt. %,Mg的最低含量由1. 9wt. %增至2. Owt. % ·最終，開發出了一種更新的上機翼蒙皮合金。與合金7050或7150相比，所述合金 7055部分地通過使用7. 6-8. 4wt. %的更高Si含量，類似的Cu含量以及稍稍降低的Mg含 量(1. 8-2. 3wt. % )，其壓縮屈服強度提高10 %。過去為了獲得更高強度(通過增加合金組分和組成優化)所進行的努力不得不被 金屬雜質的增加和為了改善韌性與疲勞壽命通過熱機械處理(「TMP」)進行的顯微結構控 制所抵消。美國專利5，865，911報告7XXX系列合金板材在強度相當的條件下，其韌性得到 顯著提高。然而，據認為，較厚尺寸的該合金的淬火敏感性會引起其它性能顯著劣化。鋁業協會註冊的合金7040要求主要合金組元的含量範圍如下5. 7-6. 7wt. % Zn, 1. 7-2. 4wt. % Mg 和 1. 5-2. 3wt. % Cu。相關文獻，即Shahani 等的文章 「High Strength 7XXX Alloys For Ultra-Thick Aerospace Plate Optimization of Alloy Composition」PR0C. ICAA 6，1998 年，第 2 卷，第 105-1110 頁)和美國專利 6027582 指出 7040的開發者為了改善強度和其它性能，尋求在合金元素之間建立優化平衡，同時避免合 金元素的過量添加，以便將淬火敏感性降至最低。儘管較厚尺寸的合金7040聲稱其某些性 能比7050高，但是這些提高仍不能滿足更新的商用飛機設計者的要求。本發明在幾個關鍵方面與目前用於航空領域的商品合金不同。鋁業協會給出了 幾種目前商用7XXX航空合金的主要合金元素，具體如下
權利要求
1.一種鋁合金產品，其擁有如下能力(a)對於進行固溶熱處理、淬火和人工時效後的 具有厚截面的產品中，和由所述產品製造的部件中獲得具有改善的性能組合，所述性能包 含至少兩種性能，它們選自強度、斷裂韌性和耐腐蝕性；或者(b)在緩慢淬火的薄產品以 及由所述產品製造的部件中獲得因所述緩慢淬火引起的強度下降程度較小，所述合金基本 組成為約 6-10wt. % Zn ；約 1. 2-1. 9wt. % Mg ；約 1. 2-2. 2wt. % Cu ；一種或多種以下元素最 多約0. 4wt. % Zr，最多約0. 4wt. % Sc和最多約0. 3wt. % Hf ；所述合金任選最多含有約0.06wt. % Ti，約 0. 03wt. % Ca，約 0. 03wt. % Sr，約 0. 002wt. % Be 和約 0. 3wt. % Mn，餘者 為Al，附帶的元素和雜質。
2.根據權利要求1的合金產品，其中，所述合金含有約6.4-9. 5wt. % Si ；約1.3-1. 7wt. % Mg ；約 1. 3-1. 9wt. % Cu，其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)以及約0.05-0. 2wt. % Zr。
3.根據權利要求2的合金產品，其在最厚的橫截面部位至少約2英寸厚。
4.根據權利要求3的合金產品，其在所述最厚部位至少約3-10英寸厚。
5.根據權利要求4的合金產品，其在所述最厚部位至少約4-6英寸厚。
6.根據權利要求2的合金產品，其中，wt.% Mg^ (wt. % Cu+0. 2)。
7.根據權利要求6的合金產品，其中，wt.% Mg^ (wt. % Cu+0. 1)。
8.根據權利要求2的合金產品，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
9.根據權利要求2的合金產品，其進一步具有改善的應力腐蝕抗力。
10.根據權利要求2的合金產品，其是一種厚板材、擠壓或鍛造產品。
11.根據權利要求2的合金產品，其是一種約2英寸或更薄的薄板材。
12.根據權利要求11的合金產品，其進一步具有改善的耐剝蝕性。
13.根據權利要求11的合金產品，其被時效成形為航空結構部件形狀。
14.根據權利要求2的合金產品，其中，所述合金，作為雜質，含有約0.15wt. %或更低 的Fe和約0. 12wt. %或更低的Si。
15.根據權利要求14的合金產品，其中，所述合金中的有效Mg含量為約1.3-1. 65wt. %，可量測的總 Mg 含量為約 1. 47-1. 82wt. %
16.根據權利要求14的合金產品，其中，所述合金中的有效Cu含量為約 1. 3-1. 9wt. %，可量測的總Cu含量為約1. 6-2. 2wt. %。
17.根據權利要求14的合金產品，其中，所述合金含有約0.08wt. %或更低的Fe和約 0. 06wt. %或更低的Si。
18.根據權利要求17的合金產品，其中，所述合金含有約0.04wt. %或更低的Fe和約0.03wt. %或更低的Si。
19.根據權利要求2的合金產品，其中，所述合金含有約6.9wt. %或更高的Si。
20.根據權利要求2的合金產品，其中，所述合金含有約6.9-8.5wt. % Si ；約1.3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 3-1. 9wt. % Cu 和約 0. 05-0. 2wt. % Zr。
21.根據權利要求2的合金產品，其中，所述合金基本組成為約6.9-8wt. %Zn;約 1. 3-1. 65wt. % Mg ；約 1. 4-1. 9wt. % Cu 和約 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，wt. % Mg < wt. % Cu。
22.根據權利要求2的合金產品，其中，(wt.% Mg+wt. % Cu) 3. 5。
23.根據權利要求22的合金產品，其中，(wt.% Mg+wt. % Cu) 3. 3。
24.根據權利要求2的合金產品，其具有低於約50%的再結晶組織。
25.根據權利要求M的合金產品，其具有約35%或更低的再結晶組織。
26.根據權利要求25的合金產品，其具有約25%或更低的再結晶組織。
27.根據權利要求2的合金產品，其與第二合金產品焊接一起，並且，在其焊接熱影響 區具有一種或多種選自於強度、疲勞、斷裂韌性和耐腐蝕性的性能的改善的保持能力。
28.根據權利要求27的合金產品，其採用固態方法進行焊接。
29.根據權利要求觀的合金產品，其採用摩擦攪動焊接方法進行焊接。
30.根據權利要求27的合金產品，其採用熔化焊接方法進行焊接。
31.根據權利要求30的合金產品，其採用電子束方法進行焊接。
32.根據權利要求30的合金產品，其採用雷射方法進行焊接。
33.根據權利要求27的合金產品，其中，所述第二種合金產品由與之焊接一起的同樣 的合金製成。
34.根據權利要求2的合金產品，其具有改善的鑽孔裂紋萌生抗力。
35.—種可鍛的鋁合金產品，所述合金基本組成為約6. 9-8. 5wt. % Si ；約 1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 3-1. 9wt. % Cu，其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)；至少一種以下 元素(最多約0. 3wt. % Zr，最多約0. % &和最多約0. 3wt. % Hf)；任選地，最多約0.06wt. % Ti和最多約0. 008wt. % Ca，餘者為Al，附帶的元素和雜質，所述合金產品的特徵 在於其具有低的淬火敏感性以及(a)對於進行固溶熱處理、淬火和人工時效的具有厚截 面的產品，以及，由所述產品製造的部件獲得改善的性能組合，所述性能組合包含至少兩種 性能，它們選自強度、斷裂韌性和耐腐蝕性；或者(b)在緩慢淬火的薄產品，以及，由所述 薄產品製造的部件中獲得更低的強度下降程度。
36.根據權利要求35的合金產品，其在最厚的橫截面部位約3-12英寸厚。
37.根據權利要求36的合金產品，其在最厚的橫截面部位約4-6英寸厚。
38.根據權利要求35的合金產品，其中，所述組成中的wt.% Mg不超過wt. % Cu。
39.根據權利要求35的合金產品，其是一種已進行固溶熱處理和淬火處理的板材、擠 壓件或鍛件。
40.根據權利要求35的合金產品，其中，所述合金中作為雜質的狗和Si含量分別低於 約 0. 25wt. %。
41.根據權利要求35的合金產品，其中，所述合金含有約6.9-8wt. % Zn ；約1.3-1. 65wt. % Mg ；約 1. 3-1. 9wt. % Cu 和約 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，(wt. % Mg+wt. % Cu) 3. 5。
42.根據權利要求41的合金產品，其中，所述合金主要含有約7-8wt.% Zn ；約 1. 4-1. 65wt. % Mg ；約 1. 4-1. 8wt. % Cu 和約 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，(wt. % Mg+wt. % Cu) 3. 3。
43.一種厚鋁合金產品，其厚截面時在進行固溶熱處理、淬火和人工時效之後，具有 改善的強度和韌性組合以及良好的耐腐蝕性，所述合金基本組成為約6. 9-8. 5wt. % Zn ；約 1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中，wt. % Mg ≤ (wt. % Cu+0. 3)；約.0. 05-0. 2wt. % Zr，餘者為Al，附帶的元素和雜質。
44.根據權利要求43的合金產品，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
45.根據權利要求43的合金產品，其中，所述合金含有約0.15wt. %或更低的!^e和約0.12wt. %或更低的Si。
46.根據權利要求43的合金產品，其中，所述合金含有約7-8wt.% Si ；約1.3-1. 65wt. % Mg ；約 1. 4-1. 8wt. % Cu 和約 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 1)。
47.根據權利要求43的合金產品，其在橫截面厚2英寸或更大時，縱(L)向的1/4平 面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面應變斷裂韌性(Kic)位於圖 7中的M-M線處或者其上方(向右側)。
48.根據權利要求43的合金產品，其是一種板材產品，該產品在一種或多種如表12所 示的最大施加應力水平下的最小開孔疲勞壽命(S/N)等於或大於所述表12中的相應循環 失效值。
49.根據權利要求43的合金產品，其是一種板材產品，該產品的最小開孔疲勞壽命(S/ N)位於圖12中的A-A線處或者其上方(右側)。
50.根據權利要求43的合金產品，其是一種鍛件，該產品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位 於圖13中的B-B線處或者其上方(右側)。
51.根據權利要求43的合金產品，其在L-T試驗方向的最大疲勞裂紋擴展(FCG)速度 等於或低於如表14所示的最大da/dN值中的至少一個，相應的K(應力強度因子)值在所 述表14中等於或大於15ksiin。
52.根據權利要求43的合金產品，其在L-T試驗方向具有最大疲勞裂紋擴展(FCG)速 度，K值為Mksiin或更大，其位於圖14中的C-C線處或者其下方(右側)。
53.根據權利要求43的合金產品，其能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用 下，用3. 5% Na溶液中，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
54.根據權利要求43的合金產品，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用 下，海邊暴露至少約100天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
55.根據權利要求M的合金產品，其具有在所述海邊暴露條件下至少約180天不發生 應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
56.根據權利要求43的合金產品，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用 下，工業暴露至少約180天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
57.根據權利要求43的合金產品，在對其實施一種或多種機加工操作之後，其同時具 有厚截面和薄截面，所述薄截面表現出「EB」或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
58.根據權利要求43的合金產品，其具有改善的鑽孔裂紋萌生抗力。
59.根據權利要求43的合金產品，其已經採用以下方法進行了人工時效，所述方法包括(i)在約200-275 °F下的第一時效階段； ( )在約300-335 °F下的第二時效階段；和 (iii)在約200-275 °F下的第三時效階段。
60.根據權利要求59的合金產品，其中，第一時效階段(i)在約230-260下下進行。
61.根據權利要求59的合金產品，其中，第一時效階段(i)進行約2-18小時。
62.根據權利要求59的合金產品，其中，第二時效階段(ii)在約300-325下下進行。
63.根據權利要求59的合金產品，其中，第二時效階段(ii)在約300-325下下進行約 4-18小時。
64.根據權利要求63的合金產品，其中，第二時效階段(ii)在約300-315下下進行約6-15小時。
65.根據權利要求63的合金產品，其中，第二時效階段(ii)在約310-325下下進行約7-13小時。
66.根據權利要求59的合金產品，其中，第三時效階段(iii)在約230460進行。
67.根據權利要求66的合金產品，其中，第三時效階段(iii)在約230-260下下進行至 少約6小時。
68.根據權利要求67的合金產品，其中，第三時效階段(iii)在約M0-255下下進行約 18小時或更長。
69.根據權利要求59的合金產品，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多 個包括多種溫度時效作用的整合。
70.根據權利要求43的合金產品，其是一種階梯狀擠壓件。
71.根據權利要求43的合金產品，其是一種已進行壓力淬火的擠壓件。
72.根據權利要求43的合金產品，其是一種可以時效成型為航空結構部件的板材產P
73.根據權利要求43的合金產品，其已經採用以下方法進行了人工時效，所述方法包括(i)在約200-275°F下的第一時效階段；和(ii)在約300-335°F下的第二時效階段。
74.商用飛機的鋁合金結構部件，所述結構部件採用已進行固溶熱處理、淬火和人工 時效的厚板材、擠壓或鍛造產品製成，所述結構部件具有強度、韌性和應力腐蝕開裂抗力 性能的改善的組合，所述合金基本組成為約6. 9-9. 5wt. % Zn ；約1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 2-2. 2wt. % Cu，其中，wt.(wt. % Cu+0. 3)；約 0· 05-0· 2wt. % Zr，餘者為 Al，附帶 的元素和雜質。
75.根據權利要求74的結構部件，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
76.根據權利要求74的結構部件，其中，所述板材、擠壓或鍛造產品最厚的橫截面部位 約3-12英寸厚。
77.根據權利要求76的結構部件，其中，所述板材、擠壓或鍛造產品最厚的橫截面部位 約4-6英寸厚。
78.根據權利要求74的結構部件，其與其7050鋁合金對應物相比，淬火敏感性下降。
79.根據權利要求74的結構部件，其中，所述合金含有低於約0.15wt. % Fe和低於約0.12wt. % Si。
80.根據權利要求74的結構部件，其中，所述合金含有約7-8wt.% Si ；約1.3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 4-1. 8wt. % Cu 和約 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，(wt. % Mg+wt. % Cu) 3. 3。
81.根據權利要求74的結構部件，其選自於翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或蒙皮、機 身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合。
82.根據權利要求74的結構部件，其是整體成型的。
83.根據權利要求74的結構部件，其在橫截面厚2英寸或更大處，縱(L)向的1/4平 面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面應變斷裂韌性(Kic)位於圖 7中的M-M線處或者其上方(右側)。
84.根據權利要求74的結構部件，其是一種板材產品，該產品的最小開孔疲勞壽命(S/ N)位於圖12中的A-A線處或者其上方(右側)。
85.根據權利要求74的結構部件，其是一種鍛件，該產品的最小開孔疲勞壽命(S/N)位 於圖13中的B-B線處或者其上方(右側)。
86.根據權利要求74的結構部件，其在L-T試驗方向具有最大疲勞裂紋擴展(FCG)速 度，K(應力強度因子)值為15ksiin或更大，其位於圖14中的C-C線處或者其下方(右 側)。
87.根據權利要求74的結構部件，其能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用 下，用3. 5% Na溶液，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
88.根據權利要求74的結構部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用 下，海邊暴露至少約100天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
89.根據權利要求74的結構部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力作用 下，工業暴露至少約180天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
90.根據權利要求74的結構部件，其同時具有厚截面和薄截面，所述薄截面表現出 「EB」或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
91.根據權利要求74的結構部件，其具有改善的鑽孔裂紋萌生抗力。
92.根據權利要求74的結構部件，其中，所述飛機是一種民用或軍用噴氣飛機。
93.根據權利要求74的結構部件，其中，所述飛機是一種渦輪螺漿飛機。
94.根據權利要求74的結構部件，其中，在人工時效之前，對所述板材、擠壓或鍛造產 品進行拉伸和/或壓縮。
95.根據權利要求74的結構部件，其中，已經採用以下方法對所述板材、擠壓或鍛造產 品進行了人工時效，所述方法包括(i)在約200-275 °F下的第一時效階段；( )在約300-335 °F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275 °F下的第三時效階段。
96.根據權利要求95的結構部件，其中，第一時效階段(i)在約230460進行。
97.根據權利要求96的結構部件，其中，第一時效階段(i)在約235-255下下進行6小 時或更長。
98.根據權利要求95的結構部件，其中，第一時效階段(i)進行約2-12小時。
99.根據權利要求95的結構部件，其中，第二時效階段(ii)在約300-325下下進行約 4-18小時。
100.根據權利要求99的結構部件，其中，第二時效階段(ii)在約300-315下下進行約 6-15小時。
101.根據權利要求99的結構部件，其中，第二時效階段(ii)在約310-325下下進行約 7-13小時。
102.根據權利要求95的結構部件，其中，第三時效階段(iii)在約230-260°F下進行 至少約6小時。
103.根據權利要求102的結構部件，其中，第三時效階段(iii)在約M0-255T下進行 約18小時或更長。
104.一種商用飛機結構部件，其選自於翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼板或外殼、機身 構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合，所述部件採用厚板材、擠壓件或 鍛件加工 而成，並且具有改善的強度、韌性和耐腐蝕性，所述合金基本組成為約6. 9-8. 2wt. % Zn ； 約 1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 4-1. 9wt. % Cu，其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)；以及約 0. 05-0. 2wt. % Zr，餘者為Al，附帶的元素和雜質。
105.根據權利要求104的結構部件，其中，所述合金含有約0.15wt. %或更低的!^e和 約0. 12wt. %或更低的Si。
106.根據權利要求104的結構部件，其與第二種結構部件焊接一起，並且，在其焊接熱 影響區具體一種或多種選自於強度、疲勞、斷裂韌性和耐腐蝕性的性能的改善的保持性。
107.至少約2英寸厚的鋁合金板材、擠壓或鍛造產品加工而成的飛機翼箱部件，所 述合金基本組成為約 6. 9-8. 5wt. % Zn ；約 1. 3-1. 65wt. % Mg ；約 1. 4_2wt. % Cu，其中， (wt. % Mg+wt. % Cu)彡3. 5 ；以及約0. 05-0. 25wt. % Zr，餘者為Al，附帶的元素和雜質。
108.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其中，所述合金含有低於約0.15wt. % Fe和 低於約 0. 12wt. % Si。
109.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其中，所述合金含有低於約8wt.和低於 約 1. 9wt. % Cu。
110.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種整體桁條。
111.根據權利要求110的飛機翼箱部件，其已被時效成型。
112.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種翼肋、腹板或縱梁。
113.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種機翼板或蒙皮。
114.根據權利要求113的飛機翼箱部件，其已被時效成型。
115.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其由一種階梯狀擠壓件製成。
116.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其是一種壓力淬火的擠壓件。
117.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其與第二種飛機翼箱部件焊接一起，並且，在 其焊接熱影響區具有一種或多種選自於強度、疲勞、斷裂韌性和應力腐蝕開裂抗力的性能 的改善的保持性。
118.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其中，對所述板材、擠壓或鍛造產品進行固溶 熱處理和有意進行的緩慢淬火，以減小淬火扭曲。
119.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其在橫截面厚2英寸或更大處，縱(L)向的 1/4平面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)斷裂韌性(Kic)位於圖7中 的M-M線處或者其上方(右側)。
120.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其由板材製備而成，該部件的最小開孔疲勞 壽命(S/N)位於圖12中的A-A線處或者其上方(右側)。
121.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其由鍛件製備而成，該部件的最小開孔疲勞 壽命(S/N)位於圖13中的B-B線處或者其上方(右側)。
122.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其在L-T試驗方向具有最大疲勞裂紋擴展 (FCG)速度，K(應力強度因子)值為15ksiin或更大，其位於圖14中的C-C線處或者其下 方(右側)。
123.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其能夠在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力 作用下，在3. 5% Na溶液中，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開裂(SCC)試驗。
124.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力 作用下，海邊暴露至少約100天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
125.根據權利要求IM的飛機翼箱部件，其具有在所述海邊暴露條件下，至少約180天 不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
126.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其具有在約30ksi或更高的短橫向(ST)應力 作用下，工業暴露至少約180天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
127.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其同時具有厚截面和薄截面，所述薄截面表 現出「EB」或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
128.根據權利要求107的飛機翼箱部件，其具有改善的穿孔裂紋萌生抗力。
129.由一種厚鋁合金產品製成的模具板材，所述產品基本組成為約6-lOwt.約 1. 2-1. 9wt. % Mg和約1. 2-2. 2wt. % Cu ；任選最多約0. 4wt. % Zr，餘者為Al，附帶的元素 和雜質。
130.根據權利要求129的模具板材，其中，所述合金含有約0.25wt. %或更低的!^e和 約0. 25wt. %或更低的Si。
131.根據權利要求129的模具板材，其中，所述合金含有約6.5-8. 5wt. % Zn ；約 1. 3-1. 65wt. % Mg 和約 1. 4-1. 9wt. % Cu。
132.根據權利要求129的模具板材，其中，所述產品是一種軋制板材或鍛件，所述合金 含有約 0. 05-0. 2wt. % Zr。
133.根據權利要求129的模具板材，其中，所述產品是一種鑄件。
134.一種結構部件的製備方法，所述部件具有改善的性能組合，所述性能包含至少兩 種選自強度、疲勞、斷裂韌性和耐腐蝕性的性能，所述方法包括(a)提供一種合金，該合金基本組成為約6.9-9wt. % Zn;約1.3-1.68wt. %Mg;約 1. 2-1. 9wt. %Cu，其中，wt. (wt. % Cu+0. 3)；以及約 0. 05-0. 3wt. % Zr，餘者為 Al， 附帶的元素和雜質；(b)對所述合金均勻化處理，並且採用選自於軋制、擠壓和鍛造的一種或多種方法將其 熱加工成工件；(c)對所述工件進行固溶熱處理；(d)對所述已固溶熱處理的工件進行淬火；和(e)對所述已淬火的工件進行人工時效。
135.根據權利要求134的方法，其進一步包括(f)由所述已人工時效的工件加工出所 述結構部件。
136.根據權利要求134的方法，其任選包括通過拉伸、壓縮和/或冷加工對經淬火步驟(d)處理後的工件進行應力消除。
137.根據權利要求134的方法，其任選包括將所述工件時效成型為所述結構部件形狀。
138.根據權利要求134的方法，其中，所述淬火的工件的最厚橫截面部位約3-12英寸厚。
139.根據權利要求134的方法，其中，所述淬火步驟(d)包括採用水或其它介質進行噴 灑或浸泡。
140.根據權利要求134的方法，其中，在固溶熱處理步驟(c)之後，有意對工件進行緩 慢淬火。
141.根據權利要求134的方法，其中，所述合金含有低於約8wt.和低於約 1. 8wt. % Cu。
142.根據權利要求134的方法，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
143.根據權利要求134的方法，其中，所述合金含有作為雜質的低於約0.15wt. % Fe 和低於約0. 12wt. % Si。
144.根據權利要求134的方法，其中，所述工件是一種板材產品。
145.根據權利要求134的方法，其中，所述工件是一種擠壓件。
146.根據權利要求134的方法，其中，所述工件是一種鍛造產品。
147.根據權利要求134的方法，其中，所述人工時效步驟(e)包括 (i)在約200-275 °F下的第一時效階段；和( )在約300-335 °F下的第二時效階段。
148.根據權利要求134的方法，其中，所述人工時效步驟(e)包括 (i)在約200-275 °F下的第一時效階段；( )在約300-335 °F下的第二時效階段；和 (iii)在約200-275 °F下的第三時效階段。
149.根據權利要求148的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260進行。
150.根據權利要求148的方法，其中，所述第一時效階段(i)進行約2-12小時。
151.根據權利要求148的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約235-255下下進行6 小時或更長。
152.根據權利要求148的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行 約4-18小時。
153.根據權利要求152的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-315°F下進行 約6-15小時。
154.根據權利要求152的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行 約7-13小時。
155.根據權利要求148的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260下下進行。
156.根據權利要求148的方法，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個 包括多個溫度時效作用的綜合。
157.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件是用於商用噴氣飛機。
158.根據權利要求157的方法，其中，所述結構部件選自於翼梁、翼肋、腹板、桁條、機 翼板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合。
159.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件在橫截面厚2英寸或更大處，縱 (L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服強度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面應變斷裂韌 性(Kic)位於圖7中的M-M線處或者其上方(右側)。
160.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件是一種板材產品，該產品在一種或 多種如表12所示的最大施加應力水平下的最小開孔疲勞壽命(S/N)等於或大於所述表12 中的相應失效循環次數。
161.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件是一種板材產品，該產品的最小開 孔疲勞壽命(S/N)位於圖12中的A-A線處或者其上方(右側)。
162.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件是一種鍛件，該部件的最小開孔疲 勞壽命(S/N)位於圖13中的B-B線處或者其上方(右側)。
163.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件在L-T試驗取向上的最大疲勞裂紋 擴展(FCG)速度等於或低於如表14所示的最大da/dN值中的至少一個，相應的K值在所述 表14中等於或大於15ksiin。
164.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件在L-T試驗取向上具有的最大疲勞 裂紋擴展(FCG)速度位於圖14中的C-C線處或者其下方(右側)，K(應力強度因子)值為 15ksiin或更大。
165.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件能夠在約30ksi或更高的短橫向 (ST)應力水平作用下，採用3. 5% Na溶液條件下，通過至少30天的交替浸泡、應力腐蝕開 裂(SCC)試驗。
166.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件具有在約30ksi或更高的短橫向 (ST)應力水平作用下在海邊暴露至少約100天後而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
167.根據權利要求166的方法，其中，所述結構部件具有在所述海邊暴露條件下至少 約180天後不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
168.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件具有在約30ksi或更高的短橫向 (ST)應力水平作用下，工業暴露至少約180天而不發生應力腐蝕開裂失效的最低壽命。
169.根據權利要求134的方法，其中，所述結構部件同時具有厚截面和薄截面，所述薄 截面表現出「EB」或更好的EXCO耐腐蝕性等級。
170.一種製造噴氣飛機結構部件的方法，所述部件選自於翼梁、翼肋、腹板、桁條、機翼 板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁、起落架梁或者它們的組合，所述部件具有改善的兩種或 多種性能的組合，所述性能選自強度、疲勞、斷裂韌性和應力腐蝕抗力，所述方法包括(a)提供一種可鍛合金，該合金基本組成為約6.9-9wt. % Si ；約1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 2-1. 9wt. % Cu，其中，wt. (wt. % Cu+0. 3)；以及約 0. 05-0. 3wt. % Zr，餘者為 Al， 附帶的元素和雜質；(b)對所述合金均勻化處理，並且採用選自於軋制、擠壓和鍛造的一種或多種方法將其 熱成形為工件；(c)對所述熱成形的工件進行固溶熱處理；(d)對對所述已固溶熱處理的工件進行淬火；和(e)對所述已淬火的工件進行人工時效，所述人工時效方法包括 (i)在約200-275 °F下的第一時效階段； ( )在約300-335 °F下的第二時效階段；和 (iii)在約200-275 °F下的第三時效階段。
171.根據權利要求170的方法，其任選包括通過拉伸、壓縮和/或冷加工對經淬火步 驟(d)處理後的工件進行應力消除。
172.根據權利要求170的方法，其任選包括將所述工件時效成型為近似所述結構部 件形狀。
173.根據權利要求170的方法，其進一步包括(f)將所述已人工時效的工件加工成所 述結構部件。
174.根據權利要求170的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260進行。
175.根據權利要求174的方法，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260下下進行約 2-12小時。
176.根據權利要求170的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325下下進行。
177.根據權利要求176的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行 約4-18小時。
178.根據權利要求177的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-315°F下進行 約6-15小時。
179.根據權利要求177的方法，其中，所述第二時效階段(ii)在約310-325°F下進行 約7-13小時。
180.根據權利要求170的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260下下進行。
181.根據權利要求180的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約235-255下下至少 進行約6小時。
182.根據權利要求180的方法，其中，所述第三時效階段(iii)在約M0-255下下進行 約18小時或更長。
183.根據權利要求170的方法，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個 包括多個溫度時效作用的綜合。
184.在由鋁合金板材、擠壓件或鍛造產品製造結構部件的方法中，所述產品的合 金組成中基本沒有Cr，並且基本組成為約5.7-9. 5wt. % Zn ；約1. 2_2. 7wt. % Mg ；約 1. 3-2. 7wt. % Cu和約0. 05-0. 3wt. % ^ ，餘者為Al，附帶的元素和雜質，所述方法包括如下 步驟(a)對所述產品進行固溶熱處理；(b)對所述已固溶熱處理的產品進行淬火；和(c) 對所述已淬火的產品進行人工時效，所述方法的改進使所述結構部件獲得改善的強度和韌 性的組合以及良好的耐腐蝕性，所述改進包括對所述產品採用包括以下步驟的方法進行人 工時效(i)在約200-275°F下的第一時效階段；(ii)在約300-335°F下的第二時效階段；和(iii)在約200-275°F下的第三時效階段。
185.根據權利要求184的改進，其中，所述合金選自於7050，7040，7150和7010鋁(鋁業協會牌號)。
186.根據權利要求184的改進，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260進行。
187.根據權利要求186的改進，其中，所述第一時效階段(i)在約230-260下下進行約 2-12小時。
188.根據權利要求184的改進，其中，所述第一時效階段(i)進行約6小時或更長。
189.根據權利要求184的改進，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325下下進行。
190.根據權利要求184的改進，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-330°F下進行 約6-30小時。
191.根據權利要求190的改進，其中，所述第二時效階段(ii)在約300-325°F下進行 約10-30小時。
192.根據權利要求184的改進，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260下進行。
193.根據權利要求192的改進，其中，所述第三時效階段(iii)在約230-260下下至少 進行約6小時。
194.根據權利要求193的改進，其中，所述第三時效階段(iii)在約M0-255下下進行 約18小時或更長。
195.根據權利要求184的改進，其中，所述第一、第二和第三時效階段中的一個或多個 包括多個溫度時效作用的綜合。
196.根據權利要求184的改進，其中，所述產品最厚的橫截面部位至少約2英寸厚。
197.根據權利要求196的改進，其中，所述產品中所述最厚部位約4-8英寸厚。
198.根據權利要求184的改進，其中，所述結構部件選自於商用飛機的翼梁、翼肋、腹 板、桁條、機翼板或蒙皮、機身構架、地板梁、艙壁和/或起落架梁。
199.一種大飛機的機翼，所述機翼包括由上、下機翼蒙皮構成的機翼箱，至少一個所述 蒙皮包含多個桁條加固件，所述翼箱還包括隔開所述機翼蒙皮的翼梁組件，至少一個所述 翼梁組件是一種通過從厚鋁產品中將大量金屬去除製備的整體翼梁，製備所述厚鋁產品的 合金基本組成為約 6. 9-8. 5wt. % Zn ；約 1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中， wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)；以及約0. 05-0. 2wt. % Zr，餘者為Al，附帶的元素和雜質。
200.—種大飛機的機翼，所述機翼包括由上、下機翼蒙皮構成的機翼箱，至少一個所 述蒙皮包含多個桁條加固件，所述翼箱還包括上、下機翼蒙皮，至少一個所述蒙皮具有一 種整體桁條加強件，該整體桁條加強件通過從厚可鍛產品中將大量金屬加工去除製備而 成，所述厚可鍛產品的合金基本組成為約6. 9-8. 5wt. % Zn ；約1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中，wt.(wt. % Cu+0. 1)；以及約 0· 05-0· 2wt. % Zr，餘者為 Al， 附帶的元素和雜質。
201.具有幾個大結構部件的大飛機，所述部件通過從厚鋁工件中將大量金屬加工去除 製備而成，所述厚鋁工件的合金基本組成為約6. 9-8. 5wt. % Zn ；約1. 3-1. 68wt. % Mg ；約 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中，wt.(wt. % Cu+0. 3)；以及約 0. 05-0. 2wt. % Zr，餘者為 Al， 附帶的元素和雜質。
202.根據權利要求201的大飛機，其中，至少一個所述部件是艙壁組件。
203.根據權利要求201的大飛機，其中，兩個或多個所述部件是機翼翼梁。
全文摘要
鋁合金產品如板材、鍛件和擠壓件，其適合於航空結構部件，例如整體的機翼翼梁、翼肋和腹板。所述合金產品含有約6-10wt.％Zn；1.2-1.9wt.％Mg；1.2-2.2wt.％Cu，其中，Mg≤(Cu+0.3)；以及約0.05-0.4wt.％Zr，餘者為Al，附帶的元素和雜質。優選地，所述合金含有約6.9-8.5wt.％Zn；1.2-1.7wt.％Mg；1.3-2wt.％Cu。厚尺寸的該合金提供改善的強度與斷裂韌性組合。當採用優選實施方案中的三階段方法進行人工時效時，該合金也能獲得包括在海邊條件下較優的SCC性能。
文檔編號C22F1/00GK102134671SQ20101054360
公開日2011年7月27日 申請日期2001年10月4日 優先權日2000年12月21日
發明者C·M·克維斯特, D·J·查克拉巴提, G·B·維尼瑪, J·H·古德曼, J·劉, R·R·薩特爾, R·W·維斯特倫德 申請人:阿爾科公司