专利名称：尤其适用于航空航天应用的高损伤容限铝合金产品的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种铝合金，尤其是一种Al-Cu-Mg型(或铝业协会指定为2000系列)铝合金。更进一步，本发明涉及一种可时效硬化的、高强度、高断裂韧度和低裂纹扩展蔓延的铝合金及该其产品。由该合金制得的产品非常适于航空航天领域的应用，但不限于此。该合金可被加工成不同的产品形式(如片材、薄板、厚板或，挤压或锻造产品)。可对该铝合金不进行涂覆、进行涂覆或用其他铝合金材料镀覆，以进一步提高其性能，如耐腐蚀性。
背景技术：
航空航天工业的设计者和制造者一直致力于提高燃料的效率、产品的性能、降低制造和维护费用。通过更进一步的降低重量可以提高效率。而要达到上述目的一种方法是提高相关材料的性能，从而可以更有效的设计由该合金制备的构件或该构件具有全面的更好的性能。由于材料性能的提高，飞机的检查间隔时间得以延长，从而可以显著的降低维护费用。下翼板一般由T39状态的AA2324合金制备，而机身蒙皮则一般采用T351状态的AA2024合金。因为上述状态的这些合金在拉伸载荷下具有所需的材料性能，如可接受的强度水平、高韧性、和低裂纹扩展蔓延。现今，需要设计更有效的飞机，因而希望能提高材料性能。
US5,652,063公开了一种Cu/Mg比例在5-9之间的、强度高于531MPa的AA2000系列合金。该合金可用作下翼板和机身蒙皮，这种合金尤其可用于超音速飞机。
US5,593,516公开了一种AA2000系列合金，其中的铜(Cu)和镁(Mg)的量优选保持在溶解度极限以下。优选的，[Cu]＝5.2-0.91[Mg]。在源自相同的初始美国专利申请的US5,376,192和US5,512,112中公开了添加水平为0.1-1.0重量％的银(Ag)。
美国专利申请US2001/0006082公开了一种AA2000系列合金，该合金尤其适用于下翼，且无需弥散体形成元素如Zr、Cr或V。该申请中指出，通过高于10的强制的Cu/Mg比例，可获得上述优点。
对于新设计的飞机，希望比上述合金更优的性能，以设计出成本和环境更有效的飞机。因此，在相关产品形式中，存在对于能够获得适当提高的性能平衡能力的铝合金的需要。
发明概述本发明的目的是提供一种尤其适用于航空航天应用的铝合金锻造产品，该产品在AA2000系列合金之中，并具有高强度和高断裂韧度和高耐疲劳性和低疲劳裂纹扩散率之间的平衡，并至少能够与AA2024-HDT合金性能相当。
本发明的另一个目的是提供上述铝合金锻造产品的制造方法。
本发明的合金针对在任何相关产品中都具有获得性能平衡的能力的AA2000系列铝合金，且其优于各种当前用于这些产品的商用的AA2000系列合金和至今已公开的铝AA2000。
通过提供用于本发明合金的优选组成实现了该目的，该合金的基本组成为以重量百分比计，0.3-1.0％镁(Mg)，4.4-5.5％铜(Cu)，0-0.20％铁(Fe)，0-0.20％硅(Si)，0-0.40％锌(Zn)，及作为弥散体形成元素的0.15-0.8的Mn与选自(Zr、Sc、Cr、Hf、Ag、Ti、V)中的一种或多种弥散体形成元素的组合，其范围是0-0.5％锆、0-0.7％钪、0-0.4％铬、0-0.3％铪，0-0.4％钛，0-1.0％银，余量铝和其他偶然元素，且其中的Cu-Mg的含量的限制使得-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。
在一优选的实施方案中，Cu和Mg的范围选择如下Cu 4.4-5.5Mg 0.35-0.78并且其中-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。
在一更优选实施方案中，Cu和Mg的范围选择如下Cu 4.4-5.35Mg 0.45-0.75并且其中-0.33[Mg]+5.15≤[Cu]≤5.35。
在一更优选实施方案中，Cu和Mg的范围选择如下Cu 4.4-5.5，且更优选4.4-5.35Mg 0.45-0.75并且其中-0.9[Mg]+5.58≤[Cu]≤5.5；且更优选-0.90[Mg]+5.60≤[Cu]≤5.35
我们非常惊奇的发现，对于性能的平衡，弥散体形成元素与Cu和Mg的自身含量水平一样关键。本发明的合金中可以存在Zn。为了获得理想的性能，必须相对于Ag的含量认真的选择Mn的含量。当合金中存在Ag时，Mn的含量不能太高，优选低于0.4wt％。Zr也不能太高。我们发现，被认为是对性能平衡存在负作用的Cr实际上起到积极的作用，但此时优选合金中不存在Zr。当考虑到弥散体的影响时，Cu和Mg最佳含量就与至今所采用的有所不同。令人惊奇的是，本发明合金的性能平衡的确优于已有的合金。
Fe可以存在的范围是最高0.20％，优选是控制在最大值为0.10％；典型优选的Fe含量范围是0.03-0.08％。
Si可以存在的含量范围是最高0.20％，优选范围是控制在最大值为0.10％；典型优选的硅含量是尽可能的低，实际中典型的含量范围是0.02-0.07％。
本发明的合金中可以存在的锌的含量最高为0.40％，优选的含量范围为0.10-0.25％。
根据标准的AA规定，杂质或偶然元素可以存在，即每种含量最高0.05％，总量最高为0.15％。
对于本发明，“实质上不含”或“基本上不含”意味着并不是有意在上述组成中添加这些合金元素，而是由于杂质和/或与设备的接触而导致的浸析，痕量的上述元素会进入到最终的合金产品中。
在本发明的合金中，Mn作为弥散体形成元素的添加是重要的，其含量为0.15-0.8％。Mn添加的优选最大值低于0.40％。Mn添加的更合适的范围为0.15至＜0.4％，更优选为0.20-0.35％，最优选为0.25-0.35％。
如果添加Zr，则其添加量为不应当超过0.5％。Zr含量的优选最大值为0.18％。Zr含量的更合适的范围为0.06-0.15％。
在一实施方案中，合金基本上或实质上不含有Zr，但在那种情况下含有Cr，Cr的一般范围为0.05-0.30％，优选的为0.06-0.15％。
如果添加Ag，则其添加量不应当超过1.0％，优选的下限值为0.1％。Ag添加的优选的范围为0.20-0.8％。Ag添加的更合适的含量范围为0.20-0.60％，更优选为0.25-0.50％，最优选为0.32-0.48％。
此外，可以在给定的范围内使用弥散体形成元素Sc、Hf、Ti和V。在根据一个更优选的实施方案中，本发明的合金产品基本上或实质上不含有V，如含量水平为＜0.005％，更优选是不存在。可以以本领域中已知的水平添加Ti，以在铸造过程中获得晶粒细化的效果。
根据本发明的锻造合金产品的一个具体的实施方案，合金的基本组成为以重量百分比计，Mg 0.45-0.75，一般为约0.58Cu 4.5-5.35，一般为约5.12Zr 0.0-0.18，一般为约0.14Mn 0.15-0.40，一般为约0.3Ag 0.20-0.50，一般为约0.4Zn 0-0.25，一般为约0.12Si ＜0.07，一般为约0.04，Fe ＜0.08，一般为约0.06Ti ＜0.02，一般为约0.01余量为铝和不可避免的杂质。
根据本发明的锻造合金产品的另一个具体的实施方案，合金的基本组成为以重量百分比计，Mg 0.45-0.75，一般为约0.62Cu 4.5-5.35，一般为约5.1基本上不含Zr，一般为低于0.01Cr 0.05-0.28，一般约为0.12Mn 0.15-0.40，一般为约0.3Ag 0.20-0.50，一般为约0.4Zn 0-0.25，一般为约0.2Si ＜0.07，一般为约0.04Fe ＜0.08，一般为约0.06Ti ＜0.02，一般为约0.01余量为铝和不可避免的杂质。
根据本发明的锻造合金产品的另一个具体的实施方案，该产品优选加工到T8状态，合金基本组成为以重量百分比计，Mg 0.65-1.1，一般为约0.98
Cu 4.5-5.35，一般为约4.8Zr 0.0-0.18，一般为约0.14Mn 0.15-0.40，一般为0.3Ag 0.20-0.50，一般为0.4Zn 0-0.25，一般为约0.2Si ＜0.07，一般为约0.04，Fe ＜0.08，一般为约0.06Ti ＜0.02，一般为约0.01余量为铝和不可避免的杂质。
本发明的合金可以常规的熔炼方法制备并可以被铸造成合适的锭坯形式，例如通过直接冷硬铸造，D.C.铸造。还可以使用基于Ti的晶粒细化剂，例如硼化钛或碳化钛。通过修整和可能的均质化，铸锭可进一步通过如一步或多步的挤压、锻造和热轧等进行加工。这种加工可以被中间退火所中断。进一步的处理可以是冷加工，可以是冷轧或拉伸。该产品进行固溶热处理和淬火处理，淬火是通过浸没在冷水中或喷洒冷水，或快速冷却到低于95℃的温度。产品可进一步处理，例如轧制或拉伸，最高达12％，或者通过拉伸或压制以释放应力和/或时效至最终状态或中间状态。产品可以在最终时效之前或之后甚至在固溶热处理之前，进行成型或加工成最终或中间的结构。
发明详述商用飞机的设计对于不同的类型的结构部件需要不同的性能组合。对于机身片材产品的重要材料性能是在拉伸载荷下的损伤容限性能(如FCGR，断裂韧性和耐腐蚀性)。
而对于大容量、商用喷气式飞机的下翼蒙皮，重要的材料性能与机身片材产品的近似，但一般更高的抗拉强度是飞机制造中所希望的。疲劳寿命也成为这一应用的主要材料性能。
由厚金属板加工的部件的重要材料性能取决于最终加工的部件。但是一般的，材料性能沿厚度的梯度必须很小，且工程性能，如强度、断裂韧性、抗疲劳和耐腐蚀性等性能必须很高。
本发明针对一种合金组成，该合金可被加工成各种产品例如但不限于片材、板材、厚板等，该产品将满足或优于当前所需材料的性能。对于这种应用类型，该产品的性能平衡优于由现在所用的商用合金制备的产品的性能平衡，尤其是标准AA2024和AA2024-HDT的那些。已惊奇的发现，在AA2000范围中的化学成分范围可实现该独特的性能。
本发明源于对弥散体的含量和类型(如Zr、Cr、Sc、Mn)以及与Cu和Mn结合在加工过程中对于相和显微组织的影响的研究。这些合金中的一些被加工成片状或板状并进行拉伸、卡恩拉裂(Kahn-tear)韧性和耐腐蚀性测试。这些实验结果的解释中惊奇的发现在一定范围内的化学组成制备的铝合金如片材、板材、厚板、挤压件或锻造产品等呈现出的优秀的损伤容限性能，由此，使得该合金成为多用途合金产品。该合金产品还具有良好的可焊接性能。
本发明还在于本发明的合金锻造产品可在一侧或双侧上提供包覆层或涂层。这种包覆的或涂覆的产品使用本发明的铝基合金的芯层和通常更高纯度的包覆层，该包覆层可特别地对芯层进行腐蚀防护，这对于航天应用是特别的优势。这些包覆层包括基本上未合金化的铝或含有不超过0.1或1％的所有其他元素的铝，但不仅限于此。这里称为1xxx类型系列的铝合金包括所有铝业协会(AA)合金，包括1000-型、1100-型、1200-型和1300-型的所有子类。所以，在芯层上的包覆层合金可以选自各种铝业协会合金如1060、1045、1100、1200、1230、1135、1235、1435、1145、1345、1250、1350、1170、1175、1180、1185、1285、1188、1199或7072。此外，AA7000系列合金中的合金，如含有锌(0.8-1.3％)7072或含有0.4-0.9wt％锌的其改性版本可以用作包覆层。AA6600系列合金中的合金，如6003或6253，通常含有高于1％的合金化添加剂，可以用作本发明的包覆层。只要能够保护芯层合金免受腐蚀的其他合金都可以用作包覆层。包覆层还可以是选自AA4000系列的铝合金，且该包覆层可用于腐蚀防护也可在焊接操作中起到辅助作用，如US6,153,854(在此作为参考引用)中公开的，由此可以省略附加填料丝。该包覆层或多包覆层通常比芯层薄许多，每一个占总复合物厚度的比例1-15％或20％或25％。包覆层或涂层更一般的构成总复合物厚度的约1-11％。
本发明另一方面，提供一种将根据本发明的铝合金产品制为结构元件的优选方法。制造高强度、高韧性、低疲劳裂纹扩展率并具有良好的耐腐蚀性的AA2000系列合金产品的方法，包括以下加工步骤a)铸造具有如说明书和权利要求所述组成的铸锭；
b)铸造后，对铸锭进行均质化和/或预热；c)热加工铸锭成预加工产品；d)对预加工产品可选的再加热处理和或者，e)热加工或/和冷加工成所需要的工件形状；f)在足以使合金中的所有可溶组分均进入固溶体中的温度和时间下，对所述成型的工件进行固溶热处理；g)通过喷洒淬火或在水或其他淬火介质中的浸没淬火对固溶热处理工件进行淬火；h)可选的，对淬火的工件进行拉伸或压制或其它冷加工以释放应力处理方法，如对片材产品的校平处理；i)可选的，对淬火后和可选的拉伸和/或压制处理的工件进行时效处理，以获得所需要的状态，如T3、T351、T36、T3x、T4、T6、T6x、T651、T87、T89、T8x；j)随后可选的机加工上述的产品成结构元件的最终形状。
本发明的合金产品可以按照常规方式通过熔炼制备或可以直接冷硬(DC)铸造成坯锭，或通过其他的适宜的铸造技术。通常可在一步或多步中进行均质化处理，每一步的温度范围为460-535℃。预热温度是将轧制坯锭加热到热轧机的入口温度，通常是在400-460℃范围内。热加工合金产品可以通过轧制、挤压或锻造之一完成。对于目前的合金优选热轧。固溶热处理一般在与均质化处理所用的相同温度范围中进行，但是，保温的时间可以适当缩短。
很惊奇的发现，在一个宽的厚度范围内获得了优秀的性能平衡。在厚度最高0.5英寸(12.5mm)范围内的片材中性能对于机身蒙皮是优秀的。在厚度在0.7-3英寸(17.7-76mm)范围内的薄板，性能对于翼板而言是优秀的，如下翼板。该薄板厚度范围可用作纵梁或形成整块的翼板，或用于机翼结构的纵梁。当加工成大于2.5英寸(63mm)至最大11英寸(280mm)的更厚的规格时，对于由该板材机加工而成的整体部件、或形成用于机翼结构中的整梁、或形成用于机翼结构中的肋条而言，可以获得优秀的性能。更厚规格的产品可用作加工模具，如制备成型塑料产品的模具，例如通过模铸或注射成型。可以以阶段式挤压或挤压翼梁的形式提供本发明的合金产品，以用作飞机构件，或以锻造翼梁的形式以用作飞机的机翼结构。
图1是显示本发明合金中Cu-Mg含量范围及缩小的优选范围的Mg-Cu图；图2(a)和2(b)显示本发明T651状态合金与现有技术的2024合金相比，在两个测试方向上的抗拉强度与韧性关系图。
图3(a)和3(b)显示本发明T89状态合金与现有技术的2024合金相比，在两个测试方向上的抗拉强度与韧性关系图。
图4显示的是本发明的两种合金作为Cr和Zr含量函数的抗拉强度与韧性的关系图。
图5显示的是本发明合金在两个测试方向、不同的状态下的与现有技术中的2024合金相比的屈服强度与缺口韧性关系对比6显示的是两个状态下本发明合金与现有技术中的HDT-AA2024-T351合金的FCGR。
图1示意性的显示了在从属权利要求中限定的各种实施方案中本发明合金的Cu和Mg含量范围，其范围可以使用框的A、B、C、D四个顶点来确定。A’-D’表示优选范围，A”-D”表示更优选的范围，A_-D_表示最优选的范围。坐标列于表1。
表1本发明合金产品Cu-Mg含量优选范围顶点对应坐标(重量％)
实施例实施例1为了证明本发明的原理，在实验室规模铸造了18个合金，并加工成4.0mm的片材。该合金的组成列于表2，对于所有坯锭的Fe＝0.07，Si＝0.05，Ti＝0.02，余量为铝。由约12公斤的实验室铸造坯锭切割成约为80*80*100mm(高*宽*长)的轧制块。这些轧制块采用两步均质化处理进行均质化，如先进行520℃、10小时均质化处理后，再进行525-530℃、10小时均质化处理。缓慢的加热到该均质化温度。在均质化处理后，轧制块缓慢空冷，以模拟工业均质化工艺。该轧制块在460±5℃下进行6小时的预热。在约40-50mm的中间厚度范围内，轧制块在460±5℃下进行再加热，这些轧制块热轧成4.0mm的最终规格。在整个热轧过程中，注意模拟工业规模热轧。对这些热轧过的产品进行固溶热处理和淬火。对片材加工至适当的状态。拉伸度介于0-9％之间，取决于最终的状态。对最终产品为峰值时效处理或近峰值时效处理强度(如分别为T6x或T8x状态)。
根据EN10.002进行了拉伸性能测定。来自4mm厚薄板的拉伸试样为4mm厚的扁EURO-NORM试样。表3和4所列是L-和LT-方向的拉伸实验结果。根据ASTM B871-96测试了卡恩撕裂韧性，表3和4所列是T-L和L-T方向的实验结果。所谓的缺口韧性是指卡恩撕裂测试(Kahn-tear test)所得的拉裂强度除以屈服强度(“TS/Rp”)。在本技术领域，由卡恩抗裂测试所得的一般结果通常能很好的表征断裂韧性。卡恩抗裂测试T所得的单位传播功率(“UPE”)是指裂纹扩展所需要的能量，通常认为，UPE越高，裂纹越难扩散，通常希望材料如此。
表2中所列合金根据上述的加工路线加工成片材。最后将上述合金时效至T651(拉伸1.5％，12小时/175℃下时效处理)。结果如表3和图2a、2b所示。
图2a、2b中，给出了标准AA2024的结果作为参照。给出了用于机身应用的商用AA2024和高损伤容限(“HDT”)AA2024型合金(如AA2524)的拉伸与韧性的对比关系作为参考。其中的闭合的各个点是根据本发明的合金，而开放的各个点为不是根据本发明的合金。本发明表明在L相对于L-T，其韧性比HDT-AA2024合金至少提高15％，最好的结果甚至提高20％或更高。本领域技术人员很快可以认识到，左上端的2024商用合金和2024-HDT合金的值代表了T3状态的一般值，而右下端的值代表T6和T8状态的值。
从上述结果还可以看出，由于Ag含量、弥散体含量、Cu和Mg含量之间的仔细平衡，使得韧性相对于拉伸性能有了意料不到的提高。
将来自相同合金的片材制造成T8状态。以与图2a、2b中相似的方式，表4和图3a、3b中显示了在T89状态的结果。在图3a、3b中，再次给出AA2024的结果作为参照。给出了用于机身应用的商用AA2024和高损伤容限(“HDT”)AA2024型合金(如AA2524)的拉伸与韧性的对比关系作为参考。本发明表明在L相对于L-T，其韧性比HDT-AA2024合金至少提高15％，最好的结果甚至能提高20％或更高。
从上述结果还可以看出，由于Ag含量、弥散体含量、和Cu与Mg含量之间的仔细平衡，使得韧性相对于拉伸性能有了预料不到的提高。
注意，T8状态下的16号合金样品具有让人印象深刻的拉伸相对于韧性的平衡，虽然T6状态下的该合接近，但刚刚低于性能提高20％这一目标值。但可以相信的是，在T6状态下该合金略微较低的性能是因为实验室规模实验条件下的离散而造成的。
表2实验室规模下铸造的合金的化学组成(每个样品中含0.06wt％Fe和0.04wt％Si和0.02wt％Ti)
表3 合金在T651状态下测试的机械性能(“-”表示“没有测定”)
表4 合金在T89状态下测试的机械性能(“-”表示“没有测定”)
实施例2对另外两种合金进行了如实施例1所述的铸造、加工和测试。这两种合金的化学组分如表5所示，最终的规格为4.0mm，由该合金制备的片材时效至T651和T89状态。拉伸和卡恩抗裂样品在测试之前从两侧加工至最终厚度为2.0mm。该合金片材的测试结果如表6和图4所示。
实施例2表明，与通常的认识相反，含Cr合金也可以有很高的韧性。含Cr的合金20的确优于含Zr的合金样品19。
表5本发明的两种合金的化学组成(以wt％计)每种合金中含有Fe＝0.06，Si＝0.04，Ti＝0.02
表6.表5中合金20和21在LT(T-L)方向的性能
实施例3通过DC-铸造，以工业规模制备了厚度为440mm全尺寸轧制锭坯，其化学组成(以wt％计)为0.58％Mg，5.12％Cu，0.14％Zr，0.29％Mn，0.41％Ag，0.12％Zn，0.01％Ti，0.04％Si和0.06％Fe，余量为铝和不可避免的杂质。对这些锭坯中的一个进行去氧化皮、进行2-6小时/490℃和24小时/520℃均质化处理，再空冷到环境温度，然后对该锭坯在460℃下预热6小时，然后热轧至约5mm，该板材进一步冷轧至4.0mm。然后该板被切割成数块。该板材然后在525℃下固溶处理45分钟，随后水淬。然后对这些板进行1.5％(T351和T651)或6％(T36)或9％(T89)的拉伸以得到所希望的状态。人工时效状态(T651和T89)在175℃下时效12小时。
拉伸和卡恩抗裂的样品是取自上述板的中间部位，并采用如实施例1所述的方法进行测定。根据ASTM E647对100mmC(T)样品进行FCGR测定，其中R-比率(R-ratio)是0.1，且测试是在恒负载下进行的。
开孔疲劳(Kt＝3.0)和平缺口疲劳(Kt＝1.2)性能根据ASTM E466测定。样品取自中等厚度板并加工为2.5mm厚度。开孔样品的外加应力为138MPa(总截面应力基准)，对平缺口样品的外加应力为207MPa(缺口根部净截面应力基准)，测试频率不超过15Hz。R-比率为0.1。每种合金/状态至少测定5个样品。当超过1,500,000个循环时，实验结束。这就是通常所谓的“完成”。添加了高损伤容限的AA2024-T351合金作为参照。结果如表7和图5所示。从图5可见，在实验室规模上所得到的高韧性在工业规模的制造中也能够获得。
该合金在T36和T89状态下的抗疲劳性能如表8所示，可以明确的看出，本发明的合金的性能与选为参照的HDT2024-T351合金的性能相近。
FCGR可以从图6中看出，本发明的合金的性能与选为参照的具有高损伤容限的AA2024-T351合金相近。
表7实施例3性能测试结果
表8本发明合金(L-T方向)两个状态与作为参照的AA2024-HDT疲劳性能比较
至此本发明已描述完毕，很显然，对于本领域普通技术人员可以根据本发明的描述做出很多的变化和调整，这些应当不违背本发明的精神并落入本发明的保护范围内。
权利要求
1.一种高强度、高断裂韧性、高抗疲劳性和低疲劳裂纹扩展率的铝合金可锻产品，所述的合金的包括，以重量％计Cu4.4-5.5，Mg0.3-1.0使得-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5，Fe＜0.20Si＜0.20Zn＜0.40，以及，作为弥散体形成元素的0.15-0.8的Mn和选自下列中的一种或多种弥散体形成元素的组合Zr＜0.5Sc＜0.7Cr＜0.4Hf＜0.3Ag＜1.0Ti＜0.4V ＜0.4，余量为铝和其他杂质元素或偶存元素。
2.如权利要求1所述铝合金锻造产品，其中，Cu4.4-5.5，Mg0.35-0.78，并且其中-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。
3.如权利要求1所述铝合金锻造产品，其中，Cu4.4-5.35，Mg0.45-0.75，并且其中-0.33[Mg]+5.15≤[Cu]≤5.35。
4.如权利要求1所述铝合金锻造产品，其中，Cu4.4-5.5，Mg0.45-0.75，并且其中-0.90[Mg]+5.60≤[Cu]≤5.5。
5.如权利要求4所述铝合金锻造产品，其中，Cu含量≤5.35％。
6.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中Zr含量范围为最高0.3％，优选含量范围为最高0.15％。
7.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中Mn含量范围为低于0.40％，优选含量范围为0.20-0.35％。
8.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中Ag含量范围为最高0.6％，优选含量范围为0.25-0.50％，或更优选含量范围为0.32-0.48％。
9.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中Cr含量范围为最高0.30％，优选含量范围为最高0.15％。
10.如权利要求9所述铝合金锻造产品，该合金中基本不含Zr。
11.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中Zn含量范围为0.10-0.25％。
12.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中该产品为用于飞机结构中的薄板、板、锻件或挤压件的形式。
13.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中该产品为机身薄板、上翼板、下翼板、机械部件厚板、纵梁的锻件或薄板。
14.如前述任一权利要求所述的铝合金锻造产品，其中该产品为厚度范围12-76mm的板材产品形式。
15.一种制备高强度、高韧性、具有高损伤容限性能的AA2000系列合金产品的方法，包括以下工艺步骤a.)铸造具有如权利要求1-11任一项所述组成的铸锭；b.)铸造后对铸锭均质化处理和/或预热；c.)将铸锭热加工成预加工产品；d.)对该预加工产品可选地再加热和或者，e.)热加工和/或冷加工成所需要的工件形式；f.)在足以使合金中基本上所有可溶组分均进入固溶体中的温度和时间下对所述成型的工件进行固溶热处理；g.)通过喷洒淬火或用水或其他淬火介质进行浸没淬火中的一种对固溶处理的工件进行淬火；h.)对淬火后的工件可选地进行拉伸或压制；i.)对淬火的和可选的拉伸或压制处理的工件进行时效处理，以获得所需要的状态。
16.如权利要求15所述的制备方法，其中将该合金产品时效至选自下述状态T3、T351、T352、T36、T3x、T4、T6、T61、T62、T6x、T651、T652、T87、T89、T8x。
17.如权利要求15或16所述的制备方法，其中该合金产品已加工成飞机机身片材。
18.如权利要求15或16所述的制备方法，其中该合金产品已加工成飞机下翼板。
19.如权利要求15或16所述的制备方法，其中该合金产品已加工成飞机上翼板。
20.如权利要求15或16所述的制备方法，其中该合金产品已加工成用作机加工结构的具有厚度最高为280mm的厚板。
全文摘要
本发明涉及一种高强度、高断裂韧性、高抗疲劳性和低疲劳裂纹增长率的铝合金锻造产品，其组成为(以重量％计)0.3－1.0％镁，4.4－5.5％铜，0－0.20％铁，0－0.20％Si，0－0.40％锌，及作为弥散体形成元素存在的0.15－0.8的Mn和选自Zr、Sc、Cr、Hf、Ag、Ti、V中的一种或多种弥散体形成元素，余量为铝和其他的偶存元素，其中的Cu－Mg含量关系的限制使得－1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。本发明还涉及该产品的制备方法。
文档编号C22C21/12GK1829812SQ200480015696
公开日2006年9月6日 申请日期2004年6月3日 优先权日2003年6月6日
发明者H·J·W·哈加特尔 申请人:克里斯铝轧制品有限公司