专利名称：铝合金产品及人工时效方法
技术领域：
本申请是申请日为2001年10月4日、申请号为01822516.0、发明名称为铝合金产 品及人工时效方法的发明专利申请的分案申请。本发明涉及铝合金，特别是铝业协会(Aluminum Association)指定的7000系列 (或者7XXX)铝(“Al”)合金。更具体地，本发明涉及尺寸较厚，即约2-12英寸厚的Al合 金产品。虽然本发明典型地应用于轧制板材产品，但是其也可用于挤压或锻造产品。通过实 施本发明，由此类厚截面原材料/产品制成的部件具有更优的强度-韧性组合，从而使其适 合作为航空航天场合中的厚尺寸结构部件或者由厚材料加工而成的薄截面部件。本发明也 能有效改善耐腐蚀性能，尤其是应力腐蚀开裂(或“SCC”)抗力。由所述合金制造的代表性 结构组件包括整体翼梁(integral spar)组件等，它们均由厚变形型材，包括轧制板材加工 而成。这种翼梁组件可用于运载量大的飞机的翼箱。本发明特别适合制造挤压和锻造的高 强度飞机组件，例如主起落架臂。这种飞机包括商用喷气客机、货机(例如用于隔夜邮政服 务)和某些军用飞机。在较低程度上，本发明的合金适合用于其它飞机，其中包括(但不限 于)涡轮螺浆飞机。此外，根据本发明也可以制造非航空航天部件，如各种厚模铸板(mold plate)ο随着新型喷气飞机的尺寸越来越大，或者随着目前的喷气机型的有效负载变得更 重和/或飞行范围变得更长，以便改善飞机性能和经济效益，不断要求结构部件如机身、机 翼和翼梁的重量降低。航空工业正在通过指定强度更高的金属部件，降低其截面厚度作为 降低重量的权宜之计来满足这一要求。除了强度之外，材料的耐久性和破坏容限对于飞机 的可靠性结构设计也很关键。对在飞机应用场合材料多种特性的这种考虑最终导致了如今 的破坏耐受设计技术，它将破损安全设计原理与周期性检测技术相结合。传统的飞机机翼结构包括一个翼箱，它在附
图1中一般用数字2表示。它作为机 翼的主要强度构件由机身向外延伸，并且一般与图1的平面垂直。此翼箱2包括上机翼蒙 皮4和下机翼蒙皮6，所述上、下机翼蒙皮被在二者之间延伸或者将二者连接一起的垂直结 构组件或者翼梁12和20隔开。翼箱也包括能够在翼梁间延伸的翼肋(rib)。所述翼肋与 图1的平面平行，而机翼蒙皮和翼梁则与所述图1的平面垂直。飞行期间，商用飞机机翼的 上机翼结构受到压应力作用，要求高的压缩强度，同时又具有可接受的断裂韧性。今天最大 型飞机的上机翼蒙皮典型地由7XXX系列铝合金例如7150(美国再发布专利34，008)或者 7055铝(美国专利5，221，377)制成。由于相同飞机机翼的下机翼结构在飞行期间受拉应 力作用，因此，比相应的上机翼部件要求更高的破损极限。尽管可以要求使用强度更高的合 金设计下机翼，以使重量效率最大，但是，这种合金的破损极限经常不能满足设计要求。为 此，如今，大多数的商用喷气飞机制造商指定破损极限更高的2XXX系列合金如20 或23 铝(美国专利4，四4，625)用于制造下机翼，采用所述2XXX合金制造的下机翼的强度比采 用7XXX合金的上机翼低。自始至终使用的合金成员和特性的标示均依据著名的铝业协会 的产品标准。附图1中的上、下机翼蒙皮4和6分别采用纵向延伸的桁条构件8和10加固。这种桁条(stringer)构件可以设计成各种形状，包括“J”，“I”，“L”，“T”和/或“Z”型横截 面结构。这种桁条构件典型地固定至机翼蒙皮内表面上，如图1所示。固定件典型地是铆 钉。上机翼桁条构件8以及上翼梁缘条14和22目前采用7XXX系列合金制造，而下机翼桁 条构件10以及下翼梁缘条16和M，由于前述同样的结构上的原因，考虑到相对强度和破损 极限，目前采用2XXX系列合金制造。垂直翼梁腹板构件18和沈也由7XXX合金制成，它们 固定至上下翼梁缘条上，而同时又在由构件翼梁12和20构成的机翼纵向延伸。这种传统 的翼梁设计也被称作“组合”翼梁，其包括上翼梁缘条14或22、腹板18或20和下翼梁缘条 16或24，以及紧固件(未示出)。显然，与翼梁接头处的紧固件和紧固件孔是结构的薄弱 环节。为了确保组合翼梁如18或20的结构整体性，许多组成部件如腹板和/或翼梁缘条 必须加厚，从而增加了整个结构的重量。克服上述翼梁重量限制问题的一个潜在设计方法是通过对单一厚截面的铝合金 产品例如板材进行机械加工来制造上翼梁、腹板和下翼梁，典型地是通过去除相当多的金 属，来制备更复杂、厚度较小的截面或形状，例如翼梁。有时，这种机加工操作被称作由其板 材产品“弯拱”成部件。采用这种设计，可以免去制造腹板-上翼梁和腹板-下翼梁连接件 的需要。类似这样的一体式翼梁有时称作“整体翼梁”，其可以由挤压或锻造的厚板加工而 成。整体翼梁不仅重量低于其组合翼梁，而且由于不需要紧固件，其制造和组装成本也较 低。制造整体翼梁的理想合金应该具有上机翼合金的强度性能，同时又具有下机翼合金要 求的断裂韧性/破损容限。目前已用于飞机的商品合金不能满足这一优选性能的组合。例 如，下机翼蒙皮合金20M-T351的强度低，除非其截面厚度明显增加，否则，将不能安全地 承受自高荷载的上机翼传递的载荷。这继而要求整个机翼结构的重量发生令人不希望的增 加。反过来，设计上机翼具有2XXX强度水平将导致总体重量的增加。大的喷气飞机要求很大的机翼。制造这种用于机翼的整体翼梁要求厚度为6-8英 寸或更大的产品。合金7050-T74经常用于厚截面部件。在航空材料规范AMS 4050F中列出 了 6英寸厚7050-T7451板的工业标准，该标准规定纵(L)向的最小屈服强度为60ksi，平面 应变断裂韧性或者Kre(L-T)为Mksi in"2。对于同样的合金特性和厚度，横向(LT和T-L) 的规定值分别为60ksi和22ksi in1/20比较而言，最近开发的上机翼合金是7055-T7751铝， 厚度为约0. 375-1. 5英寸，它能够满足根据MIL-HDBK-5H的最小屈服强度86ksi。如果最小 屈服强度为60ksi的7050-T74的整体翼梁与上述的7055合金一起使用，则为了使重量效 率最大，上机翼蒙皮的总体强度水平不能得到充分利用。因此，需要具有充分断裂韧性的更 高强度的厚铝合金制造现在新喷气机设计要求的整体翼梁结构。这仅仅是高强度和韧性的 厚截面铝材料的益处的一个具体实例。在现代飞机上还存在许多其它应用实例，例如机翼 翼肋(Wing rib)、腹板或桁条、翼板或蒙皮、机身框架、地板梁或舱壁(bullhead)、甚至起落 架梁(landing gear beam)或者上述各种飞机部件的各种组合。已知不同的人工时效处理导致不同的回火状态，从而导致不同的强度和包括耐腐 蚀性与断裂韧性的其它性能。7XXX系列合金最经常在诸如“蜂值”强度(”T6型”)或“过时 效”(“Τ7型，，)回火状态的人工时效条件下制造和销售。美国专利4，863，528、4，832，758、 4，477，292和5，108，520中的每一种均介绍了具有一定范围的强度与性能组合的7ΧΧΧ系列 回火态合金。在此全部引入这些专利的所有内容，作为参考。本领域的专业人员周知的是对于给定的7ΧΧΧ系列可锻合金，峰值强度或者Τ6型回火状态提供最高的强度值，但其同时具有较低的断裂韧性和耐腐蚀性能。对于同样的合 金，也已知过时效程度最大的回火状态，如典型的T73型回火状态，能够提供最高的断裂 韧性和耐腐蚀性，但其强度值明显较低。因此，当制造给定的飞机部件时，部件设计者必须 在上述两个极端状态之间选择适当的回火规范，以满足特定的应用场合。可以在铝业协会 的著名出版物-Aluminum Standards and Data 2000发现包括“T_XX”后缀的回火状态的 更全面的描述。大多数的航空合金的加工均要求固溶热处理(或“SHT”)，之后，进行淬火和随后 的人工时效，以获得强度和其它性能。然而，寻求改善厚截面的性能需面对两个自然现象。 第一，随着产品的形状变厚，产品内部截面经历的淬火速度自然降低。这种降低进而导致尺 寸更厚的产品尤其是整个厚度的内部区域的强度和断裂韧性的损失。本领域的专业人员将 这种现象称之为“淬火敏感性”。第二，众所周知，强度与断裂韧性之间存在反向关系，因此， 如果设计组成部件具有更高的强度，则它们的相对韧性就下降，反之亦然。为了更好地了解本发明，在商用航空7ΧΧΧ系列合金领域某些已证实的倾向值得 注意。例如，铝合金7050中，为了更好地控制晶粒结构，用ττ替代Cr作为弥散剂，并且使 Cu和Si含量高于老的7075合金。与老的7075合金相比，合金7050的淬火敏感性得到明 显改善(即降低)，从而使得7050铝成为厚截面航空应用场合中的板材、挤压件和/或锻件 的主要来源。对于强度-韧性要求更高的上机翼场合，稍稍提高7050铝中Mg和Si的组成 最小量，便成为7050的一个铝业协会注册7150合金的变体。与老的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. % ·最终，开发出了一种更新的上机翼蒙皮合金。与合金7050或7150相比，所述合金 7055部分地通过使用7. 6-8. 4wt. %的更高Si含量，类似的Cu含量以及稍稍降低的Mg含 量(1. 8-2. 3wt. % )，其压缩屈服强度提高10 %。过去为了获得更高强度(通过增加合金组分和组成优化)所进行的努力不得不被 金属杂质的增加和为了改善韧性与疲劳寿命通过热机械处理(“TMP”)进行的显微结构控 制所抵消。美国专利5，865，911报告7XXX系列合金板材在强度相当的条件下，其韧性得到 显著提高。然而，据认为，较厚尺寸的该合金的淬火敏感性会引起其它性能显著劣化。铝业协会注册的合金7040要求主要合金组元的含量范围如下5. 7-6. 7wt. % Zn, 1. 7-2. 4wt. % Mg 和 1. 5-2. 3wt. % Cu。相关文献，即Shahani 等的文章 “High Strength 7XXX Alloys For Ultra-Thick Aerospace Plate Optimization of Alloy Composition”PR0C. ICAA6,1998 年，第 2 卷，第 105-1110 页)和美国专利 6027582 指出 7040的开发者为了改善强度和其它性能，寻求在合金元素之间建立优化平衡，同时避免合 金元素的过量添加，以便将淬火敏感性降至最低。尽管较厚尺寸的合金7040声称其某些性 能比7050高，但是这些提高仍不能满足更新的商用飞机设计者的要求。本发明在几个关键方面与目前用于航空领域的商品合金不同。铝业协会给出了 几种目前商用7XXX航空合金的主要合金元素，具体如下
权利要求
1.一种铝合金产品，其拥有如下能力(a)对于进行固溶热处理、淬火和人工时效后的 具有厚截面的产品中，和由所述产品制造的部件中获得具有改善的性能组合，所述性能包 含至少两种性能，它们选自强度、断裂韧性和耐腐蚀性；或者(b)在缓慢淬火的薄产品以 及由所述产品制造的部件中获得因所述缓慢淬火引起的强度下降程度较小，所述合金基本 组成为约 6-10wt. % Zn ；约 1. 2-1. 9wt. % Mg ；约 1. 2-2. 2wt. % Cu ；一种或多种以下元素最 多约0. 4wt. % Zr，最多约0. 4wt. % Sc和最多约0. 3wt. % Hf ；所述合金任选最多含有约0.06wt. % Ti，约 0. 03wt. % Ca，约 0. 03wt. % Sr，约 0. 002wt. % Be 和约 0. 3wt. % Mn，余者 为Al，附带的元素和杂质。
2.根据权利要求1的合金产品，其中，所述合金含有约6.4-9. 5wt. % Si ；约1.3-1. 7wt. % Mg ；约 1. 3-1. 9wt. % Cu，其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)以及约0.05-0. 2wt. % Zr。
3.根据权利要求2的合金产品，其在最厚的横截面部位至少约2英寸厚。
4.根据权利要求3的合金产品，其在所述最厚部位至少约3-10英寸厚。
5.根据权利要求4的合金产品，其在所述最厚部位至少约4-6英寸厚。
6.根据权利要求2的合金产品，其中，wt.% Mg^ (wt. % Cu+0. 2)。
7.根据权利要求6的合金产品，其中，wt.% Mg^ (wt. % Cu+0. 1)。
8.根据权利要求2的合金产品，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
9.根据权利要求2的合金产品，其进一步具有改善的应力腐蚀抗力。
10.根据权利要求2的合金产品，其是一种厚板材、挤压或锻造产品。
11.根据权利要求2的合金产品，其是一种约2英寸或更薄的薄板材。
12.根据权利要求11的合金产品，其进一步具有改善的耐剥蚀性。
13.根据权利要求11的合金产品，其被时效成形为航空结构部件形状。
14.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金，作为杂质，含有约0.15wt. %或更低 的Fe和约0. 12wt. %或更低的Si。
15.根据权利要求14的合金产品，其中，所述合金中的有效Mg含量为约1.3-1. 65wt. %，可量测的总 Mg 含量为约 1. 47-1. 82wt. %
16.根据权利要求14的合金产品，其中，所述合金中的有Cu含量为约1.3-1.9wt.%, 可量测的总Cu含量为约1. 6-2. 2wt. %。
17.根据权利要求14的合金产品，其中，所述合金含有约0.08wt. %或更低的!^e和约 0. 06wt. %或更低的Si。
18.根据权利要求17的合金产品，其中，所述合金含有约0.04wt. %或更低的Fe和约0.03wt. %或更低的Si。
19.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金含有约6.9wt. %或更高的Si。
20.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金含有约6.9-8.5wt. % Si ；约1.3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 3-1. 9wt. % Cu 和约 0. 05-0. 2wt. % Zr。
21.根据权利要求2的合金产品，其中，所述合金基本组成为约6.9-8wt. %Zn;约 1. 3-1. 65wt. % Mg ；约 1. 4-1. 9wt. % Cu 和约 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，wt. % Mg < wt. % Cu。
22.根据权利要求2的合金产品，其中，(wt.% Mg+wt. % Cu) 3. 5。
23.根据权利要求22的合金产品，其中，(wt.% Mg+wt. % Cu) 3. 3。
24.根据权利要求2的合金产品，其具有低于约50%的再结晶组织。
25.根据权利要求M的合金产品，其具有约35%或更低的再结晶组织。
26.根据权利要求25的合金产品，其具有约25%或更低的再结晶组织。
27.根据权利要求2的合金产品，其与第二合金产品焊接一起，并且，在其焊接热影响 区具有一种或多种选自于强度、疲劳、断裂韧性和耐腐蚀性的性能的改善的保持能力。
28.根据权利要求27的合金产品，其采用固态方法进行焊接。
29.根据权利要求观的合金产品，其采用摩擦搅动焊接方法进行焊接。
30.根据权利要求27的合金产品，其采用熔化焊接方法进行焊接。
31.根据权利要求30的合金产品，其采用电子束方法进行焊接。
32.根据权利要求30的合金产品，其采用激光方法进行焊接。
33.根据权利要求27的合金产品，其中，所述第二种合金产品由与之焊接一起的同样 的合金制成。
34.根据权利要求2的合金产品，其具有改善的钻孔裂纹萌生抗力。
35.—种可锻的铝合金产品，所述合金基本组成为约6. 9-8. 5wt. % Si ；约 1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 3-1. 9wt. % Cu，其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)；至少一种以下 元素(最多约0. 3wt. % Zr，最多约0. % &和最多约0. 3wt. % Hf)；任选地，最多约0.06wt. % Ti和最多约0. 008wt. % Ca，余者为Al，附带的元素和杂质，所述合金产品的特征 在于其具有低的淬火敏感性以及(a)对于进行固溶热处理、淬火和人工时效的具有厚截 面的产品，以及，由所述产品制造的部件获得改善的性能组合，所述性能组合包含至少两种 性能，它们选自强度、断裂韧性和耐腐蚀性；或者(b)在缓慢淬火的薄产品，以及，由所述 薄产品制造的部件中获得更低的强度下降程度。
36.根据权利要求35的合金产品，其在最厚的横截面部位约3-12英寸厚。
37.根据权利要求36的合金产品，其在最厚的横截面部位约4-6英寸厚。
38.根据权利要求35的合金产品，其中，所述组成中的wt.% Mg不超过wt. % Cu。
39.根据权利要求35的合金产品，其是一种已进行固溶热处理和淬火处理的板材、挤 压件或锻件。
40.根据权利要求35的合金产品，其中，所述合金中作为杂质的狗和Si含量分别低于 约 0. 25wt. %。
41.根据权利要求35的合金产品，其中，所述合金含有约6.9-8wt. % Zn ；约1.3-1. 65wt. % Mg ；约 1. 3-1. 9wt. % Cu 和约 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，(wt. % Mg+wt. % Cu) 3. 5。
42.根据权利要求41的合金产品，其中，所述合金主要含有约7-8wt.% Zn ；约 1. 4-1. 65wt. % Mg ；约 1. 4-1. 8wt. % Cu 和约 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，(wt. % Mg+wt. % Cu) 3. 3。
43.一种厚铝合金产品，其厚截面时在进行固溶热处理、淬火和人工时效之后，具有 改善的强度和韧性组合以及良好的耐腐蚀性，所述合金基本组成为约6. 9-8. 5wt. % Zn ；约 1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)；约.0. 05-0. 2wt. % Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
44.根据权利要求43的合金产品，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
45.根据权利要求43的合金产品，其中，所述合金含有约0.15wt. %或更低的!^e和约.0.12wt. %或更低的Si。
46.根据权利要求43的合金产品，其中，所述合金含有约7-8wt.% Si ；约.1.3-1. 65wt. % Mg ；约 1. 4-1. 8wt. % Cu 和约 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 1)。
47.根据权利要求43的合金产品，其在横截面厚2英寸或更大时，纵(L)向的1/4平 面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面应变断裂韧性(Kic)位于图 7中的M-M线处或者其上方(向右侧)。
48.根据权利要求43的合金产品，其是一种板材产品，该产品在一种或多种如表12所 示的最大施加应力水平下的最小开孔疲劳寿命(S/N)等于或大于所述表12中的相应循环 失效值。
49.根据权利要求43的合金产品，其是一种板材产品，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/ N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
50.根据权利要求43的合金产品，其是一种锻件，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位 于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
51.根据权利要求43的合金产品，其在L-T试验方向的最大疲劳裂纹扩展(FCG)速度 等于或低于如表14所示的最大da/dN值中的至少一个，相应的K(应力强度因子)值在所 述表14中等于或大于15ksiin。
52.根据权利要求43的合金产品，其在L-T试验方向具有最大疲劳裂纹扩展(FCG)速 度，K值为Mksiin或更大，其位于图14中的C-C线处或者其下方(右侧)。
53.根据权利要求43的合金产品，其能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用 下，用3. 5% Na溶液中，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
54.根据权利要求43的合金产品，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用 下，海边暴露至少约100天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
55.根据权利要求M的合金产品，其具有在所述海边暴露条件下至少约180天不发生 应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
56.根据权利要求43的合金产品，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用 下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
57.根据权利要求43的合金产品，在对其实施一种或多种机加工操作之后，其同时具 有厚截面和薄截面，所述薄截面表现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
58.根据权利要求43的合金产品，其具有改善的钻孔裂纹萌生抗力。
59.根据权利要求43的合金产品，其已经采用以下方法进行了人工时效，所述方法包括(i)在约200-275 °F下的第一时效阶段； ( )在约300-335 °F下的第二时效阶段；和 (iii)在约200-275 °F下的第三时效阶段。
60.根据权利要求59的合金产品，其中，第一时效阶段(i)在约230-260下下进行。
61.根据权利要求59的合金产品，其中，第一时效阶段(i)进行约2-18小时。
62.根据权利要求59的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约300-325下下进行。
63.根据权利要求59的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约300-325下下进行约 4-18小时。
64.根据权利要求63的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约300-315下下进行约6-15小时。
65.根据权利要求63的合金产品，其中，第二时效阶段(ii)在约310-325下下进行约7-13小时。
66.根据权利要求59的合金产品，其中，第三时效阶段(iii)在约230460进行。
67.根据权利要求66的合金产品，其中，第三时效阶段(iii)在约230-260下下进行至 少约6小时。
68.根据权利要求67的合金产品，其中，第三时效阶段(iii)在约M0-255下下进行约 18小时或更长。
69.根据权利要求59的合金产品，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多 个包括多种温度时效作用的整合。
70.根据权利要求43的合金产品，其是一种阶梯状挤压件。
71.根据权利要求43的合金产品，其是一种已进行压力淬火的挤压件。
72.根据权利要求43的合金产品，其是一种可以时效成型为航空结构部件的板材产品。
73.根据权利要求43的合金产品，其已经采用以下方法进行了人工时效，所述方法包括(i)在约200-275°F下的第一时效阶段；和(ii)在约300-335°F下的第二时效阶段。
74.商用飞机的铝合金结构部件，所述结构部件采用已进行固溶热处理、淬火和人工 时效的厚板材、挤压或锻造产品制成，所述结构部件具有强度、韧性和应力腐蚀开裂抗力 性能的改善的组合，所述合金基本组成为约6. 9-9. 5wt. % Zn ；约1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 2-2. 2wt. % Cu，其中，wt.(wt. % Cu+0. 3)；约 0· 05-0· 2wt. % Zr，余者为 Al，附带 的元素和杂质。
75.根据权利要求74的结构部件，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
76.根据权利要求74的结构部件，其中，所述板材、挤压或锻造产品最厚的横截面部位 约3-12英寸厚。
77.根据权利要求76的结构部件，其中，所述板材、挤压或锻造产品最厚的横截面部位 约4-6英寸厚。
78.根据权利要求74的结构部件，其与其7050铝合金对应物相比，淬火敏感性下降。
79.根据权利要求74的结构部件，其中，所述合金含有低于约0.15wt. % Fe和低于约0.12wt. % Si。
80.根据权利要求74的结构部件，其中，所述合金含有约7-8wt.% Si ；约1.3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 4-1. 8wt. % Cu 和约 0. 05-0. 2wt. % Zr ；其中，(wt. % Mg+wt. % Cu) 3. 3。
81.根据权利要求74的结构部件，其选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或蒙皮、机 身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合。
82.根据权利要求74的结构部件，其是整体成型的。
83.根据权利要求74的结构部件，其在横截面厚2英寸或更大处，纵(L)向的1/4平 面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面应变断裂韧性(Kic)位于图 7中的M-M线处或者其上方(右侧)。
84.根据权利要求74的结构部件，其是一种板材产品，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/ N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
85.根据权利要求74的结构部件，其是一种锻件，该产品的最小开孔疲劳寿命(S/N)位 于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
86.根据权利要求74的结构部件，其在L-T试验方向具有最大疲劳裂纹扩展(FCG)速 度，K(应力强度因子)值为15ksiin或更大，其位于图14中的C-C线处或者其下方(右 侧)。
87.根据权利要求74的结构部件，其能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用 下，用3. 5% Na溶液，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
88.根据权利要求74的结构部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用 下，海边暴露至少约100天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
89.根据权利要求74的结构部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力作用 下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
90.根据权利要求74的结构部件，其同时具有厚截面和薄截面，所述薄截面表现出 “EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
91.根据权利要求74的结构部件，其具有改善的钻孔裂纹萌生抗力。
92.根据权利要求74的结构部件，其中，所述飞机是一种民用或军用喷气飞机。
93.根据权利要求74的结构部件，其中，所述飞机是一种涡轮螺浆飞机。
94.根据权利要求74的结构部件，其中，在人工时效之前，对所述板材、挤压或锻造产 品进行拉伸和/或压缩。
95.根据权利要求74的结构部件，其中，已经采用以下方法对所述板材、挤压或锻造产 品进行了人工时效，所述方法包括(i)在约200-275 °F下的第一时效阶段；( )在约300-335 °F下的第二时效阶段；和(iii)在约200-275 °F下的第三时效阶段。
96.根据权利要求95的结构部件，其中，第一时效阶段(i)在约230460进行。
97.根据权利要求96的结构部件，其中，第一时效阶段(i)在约235-255下下进行6小 时或更长。
98.根据权利要求95的结构部件，其中，第一时效阶段(i)进行约2-12小时。
99.根据权利要求95的结构部件，其中，第二时效阶段(ii)在约3.00-325下下进行约 4-18小时。
100.根据权利要求99的结构部件，其中，第二时效阶段(ii)在约300-315下下进行约 6-15小时。
101.根据权利要求99的结构部件，其中，第二时效阶段(ii)在约310-325下下进行约 7-13小时。
102.根据权利要求95的结构部件，其中，第三时效阶段(iii)在约230-260°F下进行 至少约6小时。
103.根据权利要求102的结构部件，其中，第三时效阶段(iii)在约M0-255T下进行 约18小时或更长。
104.一种商用飞机结构部件，其选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼板或外壳、机身 构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合，所述部件采用厚板材、挤压件或锻件加工 而成，并且具有改善的强度、韧性和耐腐蚀性，所述合金基本组成为约6. 9-8. 2wt. % Zn ； 约 1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 4-1. 9wt. % Cu，其中，wt. % Mg ≤ (wt. % Cu+0. 3)；以及约 0. 05-0. 2wt. % Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
105.根据权利要求104的结构部件，其中，所述合金含有约0.15wt. %或更低的!^e和 约0. 12wt. %或更低的Si。
106.根据权利要求104的结构部件，其与第二种结构部件焊接一起，并且，在其焊接热 影响区具体一种或多种选自于强度、疲劳、断裂韧性和耐腐蚀性的性能的改善的保持性。
107.至少约2英寸厚的铝合金板材、挤压或锻造产品加工而成的飞机翼箱部件，所 述合金基本组成为约 6. 9-8. 5wt. % Zn ；约 1. 3-1. 65wt. % Mg ；约 1. 4_2wt. % Cu，其中， (wt. % Mg+wt. % Cu)≤3. 5 ；以及约0. 05-0. 25wt. % Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
108.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其中，所述合金含有低于约0.15wt. % Fe和 低于约 0. 12wt. % Si。
109.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其中，所述合金含有低于约8wt.和低于 约 1. 9wt. % Cu。
110.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种整体桁条。
111.根据权利要求110的飞机翼箱部件，其已被时效成型。
112.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种翼肋、腹板或纵梁。
113.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种机翼板或蒙皮。
114.根据权利要求113的飞机翼箱部件，其已被时效成型。
115.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其由一种阶梯状挤压件制成。
116.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其是一种压力淬火的挤压件。
117.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其与第二种飞机翼箱部件焊接一起，并且，在 其焊接热影响区具有一种或多种选自于强度、疲劳、断裂韧性和应力腐蚀开裂抗力的性能 的改善的保持性。
118.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其中，对所述板材、挤压或锻造产品进行固溶 热处理和有意进行的缓慢淬火，以减小淬火扭曲。
119.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其在横截面厚2英寸或更大处，纵(L)向的 1/4平面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)断裂韧性(Kic)位于图7中 的M-M线处或者其上方(右侧)。
120.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其由板材制备而成，该部件的最小开孔疲劳 寿命(S/N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
121.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其由锻件制备而成，该部件的最小开孔疲劳 寿命(S/N)位于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
122.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其在L-T试验方向具有最大疲劳裂纹扩展 (FCG)速度，K(应力强度因子)值为15ksiin或更大，其位于图14中的C-C线处或者其下 方(右侧)。
123.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其能够在约30ksi或更高的短横向(ST)应力 作用下，在3. 5% Na溶液中，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开裂(SCC)试验。
124.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力 作用下，海边暴露至少约100天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
125.根据权利要求IM的飞机翼箱部件，其具有在所述海边暴露条件下，至少约180天 不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
126.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其具有在约30ksi或更高的短横向(ST)应力 作用下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
127.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其同时具有厚截面和薄截面，所述薄截面表 现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
128.根据权利要求107的飞机翼箱部件，其具有改善的穿孔裂纹萌生抗力。
129.由一种厚铝合金产品制成的模具板材，所述产品基本组成为约6-lOwt.约 1. 2-1. 9wt. % Mg和约1. 2-2. 2wt. % Cu ；任选最多约0. 4wt. % Zr，余者为Al，附带的元素 和杂质。
130.根据权利要求129的模具板材，其中，所述合金含有约0.25wt. %或更低的!^e和 约0. 25wt. %或更低的Si。
131.根据权利要求129的模具板材，其中，所述合金含有约6.5-8. 5wt. % Zn ；约 1. 3-1. 65wt. % Mg 和约 1. 4-1. 9wt. % Cu。
132.根据权利要求129的模具板材，其中，所述产品是一种轧制板材或锻件，所述合金 含有约 0. 05-0. 2wt. % Zr。
133.根据权利要求129的模具板材，其中，所述产品是一种铸件。
134.一种结构部件的制备方法，所述部件具有改善的性能组合，所述性能包含至少两 种选自强度、疲劳、断裂韧性和耐腐蚀性的性能，所述方法包括(a)提供一种合金，该合金基本组成为约6.9-9wt. % Zn;约1.3-1.68wt. %Mg;约 1. 2-1. 9wt. %Cu，其中，wt. (wt. % Cu+0. 3)；以及约 0. 05-0. 3wt. % Zr，余者为 Al， 附带的元素和杂质；(b)对所述合金均勻化处理，并且采用选自于轧制、挤压和锻造的一种或多种方法将其 热加工成工件；(c)对所述工件进行固溶热处理；(d)对所述已固溶热处理的工件进行淬火；和(e)对所述已淬火的工件进行人工时效。
135.根据权利要求134的方法，其进一步包括(f)由所述已人工时效的工件加工出所 述结构部件。
136.根据权利要求134的方法，其任选包括通过拉伸、压缩和/或冷加工对经淬火步骤(d)处理后的工件进行应力消除。
137.根据权利要求134的方法，其任选包括将所述工件时效成型为所述结构部件形状。
138.根据权利要求134的方法，其中，所述淬火的工件的最厚横截面部位约3-12英寸厚。
139.根据权利要求134的方法，其中，所述淬火步骤(d)包括采用水或其它介质进行喷 洒或浸泡。
140.根据权利要求134的方法，其中，在固溶热处理步骤(c)之后，有意对工件进行缓 慢淬火。
141.根据权利要求134的方法，其中，所述合金含有低于约8wt.和低于约 1. 8wt. % Cu。
142.根据权利要求134的方法，其中，wt.% Mg wt. % Cu。
143.根据权利要求134的方法，其中，所述合金含有作为杂质的低于约0.15wt. % Fe 和低于约0. 12wt. % Si。
144.根据权利要求134的方法，其中，所述工件是一种板材产品。
145.根据权利要求134的方法，其中，所述工件是一种挤压件。
146.根据权利要求134的方法，其中，所述工件是一种锻造产品。
147.根据权利要求134的方法，其中，所述人工时效步骤(e)包括 (i)在约200-275 °F下的第一时效阶段；和( )在约300-335 °F下的第二时效阶段。
148.根据权利要求134的方法，其中，所述人工时效步骤(e)包括 (i)在约200-275 °F下的第一时效阶段；( )在约300-335 °F下的第二时效阶段；和 (iii)在约200-275 °F下的第三时效阶段。
149.根据权利要求148的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260进行。
150.根据权利要求148的方法，其中，所述第一时效阶段(i)进行约2-12小时。
151.根据权利要求148的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约235-255下下进行6 小时或更长。
152.根据权利要求148的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约310-325°F下进行 约4-18小时。
153.根据权利要求152的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-315°F下进行 约6-15小时。
154.根据权利要求152的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约310-325°F下进行 约7-13小时。
155.根据权利要求148的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260下下进行。
156.根据权利要求148的方法，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个 包括多个温度时效作用的综合。
157.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是用于商用喷气飞机。
158.根据权利要求157的方法，其中，所述结构部件选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机 翼板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合。
159.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件在横截面厚2英寸或更大处，纵 (L)向的1/4平面(T/4)拉伸屈服强度TYS和L-T方向的1/4平面(T/4)平面应变断裂韧 性(Kic)位于图7中的M-M线处或者其上方(右侧)。
160.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是一种板材产品，该产品在一种或 多种如表12所示的最大施加应力水平下的最小开孔疲劳寿命(S/N)等于或大于所述表12 中的相应失效循环次数。
161.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是一种板材产品，该产品的最小开 孔疲劳寿命(S/N)位于图12中的A-A线处或者其上方(右侧)。
162.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件是一种锻件，该部件的最小开孔疲 劳寿命(S/N)位于图13中的B-B线处或者其上方(右侧)。
163.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件在L-T试验取向上的最大疲劳裂纹 扩展(FCG)速度等于或低于如表14所示的最大da/dN值中的至少一个，相应的K值在所述 表14中等于或大于15ksiin。
164.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件在L-T试验取向上具有的最大疲劳 裂纹扩展(FCG)速度位于图14中的C-C线处或者其下方(右侧)，K(应力强度因子)值为 15ksiin或更大。
165.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件能够在约30ksi或更高的短横向 (ST)应力水平作用下，采用3. 5% Na溶液条件下，通过至少30天的交替浸泡、应力腐蚀开 裂(SCC)试验。
166.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件具有在约30ksi或更高的短横向 (ST)应力水平作用下在海边暴露至少约100天后而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
167.根据权利要求166的方法，其中，所述结构部件具有在所述海边暴露条件下至少 约180天后不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
168.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件具有在约30ksi或更高的短横向 (ST)应力水平作用下，工业暴露至少约180天而不发生应力腐蚀开裂失效的最低寿命。
169.根据权利要求134的方法，其中，所述结构部件同时具有厚截面和薄截面，所述薄 截面表现出“EB”或更好的EXCO耐腐蚀性等级。
170.一种制造喷气飞机结构部件的方法，所述部件选自于翼梁、翼肋、腹板、桁条、机翼 板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁、起落架梁或者它们的组合，所述部件具有改善的两种或 多种性能的组合，所述性能选自强度、疲劳、断裂韧性和应力腐蚀抗力，所述方法包括(a)提供一种可锻合金，该合金基本组成为约6.9-9wt. % Si ；约1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 2-1. 9wt. % Cu，其中，wt. (wt. % Cu+0. 3)；以及约 0. 05-0. 3wt. % Zr，余者为 Al， 附带的元素和杂质；(b)对所述合金均勻化处理，并且采用选自于轧制、挤压和锻造的一种或多种方法将其 热成形为工件；(c)对所述热成形的工件进行固溶热处理；(d)对对所述已固溶热处理的工件进行淬火；和(e)对所述已淬火的工件进行人工时效，所述人工时效方法包括 (i)在约200-275 °F下的第一时效阶段； ( )在约300-335 °F下的第二时效阶段；和 (iii)在约200-275 °F下的第三时效阶段。
171.根据权利要求170的方法，其任选包括通过拉伸、压缩和/或冷加工对经淬火步 骤(d)处理后的工件进行应力消除。
172.根据权利要求170的方法，其任选包括将所述工件时效成型为近似所述结构部 件形状。
173.根据权利要求170的方法，其进一步包括(f)将所述已人工时效的工件加工成所 述结构部件。
174.根据权利要求170的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260进行。
175.根据权利要求174的方法，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260下下进行约 2-12小时。
176.根据权利要求170的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325下下进行。
177.根据权利要求176的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325°F下进行 约4-18小时。
178.根据权利要求177的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-315°F下进行 约6-15小时。
179.根据权利要求177的方法，其中，所述第二时效阶段(ii)在约310-325°F下进行 约7-13小时。
180.根据权利要求170的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260下下进行。
181.根据权利要求180的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约235-255下下至少 进行约6小时。
182.根据权利要求180的方法，其中，所述第三时效阶段(iii)在约M0-255下下进行 约18小时或更长。
183.根据权利要求170的方法，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个 包括多个温度时效作用的综合。
184.在由铝合金板材、挤压件或锻造产品制造结构部件的方法中，所述产品的合 金组成中基本没有Cr，并且基本组成为约5.7-9. 5wt. % Zn ；约1. 2_2. 7wt. % Mg ；约 1. 3-2. 7wt. % Cu和约0. 05-0. 3wt. % ^ ，余者为Al，附带的元素和杂质，所述方法包括如下 步骤(a)对所述产品进行固溶热处理；(b)对所述已固溶热处理的产品进行淬火；和(c) 对所述已淬火的产品进行人工时效，所述方法的改进使所述结构部件获得改善的强度和韧 性的组合以及良好的耐腐蚀性，所述改进包括对所述产品采用包括以下步骤的方法进行人 工时效(i)在约200-275°F下的第一时效阶段；(ii)在约300-335°F下的第二时效阶段；和(iii)在约200-275°F下的第三时效阶段。
185.根据权利要求184的改进，其中，所述合金选自于7050，7040，7150和7010铝(铝业协会牌号)。
186.根据权利要求184的改进，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260进行。
187.根据权利要求186的改进，其中，所述第一时效阶段(i)在约230-260下下进行约 2-12小时。
188.根据权利要求184的改进，其中，所述第一时效阶段(i)进行约6小时或更长。
189.根据权利要求184的改进，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325下下进行。
190.根据权利要求184的改进，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-330°F下进行 约6-30小时。
191.根据权利要求190的改进，其中，所述第二时效阶段(ii)在约300-325°F下进行 约10-30小时。
192.根据权利要求184的改进，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260下进行。
193.根据权利要求192的改进，其中，所述第三时效阶段(iii)在约230-260下下至少 进行约6小时。
194.根据权利要求193的改进，其中，所述第三时效阶段(iii)在约M0-255下下进行 约18小时或更长。
195.根据权利要求184的改进，其中，所述第一、第二和第三时效阶段中的一个或多个 包括多个温度时效作用的综合。
196.根据权利要求184的改进，其中，所述产品最厚的横截面部位至少约2英寸厚。
197.根据权利要求196的改进，其中，所述产品中所述最厚部位约4-8英寸厚。
198.根据权利要求184的改进，其中，所述结构部件选自于商用飞机的翼梁、翼肋、腹 板、桁条、机翼板或蒙皮、机身构架、地板梁、舱壁和/或起落架梁。
199.一种大飞机的机翼，所述机翼包括由上、下机翼蒙皮构成的机翼箱，至少一个所述 蒙皮包含多个桁条加固件，所述翼箱还包括隔开所述机翼蒙皮的翼梁组件，至少一个所述 翼梁组件是一种通过从厚铝产品中将大量金属去除制备的整体翼梁，制备所述厚铝产品的 合金基本组成为约 6. 9-8. 5wt. % Zn ；约 1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中， wt. % Mg ^ (wt. % Cu+0. 3)；以及约0. 05-0. 2wt. % Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。
200.—种大飞机的机翼，所述机翼包括由上、下机翼蒙皮构成的机翼箱，至少一个所 述蒙皮包含多个桁条加固件，所述翼箱还包括上、下机翼蒙皮，至少一个所述蒙皮具有一 种整体桁条加强件，该整体桁条加强件通过从厚可锻产品中将大量金属加工去除制备而 成，所述厚可锻产品的合金基本组成为约6. 9-8. 5wt. % Zn ；约1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中，wt.(wt. % Cu+0. 1)；以及约 0· 05-0· 2wt. % Zr，余者为 Al， 附带的元素和杂质。
201.具有几个大结构部件的大飞机，所述部件通过从厚铝工件中将大量金属加工去除 制备而成，所述厚铝工件的合金基本组成为约6. 9-8. 5wt. % Zn ；约1. 3-1. 68wt. % Mg ；约 1. 3-2. Iwt. % Cu，其中，wt.(wt. % Cu+0. 3)；以及约 0. 05-0. 2wt. % Zr，余者为 Al， 附带的元素和杂质。
202.根据权利要求201的大飞机，其中，至少一个所述部件是舱壁组件。
203.根据权利要求201的大飞机，其中，两个或多个所述部件是机翼翼梁。
全文摘要
铝合金产品如板材、锻件和挤压件，其适合于航空结构部件，例如整体的机翼翼梁、翼肋和腹板。所述合金产品含有约6-10wt.％Zn；1.2-1.9wt.％Mg；1.2-2.2wt.％Cu，其中，Mg≤(Cu+0.3)；以及约0.05-0.4wt.％Zr，余者为Al，附带的元素和杂质。优选地，所述合金含有约6.9-8.5wt.％Zn；1.2-1.7wt.％Mg；1.3-2wt.％Cu。厚尺寸的该合金提供改善的强度与断裂韧性组合。当采用优选实施方案中的三阶段方法进行人工时效时，该合金也能获得包括在海边条件下较优的SCC性能。
文档编号C22F1/00GK102134670SQ20101054358
公开日2011年7月27日 申请日期2001年10月4日 优先权日2000年12月21日
发明者C·M·克维斯特, D·J·查克拉巴提, G·B·维尼玛, J·H·古德曼, J·刘, R·R·萨特尔, R·W·维斯特伦德 申请人:阿尔科公司