专利名称：铝合金产品及人工时效方法
技术领域：
本发明涉及招合金,特别是招业协会(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(moldplate)。
背景技术：
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2024或2324铝(美国专利4，294，625)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24，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26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2024-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力口。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AMS4050F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Klc; (L-T)为24ksi V in。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 V in。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)、腹板或祐1条、翼板或蒙皮、机身框架、地板梁或舱壁(bulkhead)、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“峰值”强度(“T6型”)或“过时效”(“T7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Τ73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 Data2000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Zr替代Cr作为弥散剂，并且使Cu和Zn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Zn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2.0wt.%.
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Zn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 “HighStrength7XXX Al 1ys For Ultra-Thick Aerospace Plate:Optimization of AlloyComposition” (PROC.1CAA6,1998 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。
发明内容
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.种厚度至少4英寸的铝合金产品，其包含: 7.0-9.5wt.% 的 Zn ;1.3-1.7wt.%的 Mg ;1.4-1.9wt.% 的 Cu ;和 选自下组中的一种或多种元素:最多 0.3 或 0.4wt.%的21.， 最多0.4wt.%的Sc,和最多 0.3wt._Hf ; 其余部分为Al、附带元素和不可避免的杂质。
2.权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含晶粒细化剂。
3.权利要求2所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含0.05-0.15wt.%的Zr。
4.权利要求3所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含的Mg的量少于Cu的量。
5.权利要求4所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含7.0-8.0wt.%的211。
6.权利要求5所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含1.4-1.85wt.%的Cu。
7.权利要求6所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含1.4-1.68wt.%的Mg。
8.权利要求7所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含1.4-1.8wt.%的&1。
9.权利要求8所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品中包含1.4-1.6wt.%的1%。
10.权利要求1-9任一项所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品的厚度为至少6英寸。
11.权利要求1-9任一项所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品的厚度为至少8英寸。
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C22F1/00GK103088241SQ20131000702
公开日2013年5月8日 申请日期2001年10月4日 优先权日2000年12月21日
发明者D·J·查克拉巴提, J·刘, J·H·古德曼, G·B·维尼玛, R·R·萨特尔, C·M·克维斯特, R·W·维斯特伦德 申请人:阿尔科公司