專利名稱：尤其適用于航空航天應用的高損傷容限鋁合金產品的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種鋁合金，尤其是一種Al-Cu-Mg型(或鋁業協會指定為2000系列)鋁合金。更進一步，本發明涉及一種可時效硬化的、高強度、高斷裂韌度和低裂紋擴展蔓延的鋁合金及該其產品。由該合金制得的產品非常適于航空航天領域的應用，但不限于此。該合金可被加工成不同的產品形式(如片材、薄板、厚板或，擠壓或鍛造產品)。可對該鋁合金不進行涂覆、進行涂覆或用其他鋁合金材料鍍覆，以進一步提高其性能，如耐腐蝕性。
背景技術：
航空航天工業的設計者和制造者一直致力于提高燃料的效率、產品的性能、降低制造和維護費用。通過更進一步的降低重量可以提高效率。而要達到上述目的一種方法是提高相關材料的性能，從而可以更有效的設計由該合金制備的構件或該構件具有全面的更好的性能。由于材料性能的提高，飛機的檢查間隔時間得以延長，從而可以顯著的降低維護費用。下翼板一般由T39狀態的AA2324合金制備，而機身蒙皮則一般采用T351狀態的AA2024合金。因為上述狀態的這些合金在拉伸載荷下具有所需的材料性能，如可接受的強度水平、高韌性、和低裂紋擴展蔓延。現今，需要設計更有效的飛機，因而希望能提高材料性能。
US5,652,063公開了一種Cu/Mg比例在5-9之間的、強度高于531MPa的AA2000系列合金。該合金可用作下翼板和機身蒙皮，這種合金尤其可用于超音速飛機。
US5,593,516公開了一種AA2000系列合金，其中的銅(Cu)和鎂(Mg)的量優選保持在溶解度極限以下。優選的，[Cu]＝5.2-0.91[Mg]。在源自相同的初始美國專利申請的US5,376,192和US5,512,112中公開了添加水平為0.1-1.0重量％的銀(Ag)。
美國專利申請US2001/0006082公開了一種AA2000系列合金，該合金尤其適用于下翼，且無需彌散體形成元素如Zr、Cr或V。該申請中指出，通過高于10的強制的Cu/Mg比例，可獲得上述優點。
對于新設計的飛機，希望比上述合金更優的性能，以設計出成本和環境更有效的飛機。因此，在相關產品形式中，存在對于能夠獲得適當提高的性能平衡能力的鋁合金的需要。
發明概述本發明的目的是提供一種尤其適用于航空航天應用的鋁合金鍛造產品，該產品在AA2000系列合金之中，并具有高強度和高斷裂韌度和高耐疲勞性和低疲勞裂紋擴散率之間的平衡，并至少能夠與AA2024-HDT合金性能相當。
本發明的另一個目的是提供上述鋁合金鍛造產品的制造方法。
本發明的合金針對在任何相關產品中都具有獲得性能平衡的能力的AA2000系列鋁合金，且其優于各種當前用于這些產品的商用的AA2000系列合金和至今已公開的鋁AA2000。
通過提供用于本發明合金的優選組成實現了該目的，該合金的基本組成為以重量百分比計，0.3-1.0％鎂(Mg)，4.4-5.5％銅(Cu)，0-0.20％鐵(Fe)，0-0.20％硅(Si)，0-0.40％鋅(Zn)，及作為彌散體形成元素的0.15-0.8的Mn與選自(Zr、Sc、Cr、Hf、Ag、Ti、V)中的一種或多種彌散體形成元素的組合，其范圍是0-0.5％鋯、0-0.7％鈧、0-0.4％鉻、0-0.3％鉿，0-0.4％鈦，0-1.0％銀，余量鋁和其他偶然元素，且其中的Cu-Mg的含量的限制使得-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。
在一優選的實施方案中，Cu和Mg的范圍選擇如下Cu 4.4-5.5Mg 0.35-0.78并且其中-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。
在一更優選實施方案中，Cu和Mg的范圍選擇如下Cu 4.4-5.35Mg 0.45-0.75并且其中-0.33[Mg]+5.15≤[Cu]≤5.35。
在一更優選實施方案中，Cu和Mg的范圍選擇如下Cu 4.4-5.5，且更優選4.4-5.35Mg 0.45-0.75并且其中-0.9[Mg]+5.58≤[Cu]≤5.5；且更優選-0.90[Mg]+5.60≤[Cu]≤5.35
我們非常驚奇的發現，對于性能的平衡，彌散體形成元素與Cu和Mg的自身含量水平一樣關鍵。本發明的合金中可以存在Zn。為了獲得理想的性能，必須相對于Ag的含量認真的選擇Mn的含量。當合金中存在Ag時，Mn的含量不能太高，優選低于0.4wt％。Zr也不能太高。我們發現，被認為是對性能平衡存在負作用的Cr實際上起到積極的作用，但此時優選合金中不存在Zr。當考慮到彌散體的影響時，Cu和Mg最佳含量就與至今所采用的有所不同。令人驚奇的是，本發明合金的性能平衡的確優于已有的合金。
Fe可以存在的范圍是最高0.20％，優選是控制在最大值為0.10％；典型優選的Fe含量范圍是0.03-0.08％。
Si可以存在的含量范圍是最高0.20％，優選范圍是控制在最大值為0.10％；典型優選的硅含量是盡可能的低，實際中典型的含量范圍是0.02-0.07％。
本發明的合金中可以存在的鋅的含量最高為0.40％，優選的含量范圍為0.10-0.25％。
根據標準的AA規定，雜質或偶然元素可以存在，即每種含量最高0.05％，總量最高為0.15％。
對于本發明，“實質上不含”或“基本上不含”意味著并不是有意在上述組成中添加這些合金元素，而是由于雜質和/或與設備的接觸而導致的浸析，痕量的上述元素會進入到最終的合金產品中。
在本發明的合金中，Mn作為彌散體形成元素的添加是重要的，其含量為0.15-0.8％。Mn添加的優選最大值低于0.40％。Mn添加的更合適的范圍為0.15至＜0.4％，更優選為0.20-0.35％，最優選為0.25-0.35％。
如果添加Zr，則其添加量為不應當超過0.5％。Zr含量的優選最大值為0.18％。Zr含量的更合適的范圍為0.06-0.15％。
在一實施方案中，合金基本上或實質上不含有Zr，但在那種情況下含有Cr，Cr的一般范圍為0.05-0.30％，優選的為0.06-0.15％。
如果添加Ag，則其添加量不應當超過1.0％，優選的下限值為0.1％。Ag添加的優選的范圍為0.20-0.8％。Ag添加的更合適的含量范圍為0.20-0.60％，更優選為0.25-0.50％，最優選為0.32-0.48％。
此外，可以在給定的范圍內使用彌散體形成元素Sc、Hf、Ti和V。在根據一個更優選的實施方案中，本發明的合金產品基本上或實質上不含有V，如含量水平為＜0.005％，更優選是不存在。可以以本領域中已知的水平添加Ti，以在鑄造過程中獲得晶粒細化的效果。
根據本發明的鍛造合金產品的一個具體的實施方案，合金的基本組成為以重量百分比計，Mg 0.45-0.75，一般為約0.58Cu 4.5-5.35，一般為約5.12Zr 0.0-0.18，一般為約0.14Mn 0.15-0.40，一般為約0.3Ag 0.20-0.50，一般為約0.4Zn 0-0.25，一般為約0.12Si ＜0.07，一般為約0.04，Fe ＜0.08，一般為約0.06Ti ＜0.02，一般為約0.01余量為鋁和不可避免的雜質。
根據本發明的鍛造合金產品的另一個具體的實施方案，合金的基本組成為以重量百分比計，Mg 0.45-0.75，一般為約0.62Cu 4.5-5.35，一般為約5.1基本上不含Zr，一般為低于0.01Cr 0.05-0.28，一般約為0.12Mn 0.15-0.40，一般為約0.3Ag 0.20-0.50，一般為約0.4Zn 0-0.25，一般為約0.2Si ＜0.07，一般為約0.04Fe ＜0.08，一般為約0.06Ti ＜0.02，一般為約0.01余量為鋁和不可避免的雜質。
根據本發明的鍛造合金產品的另一個具體的實施方案，該產品優選加工到T8狀態，合金基本組成為以重量百分比計，Mg 0.65-1.1，一般為約0.98
Cu 4.5-5.35，一般為約4.8Zr 0.0-0.18，一般為約0.14Mn 0.15-0.40，一般為0.3Ag 0.20-0.50，一般為0.4Zn 0-0.25，一般為約0.2Si ＜0.07，一般為約0.04，Fe ＜0.08，一般為約0.06Ti ＜0.02，一般為約0.01余量為鋁和不可避免的雜質。
本發明的合金可以常規的熔煉方法制備并可以被鑄造成合適的錠坯形式，例如通過直接冷硬鑄造，D.C.鑄造。還可以使用基于Ti的晶粒細化劑，例如硼化鈦或碳化鈦。通過修整和可能的均質化，鑄錠可進一步通過如一步或多步的擠壓、鍛造和熱軋等進行加工。這種加工可以被中間退火所中斷。進一步的處理可以是冷加工，可以是冷軋或拉伸。該產品進行固溶熱處理和淬火處理，淬火是通過浸沒在冷水中或噴灑冷水，或快速冷卻到低于95℃的溫度。產品可進一步處理，例如軋制或拉伸，最高達12％，或者通過拉伸或壓制以釋放應力和/或時效至最終狀態或中間狀態。產品可以在最終時效之前或之后甚至在固溶熱處理之前，進行成型或加工成最終或中間的結構。
發明詳述商用飛機的設計對于不同的類型的結構部件需要不同的性能組合。對于機身片材產品的重要材料性能是在拉伸載荷下的損傷容限性能(如FCGR，斷裂韌性和耐腐蝕性)。
而對于大容量、商用噴氣式飛機的下翼蒙皮，重要的材料性能與機身片材產品的近似，但一般更高的抗拉強度是飛機制造中所希望的。疲勞壽命也成為這一應用的主要材料性能。
由厚金屬板加工的部件的重要材料性能取決于最終加工的部件。但是一般的，材料性能沿厚度的梯度必須很小，且工程性能，如強度、斷裂韌性、抗疲勞和耐腐蝕性等性能必須很高。
本發明針對一種合金組成，該合金可被加工成各種產品例如但不限于片材、板材、厚板等，該產品將滿足或優于當前所需材料的性能。對于這種應用類型，該產品的性能平衡優于由現在所用的商用合金制備的產品的性能平衡，尤其是標準AA2024和AA2024-HDT的那些。已驚奇的發現，在AA2000范圍中的化學成分范圍可實現該獨特的性能。
本發明源于對彌散體的含量和類型(如Zr、Cr、Sc、Mn)以及與Cu和Mn結合在加工過程中對于相和顯微組織的影響的研究。這些合金中的一些被加工成片狀或板狀并進行拉伸、卡恩拉裂(Kahn-tear)韌性和耐腐蝕性測試。這些實驗結果的解釋中驚奇的發現在一定范圍內的化學組成制備的鋁合金如片材、板材、厚板、擠壓件或鍛造產品等呈現出的優秀的損傷容限性能，由此，使得該合金成為多用途合金產品。該合金產品還具有良好的可焊接性能。
本發明還在于本發明的合金鍛造產品可在一側或雙側上提供包覆層或涂層。這種包覆的或涂覆的產品使用本發明的鋁基合金的芯層和通常更高純度的包覆層，該包覆層可特別地對芯層進行腐蝕防護，這對于航天應用是特別的優勢。這些包覆層包括基本上未合金化的鋁或含有不超過0.1或1％的所有其他元素的鋁，但不僅限于此。這里稱為1xxx類型系列的鋁合金包括所有鋁業協會(AA)合金，包括1000-型、1100-型、1200-型和1300-型的所有子類。所以，在芯層上的包覆層合金可以選自各種鋁業協會合金如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，如含有鋅(0.8-1.3％)7072或含有0.4-0.9wt％鋅的其改性版本可以用作包覆層。AA6600系列合金中的合金，如6003或6253，通常含有高于1％的合金化添加劑，可以用作本發明的包覆層。只要能夠保護芯層合金免受腐蝕的其他合金都可以用作包覆層。包覆層還可以是選自AA4000系列的鋁合金，且該包覆層可用于腐蝕防護也可在焊接操作中起到輔助作用，如US6,153,854(在此作為參考引用)中公開的，由此可以省略附加填料絲。該包覆層或多包覆層通常比芯層薄許多，每一個占總復合物厚度的比例1-15％或20％或25％。包覆層或涂層更一般的構成總復合物厚度的約1-11％。
本發明另一方面，提供一種將根據本發明的鋁合金產品制為結構元件的優選方法。制造高強度、高韌性、低疲勞裂紋擴展率并具有良好的耐腐蝕性的AA2000系列合金產品的方法，包括以下加工步驟a)鑄造具有如說明書和權利要求所述組成的鑄錠；
b)鑄造后，對鑄錠進行均質化和/或預熱；c)熱加工鑄錠成預加工產品；d)對預加工產品可選的再加熱處理和或者，e)熱加工或/和冷加工成所需要的工件形狀；f)在足以使合金中的所有可溶組分均進入固溶體中的溫度和時間下，對所述成型的工件進行固溶熱處理；g)通過噴灑淬火或在水或其他淬火介質中的浸沒淬火對固溶熱處理工件進行淬火；h)可選的，對淬火的工件進行拉伸或壓制或其它冷加工以釋放應力處理方法，如對片材產品的校平處理；i)可選的，對淬火后和可選的拉伸和/或壓制處理的工件進行時效處理，以獲得所需要的狀態，如T3、T351、T36、T3x、T4、T6、T6x、T651、T87、T89、T8x；j)隨后可選的機加工上述的產品成結構元件的最終形狀。
本發明的合金產品可以按照常規方式通過熔煉制備或可以直接冷硬(DC)鑄造成坯錠，或通過其他的適宜的鑄造技術。通常可在一步或多步中進行均質化處理，每一步的溫度范圍為460-535℃。預熱溫度是將軋制坯錠加熱到熱軋機的入口溫度，通常是在400-460℃范圍內。熱加工合金產品可以通過軋制、擠壓或鍛造之一完成。對于目前的合金優選熱軋。固溶熱處理一般在與均質化處理所用的相同溫度范圍中進行，但是，保溫的時間可以適當縮短。
很驚奇的發現，在一個寬的厚度范圍內獲得了優秀的性能平衡。在厚度最高0.5英寸(12.5mm)范圍內的片材中性能對于機身蒙皮是優秀的。在厚度在0.7-3英寸(17.7-76mm)范圍內的薄板，性能對于翼板而言是優秀的，如下翼板。該薄板厚度范圍可用作縱梁或形成整塊的翼板，或用于機翼結構的縱梁。當加工成大于2.5英寸(63mm)至最大11英寸(280mm)的更厚的規格時，對于由該板材機加工而成的整體部件、或形成用于機翼結構中的整梁、或形成用于機翼結構中的肋條而言，可以獲得優秀的性能。更厚規格的產品可用作加工模具，如制備成型塑料產品的模具，例如通過模鑄或注射成型。可以以階段式擠壓或擠壓翼梁的形式提供本發明的合金產品，以用作飛機構件，或以鍛造翼梁的形式以用作飛機的機翼結構。
圖1是顯示本發明合金中Cu-Mg含量范圍及縮小的優選范圍的Mg-Cu圖；圖2(a)和2(b)顯示本發明T651狀態合金與現有技術的2024合金相比，在兩個測試方向上的抗拉強度與韌性關系圖。
圖3(a)和3(b)顯示本發明T89狀態合金與現有技術的2024合金相比，在兩個測試方向上的抗拉強度與韌性關系圖。
圖4顯示的是本發明的兩種合金作為Cr和Zr含量函數的抗拉強度與韌性的關系圖。
圖5顯示的是本發明合金在兩個測試方向、不同的狀態下的與現有技術中的2024合金相比的屈服強度與缺口韌性關系對比6顯示的是兩個狀態下本發明合金與現有技術中的HDT-AA2024-T351合金的FCGR。
圖1示意性的顯示了在從屬權利要求中限定的各種實施方案中本發明合金的Cu和Mg含量范圍，其范圍可以使用框的A、B、C、D四個頂點來確定。A’-D’表示優選范圍，A”-D”表示更優選的范圍，A_-D_表示最優選的范圍。坐標列于表1。
表1本發明合金產品Cu-Mg含量優選范圍頂點對應坐標(重量％)
實施例實施例1為了證明本發明的原理，在實驗室規模鑄造了18個合金，并加工成4.0mm的片材。該合金的組成列于表2，對于所有坯錠的Fe＝0.07，Si＝0.05，Ti＝0.02，余量為鋁。由約12公斤的實驗室鑄造坯錠切割成約為80*80*100mm(高*寬*長)的軋制塊。這些軋制塊采用兩步均質化處理進行均質化，如先進行520℃、10小時均質化處理后，再進行525-530℃、10小時均質化處理。緩慢的加熱到該均質化溫度。在均質化處理后，軋制塊緩慢空冷，以模擬工業均質化工藝。該軋制塊在460±5℃下進行6小時的預熱。在約40-50mm的中間厚度范圍內，軋制塊在460±5℃下進行再加熱，這些軋制塊熱軋成4.0mm的最終規格。在整個熱軋過程中，注意模擬工業規模熱軋。對這些熱軋過的產品進行固溶熱處理和淬火。對片材加工至適當的狀態。拉伸度介于0-9％之間，取決于最終的狀態。對最終產品為峰值時效處理或近峰值時效處理強度(如分別為T6x或T8x狀態)。
根據EN10.002進行了拉伸性能測定。來自4mm厚薄板的拉伸試樣為4mm厚的扁EURO-NORM試樣。表3和4所列是L-和LT-方向的拉伸實驗結果。根據ASTM B871-96測試了卡恩撕裂韌性，表3和4所列是T-L和L-T方向的實驗結果。所謂的缺口韌性是指卡恩撕裂測試(Kahn-tear test)所得的拉裂強度除以屈服強度(“TS/Rp”)。在本技術領域，由卡恩抗裂測試所得的一般結果通常能很好的表征斷裂韌性。卡恩抗裂測試T所得的單位傳播功率(“UPE”)是指裂紋擴展所需要的能量，通常認為，UPE越高，裂紋越難擴散，通常希望材料如此。
表2中所列合金根據上述的加工路線加工成片材。最后將上述合金時效至T651(拉伸1.5％，12小時/175℃下時效處理)。結果如表3和圖2a、2b所示。
圖2a、2b中，給出了標準AA2024的結果作為參照。給出了用于機身應用的商用AA2024和高損傷容限(“HDT”)AA2024型合金(如AA2524)的拉伸與韌性的對比關系作為參考。其中的閉合的各個點是根據本發明的合金，而開放的各個點為不是根據本發明的合金。本發明表明在L相對于L-T，其韌性比HDT-AA2024合金至少提高15％，最好的結果甚至提高20％或更高。本領域技術人員很快可以認識到，左上端的2024商用合金和2024-HDT合金的值代表了T3狀態的一般值，而右下端的值代表T6和T8狀態的值。
從上述結果還可以看出，由于Ag含量、彌散體含量、Cu和Mg含量之間的仔細平衡，使得韌性相對于拉伸性能有了意料不到的提高。
將來自相同合金的片材制造成T8狀態。以與圖2a、2b中相似的方式，表4和圖3a、3b中顯示了在T89狀態的結果。在圖3a、3b中，再次給出AA2024的結果作為參照。給出了用于機身應用的商用AA2024和高損傷容限(“HDT”)AA2024型合金(如AA2524)的拉伸與韌性的對比關系作為參考。本發明表明在L相對于L-T，其韌性比HDT-AA2024合金至少提高15％，最好的結果甚至能提高20％或更高。
從上述結果還可以看出，由于Ag含量、彌散體含量、和Cu與Mg含量之間的仔細平衡，使得韌性相對于拉伸性能有了預料不到的提高。
注意，T8狀態下的16號合金樣品具有讓人印象深刻的拉伸相對于韌性的平衡，雖然T6狀態下的該合接近，但剛剛低于性能提高20％這一目標值。但可以相信的是，在T6狀態下該合金略微較低的性能是因為實驗室規模實驗條件下的離散而造成的。
表2實驗室規模下鑄造的合金的化學組成(每個樣品中含0.06wt％Fe和0.04wt％Si和0.02wt％Ti)
表3 合金在T651狀態下測試的機械性能(“-”表示“沒有測定”)
表4 合金在T89狀態下測試的機械性能(“-”表示“沒有測定”)
實施例2對另外兩種合金進行了如實施例1所述的鑄造、加工和測試。這兩種合金的化學組分如表5所示，最終的規格為4.0mm，由該合金制備的片材時效至T651和T89狀態。拉伸和卡恩抗裂樣品在測試之前從兩側加工至最終厚度為2.0mm。該合金片材的測試結果如表6和圖4所示。
實施例2表明，與通常的認識相反，含Cr合金也可以有很高的韌性。含Cr的合金20的確優于含Zr的合金樣品19。
表5本發明的兩種合金的化學組成(以wt％計)每種合金中含有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
實施例3通過DC-鑄造，以工業規模制備了厚度為440mm全尺寸軋制錠坯，其化學組成(以wt％計)為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，余量為鋁和不可避免的雜質。對這些錠坯中的一個進行去氧化皮、進行2-6小時/490℃和24小時/520℃均質化處理，再空冷到環境溫度，然后對該錠坯在460℃下預熱6小時，然后熱軋至約5mm，該板材進一步冷軋至4.0mm。然后該板被切割成數塊。該板材然后在525℃下固溶處理45分鐘，隨后水淬。然后對這些板進行1.5％(T351和T651)或6％(T36)或9％(T89)的拉伸以得到所希望的狀態。人工時效狀態(T651和T89)在175℃下時效12小時。
拉伸和卡恩抗裂的樣品是取自上述板的中間部位，并采用如實施例1所述的方法進行測定。根據ASTM E647對100mmC(T)樣品進行FCGR測定，其中R-比率(R-ratio)是0.1，且測試是在恒負載下進行的。
開孔疲勞(Kt＝3.0)和平缺口疲勞(Kt＝1.2)性能根據ASTM E466測定。樣品取自中等厚度板并加工為2.5mm厚度。開孔樣品的外加應力為138MPa(總截面應力基準)，對平缺口樣品的外加應力為207MPa(缺口根部凈截面應力基準)，測試頻率不超過15Hz。R-比率為0.1。每種合金/狀態至少測定5個樣品。當超過1,500,000個循環時，實驗結束。這就是通常所謂的“完成”。添加了高損傷容限的AA2024-T351合金作為參照。結果如表7和圖5所示。從圖5可見，在實驗室規模上所得到的高韌性在工業規模的制造中也能夠獲得。
該合金在T36和T89狀態下的抗疲勞性能如表8所示，可以明確的看出，本發明的合金的性能與選為參照的HDT2024-T351合金的性能相近。
FCGR可以從圖6中看出，本發明的合金的性能與選為參照的具有高損傷容限的AA2024-T351合金相近。
表7實施例3性能測試結果
表8本發明合金(L-T方向)兩個狀態與作為參照的AA2024-HDT疲勞性能比較
至此本發明已描述完畢，很顯然，對于本領域普通技術人員可以根據本發明的描述做出很多的變化和調整，這些應當不違背本發明的精神并落入本發明的保護范圍內。
權利要求
1.一種高強度、高斷裂韌性、高抗疲勞性和低疲勞裂紋擴展率的鋁合金可鍛產品，所述的合金的包括，以重量％計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，作為彌散體形成元素的0.15-0.8的Mn和選自下列中的一種或多種彌散體形成元素的組合Zr＜0.5Sc＜0.7Cr＜0.4Hf＜0.3Ag＜1.0Ti＜0.4V ＜0.4，余量為鋁和其他雜質元素或偶存元素。
2.如權利要求1所述鋁合金鍛造產品，其中，Cu4.4-5.5，Mg0.35-0.78，并且其中-1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。
3.如權利要求1所述鋁合金鍛造產品，其中，Cu4.4-5.35，Mg0.45-0.75，并且其中-0.33[Mg]+5.15≤[Cu]≤5.35。
4.如權利要求1所述鋁合金鍛造產品，其中，Cu4.4-5.5，Mg0.45-0.75，并且其中-0.90[Mg]+5.60≤[Cu]≤5.5。
5.如權利要求4所述鋁合金鍛造產品，其中，Cu含量≤5.35％。
6.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中Zr含量范圍為最高0.3％，優選含量范圍為最高0.15％。
7.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中Mn含量范圍為低于0.40％，優選含量范圍為0.20-0.35％。
8.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中Ag含量范圍為最高0.6％，優選含量范圍為0.25-0.50％，或更優選含量范圍為0.32-0.48％。
9.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中Cr含量范圍為最高0.30％，優選含量范圍為最高0.15％。
10.如權利要求9所述鋁合金鍛造產品，該合金中基本不含Zr。
11.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中Zn含量范圍為0.10-0.25％。
12.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中該產品為用于飛機結構中的薄板、板、鍛件或擠壓件的形式。
13.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中該產品為機身薄板、上翼板、下翼板、機械部件厚板、縱梁的鍛件或薄板。
14.如前述任一權利要求所述的鋁合金鍛造產品，其中該產品為厚度范圍12-76mm的板材產品形式。
15.一種制備高強度、高韌性、具有高損傷容限性能的AA2000系列合金產品的方法，包括以下工藝步驟a.)鑄造具有如權利要求1-11任一項所述組成的鑄錠；b.)鑄造后對鑄錠均質化處理和/或預熱；c.)將鑄錠熱加工成預加工產品；d.)對該預加工產品可選地再加熱和或者，e.)熱加工和/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組分均進入固溶體中的溫度和時間下對所述成型的工件進行固溶熱處理；g.)通過噴灑淬火或用水或其他淬火介質進行浸沒淬火中的一種對固溶處理的工件進行淬火；h.)對淬火后的工件可選地進行拉伸或壓制；i.)對淬火的和可選的拉伸或壓制處理的工件進行時效處理，以獲得所需要的狀態。
16.如權利要求15所述的制備方法，其中將該合金產品時效至選自下述狀態T3、T351、T352、T36、T3x、T4、T6、T61、T62、T6x、T651、T652、T87、T89、T8x。
17.如權利要求15或16所述的制備方法，其中該合金產品已加工成飛機機身片材。
18.如權利要求15或16所述的制備方法，其中該合金產品已加工成飛機下翼板。
19.如權利要求15或16所述的制備方法，其中該合金產品已加工成飛機上翼板。
20.如權利要求15或16所述的制備方法，其中該合金產品已加工成用作機加工結構的具有厚度最高為280mm的厚板。
全文摘要
本發明涉及一種高強度、高斷裂韌性、高抗疲勞性和低疲勞裂紋增長率的鋁合金鍛造產品，其組成為(以重量％計)0.3－1.0％鎂，4.4－5.5％銅，0－0.20％鐵，0－0.20％Si，0－0.40％鋅，及作為彌散體形成元素存在的0.15－0.8的Mn和選自Zr、Sc、Cr、Hf、Ag、Ti、V中的一種或多種彌散體形成元素，余量為鋁和其他的偶存元素，其中的Cu－Mg含量關系的限制使得－1.1[Mg]+5.38≤[Cu]≤5.5。本發明還涉及該產品的制備方法。
文檔編號C22C21/12GK1829812SQ200480015696
公開日2006年9月6日 申請日期2004年6月3日 優先權日2003年6月6日
發明者H·J·W·哈加特爾 申請人:克里斯鋁軋制品有限公司