專利名稱：用于航空應用的由鋁-鋰合金制成的軋制產品的制作方法
技術領域：
本發明總體而言涉及鋁-鋰合金，具體而言涉及可用于航空工業的所述產品。
背景技術：
鋁-鋰合金(Al-Li)由于具有低密度而用作降低結構元件重量的一種有效解決 方案，這早已為人們所認知。然而，航空工業用材料需要的不同特性——例如高彈性極限、 高抗壓性、高損傷容限和高耐蝕性——已被證明難以同時滿足。Al-Li合金對裂紋分叉 (bifurcation defissure)特別敏感，這是與損傷容限有關的一個問題，這些問題限制了 Al_Li 白勺@M。 (Hurtado， J A ；de Ios Rios, E R ；Morris, A. J, "Crack deflection in Al-Li alloys for aircraft structures",18thSymposium of the International Committee on Aeronautical Fatigue, Melbourne ；UNITED KINGDOM ；3-5 May 1995 第 107-136 頁 1995)。裂紋分叉、裂紋偏移、裂紋旋轉或裂紋分支是用于表達疲勞或韌度測試期間偏 離垂直于荷載方向的預期斷裂平面的裂紋擴展傾向的術語。裂紋分叉可在微觀尺度 (< IOOym)、中觀尺度(IOO-IOOOym)或宏觀尺度(> Imm)上發生，但僅當裂紋方向在分 叉后保持穩定(宏觀尺度)的情況下被認為是不利的。所述現象特別是對于鋁-鋰合金L-S 方向上的疲勞試驗而言是令人擔憂的。在本文中，術語裂紋分叉用于在S方向朝向L方向 上的L-S方向疲勞或韌度試驗中裂紋的宏觀分叉，所述分叉出現在厚度至少為30mm的軋制 產品中。裂紋分叉的出現可能與軋制產品的組成和微觀結構以及試驗條件有關。由AA7050 合金制成的軋制產品可視為具有低裂紋分叉傾向的產品參照。裂紋分叉已被視為飛機制造業的主要難題，這是因為其對于按尺寸加工部件難 以慮及，使得無法使用常規設計方法。因此，裂紋分叉可使基于模式I擴展的常規材料測 試法和設計方法失效。裂紋分叉問題已被證明難以解決。目前，人們認為在不存在可以 避免裂紋分叉的解決辦法的情況下，努力的方向應是能夠預測裂紋分叉行為(M. J. Crill, D. J. Chellman, E. S. Balmuth, M. Philbrook, K. P. Smith, A. Cho, Μ. Niedzinski, R. Muzzolini 禾口 J. Feiger, Evaluation of AA2050-T87 Al-Li Alloy Crack Turning Behavior, Materials ScienceForum，第 519-521 卷(2006 年 7 月)第 1323-1328 頁)。需要一種用于航空應用的、特別是用于一體式加工部件的具有低裂紋分叉傾向的 鋁鋰合金軋制產品。
發明內容
本發明的第一個目的是一種生產具有低裂紋分叉傾向的、厚度為至少30mm的基 本未再結晶板材的方法，所述方法包括a)澆鑄一種鑄塊，所述鑄塊含有2. 2至3. 9重量％的Cu、0. 7至2. 1重量％的Li、 0. 2至0. 8重量％的]\%、0. 2至0. 5重量％的Μη、0. 04至0. 18重量％的Zr、小于0. 05重 量％的Zn和任選地，0. 1至0. 5重量％的Ag、剩余物為鋁和不可避免的雜質，
4
b)將所述鑄塊在470-510°C下均化2_30小時，c)將所述鑄塊熱軋成厚度為至少30mm的板材，出口溫度為至少410°C，d)在490-540°C下進行固溶處理15min至4h，其中均化和固溶處理的總等效時間 t(eq)不超過30h且優選20h， 其中T(開)為處理的瞬時溫度，其隨時間t (小時)而變化，且I^ef為設定為773K的參照溫度，e)冷水淬火，f)將所述板材控制拉伸至永久變形2至5 %，g)通過將所述板材在130_160°C下加熱5-60小時進行時效處理。本發明的另一個目的是一種厚度為至少30mm的基本未再結晶的板材，其可由本 發明的方法獲得，其特征為具有低裂紋分叉傾向。本發明的另一個目的是由本發明的板材獲得的結構元件。
圖1 示意性示出Sinclair試樣的定位。圖2 =Sinclair試樣的幾何形狀。圖3 示意性示出Sinclair試樣的I和II混合模式測試條件。圖4 示意性示出測定斷裂的Sinclair試樣上的偏移角的方法。圖5 對同一合金應用兩種均化處理，并以AA7050合金為參照，偏移角隨最大等效 應力強度因子的變化。圖6 用于L-S方向疲勞測試的試樣的幾何形狀。圖7 =L-S疲勞試驗之后試樣的照片。圖8 =L-S疲勞試驗之后，厚度為25mm或30mm的試樣的照片。
具體實施例方式除非另有指明，有關合金化學組成的所有表達均以合金的總重量為基準，以重量 百分數表示。表述1.4CU意指以重量％計的銅含量乘以1.4。合金標號符合本領域技術人 員已知的鋁業協會(The AluminiumAssociation)的規定。冶金狀態的定義如歐洲標準EN 515中指明。除非另有說明，靜態機械性能——也即斷裂強度Rm、0. 2%伸長率時的常規彈性極 限Rpa2和斷裂伸長A——據標準EN 10002-1的拉伸試驗測定，塊料獲取位置及其試驗方向 按照標準EN 485-1中定義。除非另有說明，適用標準EN 12258-1中的定義。裂紋形成速度(da/dN)根據標準ASTM E 647測定。應力強度因子(Kic)根據標準ASTM E 399測定。有三種斷裂模式。模式I——或稱開放模式——的特征在于施加與裂紋表面垂直 的應力。模式II—或稱平面載荷模式一具有與裂紋前沿垂直的剪切應力。最后，模式 III或稱反平面載荷模式，為其中剪切應力與裂紋前沿平行的模式。
裂紋分叉傾向通常在L-S韌度或疲勞試驗期間觀察到。通過對S-L試樣進行I 和II混合模式的裂紋擴展試驗可獲得定量結果。用于研究雙軸線疲勞性能的試件和測試 條件已為 H. A. Rihard ( "Specimens for investigating biaxial fracture and fatigue properties，，， Biaxial andMultiaxial Fatigue, EGF 3 (由 Μ. W. Brown 禾口 K. J. Miller 編 著)，1989，Mechanical Engineering Publications, London,第 217-229 頁)所描述。本 發明中使用Richard描述的試件S9。將L-S韌度或疲勞試驗中的裂紋分叉傾向與I和II 混合模式試驗中所測定的偏移角相關聯的推理為Sinclair和Gregson(〃 The effects of mixed mode loading on inter-granular failure in AA7050-T7651" , Materials Science Forum，第242卷(1997)第175-180頁)所描述。目的是再現L-S試樣上出現裂紋分 叉之后在裂紋末端產生的局部應力。圖1示意性示出了 L-S試樣上的裂紋分叉和Sinclair 所提出的試樣(“Sinclair試樣”)的定位。在具有模式I初始裂紋(4)的應力(2)下，具 有細長晶粒(3)的L-S試樣⑴上出現朝向L方向上的裂紋分叉(偏移裂紋(5))。所述 Sinclair試樣(6)為一種S-L試樣，并且初始裂紋相當于L-S試樣90°的分叉裂紋。如果 Sinclair試樣的裂紋在代表分叉裂紋應力的混合模式I和II應力下穩定，那么分叉的裂紋 就會穩定，并且試樣會具有高裂紋分叉傾向。Sinclair試樣的幾何形狀在圖2中給出。使 用6個孔穴(61)將Sinclair試樣固定至測試裝置。所述試樣以機械方式預先開裂，預制 裂紋長度為7mm。根據圖3，對Sinclair試樣施加混合模式I和II應力。使用兩個試樣托架(71) 和(72)以向試樣施加混合模式I和II的應力。將樣品通過6個孔穴(61)固定至試樣托 架，從而形成一個在孔穴(711)和(721)之間經受應力的組件。垂直于初始裂紋方向的平 面與應力方向之間的荷載施加角Ψ為75°。可注意到，相對于載荷軸線，角Ψ與裂紋傾斜 角互補。應力強度因子K1和K11由下式提供 其中P為荷載(N)，a為裂紋長度(mm)，W為試樣寬度(mm)，t為試樣厚度(mm)。 對于疲勞試驗而言，最大荷載記作Pmax，相應的應力強度因子記作Kmax。
分別對應于模式I和模式II的形狀因子F1和F11針對試樣的幾何形狀，如下給出 其中ψ為垂直于初始裂紋方向的平面與應力方向之間的角度t等效應力強度因子Krff根據下式確定K^ = VlO-"2)^/ +(1-f2)^ +(1+V)^ j
對于所述試驗中使用的幾何形狀而言，K111 = 0。Keff _為疲勞周期期間的最大應 力強度因子，對應于最大荷載？_。初始裂紋方向與偏移裂紋方向之間的偏移角θ使得可以對裂紋分叉傾向進行定 量評估。其根據圖4所示測量。圖4為破裂的Sinclair試樣(61)的圖。破裂試件的輪廓 (65)以0. 5mm的步長(pas)使用輪廓測定儀測量。所得數據點使用3點滑動法平滑。對每 組3個數據點測定偏移角。機械裂紋(69)的末端與距離試樣邊緣32mm處的最大偏移角即 為θ值。Θ相對于Krffmax的函數關系圖可提供與L-S試樣的裂紋分叉傾向相關聯的定量測 量。對于給定的Krff _而言，θ值越大，代表裂紋分叉傾向越小。然而，由于Sinclair和 Gregson在上述參考文獻中說明的原因，對于小于約δΜΡει,·^或大于約15MPa·^的Keff max 而言， 值在試樣之間無區別。因此，Keffmax = IOMPa ▲時的θ值特別重要。根據本發明，對于I和II混合模式應力(Ψ = 75° )下的S-L裂紋試驗的試樣 而言，當最大等效應力強度因子Keffmax= lOMPa·^時的θ為至少20°、優選至少30°時， 厚度為至少30mm的基本未再結晶的軋制產品具有低裂紋分叉傾向。Sinclair和Gregson 的文獻清楚地示出了已知的表現出低裂紋分叉傾向的AA7050合金試樣滿足所述θ角的條 件。術語“結構元件”是指機械結構中使用的構件，對其而言靜態和/或動態機械性能 對于結構特性特別重要，而且常對其指定結構計算或進行結構計算。它們通常為其開裂可 嚴重危及所述機械結構、其使用者或其他人的安全的構件。對于飛機而言，所述結構元件包 括特別是機身(例如機身外殼)、縱梁、艙壁、周圍框架、機翼(例如機翼外殼、縱梁、翼肋、加 強桿)、尾翼(特別是包括水平和豎直穩定裝置)、橫梁、座椅軌道、艙門。由于結合了經仔細選擇的組成和特定的制造方法步驟，本發明的厚度為至少30mm 的基本未再結晶的軋制產品具有低裂紋分叉傾向。本發明的鋁鋰合金軋制產品包含2. 2至3. 9重量％的Cu、0. 7至2. 1重量％的Li、 0. 2至0. 8重量％的Mg、0. 2至0. 5重量％的Μη、0. 04至0. 18重量％的Zr、小于0. 05重 量％的鋅、和任選地，0. 1至0.5重量％的銀、剩余的鋁和不可避免的雜質。優選地，Si和Fe 含量各自至多為0. 15重量％，或優選0. 10重量％，其它不可避免的雜質的含量各自至多為 0. 05重量％，且總計0. 15重量％。優選地，在澆鑄過程中加入含鈦的精煉劑。優選地，鈦含 量為0. 01至0. 15重量％，且優選為0. 01至0. 04重量％。銅含量優選至少2. 7重量％，甚 或至少3. 2重量％，以獲得足夠的機械強度。鋰含量優選至少0. 8重量％，甚或更優選至少
0.9重量％，以獲得低密度。在本發明的一些實施方案中，最大鋰含量限于1. 8重量％，甚或
1.4重量％，且優選1. 25重量％。本發明對于同時含有高Li含量和高Cu含量的合金特別 有利，因為這些合金可顯示出非常有利的各種機械性能的平衡，但對裂紋分叉特別敏感。在 一個有利的實施方案中，以重量百分數表示的Li和Cu含量滿足Li+Cu > 4，優選Li+Cu > 4.3。然而，如果合金同時含有極高的Li和Cu含量，那么在均化期間可能發生燒損。在本 發明的一個優選的實施方案中，以重量百分數表示的Li和Cu含量滿足Li+0. 7Cu<4.3，優 選 Li+0. 5Cu < 3· 3。錳是本發明軋制產品中必不可少的組分，其含量經仔細選擇，優選為0. 3至0. 5重 量％。小心控制的經由選定含量同時輔以形變的熱處理條件所獲得的錳分散體的分布，有助于避免應力局部化和晶粒間界處的應力。盡管不囿于任何特定理論，但發明人相信，根據 本發明所獲得的含錳分散體的分布有助于實現低裂紋分叉傾向。發明人發現，機械強度和韌度方面的性能對于不含銀的合金而言通常難以獲得， 特別是在控制拉伸后的永久形變低于3%的情況下更是如此。發明人相信，銀在自然或人工 時效期間所形成的含銅硬化相的形成過程中發揮作用，特別是，能使相的形成更精細，并且 能使這些相的分布更均勻。當銀含量為至少0. 1重量％、優選至少0. 2重量％時，可觀測到 銀的有利效果。由于銀的成本較高，在許多情況下，Ag的過量添加可能是經濟不利的，因此 其有利地為不超過0. 5重量％，優選0. 3重量％。Mg的添加能夠改善機械強度并降低密度。然而，Mg的過量添加可對韌度產生不利 影響。在本發明的一個有利的實施方案中，Mg含量至多0.4重量％。發明人相信，Mg的添 加也可在含銅相的形成過程中發揮作用。含有控制量的合金元素的合金以鑄塊的形式澆鑄。所述鑄塊在470-510°C下均化2至30小時。至少470°C或優選至少490°C的均化 溫度使得能夠同時形成分散體，并為有效的固溶處理做好準備。發明人發現，高于約510°C 的均化溫度會產生較高的裂紋分叉傾向。發明人相信，高均化溫度會影響含Mn分散體的尺 寸和分布。如果合適，在再熱之后進行熱軋步驟，以生產厚度為至少30mm的板材。至少 410°C、優選至少430°C、甚或優選至少450°C的熱軋出口溫度對于在固溶處理后獲得基本 未再結晶的產品而言是必須的。基本未再結晶產品意指再結晶率在1/4和1/2厚度(T/4 和T/2)處低于10%。然后將板材在490至540°C下加熱15min至4h進行固溶處理，然后 用冷水淬火。固溶處理參數取決于產品厚度。在固溶處理期間避免分散體聚結是重要的， 因為這會損害由小心控制的均化處理所產生的效果。因此，均化和固溶處理的總的等效時 間t (eq)不超過30h,優選20h。500°C的等效時間t (eq)由下式定義 其中T為以開表示的瞬時溫度，其隨時間t (小時)而變化，Tref為500°C (773K)的 基準溫度。t(eq)以小時表示。常數Q/R= 261000K來自Mn的擴散活化能，Q = 217000J/ mol。提供t(eq)的上式將加熱和冷卻步驟考慮在內。冷水淬火在固溶處理之后進行。在本發明的一個有利的實施方案中，進行快速淬 火。快速淬火意指對于所述板材厚度可實現的最大冷卻速率。在本發明的一個有利的實施 方案中，使用豎直浸漬淬火優于水平噴淋淬火。發明人發現，使用快速淬火加工的產品具有 更小的裂紋分叉傾向。發明人相信，這種效果可能與更低的晶粒間界淀積有關。然后將產品控制拉伸至永久變形為2至5%，優選3至4%。在130_160°C下時效 處理5至60小時，產生T8狀態。在一些情況下，特別是對于一些優選的組成而言，時效處 理更優選在140-160°C下進行12至50小時。較低的時效處理溫度通常有利于高韌度。本發明的產品具有低裂紋分叉傾向，這意味著當在混合模式I和ΙΙ(ψ = 75°且 Keff max = IOMPa Vm )下對厚度為至少30mm、優選至少60mm的S-L裂化試樣進行測試時，裂 紋偏移角 為至少20°，優選至少30°。
低裂紋分叉傾向也可從L-S方向的疲勞試驗中看出。低裂紋分叉傾向還意指對于 本發明的產品而言，在根據標準ASTM E 647 (R = 0. 1, σ max = 220MPa)、使用圖6的試驗試 樣進行的疲勞試驗中，在一批至少4個L-S試樣中，小于20 %、優選小于10 %的試樣上表現 出裂紋分叉。T8狀態下，30至IOOmm厚的本發明產品的其他一些有利特性包括al和a2特征中 的至少一種，以及bl、b2和b3特征中的至少一種，其中特征al、a2、bl、b2、b3定義如下al :L-方向上Τ/4和Τ/2的彈性極限Rpa2為至少455MPa，優選至少460MPa，甚或 至少 465MPa。a2 :L_方向上Τ/4和Τ/2的抗拉強度為至少490MPa，優選至少495MPa，甚或至少 500MPa。bl :L_T方向上Τ/4和Τ/2的韌度Kic為至少31MPa Vm，優選至少32MPa Vm，甚 或至少33MPa Vm。b2 =T-L方向上Τ/4和Τ/2的韌度Kie為至少28MPa Vm，優選至少29MPa yfm，甚 或至少30MPa Vm。b3 :S_L方向上Τ/4和Τ/2的韌度Kie為至少25MPa Vm，優選至少26MPa ^fm，甚 或至少27MPa Vm。T8狀態下，超過IOOmm厚度的本發明產品的其他一些有利特性包括a4和a5特 征中的至少一種，以及b4、b5和b6特征中的至少一種，其中特征a4、a5、b4、b5、b6定義如 下a4 :L-方向上T/4和Τ/2的彈性極限Rpa2為至少440MPa，優選至少445MPa，甚或 至少 450MPa。a5 =L-方向上Τ/4和 72的抗拉強度Rm為至少475MPa，優選至少480MPa，甚或至 少 485MPa。b4 韌度Kic :L_T方向上，在Τ/4和Τ/2處，為至少26ΜΡ&λ/ ，優選至少27MPa^ , 甚或至少28MPa Vm。b5 韌度Kic :T_L方向上，在Τ/4和Τ/2處，為至少25MPaA/i，優選至少26MPa^/S"， 甚或至少27MPa Vm
Ob6 韌度Kic :S_L方向上，在Τ/4和Τ/2處，為至少24MPaVS"，優選至少25MPa^， 甚或至少26MPa -χ/m
O本發明產品顯示出高的耐蝕性。當根據ASTM G85標準在MASTMAASIS (改進的ASTM 乙酸鹽間歇噴霧)條件下測試時，本發明產品達到EA級，且優選P級(僅存在銹斑)。當根 據ASTM G47進行測試時，對于ST試樣而言，本發明產品應力抗腐蝕性在300MPa應力下、優 選在350MPa應力下達到30天。本發明產品可有利地用在結構元件內。由本發明軋制產品形成的結構元件通常可 包括用于航空工程的加強桿、翼肋或框架。本發明特別有利于由一體式機械加工制造的具
9有復雜形狀的部件，該部件可用于特別是制造機翼以及本發明產品性能對其有利的任意其 他應用。實施例實施例1澆鑄了兩個AA2050合金鑄塊，記作A和B。其組成在表1中給出。為了進行比較， 亦對T7451狀態的AA7050合金鑄塊進行裂紋分叉測試。其組成也在表1中給出。表1 不同鑄塊的組成(重量％ ) 根據本發明，將鑄塊A在500°C下均化12小時(加熱速率15°C /h，500°C的等效 時間16. 7h)。將鑄塊B (參照)在500°C下均化8小時，然后在530°C下均化36小時(加 熱速率15°C /h，500°C的等效時間140h)。將鑄塊A熱軋成60mm厚板材，熱軋出口溫度 為466°C，將所得板材在504°C下固溶處理2小時(加熱速率50°C /h，500°C的等效時間 2. 9h)，然后冷水淬火。將鑄塊B熱軋成65mm厚板材，熱軋出口溫度為494°C，將所得板材在 526°C下固溶處理2小時(加熱速率50°C/h，500°C的等效時間6h)，然后冷水淬火。將兩 個板材均控制拉伸，永久伸長率為3. 5%，并在155°C下時效處理18小時。由鑄塊A和鑄塊 B所得的板材分別記作板材A-60和板材B-60。因此，對于板材A-60和B-60而言，773K下 均化和固溶處理的總等效時間t(eq)分別為19. 6h和146h。對試樣進行機械測試以測定其靜態機械性能及其韌度。抗拉強度Rm、0. 2%伸長時 的常規彈性極限Rpa 2、斷裂伸長A在表2中給出，韌度、在表3中給出。表2靜態機械性能 表3韌度
10 圖1和2中所示并且寬度W = 40mm且厚度為5mm的“Sinclair試樣”取自于板材 A-60和B-60的T/2處，并進行了疲勞試驗(R = 0. 1)。使用圖3中所示的試驗幾何形狀。 所述疲勞試驗針對若干Krffmax進行，并且按圖4方法測定了破裂試件的偏移角Θ。結果在 圖5和表4中給出。表4 I和II混合模式應力下S-L疲勞試驗后測定的偏移角θ *斷裂產生于鉗口內板材Α-60在Keff max為IOMPa ▲的情況下呈現高于20°的偏移角，這顯示出其具 有低裂紋分叉傾向。該結果為L-S試樣的疲勞試驗所證實。根據圖6的四個L-S試樣取自 板材A-60和板材B-60中，并進行模式I的疲勞試驗(σ_ = 220MPa, R = 0. 1)。圖7a和 圖7b分別示出疲勞試驗之后來自板材A和B的4個試樣。結果與S-L試樣的I和II混合 模式應力試驗所獲得的結果一致來自板材B-60的試樣全部表現出嚴重的裂紋分叉，而來 自板材A-60的試樣僅顯示出模式I的裂紋擴展。實施例2澆鑄了兩個AA2050合金鑄塊，記作A，和C，并且澆鑄了兩個合金AA2195參照鑄 塊。其組成在表5中給出。表5不同鑄塊的組成(重量％ ) 根據本發明，將鑄塊A’在500°C下均化12小時(加熱速率15°C /h，500°C的等效 時間16. 7h)。將鑄塊C(參照)在500°C下均化8小時，然后在530°C下均化36小時(加 熱速率15°C /h，500°C的等效時間140h)。將鑄塊Α，熱軋成30mm厚板材，熱軋出口溫度 為466°C，將所得板材在505°C下固溶處理2小時(加熱速率50°C /h，500°C的等效時間
3.Oh)，然后冷水淬火。將鑄塊C熱軋成30mm厚板材，熱軋出口溫度為474°C，將所得板材 在525°C下固溶處理5小時(加熱速率50°C/h，500°C的等效時間15. 7h)，然后冷水淬火。 將兩種板材均控制拉伸，永久伸長為3. 5%，并在155°C下時效處理18小時。由鑄塊A’和 鑄塊C所制得的板材分別記作板材A’ -30和板材C-30。將鑄塊D和E在492°C下均化15小時(加熱速率15°C/h，500°C的等效時間 11. 5h)。將鑄塊D熱軋成25mm厚板材，熱軋出口溫度為430°C，將所得板材在510°C下固溶 處理5小時(加熱速率50°C /h，500°C的等效時間8. 4h)，然后冷水淬火。將鑄塊E熱軋 成30mm厚板材，熱軋出口溫度為411°C，將所得板材在510°C下固溶處理4. 5小時(加熱速 率50°C /h，500°C的等效時間7. 6h)，然后冷水淬火。將兩種板材均控制拉伸，永久伸長為
4.3%，并在150°C下時效處理24小時。由鑄塊D和鑄塊E所制得的板材分別記作板材D-25 和板材E-30。因此，對于板材A’ -30、C-30、D-25和E-30而言，773K的均化和固溶處理的 總等效時間 t(eq)分別為 19. 7h、155. 7h、19. 9h 和 19. Ih0對來自板材A，-30、C-30、D-25和E-30的試樣進行L-S試樣疲勞試驗。圖6的4 個L-S試樣取自每個板并用于模式I疲勞試驗(σ_ = 220MPa, R = 0. 1)。圖8a、8b、8c和 8d分別示出了疲勞試驗之后的來自板材A，-30、C-30、D-25和E-30的4個試樣。僅來自板 材A’ -30的試樣不具有任何的裂紋分叉，而對于來自板材C-30、D-25和E-30的試樣而言， 至少在一種情況下表現出嚴重的裂紋分叉。本發明的方法結合了特定的組成和限定的均化 和固溶處理條件，使得能夠獲得不具有裂紋分叉的板材A’-30，而這對于板材C-30 (高均化 溫度)及板材D-25和E-30 (高銅含量)而言都是無法做到的。
1權利要求
一種生產具有低裂紋分叉傾向的厚度為至少30mm的基本未再結晶的板材的方法，所述方法包括a)澆鑄一種鑄塊，所述鑄塊含有2.2至3.9重量％的Cu、0.7至2.1重量％的Li、0.2至0.8重量％的Mg、0.2至0.5重量％的Mn、0.04至0.18重量％的Zr、小于0.05重量％的Zn和任選地，0.1 0.5重量％的Ag，剩余物為鋁和不可避免的雜質，b)將所述鑄塊在470 510℃下均化2 30小時，c)將所述鑄塊熱軋成厚度為至少30mm的板材，出口溫度為至少410℃，d)在490 540℃下進行固溶處理15min至4h，其中均化和固溶處理的總等效時間t(eq)不超過30h、優選20h， <mrow><mi>t</mi><mrow> <mo>(</mo> <mi>eq</mi> <mo>)</mo></mrow><mo>=</mo><mfrac> <mrow><mo>∫</mo><mi>exp</mi><mrow> <mo>(</mo> <mo>-</mo> <mn>26100</mn> <mo>/</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo></mrow><mi>dt</mi> </mrow> <mrow><mi>exp</mi><mrow> <mo>(</mo> <mo>-</mo> <mn>26100</mn> <mo>/</mo> <msub><mi>T</mi><mi>ref</mi> </msub> <mo>)</mo></mrow> </mrow></mfrac> </mrow>其中T(開)為處理的瞬時溫度，隨時間t(小時)而變化，且Tref為設定為773K的參照溫度，e)冷水淬火，f)將所述板材控制拉伸至永久變形2至5％，g)通過將所述板材在130 160℃下加熱5 60小時進行時效處理。
2.權利要求1的方法，其中以重量％表示的鋰和銅含量滿足關系式Li+Cu> 4，優選 Li+Cu > 4. 3。
3.權利要求1或權利要求2的方法，其中以重量％表示的鋰和銅含量滿足關系式 Li+0. 7Cu < 4. 3，優選 Li+0. 5Cu < 3. 3。
4.權利要求1至3之一的方法，其中所述鋰含量為0.8至1. 8重量％。
5.權利要求4的方法，其中所述鋰含量為0.9至1. 4重量％，優選0. 9至1. 25重量％。
6.權利要求1至5之一的方法，其中所述銅含量為2.7至3. 9重量％。
7.權利要求6的方法，其中所述銅含量為3.2至3. 9重量％。
8.權利要求1至7之一的方法，其中所述錳含量為0.3至0. 5重量％。
9.權利要求1至8之一的方法，其中所述熱軋出口溫度為至少430°C，優選至少450°C。
10.權利要求1至9之一的方法，其中所述時效處理通過在140至160°C下加熱12至 50小時實現。
11.一種由權利要求1至10之一的方法獲得的厚度為至少30mm的基本未再結晶的板 材，特征在于其具有低裂紋分叉傾向。
12.權利要求11的板材，其對于I和II混合模式應力下的S-L開裂試驗試樣而言，在 等效應力強度因子Keff _為IOMPa ▲的情況下，裂紋偏移角θ為至少20°，其中垂直于 裂紋方向的平面與應力方向之間的角Ψ為75°。
13.權利要求11或權利要求12的板材，其特征在于在根據R= 0. 1且σ max = 220MPa 的ASTM E 647標準的疲勞試驗對一批至少4個L-S樣品進行測試之后，在小于20%、優選 小于10%的試樣上觀察到裂紋分叉。
14.權利要求11至13之一的板材，其厚度為30至100mm，并且在T8狀態下其特性包 括al和a2特征中的至少一種以及bl、b2和b3特征中的至少一種，其中特征al、a2、bl、b2和b3定義如下al :L方向上Τ/4和Τ/2的彈性極限Rpa2為至少455MPa，優選至少460MPa，甚或至少 465MPa,a2 :L方向上Τ/4和Τ/2的抗拉強度Rm為至少490MPa，優選至少495MPa，甚或至少 500MPa,bl 韌度Kic 在L-T方向上，T/4和T/2處，為至少31MPa Vm，優選至少32MPa Vm，甚 或至少33MPa Vm，b2 韌度Kie 在T-L方向上，T/4和T/2處，為至少28MPa Vm，優選至少29MPa Vm，甚 或至少30MPa Vm，b3 韌度Kie 在S-L方向上，T/4和T/2處，為至少25MPa Vm ,優選至少26MPa Vm，甚 或至少27MPa Vm。
15.權利要求11至13之一的板材，其厚度大于100mm，并且在T8狀態下其特性包括a4 和a5特征中的至少一種以及b4、b5和b6特征中的至少一種，其中特征a4、a5、b4、b5和b6 定義如下a4 :L方向上T/4和T/2的彈性極限Rpa2為至少440MPa，優選至少445MPa，甚或至少 450MPa,a5 :L方向上T/4和T/2的抗拉強度Rm為至少475MPa，優選至少480MPa，甚或至少 485MPa,b4 韌度Kie 在L-T方向上，T/4和T/2處，為至少26MPa Vm，優選至少27MPa Vm，甚 或至少28MPa Vm，b5 韌度Kie 在T-L方向上，T/4和T/2處，為至少25MPa Vm，優選至少26MPa Vm，甚 或至少27MPa Vm，b6 韌度Kie 在S-L方向上，T/4和T/2處，為至少24MPa Vm ,優選至少25MPa Vm，甚 或至少26MPa Vm。
16.一種由權利要求11至15之一的板材獲得的結構元件。
17.權利要求16的結構元件，其特征在于它是用于航空工程的加強桿、翼肋或框架。
18.權利要求16的結構元件，其特征在于它是由一體化機械加工獲得的用于制造飛機 機翼的形狀復雜的部件。
全文摘要
本發明涉及一種由厚度至少為30mm的板材獲得的基本未再結晶的軋制產品，包括2.2至3.9重量％的Cu、0.7至2.1重量％的Li、0.2至0.8重量％的Mg、0.2至0.5重量％的Mn、0.04至0.18重量％的Zr、小于0.05重量％的Zn和任選地0.1至0.5重量％的Ag，剩余物為鋁和不可避免的雜質；所述產品在沿L-S方向的疲勞試驗中具有低裂紋分叉傾向。本發明產品對于經受I和II混合模式應力的S-L開裂試樣試件而言，在等效應力強度因子Keff max 10MPa Vm的情況下，裂紋偏移角Θ為至少20°，其中垂直于裂紋方向的平面與應力方向之間的角ψ為75°。
文檔編號C22C21/12GK101903546SQ200880122247
公開日2010年12月1日 申請日期2008年12月19日 優先權日2007年12月21日
發明者A·丹尼路, J-C·埃斯特羅姆 申請人:愛爾康何納呂公司