專利名稱：：一種鋁-鋅-鎂-銅合金的制作方法
技術領域：
：本發明涉及可鍛鋁_鋅_鎂_銅鋁類型(或鋁類協會所命名的7000-或7xxx-系列鋁合金)。更具體的，本發明涉及一種可時效硬化、高強度、高斷裂韌性和高耐腐蝕性的鋁合金以及由這種合金制造的產品。由這種合金制造的產品非常適用于航空應用，但并不局限于此。這種合金可以加工成各種不同的產品形式，如片材、薄板、厚板、擠壓產品或鍛造產PIPRo在由這種合金制造的各種產品形式中，可獲得的性能組合優于由目前已知合金制造的產品。正是因為本發明，單一合金(皿i-alloy)概念現在也能用于航空領域的應用。這將顯著的降低航空航天工業的成本。在結構零件的生產期間或在結構件的壽命周期末期產生的鋁廢料的再循環能力將因為單一合金概念而變得更加容易。
背景技術：
：過去使用不同類型的鋁合金形成多種用于航空航天工業中結構應用的產品。航空航天工業中的設計者和制造者一直致力于提高燃料效率、產品性能，并且一直致力于降低制造和維護成本，實現改良和降低成本的優選方法就是單一合金概念，即在相關產品形式中可具有改良的性能平衡的鋁合金。這里所用的合金構件和狀態標識與眾所周知的鋁業協會鋁合金產品標準相一致。除非特別指出，所有的百分數均為重量百分比。現有技術水平是用于機身板的高破壞容限的AA2X24(即AA2524)或AA6X13或AA7X75，用于下翼的AA2324或AA7X75，用于上翼的AA7055或AA7449以及用于翼梁和肋材或由厚板加工的其它部件的AA7050或AA7010或AA7040。對于各種不同應用而采用不同合金的主要原因是整個結構部件的最佳性能的性能平衡存在差異。對于機身蒙皮，認為在拉伸負荷下的破壞容限性能是非常重要的，即是疲勞裂紋擴展速率("FCGR")、平面應力斷裂韌性和腐蝕的組合。基于這些所需的性能，高破壞容限性能的AA2X24-T351(參見例如US-5，213，639或EP1026270-A1)或含銅的AA6xxx-T6(參見如US-4，589，932，US-5，888，320，US-2002/0039664-Al或EP-1143027-A1)將成為民用飛機制造的優選選擇。對于下翼蒙皮需要類似的性能平衡，但是為了獲得更高的抗拉強度可允許犧牲一些韌性。因此認為T39或T8X狀態下的A2X24是合理的選擇(參見，例如US_5，865，914，US-5，593，516或EP-1114877-A1)，雖然有時使用相同狀態的AA7X75。對于上翼，其壓縮載荷比拉伸載荷更重要，抗壓強度、疲勞(SN-疲勞或壽命)以及斷裂韌性是最重要的性能。目前優選的選擇是AA7150、AA7055、AA7449或AA7X75(參見，例如US-5，221，377，US-5，865，911，US5，560，789或US5，312，498)。這些合金具有高的抗4壓屈服強度同時具有可接受的耐腐蝕性和斷裂韌性，盡管飛機設計者仍希望這些性能組合有所提高。對于厚度超過3英寸的厚部件或由這種厚部件機加工而成的零件，其整個厚度上均勻且可靠的性能平衡是重要的。目前，AA7050或AA7010或AA7040(參見US-6，027，582)或C80A(參見US-2002/0150498-Al)都用于這些類型的應用。飛機制造者非常希望能降低淬火敏感性，該淬火敏感性是淬火速度較低或產品較厚時性能沿厚度的惡化。特別是ST-方向的性能是結構部件的設計者和制造者的主要顧慮。為使飛機性能更好，即減少制造成本和減少操作成本，可以提高用于結構部件的鋁合金的性能平衡，且優選僅采用一種類型的合金以降低合金成本和降低再回收利用鋁廢料和廢品的成本。因此，認為對于能夠獲得各個相應產品形式中的改良的恰當性能平衡的鋁合金存在需求。
發明內容本發明針對于AA7XXX-系列鋁合金，該合金能夠在任何相關產品中獲得性能平衡，該性能平衡優于目前用于這些產品的各種商業鋁合金(AA2xxx，AA6xxx，AA7xxx)的性能平衡。本發明合金的優選組成包含或主要基本上由下列成分組成以重量％計，約6.59.5的鋅(Zn)，約1.22.2%鎂(Mg)，約1.01.9%銅(Cu)，約00.5%鋯(Zr)，約00.7%鈧(Sc)，約00.4%鉻(Cr)，約00.3%鉿(Hf)，約00.4%鈦(Ti)，約00.8%的錳(Mn)，余量為鋁和其他附帶元素。優選(0.9Mg-0.6)《Cu《(0.9Mg+0.05)。本發明更優選的合金組成的基本組成為以重量％計，約6.57.9%的Zn，約1.42.10X的Mg，約1.21.80X的Cu，且優選其中(0.9Mg-0.5)《Cu《0.9Mg，約00.5%的Zr，約00.7%的Sc，約00.4%的Cr，約00.3X的Hf，約00.4%的Ti，約00.8%的Mn，余量為鋁和其他附帶元素。本發明更優選組成的基本組成為以重量X計，約6.57.9X的Zn，約1.41.95X的Mg，約1.21.75X的Cu，且優選其中(0.9Mg-0.5)《Cu《(0.9Mg-0.1)，約00.5%的Zr，約00.7%的Sc，約00.4%的Cr，約00.3X的Hf，約00.4%的Ti，約00.8%的Mn，余量為鋁和其他附帶元素。在更優選的實施方案中，鋅含量的下限為6.7%，且更優選6.9%。在更優選的實施方案中，鎂含量的下限為1.90%，且更優選1.92%。當該合金產品用于薄片產品時，如機身薄片，以及當用于由厚板制成的部件時，特別優選鎂含量的這個下限。上述鋁合金可能包括雜質或附帶添加物或有目的添加物，例如最高至0.3%的鐵，優選最高至O.14%的鐵，最高至0.2%的硅(Si)，并優選最高至0.12%的硅，最高至1%的銀(Ag)，最高至1%的鍺(Ge)，最高至0.4%的釩(V)。其他添加物通常控制在鋁業協會所規定的0.050.15重量％的范圍內，因而各種不可避免的雜質的范圍<0.05%，并且總雜質含量<0.15%。鐵和硅含量應保持非常低，例如不超過約0.08%的鐵和約0.07%或更低的硅。在任何情況下，可以想象這兩種雜質的含量水平稍微更高，最高約為0.14%的鐵和最高約為0.12%硅也是可以接受的，盡管在這里優選程度較低。尤其是對于其模具板材或工具板材的實施方案，甚至最高為0.3%的鐵或最高為0.2%或更低的硅的較高含量水平也是可以接受的。添加分散體形成元素如Zr、Sc、Hf、Cr和Mn，以便控制晶粒結構和淬火敏感度。分散體形成劑的最優水平的確依賴于工藝，但當在優選范圍內選擇主要元素(Zn、Cu和Mg)中的一個一化學成分，且將該化學成分用于所有相關產品形式，這時Zr的含量優選低于0.11%。Zr的最高含量優選為最大O.15%。Zr含量的適當范圍為0.04-0.15%。Zr加入量的上限更優選為0.13%，甚至更優選的是不高于0.11%。Sc的加入量優選不高于O.3%，且優選不高于0.18%。當與Sc結合時，Sc+Zr的總量應低于0.3%，優選低于0.2%，更優選最多0.17%，特別是當Zr和Sc的比例介于0.71.4之間時。另外一種可單獨添加也可與其它分散體形成劑一同添加的分散體形成劑是Cr。Cr含量優選低于0.3%，更優選最高0.20%，甚至更優選0.15%。當與Zr結合時，Zr+Cr的總量應不高于0.20%，優選不高于0.17%。Sc+Zr+Cr的總量優選不高于0.40%，更優選不高于0.27%。Mn也可以單獨添加或與其它分散體形成劑結合起來添加。Mn的優選最高添加量為0.4%。Mn添加量的合適范圍是0.050.40%，且優選范圍是0.05%0.30%，更優選0.12%0.30%。Mn添加量的優選下限是O.12%，更優選0.15%。當與Zr結合時，Mn+Zr總量應低于0.4%，優選低于0.32%，且合適的下限是0.14%。在依照本發明的鋁合金產品的另一個實施方案中，該合金不含Mn，實際上這意味著Mn含量〈0.02%，優選<0.01X，且更優選該合金基本上不合Mn或大體上不含Mn。這里的"大體上不含"和"基本上不含"是指組成中不有意加入該種合金元素，但由于雜質和/或與制造設備接觸產生的浸析，然而仍有痕量元素進入最終的合金產品中。根據本發明的可鍛合金產品的一個特定實施方案中，該合金的基本組成為，以重量百分比計Zn7.27.7，典型約為7.43Mgl.791.92，典型約為1.83Cul.431.52，典型約為1.48Zr或CrO.040.15，優選0.060.10，典型的為0.08Mn可選地，范圍為0.050.19，且優選0.090.19，或在一個可供選擇的實施方案中<0.02，優選<0.01Si<0.07，且典型約為0.04Fe<0.08，且典型約為0.05Ti<0.05，且典型約為0.01余量為Al和不可避免的雜質，每種雜質<0.05，雜質總量<0.15。根據本發明的可鍛合金產品的另一個特定實施方案中，該合金的基本組成為，以重量百分比計6Zn7.27.7，且典型約為7.43Mgl.901.97，優選1.921.97，且典型約為1.94Cul.431.52，且典型約為1.48Zr或CrO.040.15，優選0.060.10，且典型為0.08Mn可選地，范圍為0.050.19，且優選0.090.19，或在一個可供選擇的實施方案中<0.02，優選<0.01Si<0.07，且典型約為0.05Fe<0.08，且典型約為0.06Ti<0.05，且典型約為0.01余量為Al和不可避免的雜質，每種雜質<0.05，雜質總量<0.15。根據本發明所述合金產品可通過常規熔化進行制備并且可將其(直接冷硬，D.C.)鑄造成鑄錠形式。還可以使用諸如硼化鈦或碳化鈦的晶粒細化劑。在修整和可能的均勻化之后，以一個或多個階段通過諸如擠壓、鍛造或熱軋進一步處理鑄錠。加工可能會被中間退火打斷。進一步的加工可能是冷軋或拉伸的冷加工。對產品進行固溶熱處理并通過浸入冷水、噴射冷水或快速冷卻至低于95t:來對產品進行和淬火。可以進一步加工產品，例如通過軋制或拉伸，例如最高達8%，或可能通過拉伸或壓縮最高約8%來釋放應力，如1-3%，和/或時效處理至最終或中間狀態。可能在最終時效處理之前或之后、甚至在固溶熱處理之前對產品進行成型或機加工成最終或中間結構。具體實施例方式商業飛機的設計要求不同類型的結構件具有不同的性能組合。但當一種合金被加工成不同的產品形式(也就是片材、板材、厚板，鍛件或擠壓型材等)、并用于多種結構部件，其中該部件在使用壽命內具有不同負載序列并因此滿足所有這些產品形式對材料的不同要求，這時該合金必須是無比通用的。對于機身薄片產品而言材料的重要性能是拉伸載荷下的破壞容限性能(即FCGR，斷裂韌性和耐腐蝕性)。對于大型商業噴氣式飛機的下翼蒙皮而言，材料的重要性能與機身薄片的要求類似，但飛機制造商特別希望有更高的抗拉強度。此外疲勞壽命也是一項主要的材料性能。由于飛機在寒冷的高空飛行，在商業飛行器的新設計中，零下65。F的斷裂韌性是一個考慮因素。其它需要的特性包括時效可成型性，可以通過該性能使材料在人工時效期間成型，以及在抗應力腐蝕開裂和抗剝離腐蝕方面的良好腐蝕性能。對于上翼蒙皮產品而言重要的材料性能是壓縮載荷下的性能，即抗壓屈服強度、疲勞壽命和耐腐蝕性。對于由厚板機加工的部件材料的重要性能取決于該機加工的部件。但一般來說，材料性能在厚度方向上的梯度必須很小而且諸如強度、斷裂韌性、抗疲勞和耐腐蝕性的材料性能必須在高的水平上。本發明針對于一種合金組成，當該合金組成被加工成諸如片材、板材和厚板等但又不局限于這些的產品時，將滿足或超過要求的材料性能。該產品的性能平衡將優于由現有商業使用合金生產的產品。非常意外地發現，在AA7000范圍內的化學成分范圍可以滿足這種獨特要求，這是以前從未發現的。本發明源于對與不同水平和類型的分散體形成劑(例如Zr、Cr、Sc、Mn)結合的Cu、Mg和Zn的含量對加工過程中所形成的相的影響的研究。將這些合金中的一部分加工成薄片和板材并檢測抗拉強度、Kahn-撕裂韌性和耐腐蝕性。通過對這些實驗結果的分析得出了一個驚人的發現，具有某一范圍內的化學組成的鋁合金對于薄片、板材、厚板、擠壓件和鍛件均表現出良好的性能。本發明另一方面提供了一種制造本發明所述鋁合金產品的方法。生產具有良好耐腐蝕性的高強度、高韌性AA7000系列合金產品的方法包含以下加工步驟a)鑄造具有本說明中所述組成的鑄錠；b)在鑄造后均勻化和/或預熱鑄錠；c)通過選自軋制、擠壓和鍛造的一種或多方法將鑄錠熱加工成預加工產品；d)可選再次加熱該預加工產品并或者，e)熱加工和/或冷加工成要求的工件形式；f)在使合金中基本上所有可溶組分進入固溶體的足夠的溫度和時間下，對成型的工件進行固溶熱處理(SHT);g)通過噴液淬火或者在水或其它淬火介質中浸沒淬火中的一種對固溶熱處理后的工件進行淬火；h)可選地，對淬火后的工件進行拉伸或壓縮或其它冷加工以便釋放應力，例如對薄片產品進行矯平；i)對淬火和選擇地拉伸、壓縮后的工件進行人工時效以獲得需要的狀態，例如選自T6、T74、T76、T751、T7451、T7651、T77和T79中的狀態。可通過熔化然后直接冷硬(D.C.)鑄造成鑄錠或其它合適的鑄造技術常規制備本發明的合金。典型通過一步或多步進行均勻化處理，每步具有優選的溫度范圍460490°C。預熱溫度涉及將軋制鑄錠加熱至熱軋機入口溫度，其典型溫度范圍是400460°C。可通過選自軋制、擠壓和鍛造中的一種或幾種方法來進行合金產品的熱加工。對于本合金，優選進行熱軋。固溶熱處理的溫度典型與均勻化使用的溫度范圍相同，盡管可選擇稍短的保溫時間。在本發明所述方法的一個實施方案中，人工時效步驟i)包含在105135t:溫度范圍內優選進行220小時的第一次時效步驟，和在1352l(TC溫度范圍內優選進行420小時的第二次時效步驟。在另外一個實施方案中，可在105135t:溫度范圍內優選進行2030小時的第三次時效步驟。無論產生怎樣的厚度，均獲得了出人意料的優異性能平衡。厚度最大1.5英寸的片材其性能非常適合于機身薄片，并優選厚度最大1英寸。厚度范圍0.73英寸的薄板材其性能非常適合于機翼板材，例如下機翼板材。薄板材厚度范圍還可用于桁條或構造用于飛行器機翼結構的完整翼片和桁條。進行更多峰值時效處理的材料將提供優異的上翼板，反之進行更多略微更多過時效處理將為下翼板提供優異的性能。當被加工為大于2.5至約ll英寸或更厚的較厚規格時，將會得到優良的性能，適宜用于由板材加工成的整體部件，或構造用于飛機機翼結構的整體翼梁，或構造用于機翼結構的肋材。較厚規格產品也可用作8工具板或模具板，例如用于通過比如模鑄或注塑制造成型塑料制品的模具。當給出上文的厚度范圍時，對于本領域技術人員來說顯而易見地認識到其是采用薄片、薄板材或厚板生產的合金產品的最厚剖面點的厚度。本發明所述合金產品也可以是用于飛行器結構的階段式擠壓件或擠壓成型翼梁形式，或是用于飛行器機翼結構的鍛壓翼梁形式。出人意料的是，可以用單一化學成分的一種合金制造所有這些具有優異性能的產品。在由2.5英寸或更厚的本發明所述合金產品生產諸如肋材的結構件的實施方案中，相對于AA7050鋁合金的結構件其延伸率得到了提高。特別是ST試驗方向的延伸率(或A50)為5%或更高，最好的結果是5.5%或更高。另外，在由2.5英寸或更厚的本發明所述合金產品生產結構件的實施方案中，室溫下在L-T測試方向該部件具有斷裂韌性K即p，當使用16英寸中心開裂面板(M(T)或CC(T))按照ASTME561在S/4處測試時與采用AA7050鋁合金制造的部件相比至少提高20%，在最好的例子中發現提高了25%或更高。在對合金產品進行擠壓的實施方案中，優選將合金產品擠壓成其最厚截面處的厚度最大為10mm，優選在l7mm的范圍內的板型。然而，擠壓形式的合金產品也可以代替厚板材料，后者通常通過高速機加工和銑削技術加工成成型結構部件。本實施方案中擠壓合金產品的最厚截面處的厚度優選為26英寸。附圖簡述圖1是說明本發明合金的Cu-Mg范圍的Mg-Cu示圖，同時給出了較窄的優選范圍；圖2是本發明合金產品與幾個參照物的斷裂韌性與抗拉屈服強度關系對比示圖；圖3是30mm規格的本發明合金產品與兩個參照物的斷裂韌性與抗拉屈服強度關系對比示圖；圖4是使用不同加工途徑的本發明合金產品的平面應變斷裂韌性與抗拉屈服強度關系的對比示圖。圖1圖解顯示了從屬權利要求2-4中所述的優選實施方案中本發明合金中Cu和Mg的范圍。圖中還給出了兩個較窄的更優選范圍。該范圍也可以通過使用六邊形框的頂點A、B、C、D、E和F來確定。優選范圍可使用A—F—確定，更優選范圍可使用A"確定。各點坐標列于表l中。在圖1中還以單個點的形式給出了下文實施例中本發明合金的組成。表1本發明合金產品優選范圍的Cu-Mg范圍的頂點坐標(重量百分比)。頂點(Mg、Cu)寬范圍頂點(Mg、Cu)優選范圍頂點(Mg、Cu)更優選范圍A1.20，1.00A—1.40，1.10A—1.40，1.10B1.20，1.13B—1.40，1.26B—1.40，1.16C2.05，1.90C—2.05，1.80C—2.05，1.759(Mg、Cu)寬范圍頂點(Mg、Cu)優選范圍頂點(Mg、Cu)更優選范圍D2.20，1.90D—2.10，1.80D—2.10，1.75E2.20，1.40E—2.10，1.40E—2.10，1.40F1.77，1.00F—1.78，1.10F—1.87，1.10實施例實施例1以實驗室規模鑄造合金以便證明本發明的原理，并加工為4.0mm片材或30mm的板材。合金組成列于表2中，對于所有鑄錠Fe<0.06，Si<0.04，Ti為O.Ol，余量為Al。從約12kg的圓形實驗室鑄錠上鋸下大約80X80X100mm(高X寬X長)的軋制坯料。鑄錠的均勻化是在460士5t:下大約12小時，接著在475士5t:下大約24小時，接著在空氣中緩冷以模仿工業均勻化工藝。將軋制鑄錠在410士5t:下預熱大約6小時。在大約4050mm的中間厚度范圍，在410士5t:下重新加熱坯塊。部分坯塊被熱軋為30mm的最終規格，其余被熱軋為4.0mm的最終規格。在整個熱軋過程中，注意模仿工業規模的熱軋。對熱軋產品進行固溶熱處理和淬火。絕大多數在水中進行淬火，但部分也在油中淬火以模仿6英寸厚的板材的中間和四分之一厚度的淬火速度。對產品進行大約1.5%的冷拉伸以釋放殘余應力。對合金的時效行為進行了研究。將最終產品過時效至近峰時效強度(例如T76或T77狀態)。參照EN10.002進行了抗拉特性測試。從4mm厚片材上取得的抗拉試樣是4mm厚的平整EURO-NORM試樣。從30mm板材上取得的抗拉試樣是從中間厚度處取得的圓形抗拉試樣。表1中抗拉試驗結果是L-向的。根據ASTMB871-96測試Kahn-斷裂韌性。表2中的結果的測試方向是T-L向的。可通過用Kahn-撕裂測試得到的撕裂強度除以抗拉屈服強度("TS/Rp")得到所謂的切口韌性。本領域中眾所周知，這一來自Kahn-撕裂測試的典型結果是斷裂韌性的一個良好標志。同時由Kahn-撕裂測試獲得的單位擴散能("UPE")，是裂紋擴展所需要的能量。據認為UPE越高，裂紋越難擴展，這是材料需要的性能。為證明具有良好的抗腐蝕性能，參照ASTMG34-97測量時抗剝落腐蝕性能("EXCO")應至少為"EA"或更好。參照MIL-H-6088測試時優選不出現晶粒間腐蝕("IGC")。出現一些點蝕是可以接受的，但仍優選不出現。為了得到適用于多種產品的有希望的候選合金，它必須在實驗室規模下符合以下要求抗拉屈服強度至少510MPa，極限強度至少560MPa，切口韌性至少1.5且UPE至少200KJ/m2。表2中還列出作為一些處理工藝的函數的不同合金的測試結果。為了滿足所有要求的材料性能，對合金的化學成分進行了仔細的權衡。按照當前的結果，發現Cu、Mg和Zn含量過高對韌性和抗腐蝕性能是有害的。反之，發現過低對于高的強度水平是有害的。表210<table>tableseeoriginaldocumentpage11</column></row><table>表2續上<table>tableseeoriginaldocumentpage12</column></row><table>但是，非常意外的是，更高的鋅含量水平能提高韌性和抗裂紋擴展能力。因此，希望使用較高鋅含量水平并將這些與較低的鎂和銅含量水平結合。已經發現鋅含量不應低于6.5%，且優選不低于6.7%，且更優選不低于6.9%。需要鎂以獲得合格的強度水平。已經發現鎂/鋅的比值約為0.27或更低時具有最佳強度-韌性組合。然而，鎂含量水平不應超過2.2%，并且優選不超過2.1%，并且甚至更優選不超過1.97%，更優選的上限水平為1.95%。該上限值低于傳統的AA-范圍或現在使用的商業航空合金如AA7050，AA7010，和AA7075的范圍。為了獲得一個需要的極高抗裂紋擴展性能(或UPE)必須仔細平衡Mg含量，且優選與Cu含量水平處于相同量級或稍高，且優選(0.9XMg-0.6)《Cu《(0.9XMg+0.05)。Cu含量不應太高。已發現Cu含量不應高于1.9%，優選不高于1.80%，更優選不高于1.75%。用于AA7xxx系列合金的分散體形成劑典型是Cr，例如用在AA7X75中；或Zr，例如用在AA7X50和AA7X10中。通常認為Mn對韌性是有害的，但大大出乎我們意料的是，Mn和Zr的組合仍顯示出非常好的強度_韌性平衡。實施例2以工業規模通過DC鑄造生產一批厚度為440mm的全尺寸軋制鑄錠，其化學組成(重量百分比)為7.43%的Zn，1.83%的Mg，1.48%的Cu，0.08%的Zr，0.02%的Si和0.04X的Fe，余量為Al及不可避免的雜質。對這些鑄錠中的一個進行修整，并進行12小時/470°C+24小時/475°C+空冷至環境溫度的均勻化處理。對該鑄錠進行了8小時/410°C的預熱然后熱軋至大約65mm。然后將軋制坯塊旋轉90度并進一步熱軋至大約10mm。最后將軋制坯塊冷軋至5.Omm規格。在475t:下對所得薄片進行約40分鐘的固溶熱處理，緊接著進行噴水淬火。所得的片材通過1.8%左右的冷拉釋放應力。產生兩種時效變體變體A:5小時/120°C+9小時/155°C;變體B:5小時/120°C+9小時/165°C。參照ENIO.002測量了抗拉結果。參照ASTME9-89a測量了抗壓屈服強度("CYS")。參照ASTMB831-93測量了剪切強度。參照ASTME561-98在16英寸寬中心開裂板[M(T)或CC(T)]測量了斷裂韌性K即p。在室溫(RT)和-65。F下測量K即p。作為參照，對一種高破壞容限("HDT")的AA2X24-T351也進行了測試。結果列于表3。表3<table>tableseeoriginaldocumentpage13</column></row><table>時效L-TYS(MPa)LT-TYS(MPa)L-UTS(MPa)LT-UTS(MPa)L-TCYS(MPa)T-LCYS(MPa)時效L-T剪切(MPa)T-L剪切(MPa)RTL一TK即pMPa.mRTT一U(即pMPa.m0.5-65°FL一TK即pMPa.m0.5-65°FL一TK即pMPa.m05發明合金變體A372373103100發明合金變體B340338132127102103HDT-2X24T351328312101103參照ASTMG34-97測試了抗剝落腐蝕性能。變體A和變體B均表現為EA級。參照MIL-H-6088測得的變體A的晶粒間腐蝕為大約70ym，變體B的晶粒間腐蝕為大約45iim。兩者均明顯小于參照合金AA2X24-T351的典型的200iim。從表3中可以看出本發明合金有了很大的進步。在相當甚至更高的斷裂韌性水平上強度有了明顯的提高。本發明合金在-65°F的低溫下也優于當前標準的高破壞容限機身合金AA2X24-T351。應注意的是本發明合金的耐腐蝕性也明顯優于AA2X24-T351。參照ASTME647-99在4英寸寬且R比率為0.1的壓應力板[C(T)]上測量了疲勞裂紋擴展率("FCGR")。表3中比較了本發明合金和高破壞容限AA2X24-T351在AK=27.5ksi.in"(大約30MPa.n05)應力范圍內每周期的da/dn。從表4中的結果可以明顯看出本發明合金在裂紋擴展方面的性能優于高破壞容限AA2X24-T351。表4AK=27.5ksi.in"應力范圍內每周期的裂紋擴展發明合金變體AL-T96%發明合金變體AT-L84%發明合金變體BL-T73%發明合金變體BT-L74%HDT-2X24T351L-T100%實施例3將從實施例2中那批DC鑄件中取出的另一個全尺寸鑄錠制造成6英寸厚的板材。同樣對該鑄錠進行修整，并進行12小時/470°C+24小時/475°C+空冷至環境溫度的均勻14化。對該鑄錠進行了8小時/41(TC的預熱然后熱軋至大約152mm。在475。C下對得到的熱軋板進行約7小時的固溶熱處理，接著進行噴水淬火。該板材通過2.0%左右的冷拉消除應力。進行了幾種不同的兩步時效處理。參照EN10.002測量了抗拉結果。試樣取自T/4處。參照ASTME399-90測量了平面應變斷裂韌性Kq。如果符合ASTME399-90給出的有效性要求，這些Kq值就是真正的材料性能并稱為K^。在室溫("RT")下測得Kk。參照ASTMG34-97測試了抗剝落腐蝕性能。其結果列于表5。表5中所示的所有時效變體均為"EA"級。在圖2中給出了與US-2002/0150498-Al的表2中所示結果的比較，這里引用該專利作為參考文獻。在該美國專利申請中，給出了一個相似的產品的實施例(實施例1)，但具有不同的化學成分并稱為了淬火敏感性而進行了最優化。本發明合金中，我們得到了與這個美國專利申請中相似的抗拉強度與韌性的平衡。然而，本發明的合金顯示出至少更好的EXCO性能。另外，本發明合金的延展率也優于US-2002/0150498-Al的表2中公開的合金的延展率。當加工成6英寸厚板時，本發明合金整體性能的平衡優于US-2002/0150498-Al中公開的合金。圖2中也給出了AA7050/7010合金(見AIMS03-02-022，2001年12月)、AA7050/7040合金(見AIMS03-02-019，2001年9月)和AA7085合金(見AIMS03-02-025，2002年9月)的75220mm的厚規格的數據。表5時效處理L-TYS(Mpa)L-UTS(MPa)L-A50(%)L-TK1C(MPa.m05)EXCO5小時/12CTC+11小時/165。C4534979.9EA5小時/12CTC+13小時/165。C44449212.544.4EA5小時/12CTC+15小時/165。C43448513.045.0EA5小時/12CTC+12小時/16CTC49452310.539.1EA5小時/12CTC+14小時/16CTC4792138.3EA實施例4將取自實施例2中那批DC鑄件的另一個全尺寸鑄錠分別制造成厚度為63.5mm和30mm的板材。對該鑄錠進行修整，并進行了12小時/470°C+24小時/475°C+空冷至環境溫度的均勻化。對該鑄錠進行了8小時/41(TC的預熱然后分別熱軋至63.5mm和30mm。在475t:下對得到的熱軋板進行約24小時的固溶熱處理(SHT)，緊接著進行噴水淬火。對63.5mm和30mm板材分別進行1.7%和2.1%的冷拉以釋放應力。進行了幾種不同的兩步時效處理。參照EN10.002測量了抗拉結果。參照ASTME399-90在CT試樣上測得了平面應變斷裂韌性Kq。如果符合ASTME399-90給出的有效性要求，這些Kq值就是真正的材料性15能并稱為斷裂韌性K^。在室溫("RT")下測得Kk。參照ASTMG34-97測試了EXC0抗剝落腐蝕性能。結果列于表6。表6中所示的所有時效變體均為"EA"級。表6<table>tableseeoriginaldocumentpage16</column></row><table>表7中給出了該領域商業上翼合金的現有水平的值，并且是根據該材料供應商的典型值(合金7150-T7751板材和7150-T77511擠壓件，AlcoaMillproducts.Inc.，ACRP-069-B)。表7ALCOA技術表單提供的關于AA7150-T77和AA7055-T77的典型數據，均為25mm板材。<table>tableseeoriginaldocumentpage16</column></row><table>在圖3中給出了本發明合金與AA7150-T77和AA7055-T77合金的對比。從圖3中可以清楚地看到本發明合金的抗拉與韌性的平衡優于商品合金AA7150-T77，也優于AA7055-T77。實施例5將取自實施例2中那批DC鑄件的另一個全尺寸鑄錠(以下的實施例5中稱為"合金A")加工成20mm厚的板材。還制備了另一個鑄錠(本實施例中稱為"合金B")，其化學組成(重量百分比)為7.39X的Zn，1.66X的Mg，1.59X的Cu，0.08X的Zr，0.03X的Si和0.04%的Fe，余量為Al及不可避免的雜質。對這些鑄錠進行修整，并進行了12小時/470°C+24小時/475°C+空冷至環境溫度的均勻化。對于進一步的加工，采用了三種不同的工藝路線。路線1:對合金A和B的鑄錠進行6小時/42(TC預熱然后熱軋至大約20mm。路線2:對合金A的鑄錠進行6小時/46(TC預熱然后熱軋至大約20mm。路線3:對合金B的鑄錠進行6小時/42(TC預熱然后熱軋至大約24mm，隨后將這些板材冷軋至20mm。因此，生產出四個變體，分別以A1、A2、B1和B3表示。對得到的板材在475。C下進行約24小時的固溶熱處理，隨后進行噴水淬火。對板材通過2.1%左右的冷拉釋放應力。進行了幾種不同的兩步時效處理，其中例如"120-5/150-10"表示12(TC下保溫5小時接著15(TC下保溫10小時。參照EN10.002測得了抗拉結果。參照ASTME399-90在CT試樣上測得了平面應變斷裂韌性Kq。如果符合ASTME399-90給出的有效性要求，這些Kq值就是真正的材料性能并稱為Kie或K1C。應注意本實施例中絕大部分的斷裂韌性測試在試樣厚度方面不符合有效性際準。報出的Kq值相對于K1C比較保守，換句話說，當滿足ASTME399-90中與試樣尺寸相關的有效性要求時，報出的Kq值一般低于測得的標準I^值。參照ASTMG34-97測試了抗剝落腐蝕性能。結果列于表8。如表8所示，所有時效變體均顯示出"EA"等級的抗剝落腐蝕性能。表8的結果以圖的形式顯示在圖4中。在圖4中對數據進行直線擬合以獲得A1、A2、B1和B3間區別的印象。從圖中可以清楚地看到，當比較A1和B1時，合金A和合金B具有相似的強度與韌性的相對特性。可通過B3(也就是冷軋至最終厚度)或A2(也就是在更高溫度下預熱)獲得最好的強度與韌性對應。還要注意的是表8中的結果與表7中列出的AA7150-T77和AA7055-T77相比顯示出顯著更好的強度相對于韌性的平衡。表817<table>tableseeoriginaldocumentpage18</column></row><table>實施例6以工業規模通過DC鑄造來鑄造厚度為440mm的兩種合金，并加工成4mm厚的片材制品。合金組成列于表9中，其中合金B代表本發明的一個合金產品為片材形式的優選實施方案的合金組成。對這些鑄錠進行了修整，并進行了12小時/470°C+24小時/475°C的均勻化然后熱軋至65mm的中間規格并最終熱軋至大約9mm。最后將熱軋中間產品冷軋至4mm規格。得到的薄片產品在475t:下進行約20分鐘的固溶熱處理，緊接著進行噴水淬火。對得到的薄片進行2%左右的冷拉釋放應力。接著對拉伸后的薄片進行5小時/120°C+8小時/165°C的時效處理。類似于實施例l，測試了機械性能，結果列于表10中。這個全尺寸試驗的結果證實了實施例l的結果，即在規定范圍內主動添加Mn能明顯改善薄片產品的韌性(UPE和Ts/Rp)從而得到非常好和理想的強度-韌性平衡。表9測試合金的化學組成，余量為雜質和鋁<table>tableseeoriginaldocumentpage18</column></row><table>表10兩個測試方向上測得的合金產品的機械性能<table>tableseeoriginaldocumentpage19</column></row><table><table>tableseeoriginaldocumentpage20</column></row><table>表13所測試板材的其它性能<table>tableseeoriginaldocumentpage20</column></row><table>實施例8以工業規模通過DC鑄造來鑄造厚度為440mm的兩種合金并加工成63.5mm厚的板材產品。合金組成列于表14中，其中合金F代表依照本發明的一個優選實施方案當合金產品為機翼板材形式時的合金組成。對這些鑄錠進行修整，并進行了兩步的12小時/470°C+24小時/475°C的均勻化然后空冷至環境溫度。對鑄錠進行了8小時/41(TC預熱然后熱軋至最終規格。對所得板材在475t:下進行了約4小時的固溶熱處理，緊接著進行噴水淬火。對所得的板材進行2%左右的冷拉。接著使用兩步時效處理對拉伸后的板材進行處理，第一步是5小時/120°C，接著是10小時/155°C。類似于實施例3測試了三個方向上的機械性能，結果列于表15中。試樣取自T/2處。兩種合金的抗剝落腐蝕(EXCO)測試結果均為"EB"。從表15的結果中可以看出主動添加Mn會提高抗拉性能。但最重要的是ST_方向上的性能，特別是延伸率(或A50)得到了明顯提高。在ST方向上的延伸率(或A50)，是飛機結構部件例如機翼板材的一個重要工程參數。表14測試合金的化學組成，余量為鋁和雜質<table>tableseeoriginaldocumentpage20</column></row><table>表15三個測試方向上所測試產品的機械性能<table>tableseeoriginaldocumentpage21</column></row><table>現在對本發明已進行了完整的描述，顯然在不背離上文所述的本發明的主旨和范圍的情況下，本領域普通技術人員能夠做出多種改變和調整。權利要求一種用于航空航天工業中結構應用的，具有高的強度、斷裂韌性和良好耐腐蝕性的鋁合金產品，所述產品的形式為片材、板材、擠壓件或鍛件，并由下述合金制成，所述合金主要包含，以重量百分比計Zn6.5～7.9Mg1.90～2.10Cu1.2～1.80Zr0.04-0.15Fe＜0.3，優選＜0.14Si＜0.20，優選＜0.12可選包含下列成分中的一種或多種Sc＜0.7Cr＜0.4Hf＜0.3Mn＜0.8Ti＜0.4V＜0.4，和其它雜質或附帶元素每種＜0.05，總量＜0.15，且余量為鋁，其中[(0.9×Mg)-0.5]≤Cu≤。2.根據權利要求l所述的鋁合金產品，其中[(0.9XMg)-0.5]《Cu《[(0.9XMg)-0.1]3.根據前述任一權利要求所述的鋁合金產品，其中鎂含量為1.92-2.10。4.根據前述任一項權利要求所述的鋁合金產品，其中鋯含量為0.040.11%。5.根據前述任一權利要求所述的鋁合金產品，其中鉻含量的范圍最高為0.3%，優選最高為0.15%。6.根據權利要求5所述的鋁合金產品，其中鉻含量的范圍是0.040.15%。7.根據前述任一權利要求所述的鋁合金產品，其中錳含量的范圍最高為0.02%，優選最高為0.01%。8.根據權利要求l、2或4-7中任一項所述的鋁合金產品，其中錳含量的范圍是0.050.30%。9.如權利要求18中任一項所述的鋁合金產品，其中該合金的基本組成為，以重量百分比計Zn7.27.7Mg1.921.97Cu1.431.52Zr0.040.15，優選0.060.10Mn<0.02，優選<0.01Si<0.07Fe<0.08Ti<0.05優選<0.01，可選的Cr0.04-0.15，優選0.06-0.10每種雜質<0.05，總量<0.15，且余量為鋁。10.根據前述任一項權利要求的鋁合金產品，其中該產品的狀態選自T74、T76、T751、T7451、T7651、T77和T79。11.根據前述任一權利要求所述的鋁合金產品，其中該產品是作為飛機結構部件的一部分的片材、板材、鍛件或擠壓件的形式。12.根據前述任一權利要求所述的鋁合金產品，其中該產品是機身薄板、上翼板、下翼板、用于機械加工的零件的厚板、鍛件或用于桁條的薄片。13.根據前述任一權利要求所述的鋁合金產品，其中該產品在其最厚的剖面點處的厚度范圍為0.73英寸(17.8-76.2mm)。14.根據權利要求112中任一項所述的鋁合金產品，其中該產品的厚度小于1.5英寸(38.lmm)，并且優厚度小于1.0英寸(25.4mm)。15.—種用于商業噴氣式飛機的鋁合金結構部件，所述結構部件由權利要求113中任一項所述的鋁合金產品制成。16.根據權利要求14所述的厚鋁合金板產品制成的模具板。17.生產用于航空航天工業中結構應用的，高強度，高韌性、具有良好抗腐蝕性能的AA7xxx系列合金產品的方法，該方法包括以下工藝步驟a)鑄造具有如權利要求19中任一項所述的組成的鑄錠；b)對鑄造后的鑄錠進行均勻化和/或預熱；c)通過選自軋制、擠壓和鍛造中的一種或多種方法，將鑄錠熱加工成預加工工件；d)可選地對預加工工件進行再加熱，并或者，e)熱加工和/或冷加工成需要的工件形式；f)對所述成型工件進行固溶熱處理，處理的溫度和時間足以將合金中基本上所有的可溶性組分置于固溶體中；g)采用噴液淬火，或在水中或其它淬火介質中進行浸淬的一種對已進行固溶熱處理的工件淬火；h)可選地對已淬火的工件進行拉伸或壓制處理；i)對已淬火以及可選地經過拉伸或壓制的工件進行人工時效處理，以便獲得所需的狀態。18.根據權利要求17所述的生產方法，其中將所述的合金產品加工成機身薄板。19.根據權利要求17所述的生產方法，其中將所述的合金產品加工成厚度小于1.5英寸(38.lmm)的機身薄板。20.根據權利要求17所述的生產方法，其中將所述的合金產品加工成下翼板。21.根據權利要求17所述的生產方法，其中將所述的合金產品加工成上翼板。全文摘要本發明涉及一種鋁合金產品，該合金的基本組成為，以重量％計，約6.5～9.5的鋅(Zn)，約1.2～2.2％鎂(Mg)，約1.0～1.9％銅(Cu)，優選(0.9Mg-0.6)≤Cu≤(0.9Mg+0.05)，約0～0.5％鋯(Zr)，約0～0.7％鈧(Sc)，約0～0.4％鉻(Cr)，約0～0.3％鉿(Hf)，約0～0.4％鈦(Ti)，約0～0.8％的錳(Mn)，余量為鋁和其他附帶元素。本發明還涉及該合金的制造方法。文檔編號C22F1/053GK101693968SQ20091016747公開日2010年4月14日申請日期2004年4月9日優先權日2003年4月10日發明者A·L·海因茨,C·J·凱德爾,N·泰利奧,R·貝內迪克特斯申請人:克里斯鋁軋制品有限公司;