CN100451149C - 高强度Al-Zn-Mg-Cu合金的制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种制备具有改善的疲劳裂纹生长抗力和高的破坏耐受性的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，其包括如下步骤：浇注出铸锭，所述铸锭具有如下组成(以重量百分比计)：Zn：5.5-9.5，Cu：1.5-3.5，Mg：1.5-3.5，Mn：＜0.25，Zr：＜0.25，Cr：＜0.10，Fe：＜0.25，Si：＜0.25，Ti：＜0.10，Hf和/或V＜0.25，其它元素，每种＜0.05，总量＜0.15，余者为铝，对浇注之后的铸锭均匀化处理和/或预加热处理，热加工铸锭，并且，可选的冷加工成厚度超过50mm的加工产品，固溶热处理，对固溶热处理的产品进行淬火，以及，对加工并热处理的产品进行人工时效，其中，时效步骤包括：在105-135℃温度下进行时间长于2小时但短于8小时的第一次热处理，以及，在高于135℃但低于170℃的温度下进行时间长于5小时但短于15小时的第二次热处理。采用所述方法获得的产品压缩屈服强度至少510MPa，S/2处的ST延伸率至少3.0%。本发明涉及厚度大于50mm的这种高强度Al-Zn-Cu-Mg可焊接产品以及由该合金制备的飞机结构组件。
Description
本发明涉及制备具有改善耐腐蚀性但同时又保持高破坏耐受性的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，根据本发明的方法制备的厚度超过50mm的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金板材产品，以及由所述合金制备的飞机结构组件。更具体地，本发明涉及由铝协会应用于航空结构领域的国际术语7000系列指定的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金。甚至更具体地，本发明涉及具有更好的强度、韧性和耐腐蚀性组合，特别是良好的强度-腐蚀平衡的厚铝合金产品。
本领域现已知道在一些涉及相对高强度、高韧性和耐腐蚀性的场合，例如飞机机身、车辆组件以及其它场合使用可热处理的铝合金。铝合金AA7050和AA7150处于T6型回火状态时具有高强度，参见实例US-6,315,842。析出硬化的AA7x75合金产品处于T6回火状态时也具有高强度。T6回火态被认为提高了合金的强度，其中，上述AA7050，AA7x50和AA7x75合金产品都含有大量的锌、铜和镁，它们都因具有高的强度-重量比而闻名，因此，尤其在飞机工业领域得到应用。但是，上述应用场合导致其暴露在广泛的气候条件中，因此，必需仔细控制加工和时效条件，以便能够提供充分的强度和腐蚀(包括应力腐蚀和剥离)抗力。
为了提高抵抗应力腐蚀和剥离的能力以及断裂韧性，已知对所述7000系列合金进行人工过时效处理。当人工时效至T79，T76，T74或T73型回火态时，合金的抵抗应力腐蚀、剥离腐蚀的性能以及断裂韧性均会得到改善(其改善顺序为：T73最佳，T79与T6相近)，但是与T6回火态相比，强度有所下降。为了获得可接受的抗拉强度、应力腐蚀抗力、剥离腐蚀抗力和断裂韧性，一种可接受的回火态是T74型回火态，这是一种有限的过时效态，介于T73和T76态之间。这种T74回火态通过对铝合金产品进行121℃下6-24小时和171℃下约14小时的过时效处理来实现。
根据特定飞机组件的设计标准，在强度、韧性或者耐腐蚀性上甚至很小的改善都能够带来重量的减轻，这继而又在飞机使用期间转变成燃料的节约。为了满足这些要求，已开发了其它几种AA7000系列合金。
美国专利4,954,188公开了一种提供高强度铝合金的方法，该合金的特征在于具有改善的剥离抗力，所述方法中使用的合金含有如下合金元素，以wt.％计：
Zn：5.9-8.2
Cu：1.5-3.0
Mg：1.5-4.0
Cr：＜0.04，
其它元素例如锆、锰、铁、硅和钛的总量低于0.5，余量为铝。将该合金加工成预定形状的产品，对再成型的产品固溶热处理、淬火，并且，对所述热处理和淬火后的产品在132-140℃下时效处理6-30小时。通过降低时效温度，而不是例如如前述美国专利3,881,966或美国专利3,794,531所介绍的那样升高温度，该合金能够获得所要求的高强度、高韧性和高耐腐蚀性等性能。
已有报道指出：已知的析出硬化的铝合金AA7075以及其它AA7000系列合金处于T6回火态时，在某些条件下其耐腐蚀性不足。T7型回火态虽然能够提高合金的应力腐蚀开裂抗力，但是与T6态相比，强度显著下降。
因此，美国专利4,863,528公开了一种制备改善的铝合金产品的方法，该方法包括提供一种合金，该合金主要由以下组成，以wt.％计：
Zn：6-16
Cu：1-3
Mg：1.5-4.5，一种或多种选自于Zr，Cr，Mn，Ti，V，或Hf的元素，所述元素的总量不超过1.0wt.％，余量为铝和附带的杂质。在铸造之后，将该合金固溶热处理，析出硬化以使强度比固溶热处理态的强度更高，其提高程度约为固溶热处理态的强度与峰值强度之差的30％，之后，在一个或几个足以提高其耐腐蚀性能的温度下进行处理。然后，对合金再次析出硬化处理，以提高其屈服强度和获得耐腐蚀的合金产品。此处公开的时效温度为170-260℃，时间为0.2分至3小时。该人工时效步骤之前和之后均有一个析出硬化步骤，也被称作T77时效。所获得的抗拉强度为460-486MPa，屈服强度为400-434MPa。
美国专利5,035,754公开了一种高强度铝合金的热处理方法，其包括步骤：对一种铝合金进行固溶热处理，所述铝合金主要由以下组成，以wt.％计：
Zn：3-9
Cu：1-3
Mg：1-6，
至少一种选自以下的元素
Cr：0.1-0.5
Zr：0.1-0.5
Mn：0.2-1.0，
余者为铝，将该合金加热至100-140℃较低温度区间，可选在该较低温度区间内的温度将该合金保持一定时间，将该合金再加热至160-200℃较高温度区间，可选在该较高温度区间内的温度将该合金保持第二段时间，将合金冷却至较低温度区间内的温度并且至少将上述步骤重复两次。这种合金获得了良好的耐腐蚀性和高的强度特性，因而改善了AA7075和AA7050铝合金的性能。一些实例表明抗拉强度为57-62kgf/mm2，剥离等级为P或EA。SCC试验的界限应力高于50kgf/mm2。
EP-0377779公开了一种制备具有高的韧性和良好耐腐蚀性、用作航空领域的薄片或薄板场合(例如上机翼组件)的合金的方法，其包括步骤：加工一个产品，该产品组成为，以wt.％计：
Zn：7.6-8.4
Cu：2.2-2.6
Mg：1.8-2.1，
以及一种或多种选自如下的元素
Zr：0.5-0.2
Mn：0.05-0.4
V：0.03-0.2
Hf：0.03-0.5，
所述各元素的总量不超过0.6wt.％，余者是铝和附带杂质，对该产品进行固溶热处理和淬火，并且，通过依次地三次将该产品加热至79-163℃之间的一种或多种温度，或者将该产品首先加热至79-141℃之间的一种或多种温度达两个小时或更长或者将该产品加热至148-174℃之间的一种或多种温度，来对所述产品进行人工时效。这些产品展现出更好的耐剥离腐蚀性，其等级达″EB″级或更高，屈服强度比处于T76回火态的尺寸类似的AA7x50相应产品高约15％。上述产品的强度仍然比尺寸类似的AA7x50-T77相应产品高至少约5％。
美国专利5,312,498公开了另一种制备具有改善的耐剥离性能和断裂韧性的铝基合金产品的方法，该合金中余量的锌、铜和镁含量使得不存在过量的铜和镁。该制备铝基合金产品的方法采用一步或者两步时效法，同时结合使铜、镁和锌达到化学计量上的平衡。所公开的两步时效的顺序是：合金首先在约121℃时效约9个小时，随后，在约157℃进行第二个时效步骤，时间约10-16小时，之后，进行空冷。这种时效方法针对的是用于下机翼外壳或者机身外壳场合的薄板或薄片产品。
但是，在航空领域，要求提供横截面厚度大于50mm、用于例如机翼的翼梁和杆以及上机翼外壳场合的高强度AA7000系列合金，所述合金具有上述特定的机械性能，例如，高强度、高韧性，以及良好的耐腐蚀性，如抗应力腐蚀性能或抗剥离腐蚀性能。上述部件例如飞机机翼的翼梁典型地通过机械加工由板材产品制造而成，其中，材料的性能如下：在L方向S/4处的压缩屈服强度至少475MPa，极限抗拉强度至少510MPa，S/2处的ST(短截面)延伸率至少3.0％。
EP-1158068A1公开了一种用于制备厚度大于12mm的厚产品的可热处理铝合金，所述合金是一种Al-Zn-Cu-Mg合金，其组成如下，以wt.％计：
Zn：4-10
Cu：1-3.5
Mg：1-4
Cr：＜0.3
Zr：＜0.3
Si：＜0.5
Fe：＜0.5
其它元素中，每种＜0.05，总量＜0.15，余者为铝。据介绍，已发现：对于显微组织只发生轻微再结晶的厚产品而言，大的铸态晶粒尺寸可能会导致该相变并且经热处理的产品所具有的特定显微组织，这种组织对韧性有有益影响，并且不会降低强度或其它性能。因此，提出以轧制、锻造或者挤压铸锭形式铸造该合金，以便保持铸态晶粒尺寸为300-800μm。
因此，本发明的目的是提供用于厚板材产品的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金的一种改进的制备方法，所述合金具有改善的疲劳裂纹生长抗力和高的破坏耐受性，并且具有上述性能，即：压缩屈服强度(L方向S/4处)至少475MPa，极限抗拉强度至少510MPa，ST方向S/2处的延伸率至少3.0％
本发明的另一个目的是获得一种AA7000系列铝合金，其具有处于T6型回火范围的强度和处于T73型回火范围的韧性和耐腐蚀性能。
本发明的再一个目的是获得一种厚板合金，该合金可以用来制备具有高强度和良好耐腐蚀性能的飞机结构部件，例如机翼翼梁。
通过权利要求1的特征，本发明能够满足上述目的。进一步的优选实施方案均在从属的权利要求范围内进行描述和指定。
根据本发明，公开了一种制备具有改善的疲劳裂纹生长抗力和高的破坏耐受性的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，其包括如下步骤：
a)浇注出铸锭，所述铸锭具有如下组成(以重量百分比计)：
Zn：5.5-9.5
Cu：1.5-3.5
Mg：1.5-3.5
Mn：＜0.25
Zr：＜0.25，优选0.06-0.16
Cr：＜0.10
Fe：＜0.25，优选＜0.15
Si：＜0.25，优选＜0.10
Ti：＜0.10
Hf和/或V＜0.25，以及
其它元素，每种＜0.05，总量＜0.15，余者为铝。
b)浇注之后，对铸锭均匀化处理和/或预加热处理，
c)优选借助轧制将铸锭热加工，并且可选的，优选借助轧制将铸锭冷加工，成为厚度超过50mm的加工产品，
d)固溶热处理，
e)对固溶热处理的产品进行淬火，并且，对加工并热处理的产品进行人工时效，其中，时效步骤包括：在105-135℃温度下进行时间长于2小时但短于8小时的第一次热处理，以及，在高于135℃但低于170℃的温度下进行时间长于5小时但短于15小时的第二次热处理，以使所获产品在L方向的S/4处的压缩屈服强度至少475Mpa，极限抗拉强度至少510Mpa，S/2处的ST延伸率至少3.0％。
上述化学组成和时效操作的组合可使厚度大于50mm的厚板材产品具有极高的强度水平、非常好的剥离抗力以及高的应力腐蚀抗力。具体地，本发明的两步时效操作采用的第一次热处理温度为115-125℃，时间为2-5小时，优选在120℃下约4小时，第二次热处理温度为155-169℃，时间为5-15小时，优选在161-167℃下约13小时。
技术人员将马上意识到：在根据本发明的方法中，固溶热处理的产品淬火之后，但在人工时效操作之前，该产品可能可选地进行拉伸或压缩或者其它冷加工，以便释放应力，这一点在本领域已为人所知。
镁的优选含量(以wt.％计)为1.5-2.5，优选1.6-2.3，更优选1.90-2.10。
铜的优选含量(以wt.％计)为1.5-2.5，优选1.6-2.3，更优选1.85-2.10。
锌的优选含量(以wt.％计)为5.9-6.2，或者6.8-7.1，或者7.8-8.1。
在所有其它元素中，铜和镁是提高合金强度的重要元素。铜和镁的优选范围高于1.6wt.％，但低于2.3wt.％，原因是镁和铜含量太低，会降低强度，而镁和铜含量太高会降低合金产品的耐腐蚀性并带来可焊性问题。为了实现强度、韧性和腐蚀性能之间的平衡，已发现使铜和镁中的每一种含量(以wt.％计)为1.6-2.3，优选处于上述以及权利要求中给出的较窄优选范围，对于厚合金产品，能够实现良好的平衡。如果选择铜和镁含量太高，尤其对于较厚产品而言，其与韧性、应力腐蚀以及延伸率相关的性能均会下降。
此外，已发现铜和镁与锌之间的平衡，特别是镁与锌之间的平衡很重要。根据锌的含量，镁的含量(wt.％)优选为2.4-0.1[Zn]和1.5+0.1[Zn]之间。这意味着镁含量取决于所选择的锌含量。当Zn含量约6wt.％时，镁含量(wt.％)为1.8-2.1，而当Zn含量约7wt.％时，镁含量为1.7-2.2，而且，如果Zn含量约8wt.％，则镁含量为1.6-2.3。
采用根据本发明的方法和所选择的铜、镁和锌的平衡，能够获得一种在浇注之后经均匀化和/或预加热处理的铸锭，该铸锭被热加工，并且可选冷加工成厚度优选大于60mm，更优选为110-160mm，甚至最大为220mm的加工产品，该产品的腐蚀性能较好，并至少与采用T77时效法获得的性能一样好，但是其复杂程度比所谓的三步时效回火态T77低。
本发明的合金优选选自于AA7010，AA7x50，AA7040，AA7020，AA7x75，AA7349或AA7x55或AA7x85，优选AA7055，AA7085。
根据本发明，公开了一种采用上述方法制备的厚度大于50mm，优选100-220mm的高强度铝-锌-铜-镁合金厚板产品。
这种板产品优选是一种飞机部件，例如机翼的杆或翼梁。最优选地，根据本发明的板产品是飞机的上机翼组件。
实施例
由下面对优选实施方案的详细介绍，根据本发明的合金的上述及其它特征和优点将变得明显。
以工业规模浇注出7种不同铝合金铸锭，它们的化学组成如表1所示。
表1厚板合金的化学组成(wt.％)，余者为铝和不可避免的杂质，Fe＝0.08和Si＝0.04，以及Zr＝0.10，合金1-5中Mn＝0.02，而合金6和7中Mn＝0.08。
由铸锭段切制出实际尺寸的铸锭，在470℃下均匀化处理12小时和在475℃下均匀化处理24小时，在410℃下预加热5个小时，并且，热轧至如表2所示的各种尺寸的厚度。之后，在475℃下对板材固溶热处理4个小时，随后进行淬火和二步时效处理，第一步在120℃下4个小时，第二步在165℃下13个小时。
根据表2所示各合金板材的厚度，对表1所示的合金进行测试。
表2 表1中各不同厚度合金的强度、延伸率和剥离性能总览(S/2＝1/2厚度处，S/4＝1/4厚度处)；EXCO试验根据ASTM G34在S/10处进行，试样按照EA-ED等级分别示出。
| 板材厚度(mm) | 合金 | Rp-L(MPa)S/4 | Rm-L(MPa)S/4 | A-(ST)(％)S/2 | EXCO |
| 63.5 | 1 | 553 | 590 | 6 | EC |
| 110 | 2 | 503 | 553 | 4 | EA |
| 152 | 3 | 495 | 537 | 5 | EA |
| 152 | 3* | 480 | 528 | 5 | EA |
| 63.5 | 4 | 570 | 604 | 3 | EC |
| 110 | 5 | 515 | 550 | 2 | EA |
| 110 | 6 | 510 | 565 | 2 | EA |
| 152 | 7 | 476 | 529 | 3 | EA |
*在120℃时效5个小时，随后在165℃时效15个小时。
如表2所示，表1中的合金在L方向表现出良好的压缩屈服强度(″Rp″)，其值大于476MPa，其中大部分合金大于500MPa，而对于所有合金和所有厚度，L方向的极限抗拉强度(″Rm″)均高于529MPa，一个厚度为63.5mm的实例甚至高于600MPa。除两个合金之外，所有合金在S/2位置处的ST延伸率均达到3％或者更高，甚至高达6％。
剥离性能等级为EA或EC。剥离试验根据ASTM G34在S/10位置处进行。对于类似的时效步骤，剥离性能也相近，如表3所示，但是，令人惊奇地，如果第一步热处理更长而第二步热处理更短，则剥离性能下降。
表3.根据ASTM G34测定的选自表1所示合金的剥离性能(″EXCO″)(″-″意味着未测试)。
| 合金 | 厚度 | 6h/120℃+6h/155℃ | 5h/120℃+12h/155℃ | 4h/120℃+13h/165℃ |
| 1 | 63.5 | EC | - | EC |
| 3 | 110 | - | EA | EA |
| 5 | 63.5 | EC | - | - |
| 5 | 110 | EC | EA | EA |
| 6 | 110 | ED | EA | EA |
| 7 | 63.5 | EC | - | EA |
对板厚度为110mm的合金4进行了测试。韧性和延伸率结果示于表4中。
表4.选自表1所示合金的韧性和延伸率，所有板材厚度为110mm，时效采用二步法进行，第一步热处理在120℃下进行4个小时，第二步热处理在165℃下进行13个小时。合金5中铜含量为2.25；KIC根据规范ASTM E399-90C(T)试样进行测试，该试样在的SL厚度为38.1mm(1.5″)，SL试样取自1/2厚度处(S/2)。
| 合金 | Rp(S/2，ST) | A(S/2，ST) | K<sub>IC</sub>(％)(S/2，ST) |
| 1 | 465 | 5 | 26.9 |
| 3 | 461 | 5 | 26.8 |
| 4 | 465 | 5 | 27.1 |
| 5 | 453 | 2 | 24.1 |
| 6 | 472 | 1 | 19.5 |
| 7 | 482 | 3 | 26.4 |
对于所选板材厚度为110mm的上述所有合金，它们的剥离等级均为EA。
最后，对应力腐蚀性能(″SCC ″)进行了测试。首先，测试了厚度为152mm的合金1和4。根据表5选择两种不同的时效步骤。载荷大小是172MPa。测试方向为S-L。试样取自S/2位置处。表5示出了直至失效发生时的天数。30天之后，测试终止。″NF″意味着30天之后未发生失效，″30″意味着30天之后失效。在所有测试中，每个实验条件下至少测试3个试样。测试根据ASTM G47进行。
表5.厚度为152mm的两种合金的SCC性能。
| 合金 | 5h/120℃+12h/165℃ | 4h/120℃+15h/165℃ |
| 1 | NF，NF，NF | NF，NF，NF |
| 4 | 30，NF，NF | NF，NF，NF |
最后，通过采用厚度125mm的板材，测试了其它5种合金的应力腐蚀性能。试样取自S-L方向，载荷大小为180MPa。表6示出了上述合金的化学组成以及应力腐蚀性能结果。
表6.厚度125mm的S-L试样的SCC性能，Fe＝0.08，Si＝0.04和Zr＝0.10。
| 合金 | Cu | Mg | Zn | 4h/120℃+13h/165℃ |
| A | 1.7 | 1.8 | 7.4 | NF，NF，NF |
| B | 2.3 | 1.8 | 7.5 | NF，NF，NF |
| C | 2.25 | 2.5 | 7.65 | 15，NF，NF |
| D | 1.8 | 2.45 | 8.0 | 15，20，NF |
| E | 2.3 | 2.4 | 8.1 | 20，25，NF |
由表可以看出：本发明合金的韧性由铜和镁含量控制，而锌含量对拉伸性能尤其有影响。铜和镁中每种元素的优选平衡为1.6-2.0wt.％。
至此，已对本发明进行了充分介绍，对于本领域的技术人员显而易见的是：在不偏离此处述及的本发明范围的条件下，可以进行多种变化和修正。
Claims (29)
1.一种制备具有高的破坏耐受性和改善的耐腐蚀性能的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金的方法，其包括如下步骤：
a)浇注出铸锭，所述铸锭以重量百分比计具有如下组成：
Zn：5.5-9.5
Cu：1.85-2.1
Mg：1.9-2.1
Mn：＜0.25
Zr：＜0.25
Cr：＜0.10
Fe：＜0.25
Si：＜0.25
Ti：＜0.10
Hf和/或V＜0.25，以及
其它元素，每种＜0.05，总量＜0.15，余者为铝，
b)浇注之后，对铸锭均匀化处理和/或预加热处理，
c)热加工铸锭，成为厚度超过50mm的加工产品；或者，热加工并冷加工铸锭，成为厚度超过50mm的加工产品；
d)固溶热处理，
e)对固溶热处理的产品进行淬火，以及，
f)对加工并热处理的产品进行人工时效，其中，时效步骤由两次热处理构成，第一次热处理在105-135℃温度下进行2-5小时，第二次热处理在155-169℃温度下进行5-15小时，以使所获产品在L方向的S/4处的压缩屈服强度至少475MPa，极限抗拉强度至少510MPa，S/2处的ST延伸率至少3.0％。
2.根据权利要求1的方法，其中Zr含量为0.06-0.16。
3.根据权利要求1或2的方法，其中，所述第一次热处理在115-125℃温度下进行。
4.根据权利要求1或2的方法，其中，所述第一次热处理在约120℃温度进行2-5小时。
5.根据权利要求1或2的方法，其中，所述第二次热处理在161-167℃温度下进行。
6.根据权利要求1或2的方法，其中，所述第二次热处理进行约13小时。
7.根据权利要求1或2的方法，其中，所述改善的耐腐蚀性具有根据ASTM G34达到EB级或者更好的剥离性能。
8.根据权利要求1或2的方法，其中，Mg含量取决于Zn含量，二者关系如下：[Mg]介于2.4-0.1[Zn]与1.5+0.1[Zn]之间。
9.根据权利要求1或2的方法，其中，Zn含量为5.9-6.2，或者为6.8-7.1，或者为7.8-8.1。
10.根据权利要求1或2的方法，其中，在浇注之后对铸锭均匀化处理和/或预加热处理之后，热加工该铸锭，成为厚度60-220mm的加工产品。
11.根据权利要求1或2的方法，其中，在浇注之后对铸锭均匀化处理和/或预加热处理之后，热加工并冷加工该铸锭，成为厚度60-220mm的加工产品。
12.根据权利要求10的方法，其中所述加工借助轧制进行。
13.根据权利要求11的方法，其中所述加工借助轧制进行。
14.根据权利要求10的方法，其中，在浇注之后对铸锭均匀化处理和/或预加热处理之后，热加工该铸锭，成为厚度60-160mm的加工产品。
15.根据权利要求11的方法，其中，在浇注之后对铸锭均匀化处理和/或预加热处理之后，热加工并冷加工该铸锭，成为厚度60-160mm的加工产品。
16.根据权利要求10的方法，其中热加工该铸锭，成为厚度110-160mm的加工产品。
17.根据权利要求11的方法，其中热加工该铸锭，成为厚度110-160mm的加工产品。
18.一种采用根据权利要求1-17中之任何一项的方法制备的厚度大于50mm的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金板材产品。
19.根据权利要求18的板材产品，其厚度为大于60mm。
20.根据权利要求18或19的板材产品，其中，所述板材产品是飞机的结构组件。
21.根据权利要求18或19的板材产品，其中，所述板材产品是飞机机翼的杆或翼梁。
22.根据权利要求18或19的板材产品，其中，所述板材产品是飞机的上机翼组件。
23.一种由采用根据权利要求1-17中之任何一项的方法制备的高强度Al-Zn-Cu-Mg合金制造而成的飞机结构组件。
24.一种厚度至少50mm的飞机结构组件，其由一种合金轧制产品加工而成，所述合金的组成为，以重量％计：
Zn 5.5-9.5
Cu 1.85-2.1
Mg 1.9-2.1
Mn ＜0.25
Zr ＜0.25
Cr ＜0.10
Fe ＜0.25
Si ＜0.25
Ti ＜0.10
Hf和/或V＜0.25
其它元素，每种＜0.05，总量＜0.15，余者为铝，而且，对所述合金进行固溶热处理、淬火和时效处理，其中，时效步骤由两次热处理构成，第一次热处理在105-135℃温度下进行2-5小时，第二次热处理在155-169℃温度下进行5-15小时，所获产品在L方向的S/4处的压缩屈服强度至少475MPa，极限抗拉强度至少510MPa，S/2处的ST延伸率至少3.0％。
25.根据权利要求24的飞机结构组件，其中Zr含量为0.06-0.16。
26.根据权利要求24的飞机结构组件，其厚度为50-160mm。
27.一种根据权利要求24-26中之任何一项的飞机结构组件，其中，所述改善的耐腐蚀性具有根据ASTMG34达到EB级或者更好的剥离性能。
28.一种根据权利要求24-26中之任何一项的飞机结构组件，其构成飞机上机翼的组件。
29.一种根据权利要求24-26中之任何一项的飞机结构组件，其构成飞机机翼的翼梁或杆。
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