CN101189353A - 用于飞机机身的高韧度的铝-铜-锂合金板材 - Google Patents

用于飞机机身的高韧度的铝-铜-锂合金板材 Download PDF

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CN101189353A CNA2006800198980A CN200680019898A CN101189353A CN 101189353 A CN101189353 A CN 101189353A CN A2006800198980 A CNA2006800198980 A CN A2006800198980A CN 200680019898 A CN200680019898 A CN 200680019898A CN 101189353 A CN101189353 A CN 101189353A
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Abstract

本发明涉及一种具有低密度的铝基合金，可用于飞机结构的飞机机身的板材，所述铝合金具有高机械强度、高韧度和高耐腐蚀性，以重量％计包括：2.7－3.4的Cu、0.8－1.4的Li、0.1－0.8的Ag、0.2－0.6的Mg和例如选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的一种元素或其混合物；所述元素的数量，以重量％计是：0.05－0.13的Zr、0.05－0.8的Mn；0.05－0.3的Cr和Sc、0.05－0.5的Hf和0.05－0.15的Ti。Cu和Li的量根据以下公式确定：Cu(以重量％计)+5/3Li(以重量％计)＜5.2。

Description

用于飞机机身的高韧度的铝-铜-锂合金板材
技术领域
本发明总体而言涉及铝合金产品，特别是涉及适用于航空航天工业和适用于在飞机机身中应用的产品。
背景技术
在目前民用航空工业中，特别是应用于飞机机身时，迫切需要减少重量和成本。取决于运行的阶段(起飞、飞行、控制、着陆...)以及环境条件(阵风，逆风...)，商业运输中的飞机机身受到复杂的应力组合。此外，飞机机身的不同部分受到不同的应力。尽管存在这些复杂情况，但也可区分出一些决定结构重量的主要设计准则，某些准则对于总重而言比其它准则具有更大的影响。
例如，由于最重的飞机机身壁板经受这种类型的应力，因此抗压强度和抗剪强度是极其重要的设计准则。为令新型材料能够减少这些受压的壁板的重量，所述材料应该具有高弹性模数、高至0.2％的弹性限度(屈服强度)(用于抗弯曲)和低密度。
第二个主要准则是纵向开裂(沿飞机机身轴线)壁板的残余阻力。航空许可规则规定需在设计中考虑对损害的耐受能力，因此通常会考虑飞机机身壁板中大的纵向或圆周裂纹，以证明可以施加一定水平的应力而不会出现灾难性的断裂。此处决定所述设计的一种已知的材料性能是在平面应力下的韧度。然而临界应力强度的所有已知因素对于韧度所给出的描述都是有限的。曲线R试验是一种用于描述韧度性能的广为人知的方法。曲线R表示：在单一应力下，随着有效的裂纹延伸，裂纹扩展的临界有效应力强度因子的变化。它使得对于与裂开的飞机器结构直接有关的所有形状能够测定不稳定断裂的临界载荷。有效应力强度因子和有效裂纹延伸因子的数值是根据标准ASTM E561定义的数值。曲线R的长度-即曲线的最大裂纹延伸-对于飞机机身的设计是一个本身重要的参数。对于具有中心裂纹的壁板的试验进行常用的经典分析，这种分析给出了一个表观断裂应力强度因子(kapp)。此数值不随曲线R的长度显著变化，特别是当曲线R的斜率接近于与施加在裂纹长度上应力的强度因子相关的曲线(施加应力曲线)的斜率时更是如此。然而，在一个实际结构元件的结构——例如一个包括固定的加强肋的壁板——中，当一个裂纹延伸到一个未折断的加强肋之下时，由于加强肋的搭桥作用施加应力曲线下降。在这种情况下，对于比初始裂纹长度和在单一载荷下的裂纹延伸的总和更大的裂纹长度，可出现施加应力曲线的局部最小值。在这种情况下，对于长曲线R，在不稳定断裂之前允许更大应力。于是，如同已采用经典方法确定的一样，与相同的临界应力强度因子一样，具有一个更长的曲线R，这是有利的。
对于具有相同机械性能的产品，低密度对于结构元件的重量显然更有益。第三个主要准则因此是材料的密度。此外，飞机机身各主要部件承受的负载强度不同，设计的重量受到通常称为“最小厚度”的极限的限制。最小厚度的概念对应于可用于制造(特别是壁板的操作)和修补(修补的铆接)的最小厚度。在此情况下减少重量的唯一方式是使用更小密度的材料。
其它的重要准则是下列条件下的疲劳裂纹扩展：在恒定幅度的应力下，或者在可变幅度的应力之下(由于操作和狂风，特别是在纵向上，但是同时围绕翼片，在任何方向上)。
目前，民用飞机机身的主要部件由合金2024、2056、2524、6013、6156或7475合金制成的板材构成，每个表面上均以含有很少合金元素的铝合金——例如合金1050或1070——镀层。覆层合金的目的是提供足够的耐腐蚀性。容许轻微的、大范围的或孔腐蚀，但是腐蚀不应穿透以便不能侵蚀内部的合金。一种趋势是尝试使用一些未镀层的材料用于飞机机身设计，以便减少成本。因此，飞机机身壁板的抗腐蚀性，特别是抗晶间腐蚀性和抗应力腐蚀性，是其性能的重要方面。
如上所述，在某些情况下，减少重量的唯一方法是减少用于飞机结构所使用的材料的密度。铝-锂合金因其低密度作为用于减少重量的有效解决方法，长久以来以广为人知。然而，如上所述的不同需要——高弹性模数、高抗压强度、高损伤容限以及高抗腐蚀性——由现有技术的铝-锂合金未能同时满足。用这些合金获得高韧度在特定范围内已显示是一个难以解决的问题。例如，普拉撒(Prasad)等人最近证实(Sadhana，第28卷，第1&2部分，2003年2月/4月，第209-246页)：“Al-Li合金是用于替代传统使用的铝合金的第一级别的候选材料。尽管Al-Li合金具有许多有利性能，但是特别是在横过厚度的方向上的低拉伸韧性和不足的韧度不利于它们为人们接受”。目前，Al-Li合金限于非常特殊的军事应用，例如在某些直升机部件和一些军用飞机机身的构件中，用作航空应用中的高耐高温性的材料、具有改进的低温韧度的材料。
专利US 5 032 359(Martin Marietta)描述了一族基于在一些特定范围内加入了锂的铝-铜-镁-银合金的合金，所述合金具有在室温和高温下的高抗性、在室温和高温下的高韧性、延展度、可锻性、以及良好的焊接性和自然时效响应。所述实施例描述了一些冲压产品。没有给出关于韧度、疲劳性能或抗腐蚀性的信息。在一个优选的实施方案中，所述合金具有以下组成：3.0-6.5％的铜、0.05-2.0％的镁、0.05-1.2％的银、0.2-3.1％的锂、0.05-0.5％的选自锆、铬、锰、钛、硼、铪、钒、二硼化钛以及它们的混合物的元素。
文献US 5 122 339(Martin Marietta)是前述申请的继续申请。它还描述了类似合金作为焊接合金的用途。
文献US 5 211 910(Martin Marietta)描述了包括Cu、Li、Zn、Mg和Ag的铝基合金，这些合金具有一些有利的性能，如较低的密度、高弹性模数、高机械强度/韧性组合、具有或不具有预冷锻变形的强自然时效响应，以及在回火之后具有或不具有预冷锻变形的高弹性模数。所述合金具有以下组成：1-7％的Cu、0.1-4％的Li、0.01-4％的Zn、0.05-3％的Mg、0.01-2％Ag、0.01-2％的一种下列元素：所述元素选自Zr、Cr、Mn、Ti、Hf、V、Nb、B和TiB2，其余为A1与不可避免的杂质。此发明描述了添加Zn如何可以减少文献US 5 032 359中提出的合金中的Ag含量以便减少成本。
文献US 5 455 003(Martin Marietta)描述了一种铝-铜-锂合金的制造方法，所述合金具有改进的低温机械强度和韧度。通过调节所述合金组成，与处理参数例如冷锻变形量和回火一起，达到了改进的低温性能。所述产品用于向空间发射的运载工具中的低温储罐。
文献US 5 389 165(Reynolds)描述了一种用在航空和航天器结构中的铝基合金，所述合金具有低密度、高机械强度和高韧度，其成分式为：CuaLibMgcAgdZreAlbal，其中a、b、c、d、e和bal(余额)表示各合金成分以重量百分比计的数量，并且其中2.8＜a＜3.8、0.80＜b＜1.3、0.20＜c＜1.00、0.20＜d＜1.00以及0.08＜e＜0.40。优选地，调节铜和锂成分，使铜和锂的含量之和保持在溶解极限以下，以便当暴露于高温时避免韧度损失。铜含量和锂含量之间的关系还应该满足以下关系式：
Cu(以重量百分比计)+1.5Li(以重量百分比计)＜5.4。
施用一些控制拉伸在5和11％之间的特别条件。实例限于19mm的厚度和以重量计大于或等于0.13％的锆含量。
文献US 2004/0071 586(Alcoa)公开了一种Al-Cu-Mg合金，所述合金以重量记包括：3-5％的Cu、0.5-2％的Mg和0.01-0.9％的Li。根据此专利申请，其中添加0.2-0.7重量％Li的合金相对于不包括Li或包括更大数量的Li的相似合金，韧度显著改进。
需要一种高机械强度、高韧度和特别是在不稳定断裂之前高裂纹延伸性、高抗腐蚀性的Al-Li合金，应用于航空，特别是应用于飞机机身板材。
发明内容
由于这些以及其它原因，本发明人完成了涉及一种铝-铜-锂-镁-银合金的本发明，所述合金具有高机械强度、高韧度和特别大的预开裂壁板的不稳定断裂之前的高裂纹延伸性，以及高耐腐蚀性。
本发明的一个目的是一种制造具有高韧度和高机械强度的铝基合金板材的方法，其中：
a)制造一个金属熔池(bain de métal liquide)，所述金属熔池以重量计包括以下成分：2.7-3.4％的Cu、0.8-1.4％的Li、0.1-0.8％的Ag、0.2-0.6％的Mg和至少一种选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的元素；如果选择上述元素，所述元素的数量以重量计是：0.05-0.13％的Zr、0.05-0.8％的Mn、0.05-0.3％的Cr和Sc、0.05-0.5％的Hf和0.05-0.15％的Ti，
其余为铝和不可避免的杂质，
补充条件是：Cu和Li的量满足下式：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.2；
b)以所述金属熔池为原料浇铸一块板；
c)在490-530℃之间的温度均化所述板5-60小时；
d)将所述板轧制成最终厚度在0.8和12mm之间的板材；
e)将所述板材进行固溶热处理并淬火；
f)控制拉伸所述板材至永久变形1-5％；
g)通过在140-170℃加热5-30小时对所述板材进行回火。
本发明的另一个目的是一种铝合金制成的轧制、冲压和/或锻造产品，所述铝合金以重量计包括以下成分：2.7-3.4％的Cu、0.8-1.4％的Li、0.1-0.8％的Ag、0.2-0.6％的Mg和至少一种选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的元素；如果选择上述元素，所述元素的数量以重量计是：0.05-0.13％的Zr、0.05-0.8％的Mn、0.05-0.3％的Cr和Sc、0.05-0.5％的Hf和0.05-0.15％的Ti，
其余为铝和不可避免的杂质，
补充条件是：Cu和Li的量满足：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.2。
本发明的再一个目的是一些以所述轧制、冲压和/或锻造产品为原料获得的飞机机身的结构元件、加强肋和壁板。
附图说明
图1：在T-L方向上的曲线R(试件CCT760)；
图2：在L-T方向上的曲线R(试件CCT760)；
图3：当应力强度因子的幅度变化时在T-L方向上的裂开速度(vitesse de fissuration)的变化；
图4：当应力强度因子的幅度变化时在L-T方向上的裂开速度的变化；
图5：在本发明的试样(试件CCT760)获得的T-L方向上的曲线R，所述试样通过拉伸具有不同水平的变形。
具体实施方式
如无相反说明，则所有有关合金化学组成的信息都以基于合金总重的重量百分比表示。合金的标号按照本领域中普通技术人员已知的铝业协会(the Aluminium Association)的规定。冶金状态的定义如欧洲标准EN515中所示。
如无相反说明，则根据标准EN10002-1的拉伸试验来测定静态机械性能——也就是断裂强度Rm、通常0.2％伸长率的弹性极限Rp0.2以及断裂伸长A，标准EN-485-1定义了试件和试验的方向。
裂开速度(da/dN)根据标准ASTM E647测定。应力强度随裂纹延伸变化的曲线，即熟知的曲线R，根据标准ASTM E561来测定。临界应力强度因子Kc——即使裂纹不稳定的强度因子——从曲线R中计算得出。应力强度因子Kco也可以通过自单一载荷开始将初始裂纹长度归因于临界载荷来计算得出。对于所需形状的试件计算这两个值。Kapp表示对应于用于曲线R试验的试件的因子Kco。Keff表示对应于用于曲线R试验的试件的因子Kc。Δaeff(max)表示曲线R的最后一个有效点的裂纹延伸。如无相反说明，则对于M(T)型试件在因疲劳而预断裂阶段的后期裂纹的尺寸是W/3，其中W是如在标准ASTM E561中所定义的试件的宽度。应当注意，在曲线R试验中所使用的试件的宽度可能对于在试验中所测得的应力强度具有重大的影响。若飞机机身的板材为大的壁板，则在足够大的试样中所获得的曲线R的结果——例如具有大于或等于400mm的宽度的试样——对于韧度的评价最有意义。因此，优选地使用试验试样CCT760用以评估韧度，试验试样CCT760的宽度为760mm。初始裂纹的长度2ao＝253mm。
还根据卡恩(Kahn)试验借助于断裂总能量(énergie
Figure A20068001989800111
rupture)Eg在T-L方向评估韧度。卡恩应力Re(以MPa计)等于试件能支撑的最大载荷Fmax与试件的截面(厚度B与宽度W的积)之比。Re不能供评估静态机械性能不同的试样的相对韧度。断裂总能量Eg在力-位移曲线中以直至试件断裂的区域测出，Eg与韧度直接相关。所述试验在《铝合金板材的卡恩型剪切实验和开裂韧度》(《Kahn-typeTear Test and Crack Toughness of Aluminum Alloy Sheet》，出版于《材料研究和标准》杂志(Materials Research & Standards)，1964年4月，第151-155页)中描述。卡恩韧度试验所使用的试件例如描述于《金属手册》(《Metals Handbook》，第8版，第1卷，美国金属学会，第241-242页)。
“板材”，本说明书中指一种不超过12mm厚度的轧制产品。
术语“结构元件”指一种在机械结构中使用的元件，其静态和/或动态机械性能对于机械结构的性能和完整性特别重要，机械结构的结构计算通常是规定的或现行执行的。它通常涉及一个机械部件，所述机械部件的失效可能危及所述结构、其用户、其使用者或其他人的安全。对于航空器而言，这些结构元件特别是包括组成飞机机身的元件(例如飞机机身蒙皮、桁条、舱壁、环形框架)、机翼零件(例如机翼外壳、桁条、翼肋、翼梁)、尾翼(例如水平和竖直稳定器)以及地楞横梁、座椅轨道、门等。
本发明一个实施方案的铝-铜-锂-银-镁合金有利地具有以下组成：
表1
合金组成的范围(重量％，其余为Al)
    Cu     Li     Ag     Mg
    宽     2.7-3.4     0.8-1.4     0.1-0.8     0.2-0.6
    优选     3.0-3.4     0.8-1.2     0.2-0.5     0.2-0.6
    最优选     3.1-3.3     0.9-1.1     0.2-0.4     0.2-0.4
为了获得所需的韧度结果，可有利地在固溶热处理期间获得几乎完全的溶解，还可以在淬火期间使固溶体的分解最小化。发明人已确定，这可例如通过以下列关系式限定铜和锂的总量并通过确保在淬火期间的足够高的冷却速度——例如用冷水淬火——而实现：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.2。
对于表1中的优选以及最优选的组成而言，以下铜和锂之间的关系式是优选的：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5。
包括至少一种元素，例如Zr、Mn、Cr、Sc、Hf、Ti或这些元素的一种组合，以便精炼晶粒。各元素添加量(以重量计)：0.05-0.13％(优选地0.09-0.13％)的Zr、0.05-0.8％的Mn、0.05-0.3％的Cr和Sc、0.05-0.5％的Hf和0.05-0.15％的Ti。当添加多种这些抗再结晶的元素时，总和可以通过初相的出现来限定。
在本发明的另一个有利的实施方案中，晶粒的精炼因添加以下成分(以重量计)实现：0.05-0.13％的Zr、0.02-0.3％的Sc和任选(即选择性而非强制性地)0.05-0.8％的Mn、0.05-0.3％的Cr、0.05-0.5的Hf以及0.05-0.15％的Ti。
在某些情况下，特别是厚度在4和12mm之间的热轧板材，有利地可以限制Mn的含量以重量计为0.05％，以重量计优选为0.03％。发明人注意到对于这样的厚度，Mn的存在使得晶粒的结构更难控制，并且可能同时影响机械性能和韧度。
Fe和Si通常影响韧度性能。Fe的含量以重量计应优选限制为0.1％，而Si的含量以重量计应优选限制为0.1％(以重量计最优选为0.05％)。任何其它的元素同样地应以重量计优选限制为0.1％(以重量计最优选地为0.05％)。
发明人发现如果铜的含量以重量计大于3.4％在某些情况下韧度性能可能迅速下降。对于一些本发明的实施方案，推荐铜的含量以重量计不要超过3.3％。优选地，铜的含量以重量计大于3.0％，或3.1％。
发明人注意到Zr的含量以重量计大于0.13％在某些情况下可能会导致低韧度性能。不管韧度下降的原因为何，发明人发现高的Zr含量将导致初相Al3Zr的形成。在这种情况下，可以使用升高的浇铸温度以便避免初相的形成，但是这样就在杂质和气体含量方面造成液态金属的质量更差。这是为什么本发明人认为Zr有利地以重量计不能超过0.13％。
发明人发现如果Li的含量以重量计小于0.8％或甚至0.9％，机械强度的改进是非常小的。在某些情况下，有利地Li的含量以重量计可以＞0.9％。此外，由于Li的含量较小，合金密度的减少也非常小。对于以重量计大于1.4％甚至大于1.2％或大于1.1％的Li含量，韧度会显著减少。此外，这种高的Li含量具有多种缺点，特别是与原材料的热稳定性、可铸性和成本相关的缺点。
Ag的添加是本发明的主要特点。不包括银的合金通常不能达到由发明人观察到的机械性能和韧度性能。发明人认为：在自然时效或人工时效期间形成包括铜的硬化相时，银起着作用，并且银使得能够特别是形成更细的相以及更均匀地分布这些相。Ag的有利效果在Ag的含量以重量计大于0.1％并优选大于0.2％时观察到。为限制添加Ag的成本，有利地Ag以重量计可以不超过0.5％或甚至0.4％。
Mg的添加改进了机械性能而减少了密度。然而加入过量的Mg对于韧度具有有害效果。在本发明的一个有利的实施方案中，Mg含量限制为以重量计0.4％。发明人认为Mg的添加在含铜相形成期间也起着作用。
具有本发明组成的金属熔池然后进行浇铸。本发明使得能够获得一种轧制、冲压和/或锻造产品，所述产品的厚度有利地在0.8和12mm之间，优选地在2和12mm之间。
根据本发明的一个有利的实施方案，具有所调节的合金元素量的合金浇铸为板形。所述板然后在490至530℃均化5至60小时。发明人注意到大于530℃的均化温度在某些情况下可能导致降低韧度性能。
在热轧前，所述板在490至530℃加热5至30小时。进行热轧以获得4和12mm之间的厚度。对于约4mm或更低的厚度，如果需要，可以增加冷轧步骤。获得的板材厚度优选在0.8和12mm之间，本发明对于厚度为2至12mm甚至2至9mm的板材更为有利，对于厚度为3至7mm的板材更为有利。所述板材然后进行固溶处理，例如经过在490至530℃下热处理15分钟至2小时，然后用室温水或优选冷水淬火。
所述产品然后进行1-5％并优选2.5-4％的控制拉伸。这种水平的冷锻变形也可以通过以下方法获得：冷轧、整平、锻造或这些方法的组合以及控制拉伸。有利地，淬火之后总的冷锻变形在2.5-4％之间。特别是，当在淬火和控制拉伸之间进行整平操作并且不进行任何其它的冷变形时，可有利地控制拉伸变形在1.7-3.5％之间。发明人注意到当控制拉伸变形大于5％时，韧度趋于减少。此外，对于大于5％的永久变形，卡恩试验结果特别是Eg趋于减少。这是推荐永久变形不超过5％的原因。此外，如果拉伸大于5％，可能遇到工业上的困难，例如加工作业增加以及成型困难，这增加了产品成本。
回火在140至170℃进行5至30小时，这使得能够获得状态T8。在某些情况下，特别是在表1的优选组成以及最优选的组成的情况下，回火最优选地在140至155℃进行10至30小时。低回火温度通常有利于高韧度。在本发明的一个实施方案中，回火步骤分为两个步骤：在焊接操作之前的预回火步骤，以及焊接结构元件的最终热处理。在本发明的范围内，混合摩擦焊接(soudage par friction-malaxage)是一种优选的焊接技术。
本发明的板材对于再结晶、非再结晶或混合结晶(即包括再结晶区域和非再结晶区域)的微结构具有有利的特性。在某些情况下，发明人注意到可以有利地避免混合结晶微结构：对于厚度在4和12mm之间的板材，有利地微结构可以是完全非再结晶的。
本发明获得的板材的性能是状态T8：
-在L方向上，通常弹性限度Rp0.2优选地至少440MPa，更优选地至少450MPa或甚至至少460MPa。
-在L方向上，断裂强度Rm优选地至少470MPa，更优选地至少480MPa或甚至至少490MPa。
-使用试件CCT760(2ao＝253mm)的韧度性能如下：
在T-L方向上Kapp优选地至少
Figure A20068001989800151
更优选地至少
Figure A20068001989800152
或甚至至少
Figure A20068001989800153
在L-T方向上Kapp至少
Figure A20068001989800154
优选地至少
在T-L方向上Keff至少
Figure A20068001989800156
优选地至少
Figure A20068001989800157
在L-T方向上Keff至少或甚至至少优选地至少
Figure A200680019898001510
Δaeff(max)，曲线R在T-L方向上的最后有效点的裂纹延伸，优选地至少30mm，更优选地至少40mm。
Δaeff(max)，曲线R在L-T方向上的最后有效点的裂纹延伸，优选地至少50mm。
本发明的板材的成型可以有利地通过以下技术来进行：深度冲压、拉制、旋压、滚压或研磨，这些技术已为本技术领域中的普通技术人员所熟知。
在安装结构构件时，如果需要，任何适用于铝合金的已知和可能的铆接和焊接技术都可以使用。所述板材可以通过铆接或焊接固定至加强肋或框架。发明人发现如果选择焊接，可优选地使用低温焊接技术，所述低温焊接技术有助于确保受热影响的区域尽可能地小。为此，激光焊接和摩擦混合焊接通常给出特别令人满意的结果。在本发明的范围内，摩擦混合焊接是优选的焊接方法。通过摩擦混合焊接有利地获得的本发明的板材的焊接点具有大于70％并优选大于75％的焊接点的有效系数。在焊接操作之前或之后进行回火而获得此有利的结果。
由至少一个本发明的产品形成的结构元件，特别是由本发明的板材以及加强肋或框架——这些加强肋或框架优选地由冲压型材构成——形成的结构元件，可以用于特别是制造飞机机身的壁板，以及其中此性能是有利的任何其它用途。
根据本发明，结构元件、加强肋、和/或飞机机身壁板可以用获得的轧制、冲压和/或锻造产品为原料来制造。发明人发现本发明的板材具有特别有利的静态机械性能和高的韧度。对于一些已知的产品，高韧度的板材通常具有低弹性限度和断裂强度。对于本发明的板材，高机械性能有利于工业应用于飞机结构部件，所述板材的弹性限度和断裂强度是直接考虑用于计算结构尺寸的特征。包括本发明的板材和/或加强肋的结构元件，特别是飞机机身的壁板，相对于只具有由合金2024、2056、2098、7475或6156制成的现有技术的板材的可比性能的结构元件的计算结果，显示出重量减少的可能性。这样的重量减少通常是1-10％，在某些情况下，可以达到甚至更大的重量减少率。
例如，在一个给定形状和尺寸的构件中，用一种本发明的合金简单替换合金2024——结构元件尺寸不随机械特征的改进而改变——能够减少重量约3-3.5％。
本发明的合金的高机械性能使得能够开发更小尺寸和更小形状的产品，这还使得能够达到重量减少10％或甚至重量减少超过10％。
在通常使用的处理飞机结构中表面的外部操作期间，本发明的板材通常不会引起任何特别的问题。
本发明的板材的抗晶间腐蚀性通常提高；例如当金属进行腐蚀试验时，通常只探测到一些点。在本发明的一个优选实施方案中，可以使用本发明的板材而不用镀层。
以下将借助于非限制性的示例性实施例更详细地解释这些方面，以及本发明其它方面。
实施例
实施例1
为了进行比较(参考符号A至E)，提供与本发明相关的多种已知材料。所述材料分别包括合金2024、2056、7475、6156和2098。本发明的实施例标记为F至I。在表2中给出了各种测试合金的化学
表2
化学组成(以重量百分比计)
  铸件   Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Cr   Zn   Zr   Li   Ag   Ti
  A(2024) 0,12 0,15 4,2 0,5 1,4 0,05 0,2 0,02 - - 0,02
  B(2056) 0,06 0,09 4,0 0,4 1,3 - 0,6 - - - 0,02
  C(7475) 0,04 0,07 1,6 0,01 2,2 0,2 5,8 0,02 - - 0,02
  D(6156) 0,78 0,07 0,9 0,45 0,75 0,14 0,02 - - 0,02
  E(2098) 0,03 0,04 3,6 0,01 0,32 0,14 1,00 0,33 0,02
  F   0,02   0,04   3,3   0,01   0,31   0,12   0,96   0,32   0,02
  G   0,05   0,06   3,2   0,01   0,31   0,11   0,93   0,32   0,03
  H   0,05   0,06   3,3   0,02   0,31   0,06   0,11   0,96   0,34   0,02
  I   0,05   0,06   3,2   0,01   0,31   0,11   0,94   0,33   0,03
  J   0,03   0,04   3,2   -   0,31   -   -   0,11   0,98   0,33   0,02
  K   0,03   0,04   3,3   0,00   0,31   -   -   0,11   0,97   0,34   0,03
在表3中显示了不同测试合金的密度。试样F至I显示了不同测试合金的最小密度。
表3
测试合金的密度
  参考符号   密度(g/cm3)
  A  (2024)   2,78
  B  (2056)   2,78
  C  (7475)   2,81
  D  (6156)   2,72
  E  (2098)   2,70
  F，G，H，I，J，K 2,69
制造参考试样A至D所使用的方法是通常的工业方法，这些参考试样被镀层。A、B、C和D的最后冶金状态分别是根据标准EN 573的T3、T3、T76和T6。表4中显示了制造试样E和F所使用的方法。在某些情况下，在淬火和控制拉伸之间进行整平步骤。为了进行比较，试样E未用最通常的条件转变，所述最通常的条件包括伸长在5和10％之间的控制拉伸操作。试样E#3在进行固溶热处理前退火处理以便改进韧度。对试样E#3使用的具体方法——包括一个补充步骤——由于与此步骤相关的成本的增加而不利于工业应用。对于其它用合金E的试样，没有进行退火步骤。
表4
连续转变步骤的条件
  参考符号E   参考符号F和K   参考符号G、H、I和J
  状态   T8   T8   T8
  消除板的应力   是   是   是
  均化   在500℃8小时+在526℃36小时   在500℃8小时+在526℃36小时   在505℃12小时
  热轧前预热   在520℃20小时   在520℃20小时   在520℃20小时
  热轧   厚度＞4mm   厚度＞4mm   厚度＞4mm
  冷轧   厚度＜4mm   厚度＜4mm   厚度＜4mm
  固溶热处理   在521℃2小时   在517℃1小时   在505℃30分钟
  淬火   冷水   冷水   冷水
  控制拉伸   1-5％的永久变形   1-5％的永久变形   1-5％的永久变形
  回火   在155℃14小时   在155℃14小时   在155℃14小时
对于参考符号G、H、I和J，精确选择的组成能够完全溶解，同时保持在一个显著低于固相线的固溶热处理的温度。
在回火之后，将试样切割为所需的尺寸。表5给出了不同试样的参考符号和它们的尺寸。
测试所述试样用以测定它们的静态机械性能以及它们的韧度。在表6中给出了弹性限度Rp0.2、断裂强度Rm和断裂伸长(A)。
表5
试样的最终尺寸
  试样   厚度[mm]   宽度[mm]   长度[mm]
  A   6,0   2000   3000
  B   6,0   2000   3000
  C   6,3   1900   4000
  D   4,6   2500   4500
  E#1   2,0   1000   2500
  E#2   3,2   1000   2500
  E#3   4,5   1250   2500
  E#31   4,5   1250   2500
  E#4   6,7   1250   2500
  F#1   3,0   1000   2500
  F#2   5,0   1250   2500
  F#3   6,7   1250   2500
  G#1   3,8   2450   9600
  H#1   5,0   2450   9600
  I#1   5,0   1500   3000
  K#1   2,0   1000   2500
表6
试样的机械性能
本发明的试样的静态机械性能与通常的耐损伤系列合金2xxx相比非常高，甚至有与参考符号为7475 T76的试样C一样的级别，本发明的试样的机械强度稍微小于参考符号为E的合金的机械强度。发明人认为本发明试样的低铜含量和低锆含量对它们的机械强度影响小。
本发明的某些试样和参考试样E在T-L和L-T方向的曲线R分别在图1和图2中给出。图1清楚地显示：就曲线R的最后有效点的裂纹延伸(Δaeff(max))，本发明试样远大于试样E#1、E#2、E#31和E#4。这一参数至少与数值Kapp一样关键，这是因为，如在现有技术部分的描述，曲线R的长度对于飞机机身的设计是一个重要参数。图2示出了同样的趋势，虽然L-T方向实质上给出了更好的结果。由于达到了机器的最大载荷，试样F#3在L-T方向的曲线R未能测量。表7概括了韧度试验的结果。对于本发明的板材，在T-L方向上Kapp的数值大于
Figure A20068001989800201
甚至大于
Figure A20068001989800202
而对于合金2098制成的参考试样E，在T-L方向上的Kapp的数值小于
Figure A20068001989800203
在固溶热处理前进行特别的退火步骤的试样E#3除外。
表7
韧度试验的结果
表8中集中了来自曲线R的结果。本发明试样的曲线R的最后有效点的裂纹延伸大于参考试样。因此，在T-L方向上，所有本发明的试样都达到至少30mm和甚至至少40mm的裂纹延伸，然而参考试样的裂纹的最大延伸小于40mm。发明人认为可以提供多种原因以解释这种性能，如最小Cu含量，和/或最小Zr含量。
表8
曲线R的数据
Figure A20068001989800211
图3和4示出了T-L和L-T方向上裂开速度da/dN(mm/循环)分别关于不同水平的应力强度因子(ΔK)的变化。试样的宽度是400mm(试件CCT 400)而R＝0.1。在试样E和F之间没有发现很大差异。试样F的裂开速度在合金2056(试样B)通常获得的裂开速度的相同范围内，而小于合金6156(试样D)获得的裂开速度范围。
根据标准ASTM G110测试耐晶间腐蚀性。对于本发明的所有试样，没有测定到晶间腐蚀性。在合金2098制成的参考试样(E#1至E#4)上没有测定到晶间腐蚀性。对于试样B(对其除去镀层)，观察到120μm的平均深度的晶间腐蚀性，对于试样D(对试样D除去镀层)，观察到180μm的平均深度的晶间腐蚀性。因此本发明的试样的抗晶间腐蚀性非常高。
实施例2
在本实施例中，研究了拉伸变形率对于试验级试样的影响。来自铸件H和根据表4中的所述条件加工成厚度5mm的板材的六个试样，通过永久变形率在1和6％之间的控制拉伸进行变形，然后在155℃回火18小时。测试所述试样以测定它们的静态机械性能以及它们的韧度。在表9中给出了弹性限度Rp0.2、断裂强度Rm和断裂伸长(A)。
表9
不同的永久变形率的试验试样的机械性能
Figure A20068001989800221
当控制拉伸时，静态机械性能随着永久变形率增加。对于3％的永久变形率获得主要的增加。因此，永久变形率增加1-3％，Rm(L)增加7％，而永久变形率增加4-6％，Rm(L)仅仅增加3％。用卡恩试验方法评估韧度，在表10中给出了所述结果。
表10
不同的永久变形率的试验试样的卡恩试验结果
  卡恩试验
  试样   永久变形率(％)   Eg(J)
  H#11   1   30,5
  H#12   2   29,2
  H#13   3   27,8
  H#14   4   25,1
  H#15   5   25,0
  H#16   6   20,6
断裂总能量Eg和韧度之间的关系成正比，虽然断裂总能量Eg的值不能用以预测宽试样的曲线R的结果，原因在于试样的几何形状不同。可注意到Eg缓慢减小，直到5％的永久变形，以及对于6％的永久变形，迅速减小。
实施例3
在本实施例中，在一些工业试样上研究了通过控制拉伸获得的永久变形率的影响。来自铸件J、根据表4所示的条件加工成5mm厚度的板材的两个试样，被整平并进行1.8和3.4％的永久变形率的控制拉伸。所述试样进行测试以测定它们的静态机械性能以及它们的韧度。
在11中给出了弹性限度Rp0.2、断裂强度Rm和断裂伸长(A)。
表11不同永久变形率的工业试样的机械性能
Figure A20068001989800231
图5中显示了两个试样在T-L方向上获得的曲线R。表12概括了曲线R的结果。经受1.8％的永久变形的试样比经受3.4％的永久变形的试样显示出更小的机械强度。此外，所述两个试样均观察到非常高的韧度。
表12不同永久变形率的工业试样的韧度试验结果
Figure A20068001989800232
实施例4
在本实施例中，评价本发明的板材之间或参考板材之间焊接点的机械强度。来自铸件D(6156)、E和I的3.2mm厚度的板材通过摩擦混合焊接焊接在一起。焊接用机器MTS
Figure A20068001989800241
进行。焊接参数基于初步研究的试验选择。根据显微结构的观察结果和研磨试验的结果进行参数选择。对于来自铸件E和I的板材，以800tpm(每分钟的转数)的工具旋转速度和300mm/min的焊接速度进行连接。对于来自铸件D的板材，以510tpm(每分钟的转数)的工具旋转速度和900mm/min的焊接速度进行连接。
回火在通过摩擦混合焊接连接之前或之后进行。在表13中给出了所述结果。用本发明的板材获得的焊接点的性能以下两方面特别令人满意。第一，对于本发明的板材，焊接点的有效系数——焊接点的断裂强度和未焊接板材的断裂强度之间的比率——大于70％并且甚至大于75％。在某些情况下，此系数甚至达到80％。此结果比用来自铸件E的板材获得的结果好。第二，所述结果受回火步骤的位置(在焊接之前或之后)的影响小，这使得方法灵活。相反，对于由铸件D(6156)为原料获得的板材，观察到回火步骤的位置的影响很大。
表13焊接点的机械性能
Figure A20068001989800242
实施例5
在此实施例中，对Zr和Mn含量对于静态机械强度和韧度的影响进行了评估。
根据表4中关于试样G、H和I的条件对两种合金进行浇铸并且加工成6mm厚度的板材。在表14中给出了这些合金的组成。
表14
包括Mn的合金的化学组成(以重量百分比计)
  铸件的参考符号   Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Zr   Li   Ag   Ti
  L   0,03   0,05   3,3   0,31   0,32   0,05   0,99   0,32   0,02
  M   0,03   0,05   3,3   0,30   0,33   0,11   0,98   0,35   0,02
测试所述试样以测定它们的静态机械性能以及它们的韧度。表15中给出了弹性限度Rp0.2、断裂强度Rm和断裂伸长(A)，而在表16中给出了韧度试验结果。
表15
包括Mn的合金的试样的机械性能
Figure A20068001989800251
表16
包括Mn的合金的韧度试验结果
试样L和M达到至状态T8的本发明的机械性能。此外，试样L——其包括Mn和低Zr含量——的静态机械性能和韧度性能比本发明的其它实施例的试样低。发明人认为试样L的最低性能与以特别是存在再结晶区域和非再结晶区域(混合显微结构)为特征的、具有较少有利性能的显微结构有关。

Claims (28)

1.一种制造具有高韧度和高机械强度的铝基合金板材的方法，其中：
a)制造一个金属熔池，所述金属熔池以重量计包括以下成分：2.7-3.4％的Cu；0.8-1.4％的Li；0.1-0.8％的Ag；0.2-0.6％的Mg和至少一种选自Zr、Mn、cr、Sc、Hf和Ti的元素；如果选择上述元素，所述元素以重量计的量是：0.05-0.13％的Zr；0.05-0.8％的Mn；0.05-0.3％的Cr和Sc；0.05-0.5％的Hf和0.05-0.15％的Ti，
其余为铝和不可避免的杂质，
补充条件是：Cu和Li的量满足下式：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.2；
b)以所述金属熔池为原料浇铸一块板；
c)在490-530℃之间的温度均化所述板5-60小时；
d)将所述板轧制成最终厚度在0.8和12mm之间的板材；
e)将所述板材进行固溶热处理并淬火；
f)控制拉伸所述板材至永久变形1-5％；
g)通过在140-170℃加热5-30小时对所述板材进行回火。
2.根据权利要求1的方法，其特征在于：所述最终厚度在2和12mm之间。
3.根据权利要求1或2的方法，其特征在于：所述金属熔池的铜含量以重量计在3.0和3.4％之间。
4.根据权利要求3的方法，其特征在于：所述金属熔池的铜含量以重量计在3.1和3.3％之间。
5.根据权利要求1至4之一的方法，其特征在于：所述金属熔池的锂含量以重量计在0.8和1.2％之间。
6.根据权利要求5的方法，其特征在于：所述金属熔池的锂含量以重量计在0.9和1.1％之间。
7.根据权利要求1至6之一的方法，其特征在于：所述金属熔池的银含量以重量计在0.2和0.5％之间。
8.根据权利要求7的方法，其特征在于：所述金属熔池的银含量以重量计在0.2和0.4％之间。
9.根据权利要求1至8之一的方法，其特征在于：所述金属熔池的镁含量以重量计小于0.4％。
10.根据权利要求1至9之一的方法，其特征在于：所述金属熔池的锆含量以重量计在0.05和0.13％之间，而钪含量以重量计在0.02和0.3％之间。
11.根据权利要求1至10之一的方法，其特征在于：所述金属熔池的锆含量以重量计在0.09和0.13％之间。
12.根据权利要求1至11之一的方法，其特征在于：所述金属熔池的锰含量以重量计小于0.05％。
13.根据权利要求1至12之一的方法，其特征在于：在淬火之后总的冷变形在2.5和4％之间。
14.根据权利要求1至13之一的方法，其特征在于：通过控制拉伸获得的永久变形在2.5和4％之间。
15.根据权利要求1至14之一的方法，其特征在于：所述回火通过在140-155℃加热10-30小时进行。
16.根据权利要求1的制造板材的方法，其中：
a)制造一个金属熔池，所述金属熔池以重量计包括以下成分：3.0-3.4％的Cu；0.8-1.2％的Li；0.2-0.5％的Ag；0.2-0.6％的Mg和至少一种选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的元素；如果选择上述元素，所述元素以重量计的量是：0.09-0.13％的Zr；0.05-0.8％的Mn；0.05-0.3％的Cr和Sc；0.05-0.5％的Hf和0.05-0.15％的Ti，
其余为铝和不可避免的杂质，
补充条件是：Cu和Li的量满足下式：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.0；
b)以所述金属熔池为原料浇铸一块板；
c)在490-530℃之间的温度均化所述板5-60小时；
d)将所述板轧制成最终厚度在2和9mm之间的板材；
e)将所述板材在490-530℃进行固溶热处理15分钟-2小时，并淬火；
f)控制拉伸所述板材至永久变形2.5-4％；
g)通过在140-155℃加热10-30小时对所述板材进行回火。
17.一种铝合金制成的轧制、冲压和/或锻造产品，所述铝合金以重量计包括以下成分：2.7-3.4％的Cu；0.8-1.4％的Li；0.1-0.8％的Ag；0.2-0.6％的Mg和至少一种选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的元素；如果选择上述元素，所述元素以重量计的量是：0.05-0.13％的Zr；0.05-0.8％的Mn；0.05-0.3％的Cr和Sc；0.05-0.5％的Hf和0.05-0.15％的Ti，
其余为铝和不可避免的杂质，
补充条件是：Cu和Li的量满足下式：
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.2。
18.根据权利要求17的轧制、冲压和/或锻造产品，其厚度在0.8和12mm之间，优选地在2和12mm之间。
19.根据权利要求17或18的产品，其特征在于：以重量计，Cu含量大于3.0％；Li含量小于1.2％；Ag含量在0.2和0.5％之间；如果选择Zr，Zr含量大于0.09％；其特征还在于：Cu和Li的数量如下
Cu(以重量百分比计)+5/3Li(以重量百分比计)＜5.0。
20.铝合金板材，通过权利要求1至16之一的方法生产，其特征在于处于T8状态：
(a)其在L方向上伸长0.2％测得的弹性限度是至少440MPa，以及
(b)其在CCT760型试件(2ao＝253mm)上测得的韧度Kapp在T-L方向上是至少110以及
(c)其曲线R在T-L方向上的最后有效点的裂纹延伸Δaeff(max)是至少30mm。
21.铝合金板材，通过权利要求1至16之一的方法生产，其特征在于处于状态T8：
(a)其在L方向上伸长0.2％测得的弹性限度是至少460MPa，以及
(b)其在CCT760型试件(2ao＝253mm)上测得的韧度Kapp在T-L方向上是至少130
Figure A2006800198980004C2
以及
(c)其曲线R在T-L方向上的最后有效点的裂纹延伸Δaeff(max)是至少40mm。
22.结构元件，包括至少一个权利要求17至21之一的产品或由这种产品制得。
23.根据权利要求22的结构元件，其特征在于：它为一种飞机机身的壁板。
24.权利要求22的结构元件，与权利要求17至19有关，其特征在于：它为一种加强肋。
25.根据权利要求22至24之一的结构元件，包括一个焊接结构，其特征在于：焊接点的有效系数大于70％。
26.根据权利要求25的结构元件，其特征在于：所述焊接结构通过摩擦混合焊接来焊接在一起。
27.根据权利要求23的飞机机身壁板，其重量小于一个具有可比性能的飞机机身壁板重量的1-10％，所述具有可比性能的飞机机身壁板的板材是选自合金2024、2056、2098、7475和6156的合金。
28.根据权利要求22的结构元件，其重量小于一个具有可比性能的结构元件的重量的1-10％，所述具有可比性能的结构元件的板材是选自合金2024、2056、2098、7475和6156的合金。
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