CN102985573A

CN102985573A - 用于机翼下蒙皮元件的铝-铜-锂合金

Info

Publication number: CN102985573A
Application number: CN2011800340703A
Authority: CN
Inventors: B·贝斯; F·埃伯尔; G·皮盖特
Original assignee: Constellium France SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS
Priority date: 2010-05-12
Filing date: 2011-05-11
Publication date: 2013-03-20
Also published as: BR112012028658A2; WO2011141647A2; WO2011141647A3; CA2798480C; FR2960002A1; US20110278397A1; EP2569456B1; FR2960002B1; CA2798480A1; EP2569456A2

Abstract

本发明涉及一种铝基合金，包含（重量%）：2.1至2.4%的Cu、1.3至1.6%的Li、0.1至0.51%的Ag、0.2至0.6%的Mg、0.05至0.15%的Zr、0.1至0.5%的Mn、0.01至0.12%的Ti、任选的至少一种选自Cr、Se和Hf的元素，所述元素的量——如果被选择——为：对于Cr和Se而言的0.05至0.3%、对于Hf而言的0.05至0.5重量%，Fe和Si的含量各自小于或等于0.1%，且不可避免的杂质的含量为各自小于或等于0.05%且总含量小于或等于0.15%。所述合金可用于生产挤压、轧制和/或锻造的产品，所述产品特别适用于制造机翼下蒙皮元件。

Description

用于机翼下蒙皮元件的铝-铜-锂合金

技术领域

本发明总体而言涉及铝合金产品，并且更具体地涉及所述产品、其制备方法和用途，尤其用于航空工业。

背景技术

为了开发可同时降低高性能飞机的结构件的重量并增加其效能的材料，已不断进行了研究工作。铝-锂合金（AlLi）在这方面是非常令人感兴趣的，这是因为每加入1重量%的锂可以降低3%的铝密度并提高6%的弹性模量。

专利US5,032,359描述了一大类铝-铜-锂合金，其中加入了镁和银（具体而言是0.3至0.5重量%），从而可以提高该合金的机械强度。

专利US5,198,045描述了一类合金，包括（重量%）：(2.4-3.5)Cu、(1.35-1.8)Li、(0.25-0.65)Mg、(0.25-0.65)Ag、(0.08-0.25)Zr。使用这些合金制备的锻焊产品既具有小于2.64g/cm³的密度，又在机械强度和韧度之间具有有益的折衷。

专利US7,229,509描述了一类合金，包括（重量%）：(2.5-5.5)Cu、(0.1-2.5)Li、(0.2-1.0)Mg、(0.2-0.8)Ag、(0.2-0.8)Mn、(最高0.4)Zr或其它精炼剂（affinant），例如Cr、Ti、Hf、Sc和V。所给出的实例在机械强度和韧度之间具有改进的折衷，但是它们的密度大于2.7g/cm³。

专利EP1,966,402描述了一种被设计用于机身板材的合金，其不含有锆，且其结构基本上是重结晶的，包括（重量%）：(2.1-2.8)Cu、(1.1-1.7)Li、(0.2-0.6)Mg、(0.1-0.8)Ag、(0.2-0.6)Mn。

专利EP1,891,247描述了一种被设计用于机身板材的合金，包括（重量%）(3.0-3.4)Cu、(0.8-1.2)Li、(0.2-0.6)Mg、(0.2-0.5)Ag和至少一种选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的元素，其中Cu和Li的含量满足Cu+5/3Li<5.2。

专利US5,455,003描述了一种制备铝-铜-锂合金的方法，所述合金在低温下具有改进的机械强度和韧度特性。该方法具体应用于包括下列（重量%）的合金：(2.0-6.5)Cu、(0.2-2.7)Li、(0-4.0)Mg、(0-4.0)Ag、(0-3.0)Zn。

国际专利申请WO2010/055225描述了一种制备方法，其中：制备了液态金属浴，其包含2.0至3.5重量%Cu、1.4至1.8重量%Li、0.1至0.5重量%Ag、0.1至1.0重量%Mg、0.05至0.18重量%Zr、0.2至0.6重量%Mn以及至少一种选自Cr、Sc、Hf和Ti的元素，所述元素的含量——如果被选择——为：对于Cr和Sc而言的0.05至0.3重量%、对于Hf而言的0.05至0.5重量%、和对于Ti而言的0.01至0.15重量%，余量为铝和不可避免的杂质；由液态金属浴浇铸粗制成形体，所述粗制成形体在515℃至525℃的温度下均化以使其520℃下的均化等效时间为5至20小时。

合金AA2196也是已知的，其包含（重量%）：(2.5-3.3)Cu、(1.4-2.1)Li、(0.25-0.8)Mg、(0.25-0.6)Ag、(0.04-0.18)Zr和最高0.35的Mn。

用于航空工程的某些部件需要特定的特性的折衷，这是这些已知的合金不可能达到的。具体而言，用于制备飞机机翼下蒙皮（intrados）的部件需要非常高的韧度，还要具有足够的机械强度。这些特性必须是热稳定的，即，在诸如85℃的温度下老化处理期间所述特性不能明显变化。获得所有这些特性以及同时具有尽可能低的密度是所需的特性折衷。

需要热稳定的Al-Cu-Li合金，所述合金具有低密度且具有非常高的韧度，还具有足够的机械强度，其用于航空应用并特别用于机翼下蒙皮机翼元件的应用。

发明内容

本发明的第一个主题是铝基合金，其包含

2.1至2.4重量%Cu、

1.3至1.6重量%Li、

0.1至0.5重量%Ag、

0.2至0.6重量%Mg、

0.05至0.15重量%Zr、

0.1至0.5重量%Mn、

0.01至0.12重量%Ti，

任选的至少一种选自Cr、Sc和Hf的元素，所述元素的含量——如果被选择——为：对于Cr和Sc而言的0.05至0.3重量%、对于Hf而言的0.05至0.5重量%，

各自小于或等于0.1重量%的Fe和Si，以及含量各自小于或等于0.05重量%且总含量小于或等于0.15重量%的不可避免的杂质。

本发明的第二个主题是挤压、轧制和/或锻造的产品（produit filélaminé et/ou forgé），其包含本发明的合金。

本发明的另一个主题是制备本发明产品的方法，其中：

（a）以本发明的合金浇铸成粗制成形体，

（b）将所述粗制成形体在480至540℃下均化5至60小时，

（c）通过挤压、轧制和/或锻造、以400至500℃的初始热变形温度使所述粗制成形体热变形，以获得挤压、轧制和/或锻造产品，

（d）将所述产品在490至530℃进行固溶热处理15分钟至8小时，

（e）淬火，

（f）以永久变形率1至5%对所述产品进行受控拉伸，

（g）通过在120至170℃的温度加热5至100小时进行所述产品的回火。

本发明另一个主题是本发明的产品作为机翼下蒙皮元件的用途。

附图说明

图1：实施例1的型材形状。其量纲以mm表示。底部的厚度为26.3mm。

具体实施方式

除非另外说明，所有关于合金的化学组成的说明均用基于合金总重量计的重量百分数表示。合金命名根据本领域技术人员已知的铝业协会(The Aluminum Association)的规定。密度与组成有关并通过计算而非通过重量测量方法来确定。数值的计算根据铝业协会的程序，其描述于“Aluminum Standards and Data”的第2-12和2-13页。冶金状态的定义记载于欧洲标准EN515中。

除非另外说明，静态机械特性，即极限抗拉强度（résistance à larupture ultime）R_m、拉伸弹性极限（limite d’élasticité en traction）R_p0.2和断裂伸长（allongement à la rupture）A，通过根据EN10002-1或NF EN ISO6892-1标准的拉伸试验测量，部件的评价位置及其方向用标准EN485-1定义。

应力强度因子（facteur d’intensité de contrainte）(K_Q)根据标准ASTM E399测定。因此，始终遵守该标准第7.2.1段中定义的试样比例，如同第8段中定义的一般步骤。标准ASTM E399在第9.1.3和9.1.4段中给出可以确定K_Q是否是K_1C有效值的标准。所以K_1C值总是K_Q值，但是反过来就并不正确。在本发明的范围内，标准ASTM E399第9.1.3和9.1.4段中的标准并不总被遵守；然而，对于给定的试样几何形状，出现的K_Q值总是可以互相比较的，试样的几何形状使得可以获得K_1C的有效值，该有效值考虑到与板材或型材的尺寸有关的限制而并非总是可获得的。在本发明的范围内，所选择试样的厚度是本领域技术人员认为适于获得有效的K_1C的厚度。

表观断裂应力强度因子（facteur d’intensité de contrainteapparent à la rupture,K_app）和断裂应力强度因子（facteur d’intensitéde contrainteàla rupture,K_C）如ASTM标准E561中定义。

除非另外说明，否则适用标准EN12258的定义。型材的厚度根据标准EN2066:2001定义：横截面分成具有尺寸A和B的基本矩形；A总是基本矩形的较大尺寸且B可被认为是基本矩形的厚度。底部是具有最大尺寸A的基本矩形。

在本文中，机械构造的“结构元件”指一种机械部件，对其而言静态和/或动态机械特性对于结构的性能特别重要，并且对其而言结构分析通常是有规定的或被实施的。它们通常为其故障很可能会危及所述构造、其使用者或他人的安全的元件。对于飞机，所述结构元件包括，尤其是，构成机身的元件(例如机身蒙皮、桁条、舱壁、圆周框架)、机翼(例如机翼蒙皮、桁条或加强肋、翼肋和翼梁)和由水平和竖直稳定件构成的尾部装置，以及地板梁、座椅轨道和舱门。

出人意料的是，发明人发现低含量的铜结合同时加入的锰和锆使得可以获得铝-铜-锂合金的非常高的韧度，其密度低于2.66g/cm³。

为获得出人意料效果的合金的铜含量为2.1至2.4重量%，或者甚至为2.10至2.40重量%，优选为2.12重量%或2.20重量%至2.37重量%或2.30重量%。

锂的含量为1.3至1.6重量%，或者甚至为1.30至1.60重量%。在一个有利的实施方案中，锂的含量为1.35至1.55重量%。

银的含量为0.1至0.5重量%。发明人注意到大量的银对于获得期望的在机械强度和损伤容限之间折衷的改进而言不是必须的。在本发明的一个有利的实施方案中，银的含量为0.15重量%至0.35重量%。在本发明的一个实施方案中——其优势为使密度最小化——银的含量最高为0.25重量%。

镁的含量为0.2至0.6重量%，优选小于0.4重量%。

同时加入锆和锰为本发明的一个重要特征。锆的含量应当为0.05至0.15重量%而锰的含量应当为0.1至0.5重量%。

所述合金还包含0.01至0.12重量%的Ti，用以在浇铸期间控制晶粒尺寸。

本发明的合金也可任选地包含至少一种选自Cr、Sc和Hf的元素，所述元素的含量——如果被选择——为：对于Cr和Sc而言的0.05至0.3重量%，对于Hf而言的0.05至0.5重量%。

优选限制合金中不可避免的杂质的含量从而获得最有利的损伤容限特性。所述不可避免的杂质包括铁和硅；这些元素各自的含量均小于0.1重量%，优选的含量为，对于铁和硅而言，分别小于0.08重量%以及小于0.06重量%；其它杂质各自的含量为小于0.05重量%并且总含量小于0.15重量%。此外，锌的含量优选小于0.04重量%。

优选地，调节组成以获得室温下小于2.65g/cm³的密度。更优选小于2.64g/cm³或者甚至在某些情况下小于2.63g/cm³。

所期望的特性的组合：低密度、高韧度和足够的机械强度，难以同时获得。在本发明范围内，令人惊讶的是可以将低密度与机械特性的非常有利的折衷结合。

本发明的合金可用于制造挤压、轧制和/或锻造的产品。有利地，本发明的合金用于制造板材。

本发明的产品优选为基本上未重结晶的结构，其重结晶率低于30%，优选低于15%。

通过本发明的方法获得的挤压产品，特别是挤压型材，是有利的。厚型材——即其至少一个基本矩形的厚度大于8mm，优选大于12mm，或者甚至15mm——是最有利的。

有利地，本发明的厚型材包括

－L方向的弹性极限R_p0.2为至少390MPa，优选为至少400MPa并且甚至更优选为至少430MPa，和

－韧度K_Q(L-T)为至少

并优选至少为

本发明的合金特别有利于获得韧度非常高的轧制产品。在轧制产品中，厚度至少为14mm、优选至少为20mm和/或最高为100mm、优选最高60mm的硬板（

forte）是有利的。

有利的是，本发明的硬板在T84状态的中值厚度下包括：

（a）对于20mm至40mm的厚度，L向的弹性极限R_p0.2为至少410MPa，优选为至少420MPa，和

韧度K_Q(L-T)为至少

优选为至少

（b）对于40mm至80mm的厚度，L向的弹性极限R_p0.2为至少380MPa，优选为至少390MPa，和

韧度K_Q(L-T)为至少

优选为至少

本发明的产品具有非常高的韧度。发明人推测Zr和Mn的同时存在——二者在控制晶粒结构上均起作用——使得可以获得非常有利的基本上未重结晶的结构，特别是对于轧制和挤压产品的优选厚度而言。

本发明的产品通过包括如下步骤的方法获得：浇铸、均化、热变形、固溶热处理、淬火、应力消除和回火。

均化温度优选为480至540℃并进行5至60小时。优选地，均化温度为515℃至525℃以使得520℃下均化的等效时间t(eq)为5至20小时，并且优选为6至15小时。520℃下的等效时间t(eq)如下式定义：

t (eq) = \frac{&Integral; \exp (- 26100 / T) dt}{\exp (- 26100 / T_{ref})}

其中T（开尔文）是瞬时处理温度，其随时间t（小时）变化，并且T_ref是设为793K的参照温度。t(eq)以小时表示。常数Q/R=26100K源自Mn扩散的活化能，Q=217000J/mol。该给出t(eq)的式子考虑到了加热阶段和冷却阶段。在本发明一个优选的实施方案中，均化温度为约520℃且处理时间为8至20小时。

均化后，一般将粗制成形体冷却至室温，然后预加热以进行热变形。预加热的目的是达到初始变形温度，其优选为400至500℃并且优选为约450℃至480℃，从而使得粗制成形体变形。

热变形通常通过挤压、轧制和/或锻造进行，从而获得挤压、轧制和/或锻造的产品。

由此获得的产品随后进行固溶热处理，其优选通过在490至530℃下热处理15分钟至8小时，之后淬火——通常使用水。

该产品随后进行1至5%，优选至少2%的受控拉伸。在本发明的一个实施方案中，进行5%至15%压缩的冷轧，然后进行受控拉伸步骤。在受控拉伸之前或之后，可以任选进行已知的诸如修平、矫直或修形。

回火在120至170℃下的温度下进行5至100h，优选在150至160℃下进行20至60h。

优选的冶金状态为，对于板材而言的T84和T89状态，以及对于型材而言的T8511状态。

本发明的产品可用作结构元件，尤其是用于飞机构造中。

在本发明的一个有利的实施方案中，本发明的产品用作机翼下蒙皮元件。

实施例

实施例1

将本发明的实施例称为A。提供实施例B和C以进行比较。该实施例中各被测合金的化学组成示于表1。

表1：化学组成（重量%）

编号:	Si	Fe	Cu	Mn	Mg	Zn	Zr	Li	Ag	Ti
											A	0.03	0.05	2.37	0.29	0.37	0.01	0.13	1.37	0.28	0.04
B	0.03	0.05	2.50	0.31	0.35	0.01	0.13	1.43	0.25	0.04
											C	0.03	0.06	2.62	0.30	0.35	0.01	0.14	1.42	0.24	0.04

各个被测合金的密度示于表2。

表2：被测合金的密度

编号：	密度(g/cm³)
		A	2.647
B	2.645
		C	2.648

合金A、B和C以坯块形式浇铸。坯块在520℃下均化8小时。520℃下的等效时间为9.5小时。均化后，将坯块再加热至450℃+/-40℃，随后热挤压以获得图1的型材。由此获得的型材在524+/-2℃下进行固溶热处理，用低于40℃温度的水淬火，然后以2％至5％的永久延长率进行拉伸。型材在152℃下回火30小时，对应于最大的韧度值。

在底部取样。所取样品除了T-L向之外直径为10mm，而该样品T-L向的直径为6mm。用于韧度测量的试样的性质为B=20mm且W=76mm。

所得的结果示于下表3中。

表3：由合金A、B和C制成的型材的机械特性。

实施例2

将本发明的实施例称为D和E。提供实施例F、G和H以进行比较。该实施例中各被测合金的化学组成示于表4。

表4：化学组成（重量%）

编号：	Si	Fe	Cu	Mn	Mg	Zn	Zr	Li	Ag	Ti
											D	0.03	0.05	2.21	0.38	0.28	0.01	0.13	1.46	0.25	0.04
E	0.03	0.05	2.28	0.40	0.30	0.01	0.14	1.50	0.27	0.04
											F	0.03	0.06	3.12	0.30	0.41	0.01	0.10	1.78	0.35	0.03
G	0.03	0.06	2.64	0.41	0.33	0.02	0.14	1.55	0.26	0.03
											H	0.03	0.05	3.02	0.45	0.35	0.01	0.14	1.43	0.28	0.03

各被测合金的密度示于表5。

表5：被测合金的密度

编号：	密度(g/cm³)
		D	2.639
E	2.638
		F	2.630
G	2.641
		H	2.657

合金D、E、F、G和H以板材形式浇铸。板材在520℃下均化8小时。均化后，将板材再加热随后热轧以获得厚度为14mm、25mm或60mm厚度的板。由此获得的板在524+1/-2℃下进行固溶热处理，用低于40℃温度的水淬火，然后以3％至5％的永久延长率进行拉伸。板在155℃下回火30至60小时。

对于厚度为14mm和25mm的板在中值厚度处取样，对于厚度为60mm的板，在中值厚度和四分之一厚度处取样。

用于韧度测量的试样为：对于14mm厚的板，试样为12.5mm厚；对于25mm厚的板，试样为20mm厚；对于60mm厚的板，四分之一厚度处测量的试样为25mm厚；对于60mm厚的板，中值厚度处测量的试样为40mm厚。

R-曲线测量也在中值厚度处对于一些回火条件进行。

所得的结果示于表5-9中。

表5：厚度为14mm的本发明产品的机械特性。

表6：厚度为25mm的本发明产品（E）和对照产品的机械特性

*:K_1C

表7：厚度为60mm的本发明产品（D）和对照产品的中值厚度处测量的机械特性。

*:K_1C

表8：厚度为60mm的本发明产品（D）和对照产品的四分之一厚度处测量的机械特性。

*:K_1C

表9：宽度W=406mm的CCT试样的中值厚度处测量的应力强度因子。