CN103266246A - 适于航空应用的Al-Cu-Li合金产品 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于结构元件的铝合金产品，其具有的化学组成以重量%计的包括Cu3.4-5.0、Li0.9-1.7、Mg大约0.2-0.8、Ag大约0.1-0.8、Mn大约0.1-0.9、Zn最高达1.5，和一种或多种元素选自（Zr大约0.05-0.3、Cr大约0.05-0.3、Ti大约0.03-0.3、Sc大约0.05-0.4、Hf大约0.05-0.4），Fe<0.15、Si<0.5，普通且不可避免的杂质和余量的铝。

Description

适于航空应用的Al-Cu-Li合金产品

本申请是申请日为2008年9月16日、发明名称为“适于航空应用的Al-Cu-Li合金产品”的申请号为200880107556.3的专利申请的分案申请。

技术领域

本发明涉及一种用于结构元件的铝合金，特别是一种Al-Cu-Li型的合金产品，更特别地是一种Al-Cu-Li-Mg-Ag-Mn合金产品，所述铝合金产品组合了高强度和高韧性。由该铝合金产品制成的产品非常适合于航空应用，但不限于此。可以将该合金加工成各种产品形式，例如，片件、薄板、厚板、挤压产品或锻造产品。

背景技术

如本文以下要理解的，除另外说明，合金牌号和状态标号（temperdesignations）是指于2007年由铝协会颁布的“铝标准和数据及登记备案”中的铝业协会标号。

关于任何对合金组分或优选合金组分的说明，提到百分比时都是指重量百分比，除非另作说明。

本文所使用的术语“大约”，当用于描述组分范围或添加的合金元素的量的时候，意思是所述添加的合金元素实际的量可以由于如本领域技术人员所理解的标准工艺的变化的因素，偏离标称预期量而变化。

术语“基本上不含”意思是不具有故意地加入到合金组合物的该组分的显著量，应理解的是，痕量的附加元素和/或杂质可能存在于所期望的终端产品中。

在航空工业一般所熟知的是，减小飞机重量的最有效的方法之一是降低用于飞机制造的铝合金的密度。该期待导致了向铝合金中加入锂，密度最小的金属元素。铝协会合金如AA2090和AA2091含有大约2.0重量%的锂，其比不含锂的合金轻了大约7%的重量。铝合金AA2094和AA095含有大约1.2重量%的铝。另一种铝合金，AA8090含有大约2.5重量%的锂，其比不含锂的合金轻了几乎10%的重量。

然而，铸造这样含有相对大量的锂的常规合金是困难的。此外，这样合金所结合的强度和断裂韧性不是最优化的。折衷存在于传统的铝-锂合金中，其中断裂韧性随强度的增大而减小。航空铝合金的另一个重要的性质是疲劳裂缝生长抗性。例如，在飞机的耐损坏应用中，增加的疲劳裂缝生长抗性是期望的。较好的疲劳裂缝生长抗性意味着裂缝将较缓慢地生长，因此使得飞机更安全，因为小裂缝可以在它们达到灾难性传播的临界尺寸之前被探测到。此外，较慢的裂缝生长由于可以实施较长的检查间隔而具有经济利益。

一些其它的现有技术文献为：

US-2004/0071586公开了一种宽范围的铝合金，其以重量%计包括：3-5%的Cu、0.5-2%的Mg、和0.01-0.9%的Li。其公开了Li含量应当保持在低水平与已控制量的Cu和Mg组合以提供希望水平的断裂韧性和强度。优选地，Cu和Mg在合金中以低于合金溶解限度的总量而存在。

WO-2004/106570公开了用作结构元件的另一种Al-Cu-Li-Mg-Ag-Mn-Zr合金。该合金以重量计%包括：2.5-5.5%的Cu、0.1-2.5%的Li、0.2-1%的Mg、0.2-0.8%的Ag、0.2-0.8%的Mn、以及高达0.3%的Zr、余量的铝。

US-2007/0181229公开了一种铝合金，其以重量%计包括：2.1-2.8%的Cu、1.1-1.7%的Li、0.1-0.8%的Ag、0.2-0.6%的Mg、0.2-0.6%的Mn、Fe和Si的含量分别小于或等于0.1%、余量的杂质和铝，并且其中所述合金基本上不含锆。报道称低的Zr含量是为了增强韧性。

因此，存在用于飞机应用的铝合金的需要，该铝合金具有高断裂韧性、高强度和出色的疲劳裂缝生长抗性。

发明内容

本发明的一个目的在于提供AlCuLi型的合金产品，其理想地被用于结构元件并具有高强度与高韧性的平衡。

本发明的另一个目的在于提供一种制造这样的铝合金产品的方法。

这些目的和其它目的以及进一步的优点被本发明满足或超越，本发明提供用于结构元件的铝合金产品，其具有的化学组成以重量%计包括：3.4-5.0的Cu、0.9-1.7的Li、大约0.2-0.8的Mg、大约0.1-0.8的Ag、大约0.1-0.9的Mn、最大为1.5的Zn、选自：（大约0.05-0.3的Zr、大约0.05-0.3的Cr、大约0.03-0.3的Ti、大约0.05-0.4的Sc、大约0.05-0.4的Hf）的一种或多种元素、Fe<0.15、Si<0.5、普通且不可避免的杂质和余量的铝。所述合金产品可以含有普通和/或不可避免的元素和杂质，通常每种<0.05%且总量<0.2%，并且余量由铝制成。

任选地，所述合金产品可以含有0-1%，且优选为0-0.1%的晶粒细化剂元素，该元素选自：B、TiB₂、Ce、Nb、Er和V。

铜是合金产品中主要的合金元素之一并且其被添加以提高合金产品的强度。然而，必须注意的是，不要加入太多的铜，因为抗腐蚀性可能被降低。而且，超过最大溶解量的铜加入量将导致低断裂韧性和低的损伤容限。由于这样的原因，Cu含量的优选上限为大约4.4%，且更优选为4.2%。优选的下限为大约3.6%，且更优选为大约3.75%，且最优选为大约3.9%。

镁是合金产品中另一主要的合金元素，且其被添加以提高强度并降低密度。然而，应当注意的是，不要加入与铜组合的太多的镁，因为超过最大溶解量的加入量将导致低的断裂韧性和低的损伤容限。Mg的加入量的更优选下限为0.3%、且更优选的上限为0.65%。已经发现的是，高于大约0.8%水平的Mg进一步添加会导致合金产品的韧性的下降。

锂为本发明产品中另一重要的合金元素，并且与铜一起加入到合金中以获得改进的断裂韧性和强度的组合。这意味着本发明的合金在相比于不具有锂或具有较大量锂的类似合金、在至少一个状态下，具有较高的断裂韧性和相当或较高的强度，或具有较高强度和相当或较高的断裂韧性。Li的加入量的优选下限为1.0%。Li的加入量的优选上限为约1.4%，且更优选为1.25%。在本发明合金产品中相对高的Cu水平的情况下，太高的锂含量对合金产品的损伤容限性质尤其具有不利的影响。

银的加入是为了进一步提高强度且不应当超过大约0.8%，且优选的下限为大约0.1%。Ag的加入量的优选范围为大约0.2-0.6%，且更优选的为大约0.25-0.50%。

锰的加入是为了通过提供主沉积相的更均匀的分布来控制晶粒结构，并且从而尤其更进一步提高了强度。Mn的加入量不应当超过大约0.9%且应当至少为大约0.1%。锰的加入量的优选下限为至少大约0.2%，且更优选为至少大约0.3%，且更优选为至少0.35%。Mn的加入量的优选上限为大约0.7%。

除了铝、铜、镁、锂、银、锰以及优选也还有的锌之外，本发明的合金含有选自Zr、Cr、Ti、Sc、Hf中的至少一种元素。

如果加入的话，锆应当以0.05-0.3%的范围存在，且优选为0.07-0.2%。太低的锆加入量对合金产品的单位扩展能（unit propagation energy）具有不利影响。

Cr的加入尤其可以用于提高合金产品的单位扩展能（UPE）。UPE通常在Kahn撕裂试验中被测定，其为裂缝生长所需的能量。通常相信的是，UPE越高，裂缝生长就越难，这是材料所希望的特征。Cr的加入量应当在0.05-0.3%的范围内，且优选的在0.05-0.16%的范围内。向含锂的铝合金产品中目的性地加入Cr之前已被报道为对工程性质具有不利影响。

Cr的加入对UPE的作用随着Cr和Ti的组合加入而显著提高。Ti也应当在0.05-0.3%的范围内，且优选的在0.05-0.16%的范围内。Cr和Ti的组合加入还对合金产品晶粒间的腐蚀抗性起到积极作用。

可加入钪以尤其显著提高合金产品的单位扩展能（UPE）。Sc的加入量应当为0.05-0.4%，且优选地为0.05-0.25%。

钪可以部分地或整体地通过加入铪来代替。Hf的加入量应当与钪的组分范围相类似。

在本发明合金产品的优选实施方案中，具有至少Cr、Ti和Sc的组合加入。

并且，在本发明合金产品的更优选的实施方案中，具有至少Zr、Cr、Ti和Sc的组合加入。

合金产品中Si的含量应当小于0.5%并且可以作为目的性合金元素而存在。在另一个实施方案中，硅以杂质元素而存在并且应当以该范围的下限来存在，例如小于大约0.10%，且更优选的小于0.07%，以将断裂韧性的性质保持在希望的水平。

在合金产品中，Fe的含量应当小于0.15%。当合金产品被用于航空应用时，该范围的下限是优选的，例如，小于大约0.1%，且更优选的小于大约0.07%以尤其将韧性维持在一个足够高的水平。在合金产品被用于商业应用的情况下，例如加工板，可以容忍较高的Fe含量。

在合金产品的又一个实施方案中，锌作为杂质元素而存在，可容忍其到最多0.1%的水平，且优选为最多大约0.05%的水平，例如大约0.02%或更少。因此，所述合金产品可以基本不含Zn。

在合金产品的另一个优选的实施方案中，有目的地将锌加入以改进强度，其对合金产品的损伤容限性质影响小。在该实施方案中，锌通常以大约0.1-1.5%的范围，且更优选地为大约0.2-1.0%的范围存在。作为具体的实施例，将锌以大约0.5%的量加入。

在合金产品目的性地加入锌的实施方案中，还加入选自（Zr、Cr、Ti、Sc、Hf）的一种或多种合金元素。在更优选的实施方案中，仅仅加入该组元素中的一种，且仍然具有强度和韧性的希望的平衡。例如，合金产品可以含有0.03-0.3%的Ti、而基本不含Zr、Cr、Sc和Hf中的每个。在另一个实施例中，合金产品可以含有0.05-0.3%，优选为0.05-0.25%的Zr，而还基本不含Cr、Ti、Sc和Hf中的每个。在又一个实施例中，合金产品可以含有0.05-0.3%的Cr，而还基本不含Zr、Ti、Sc和Hf中的每个。

在合金产品的实施方案中，该产品为滚轧、挤压或锻造产品的形式，而更优选的产品为作为飞机结构部件的一部分的片件、板件、锻造件或挤压件的形式。在更优选的实施方案中，以挤压产品的形式来提供合金产品。

当作为飞机结构部件的一部分时，所述部件例如可以为机身板、上翼板、下翼板、机加工零件用的厚板、桁条（stringer）用的薄片和锻造片。

本发明的产品的晶粒间腐蚀抗性通常是高的，例如，当金属受到腐蚀测试时，一般仅探测到点蚀（pitting）。然而，片件和轻规格板也可以被电镀，且优选的镀层厚度为片件或板件的厚度的1%-8%。镀层通常为低组成的铝合金。

本发明的又一方面，涉及一种制造Al-Cu-Li合金的锻造铝合金产品的方法，该方法包括以下步骤：

a.浇铸根据本发明所述AlCuLi-合金铸锭的坯件，

b.将浇铸坯件预热和/或均化；

c.将所述坯件通过选自滚轧、挤压和锻造的一种或多种方法来进行热加工；

d.任选地对经热加工的坯件进行冷加工；

e.将经热加工的坯件和/或任选地经冷加工的坯件进行溶液热处理（“SHT”），在足以将在铝合金中可溶的组分置于固溶体中的温度和时间下实施所述SHT；

f.将SHT坯件冷却，优选通过喷液淬火或在水中或其他介质中淬火中的一种；

g.任选地拉伸或压缩冷却的SHT坯件或冷加工冷却的SHT坯件以释放应力，例如整平或拔拉或冷滚轧冷却的SHT坯件；和

h.将冷却的且任选地拉伸或压缩的或冷加工的SHT坯件老化，优选人工老化，以实现希望的状态。

铝合金可以以铸锭或坯板或坯段的形式被提供，通过本领域用于铸造产品的常规铸造技术制造成适合的锻造产品，所述技术例如DC-浇铸、EMC-浇铸、EMS-浇铸。还可以使用由连续铸造（例如，带式连铸机或滚式连铸机）而得到的坯板，其当生产较薄规格的终端产品时可以是特别有利的。也可以施用本领域已知的晶粒细化剂，如含钛和硼的或含钛和碳的那些。在浇铸合金坯件之后，通常除去铸锭的表层以去除铸锭浇铸表面附近的离析区。

均化处理通常以一步或多步来进行，各个步骤具有大约475℃-535℃的温度。预热温度包括将热加工坯件加热到热加工的起始温度，该温度通常为大约440℃-490℃。

在进行了预热和/或均化的操作之后，可以通过选自滚轧、挤压、和锻造中的一种或多种方法来对坯件进行热加工，优选地利用常规的工业技术。对于本发明而言，优选热滚轧的方法。

热加工，以及尤其是热滚轧可以执行至最终的规格，例如3mm或更小或供选择的厚规格产品。供选择地，可以进行热加工步骤以提供中等规格的坯件，通常为片件或薄板。此后，可以将该具有中等规格的坯件进行冷加工如通过滚轧的方式至最终的规格。依据合金的组成和冷加工的量，在冷加工操作之前或之中，可以使用中度退火。

一般在与均化所用温度相同的温度下进行溶液热处理（“SHT”），尽管所选择的均热时间有些短。一般SHT在480℃-525℃的温度下进行15分钟-大约5小时。通常较低的SHT温度促成高的断裂韧性。在SHT之后，将坯件迅速冷却或淬火，优选地利用喷液淬火或在水中或其他介质中的淬火中的一种。

经SHT和淬火过的坯件可以进一步被冷加工，例如，通过拉伸其原长的大约0.5-15%以释放其中的残余应力并且以改进产品的平整性。优选地拉伸大约0.5-6%，更优选地拉伸大约0.5-5%。

在冷却之后，通常是在环境温度下将坯件老化，和/或供选择地可以将坯件人工老化。

根据本发明的合金产品优选地在稍微低于T8老化条件下被提供以提供强度与损伤容限性质间的最好平衡。

然后将这些经热处理的板段，更通常地一般是在人工老化之后，加工成希望的结构形状，例如，整体的翼梁。在由挤压和/或锻造的加工步骤而制成的厚锻件的制造中，也可按照SHT、淬火、任选的应力释放操作和人工老化的顺序。

在本发明的一个实施方案中，包括焊接的步骤，老化步骤可以为分成2步：在焊接操作前的预老化步骤和最终的热处理以形成焊接的结构元件。

根据本发明的AlCuLi-合金产品尤其以最多0.5英寸（12.5mm）的厚度被使用，所述性质对于机身板而言将是出色的。在厚度为0.7-3英寸（17.7-76mm）的薄板厚度中，所述性质对于翼板例如下翼板而言是出色的。薄板的厚度范围还可以被用于用在机翼结构中的桁条或以形成整体翼板以及桁条。当被加工成大于2.5英寸（63mm）-大约11英寸（280mm）的较厚规格时，获得了对于从板件加工成整体部件来说出色的性质，或获得了用以形成用于机翼结构的整体翼梁或为用于机翼结构的翼肋形式的出色性质。较厚规格的产品还可以被用作加工板，例如用于制造成形塑料产品的模具，例如，通过模铸或注模。根据本发明的合金产品还可以以用于飞机结构的分步挤压件或挤压翼梁或挤压刚性件的形式来提供，或以用于机翼结构的锻造翼梁的形式来提供。

当以片件产品的形式的应用时，产品的屈服强度或弹限强度应当至少为460MPa，且优选为至少480MPa。当以挤压产品的形式（例如，作为翼梁）或以板件产品的形式应用时，产品的屈服强度或弹限强度应当至少为480MPa，且优选为至少500MPa。这些强度水平可以通过在要求保护的范围内，且优选地在优选窄的范围内选择合金的组成以及与人工老化操作组合而获得。

接下来，将通过以下非限制性的实施例来解释本发明。

实施例

在实验室规格下，铸造了8个铝合金以证明本发明的原理并将其加工成2mm的片件。合金的组成列举在表1中，并且其中合金no.2由于其较低的Li含量而作为对比合金。对于全部铸锭而言，余量为不可避免的杂质和铝。从大约12kg的实验室浇铸的铸锭锯下大约80×80×100mm（高×宽×长）的滚轧块。所述铸锭在520±5℃的温度下均化大约24小时并随后缓慢空气冷却以模拟工业均化过程。将滚轧铸锭在450±5℃的温度下预加热大约4小时，并且热滚轧至8mm的规格并随后冷滚轧至2mm最终规格。对经热滚轧的产品在520±5℃的温度下进行30min的溶液热处理（SHT）并且在水中淬火。将经淬火的产品冷却拉伸大约1.5%。在经SHT和淬火的片件上进行2种老化操作：（1）通过在170℃下老化20小时的低老化条件（under-aged condition），并且仅对于合金1、7和8，（2）通过在170℃下老化48小时的峰老化条件（peak-aged condition）。

在老化之后，根据EN10.002已确定了拉伸性能，并且由此“Rp”代表以MPa表示的屈服强度，“Rm”代表以MPa表示的拉伸强度，而“Ag”为在L-和LT-方向的以%表示的均匀伸长量。对于全部合金而言，还已根据ASTM B871-96确定了抗撕强度（tear strength），并且结果的测试方向为T-L方向和L-T方向。通过分解抗撕强度，通过Kahn-撕裂试验、通过拉伸屈服强度（“TS/Rp”），可以获得所谓的缺口韧性。本领域已知这样通常的Kahn-撕裂试验结果为真实断裂韧性的良好指标。测试的机械性能显示在表2和表3中。如果在L-方向给出的拉伸强度，那么缺口韧性的相应方向为L-T方向，并且如果在LT-方向给出了拉伸强度，那么缺口韧性的相应方向为T-L方向。

表1.所测试的铝合金的化学组成。所有添加的合金元素都以重量%计，余量由不可避免的杂质和铝制成。对于全部合金而言，Fe0.03%、Si0.03%。

表2.在170℃下老化16小时后，经滚轧的合金产品的机械性能

表3.在170℃下老化24小时后，经滚轧的合金产品的机械性能

从表2结果中，从合金no.1（根据本发明的）与合金no.2（对比）的对比中可以看出，降低锂的含量对屈服强度和拉伸强度具有显著的不利影响。由于这个原因，根据本发明的合金产品的Li-含量的下限至少为0.9%，且更优选地至少为1.0%。

从合金no.1与合金no.3的对比，可以从表2中看出，提高Li的含量增强了强度水平，但对于合金产品的韧性具有不利的影响。为了获得在根据本发明的合金产品中的强度和韧性的良好平衡，Li的含量不应当超过1.7%，且优选地不大于1.4%，且更优选地不应当超过1.25%。

从合金no.1与合金no.4的对比，可以从表2看出，降低Cu的含量对于强度水平具有不利的影响。由于这个原因，为了维持足够的强度水平，根据本发明的合金产品中的Cu的含量不应当小于3.4%，且优选地不应当小于3.6%。而从合金no.1与合金no.5的对比中可以看出，提高Cu的含量仅导致强度水平的微小提高，但对于合金产品的韧性具有显著的不利影响。为了获得在根据本发明的合金产品中的强度和韧性的良好平衡，Cu的含量优选地不应当超过4.4%，且更优选地不应当超过4.2%。

从合金no.1与合金no.6的对比中可以看出，显著提高Li的含量同时降低Cu的含量导致根据本发明的合金产品的强度降低及明显的韧性下降。

从合金no.1与合金no.7的对比中可以看出，仅加入大约0.5%的Zn显著地增强了合金产品的强度。在该实施例中，甚至是不在目的性地组合加入Zr、Cr和Sc的情况下获得该强度的提高。

从合金no.7与合金no.8的对比中可以看出，提高Zn的含量并不必然导致强度或韧性的进一步提高，并且可能对其它工程性质具有不利的影响。由于这个原因，Zn含量的优选上限为大约1.0%。具有目的性加入锌的合金产品表示根据本发明的合金产品的优选的实施方案。

从表2的合金no.7与合金no.8的结果中可以看出，当目的性地加入仅一种选自（Zr、Cr、Ti、Sc和Hf）的元素时，获得了高的强度水平。

从表2和表3的结果可以看出取决于人工老化操作，强度可以得到进一步的提高。

现已完全地描述了本发明，对本领域一个普通技术人员而言明显的是，在不脱离本文所描述的本发明的精神和范围内可以作出许多变化和修改。

Claims (37)

1.一种用于结构元件的滚轧或锻造产品形式的铝合金产品，所述铝合金产品的化学组成以重量%计由以下组成：

一种或多种选自于由以下元素所组成的组中的元素：Zr0.05-0.3；Cr0.05-0.3；Ti0.03-0.3；Sc0.05-0.4；Hf0.05-0.4；

Fe    <0.15；

Si    <0.5；

不可避免的杂质和余量的铝。

2.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述铝合金产品为滚轧产品形式。

3.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述Cu的含量为3.6-4.4%，优选为3.75-4.4%，且更优选为3.75-4.2%。

4.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述Li的含量为1.0-1.4%，且优选为1.0-1.25%。

5.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有0.05-0.25%的Zr。

6.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品包含0.1-1.5%、优选0.2-1.0%的Zn。

7.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品包含<0.1%的Zn。

8.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有0.2-0.6%、优选0.25-0.50%的Ag。

9.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有0.2-0.7%的Mn。

10.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有<0.10%、优选<0.07%的Si。

11.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有<0.1%的Fe。

12.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有0.05-0.4%、优选0.07-0.2%的Sc。

13.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有0.03-0.3%、优选<0.07%的Ti。

14.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有Cr、Ti和Sc的组合加入。

15.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品含有Zr、Cr、Ti和Sc的组合加入。

16.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述合金以重量%计由以下组成：

不可避免的杂质和余量的铝。

17.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述合金以重量%计由以下组成：

不可避免的杂质和余量的铝。

18.一种用于结构元件的滚轧产品形式的铝合金产品，其中，所述铝合金产品的化学组成以重量%计由以下组成：

不可避免的杂质和余量的铝。

19.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品以片件或板件的形式作为飞机结构部件的一部分。

20.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述片件产品具有至少460MPa、优选至少480MPa的屈服强度。

21.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述板件产品具有至少480MPa、优选至少500MPa的屈服强度。

22.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品为具有0.7-3英寸（17.1-76mm）规格的板件产品。

23.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品为具有2.5-11英寸（63-280mm）规格的板件产品。

24.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品已采用热变形操作、固溶热处理、淬火和老化来进行处理。

25.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品已采用热变形操作、固溶热处理、淬火和老化至低于T8老化条件下来进行处理。

26.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品已采用固溶热处理、淬火和冷应变硬化来进行处理，并且具有0.5-15%、优选0.5-5%的永久形变。

27.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品为飞机结构部件。

28.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品为飞行器桁条。

29.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品为飞机机身板。

30.根据权利要求1所述的铝合金产品，其中，所述产品为飞机翼板。

31.一种制造根据权利要求1所述的铝合金产品的方法，所述方法包括以下步骤：

a.浇铸根据权利要求1所述的AlCuLi-合金铸锭的坯件；

b.将浇铸过的坯件预热和/或均化；

c.将所述坯件通过选自于由滚轧和锻造所组成的组中的一种或多种方法来进行热加工；

d.任选地对经热加工的坯件进行冷加工；

e.将经热加工的坯件和/或任选地经冷加工的坯件进行固溶热处理（SHT），在足以将在铝合金中可溶的组分置于固溶体中的温度和时间下实施所述SHT；

f.将SHT坯件冷却；

g.任选地拉伸或压缩冷却的SHT坯件或冷加工冷却的SHT坯件以释放应力，例如整平或拉拔或冷滚轧冷却的SHT坯件；和

h.将冷却的且任选地拉伸或压缩的或冷加工的SHT坯件老化，优选人工老化，以实现希望的状态。

32.根据权利要求31所述的方法，其中，在步骤（e）期间，所述SHT在480℃至525℃的温度下进行。

33.根据权利要求31所述的方法，其中，在步骤（e）期间，所述SHT在480℃至525℃的温度下进行15分钟至5小时。

34.根据权利要求31所述的方法，其中，在步骤（g）期间，所述冷却的SHT坯件拉伸为其原长的0.5-15%，优选0.5-6%，更优选0.5-5%。

35.根据权利要求31所述的方法，其中，在步骤（b）期间，均化以一个步骤或多个步骤来进行，各个步骤具有475℃至535℃的温度。

36.根据权利要求31所述的方法，其中，在步骤（c）期间，热加工的起始温度为440℃至490℃。

37.根据权利要求31所述的方法，其中，在步骤（h）期间，将所述产品老化至低于T8老化条件下。