CN103834837A

CN103834837A - Al-Zn-Cu-Mg铝基合金及其制造方法和用途

Info

Publication number: CN103834837A
Application number: CN201410042962.3A
Authority: CN
Inventors: V·丹泽菲尔德; K·P·史密斯; T·华纳; D·杜蒙特
Original assignee: Constellium France SAS
Current assignee: Constellium Issoire SAS; Constellium Rolled Products Ravenswood LLC
Priority date: 2005-02-10
Filing date: 2006-02-10
Publication date: 2014-06-04
Anticipated expiration: 2026-02-10
Also published as: CA2596190A1; CA2596190C; ATE453731T1; US20060191609A1; JP5149629B2; RU2425902C2; CN101115856A; WO2006086534A2; ES2339148T3; JP2008530365A; US8277580B2; CN103834837B; RU2007133521A; WO2006086534A3; EP1861516A2; EP1861516B2; EP1861516B1; DE602006011447D1; BRPI0606957A2; BRPI0606957B1

Abstract

一种厚度为2至10英寸的轧制或煅造的Al－Zn－Cu－Mg铝基合金锻造产品。所述产品已经过固溶热处理、淬火和时效处理，并且所述产品包括（以重量%表示）：Zn6.2-7.2、Mg1.5-2.4、Cu1.7-2.1、Fe0-0.13、Si0-0.10、Ti0-0.06、Zr0.06-0.13、Cr0-0.04、Mn0-0.04、杂质以及其它附带元素各自≤0.05。还公开了合金本身及飞机和航空用途、以及制造所述产品的方法。

Description

Al-Zn-Cu-Mg铝基合金及其制造方法和用途

本申请是2006年2月10日提交的发明名称为“Al-Zn-Cu-Mg铝基合金及其制造方法和用途”的第200680004380.X号发明专利申请的分案申请。

相关申请的交叉引用

本申请要求2005年2月10日提交的美国临时申请No.60/651,197的优先权，其全部内容通过引证的方式纳入本说明书。

技术领域

本发明总体涉及铝基合金，更具体而言涉及Al-Zn-Cu-Mg铝基合金。

背景技术

Al-Zn-Cu-Mg铝基合金已在航空业广泛使用多年。随着飞机结构的演变以及朝着降低重量和成本的目标的努力，一直在不断地寻求各种性能——诸如强度、韧度和抗腐蚀性——之间的最优均衡。此外，铸造、轧制以及退火方法的改进能够有利地对合金的组成相图提供进一步的控制。

由Al-Zn-Cu-Mg铝基合金制成的厚的轧制、煅造或挤压（extruded）产品尤其用来制造航空业中整体加工的高强度结构部件，例如机翼部件如翼梁等，这类部件通常由厚的锻件加工制得。

对于各种性能，诸如静态机械强度、断裂韧度、抗应力腐蚀裂纹性、淬火敏感性、抗疲劳性、残余应力水平，所获得的性能值将决定产品的总体性能、结构设计师方便地使用其的能力、以及在进一步的处理步骤例如机械加工中使用其的容易程度。

在上述性能中，有一些在性质上经常是相冲突的，通常必须寻找一个折衷点。相冲突的性能有,例如静态机械强度与韧度以及静态机械强度与抗应力腐蚀裂纹性能。

在现有技术中描述了具有高断裂韧度和高机械强度的Al－Zn－Mg－Cu合金。

作为一个实例，美国专利No5，865，911描述了一种铝合金，该铝合金主要由下列组成（以重量％表示）：约5.9至6.7％的锌、1.8至2.4%的铜、1.6至1.86%的镁、0.08至0.15％的锆、余额为铝以及附带的元素和杂质。该‘911专利特别提及了静态机械强度与韧度之间的折衷。

美国专利No6,027,582描述了一种厚度大于60mm的轧制、煅造或挤压的Al-Zn-Mg-Cu铝基合金产品，该产品组成为（以重量％表示）：Zn:5.7-8.7、Mg:1.7-2.5、Cu:1.2-2.2、Fe:0.07-0.14、Zr:0.05-0.15，并且Cu+Mg<4.1且Mg>Cu。该‘582专利还描述了淬火敏感性的改进。

美国专利No6,972,110描述了一种合金，该合金优选包含（以重量％表示）：Zn:7-9.5、Mg:1.3-1.68和Cu:1.3-1.9并且鼓励保持Mg≤（Cu＋0.3）。该‘110专利公开了使用三步时效处理以改进抗应力腐蚀裂纹性。三步时效处理时间长并且难于控制，因而希望不必进行这种热处理而获得高的抗腐蚀性。

发明内容

本发明的一个目的是提供一种具有特定组成范围的Al-Zn-Cu-Mg合金，该特定组成范围能够赋予锻造产品以在适当水平断裂韧度的机械强度和抗应力腐蚀性能之间的改进折衷。

本发明的另一个目的是提供一种制造锻造铝合金产品的方法，该方法能够赋予适当水平断裂韧度的机械强度和抗应力腐蚀之间的改进折衷。

为达到这些以及其它目的，本发明涉及一种轧制或煅造的铝基合金的锻造产品，该产品具有2至10英寸的厚度，包括下列成分，或有利地主要由下列成分组成（以重量％表示）：

Zn6.2一7.2

Mg1.5一2.4

Cu1.7-2.1

Fe0-0.13

Si0一0.10

Ti0-0.06

Zr0.06-0.13

Cr0-0.04

Mn0-0.04

杂质和其它附带元素各自≤0.05。

在成型以后，所述产品通过固溶热处理、淬火以及时效处理，并且在一个优选的实施方案中具有以下性能：

a)在40ksi的ST应力水平，应力腐蚀裂纹后不失效的最小寿命至少为50天,并且优选至少为70天，

b)在四分之一厚度处沿L方向所测量的常规抗拉屈服强度高于70-0.32t ksi（t为以英寸表示的产品的厚度），优选高于71-0.32tksi，且更优选高于72-0.32t ksi，

c)在四分之一厚度处沿L-T方向所测量的韧度高于42-1.7tksi√in(t为以英寸表示的产品的厚度)。

本发明还涉及一种用于制造轧制或煅造铝基合金的锻造产品的方法，该方法包括以下步骤：

a)铸造一种包括下列成分或有利地基本由下述成分构成的铸块（以重量%表示）：

Zn6.2-7.2

Mg1.5-2.4

Cu1.7-2.1

Fe0-0.13

Si0-0.10

Ti0-0.06

Zr0.06-0.13

Cr0-0.04

Mn0-0.04

杂质和其它附带元素各自≤0.05；

b)在860－930°F，或优选在875－905°F均化所述铸块；

c)在640－825°F，优选在650－805°F的入口温度，热加工所述铸块使其成为最终厚度为2至10英寸的板材；

d)对所述板材进行固溶热处理并淬火；

e)以1至4％的永久变形拉伸所述板材；

f)通过在230－250°F下加热5至12小时并在300－350°F下加热5至30小时，对所述板材进行时效处理，等效时间（equivalent time）t(eq)31至56小时、优选33至44小时，

所述等效时间t(eq)由以下公式定义：

t (ep) = \frac{&Integral; \exp (- 16000 / T) dt}{\exp (- 16000 / T_{ref})}

其中T是在退火期间以°K表示的瞬间温度而T_ref选择为302℉（423°K）的参照温度，其中t(eq)以小时表示。

附图说明

图1：本发明板材A(8’’)对7040（厚度8.27’’的参照B和参照C）和7050（厚度8’’的参照D和参照E）的TYS(L)-K_lc(L-T)图。

图2：本发明板材A(8’’)对7050（厚度8.5’’的参照F和参照G）的TYS(L)-K_app(L-T)图。

所述附图，将其纳入本说明书并构成了本说明书的一部分，示例说明本发明目前的优选实施方案，并和以上给出的一般描述和以下给出的优选实施方案的详细描述一起，用来解释本发明的原理。

具体实施方式

除非另有指出，所有涉及合金化学组成的表达均通过基于合金的总重量的重量百分比表示。合金标号遵循铝业协会(The AluminumAssociation)的规定，其对本领域技术人员而言是已知的。状态（temper）的定义制定于ASTM E716,E1251中。

除非另有指出，静态机械性能，即，极限拉伸强度UTS、拉伸屈服应力TYS和在断裂延伸率E根据标准ASTM B557的拉伸试验测定，部件的夹持位置及其方向定义在标准AMS2355中。

根据ASTM标准E399测定断裂韧度K_lC。应力强度对裂纹扩展的图，称为R曲线，根据ASTM标准E561测定。临界应力强度因子K_C，换言之是使裂纹不稳定的强度因子，从R曲线开始计算。应力强度因子K_CO也是在单调荷载开始时，通过指定初始裂纹长度对应于临界荷载而进行计算。计算所需形状的试件的这两个值。K_app表示与用于进行R曲线试验的试件相应的K_CO因子。

应该注意的是，在韧度试验中使用的试验板的宽度可能对试验所测定的应力强度具有重要的影响。使用的是CT试样。除非另有指出，宽度W为5英寸（127mm），B=0.3英寸且初始裂纹长度ao=1.8英寸。

根据ASTM标准G47和G49，对试样在一半厚度T/2处于ST方向上进行SCC研究。

术语“结构部件”是本技术领域中公知的术语，指机械结构中所用的构件，对于该部件而言，静态和/或动态机械性能就结构性能而言尤为重要，并且常对其指定结构计算或进行结构计算。这类部件通常为其断裂可能严重危及机械结构、其使用者或其他人的安全的构件。对于飞机而言，结构部件包括机身（例如机身外壳）、纵梁、舱壁、周围框架、机翼（例如机翼外壳、纵梁或加强件、翼肋、加强杆）、飞机尾部（例如水平或竖直稳定装置）、横梁、座椅调节轮和舱门等部件。

根据本发明的一个有利的实施方案，铝－锌－镁－铜锻造产品具有以下组成（含范围）:

表1：在一个实施方案中发明合金的组成范围（重量％,余额Al）

	Zn	Mg	Cu
				一般的	6.2-7.2	1.5-2.4	1.7-2.1
优选的	6.6-7.0	1.5-1.8	1.7-2.1
				更优选的	6.7-7.0	1.68-1.8	1.7-2.0
更加优选的	6.72-6.98	1.68-1.8	1.75-2.0

本发明的再一个实施方案中，本发明合金的组成范围如下：

Zn：6.6-7.0，Mg：1.68-2.4，Cu：1.3-2.3

最小含量的溶质（Zn，Mg和Cu）对于获得所需的强度通常是重要或者是必要的。Zn＋Cu＋Mg优选高于10重量%，优选高于10.3重量%。由于相同原因，Zn含量应当优选包括至少约6.2重量%，优选至少6.6重量%、6.7重量%或甚至6.72重量%，这使其通常高于7040或7050合金的Zn含量。类似地，Cu+Mg优选高于3.3重量%并且优选高于3.5重量%。

另一方面，在一些实施方案中限制锌的量是有利的，以便无需使用难的3步时效处理即可获得高的抗腐蚀性。为此，所述Zn含量应该有利地保持在约7.2重量%以下，优选在7.0重量%或甚至6.98重量%以下，这使其通常低于7085合金的Zn含量。

Mg和Cu的高含量可能影响断裂韧度性能。Mg和Cu的组合含量应该最好被保持在约4.0重量%以下，优选在约3.8重量%以下。

一种适用于本发明的合金还优选包含锆，锆通常用于颗粒尺寸的控制。为了影响再结晶，锆含量应该优选至少约0.06重量%，并且优选约0.08重量%，但为了最小化淬火敏感性以及减少在煅造期间的问题，锆含量应该有利地保持在约0.13重量%以下并且优选在0.12重量%以下。

为了限制铸态晶粒的尺寸，如果需要，通常可在铸造期间添加与硼或碳相缔合的钛。本发明通常可容许高达约0.06重量%或约0.05重量%的Ti。在本发明的一个优选实施方案中，所述Ti含量为约0.02重量%至约0.06重量%，并且优选约0.03重量%至约0.05重量%。

本发明合金还可包含更少量的其它元素，且在一些实施方案中是次优选的。铁和硅通常影响断裂韧度性能。铁和硅的含量通常应当保持在低水平，例如对于铁最好不超过约0.13重量%或优选不超过约0.10重量%，且对于硅最好不超过约0.10重量%或优选不超过约0.08重量%。在本发明的一个实施方案中，铁和硅含量≤0.07重量%。优选避免含铬并且铬通常应保持在约0.04重量%以下，优选在约0.03重量%以下。也优选避免含锰并且锰通常应保持在约0.04重量%以下，且优选在约0.03重量%以下。在本发明的一个实施方案中，合金中基本不含铬和锰（指没有刻意添加Mn或Cr，且这些元素如果存在，以不大于杂质水平的量存在，杂质水平可小于或等于0.01重量%）。元素——例如Mn和Cr——可增加淬火敏感性，因此在某些情况下可将其有利地保持在小于或等于约0.01重量%。

用于制造本发明的锻造产品的合适方法包括：（i）铸造由本发明的合金制得的铸块或坯锭，（ii）在约860至930℉，或优选在约875至约905℉的温度进行均化，（iii）在进口温度为约640至825℉且优选在约650至约805℉条件下，在一个或多个阶段中通过轧制或锻造进行热转化，形成最终厚度为2至10英寸的板材，（iv）在约850至约920°F，并且优选在约890至约900°F温度下，固溶热处理5至30小时，（v）进行淬火，优选用室温的水，（vi）通过永久变形为最好小于5％、优选1至4%的可控拉伸或压制进行应力消除，（vii）进行时效处理。

在本发明的一个实施方案中，热转化开始温度优选为640至700℉。本发明尤其适用于厚度标准大于约3英寸的情形。在一个优选的实施方案中，本发明的锻造产品为一种含有本发明的合金、厚度为4至9英寸、或有利地为6至9英寸的板材。为改进本发明中的腐蚀性能，有利地使用“过度时效的”（over-aged）状态（“T7型”）。可适用于本发明产品的状态包括，例如T6、T651、T74、T76、T751、T7451、T7452、T7651或T7652，优选状态T7451和T7452。时效处理有利地在两个步骤中进行，第一步在介于230至250℉之间的温度下时效处理5至20小时、优选5至12小时，第二步在介于300至360℉之间、优选介于310至330℉之间的温度下时效处理5－30小时。

在一个优选的实施方案中，时效处理等效时间t(eq)在31至56小时之间，并且优选包括在33至44小时之间。

在302°F时所述等效时间t(eq)由以下公式定义：

t (ep) = \frac{&Integral; \exp (- 16000 / T) dt}{\exp (- 16000 / T_{ref})}

其中T是在退火期间以°K表示的瞬时温度，而T_ref选择为302℉（423°Ｋ）的参照温度，t(eq)以小时表示。

本发明合金的窄组成范围——主要基于强度对韧度的折衷进行的选择——使得锻造产品具有意想不到的高抗腐蚀性。

本发明的锻造产品有利地用作或纳入飞机结构的结构部件中。

在一个有利的实施方案中，本发明的产品用在翼梁中。

以下将参照示例性且非限制性实施例对本发明的这些以及其它方面进行更详细的阐述。

实施例

实施例1

铸造7个铸块，一个为本发明的产品（A），两个标准合金7040（B、C）及四个标准合金7050（D、E、F和G），具有以下组成（表2）：

表2：本发明的铸块以及参照铸块的组成（重量%）

		Si	Fe	Cu	Mn	Mg	Cr	Zn	Ti	Zr
											A（发明）		0.07	0.08	1.97	0.0035	1.68	0.0005	6.8	0.04	0.11
B（参照）	“7040”	0.04	0.05	1.57	0.0043	1.97	0.0323	6.4	0.037	0.11
											C（参照）	“7040”	0.04	0.07	1.52	0.0001	1.90	0.0005	6.3	0.03	0.11
D（参照）	“7050”	0.04	0.07	2.30	0.0065	2.04	0.01445	6.3	0.034	0.08
											E（参照）	“7050”	0.05	0.07	2.25	0.0082	2.01	0.0065	6.2	0.032	0.09
F（参照）	“7050”	0.05	0.07	2.22	0.0021	2.08	0.0042	6.2	0.033	0.09
											G（参照）	“7050”	0.03	0.06	2.09	0.0001	2.02	0.0005	6.4	0.030	0.08

然后在870至910℉剥皮处理（scalp）和均化所述铸块。将所述铸块热轧成厚度在8.0英寸（203mm）和8.5英寸（208mm）之间的成品规格的板材（板材A，以及B至G）。热轧进口温度是802℉（板材A）。对于参照板材，热轧进口温度在770和815℉之间。将所述板材在890－900℉的浸泡温度固溶热处理10－13小时。淬火并对板材A以1.87％、对参照板材以1.5至2.5％之间的永久伸长率拉伸所述板材。淬火和拉伸之间的时间间隔对于控制残余应力的水平是重要的，根据本发明此时间间隔优选小于2小时并且更优选小于1小时。对于板材A，淬火和拉伸之间的时间间隔是39分钟。

对板材A进行两步时效处理：在240℉处理6小时并在310℉处理24小时，而对参照板材则进行标准的两步时效处理。

由该热-机械处理产生的状态为T7451。所有测试试样基本不再结晶，重结晶晶粒的体积分率小于35％。

对所述试样进行机械试验以测定其静态机械性能以及其抗裂纹扩展性能。在表3中提供了拉伸屈服强度、断裂强度和断裂伸长率。

表3：试样的静态机械性能

本发明的试样显示出比所有对照试样更高的强度。与7050板材相比，L方向上拉伸屈服强度的改进高于10％。与7040板材相比，改进约为4％。

在表4中提供了断裂韧度测试的结果。

表4：试样的断裂韧度性能

图1示出了L-T平面应变断裂韧度（K_lC）对纵向拉伸屈服强度TYS（L）的坐标图，两种试样都取自板材的四分之一平面（T/4）位置处。本发明试样与试样B和C（7040）相比显示出更高的强度和可比的断裂韧度，而与试样D和E（7050）相比显示出更高的强度同时具有更高的断裂韧度（对于所获得的更高强度及更高断裂韧度的具体数值的详细情况参见图1）。

图2示出了L-T断裂韧度（K_app）对纵向拉伸屈服强度TYS（L）的坐标图，两种试样都取自板材的四分之一平面（T/4）位置处。本发明试样与试样F和G（7050）相比表现出更高的强度和更高的断裂韧度（有关所获得的更高强度和更高断裂韧度值的详细情况参见图2）。

根据ASTM G49标准测量短横向方向上合金A（本发明）板材的抗应力腐蚀性能。在25、36和40ksi拉伸应力下测试ST拉伸样品。暴露50天之内没有试样失效。此性能远远超过了参照产品7050和7040所保证的最小值，根据ASTM G47，该保证的最小值是在35ksi应力下暴露20天。本发明合金A与现有技术中已知的合金相比表现出突出的抗腐蚀性。特别令人印象深刻和意想不到的是，与现有技术中的试样相比，本发明的板材表现出更高水平的抗应力腐蚀裂纹性，并同时具有更高的拉伸强度和可比的断裂韧度。

实施例2

对实施例1的经淬火和拉伸的本发明板材A进行了三种不同的时效处理试验。将所述板材进行两步时效处理，其中第一步在230至250℉之间进行，而第二步在300至350℉之间进行，此两步处理由下式所示的、介于20至37小时之间的等效时间t(eq)表征：

t (ep) = \frac{&Integral; \exp (- 16000 / T) dt}{\exp (- 16000 / T_{ref})}

其中T（以K表示）表示连续进行一段时间t（以小时表示）的热处理的温度，T_ref为参照温度，此处设定为423K或302℉。

静态机械性能和K_lC韧度示于表5。

表5：不同条件下时效处理的试样的机械性能

随着等效时间的增加，强度变化的斜率令人惊讶且意想不到地低，当等效时间从22小时增加至36小时时，强度只下降约2ksi。另一方面，等效时间为36小时时，应力腐蚀性能显著地改善。因此，在应力水平为40ksi的时效条件下，暴露50天之内没有试样失效，而在同样的应力水平对于其它两种时效对照条件，没有试样超过20天。

实施例3

在此实施例中，为了对腐蚀性能进行比较，将7040板材时效处理到与实施例1中的板材A所获得的强度类似的强度。

在表6中提供了铸块的组成。

表6：参照铸块H的组成（重量%）

	Si	Fe	Cu	Mn	Mg	Cr	Zn	Ti	Zr
										H(7040)	0.04	0.05	1.58	0.0001	1.90	0.001	6.5	0.03	0.10

在与实施例1所述的7040铸块的处理范围相同的条件下，将所述铸块转化成规格为7.28英寸的板材。最后对所述板材进行时效处理，以获得与实施例1中所述板材A的强度尽可能接近的强度。在表7中提供了板材H的机械性能。

表7：板材H的机械性能（在T/4处测得）

根据ASTM G49标准测试短横向方向上板材H的抗应力腐蚀性能。在36ksi拉伸应力下对ST拉伸试样进行试验。三个试样中仅有一个没有在暴露的40天之内失效。这个结果进一步突出了实施例1中板材A的优异性能，因为在实施例1中在更高的拉伸应力（40ksi）下、在50天的暴露期内没有样品失效。

实施例4

铸造三个铸块，一个为本发明的合金（J），两个为参照合金（K和L），具有以下组成（表8）：

表8：铸块的组成（重量%）

	Si	Fe	Cu	Mn	Mg	Cr	Zn	Ti	Zr
										J（发明）	0.05	0.06	1.72	0.0001	1.75	0.0005	6.6	0.04	0.11
K（参照）	0.03	0.07	1.53	0.0001	1.73	0.0005	6.3	0.04	0.11
										L（参照）	0.05	0.09	2.24	0.0001	2.11	0.0005	6.2	0.03	0.09

然后将所述铸块剥皮处理并均化至870－910℉。本发明的铸块热轧成厚度为6.66英寸（169mm）成品规格的板材，而参照铸块热轧成6.5英寸（165mm）厚度的板材。对于板材J热轧进口温度为808℉。对于参照板材，热轧进口温度于770至815℉之间。所述板材在890-900℉的浸泡温度固溶热处理10－13小时。淬火并对板材J以2.25％、对参照板材以1.5至2.5％之间的永久伸长率拉伸所述板材。对于板材J，淬火和拉伸之间的时间间隔为64分钟。

对板材J进行两步时效处理：在240－260℉处理6小时并在315－335℉处理12小时，而对于参照试样则使用本技术领域已知的标准两步时效条件。

由此热-机械处理产生的状态为T7451。

对所述试样进行机械测试以测定其静态机械性能以及其抗裂纹扩展性能。拉伸屈服强度、断裂强度和断裂伸长率示于表9中。

表9：试样的静态机械性能

在表10中提供了断裂韧度试验的结果。

表10：试样的断裂韧度性能

本发明板材J表现出非常高的断裂韧度，尤其在S-L和T-L方向。与试样J相比K_lC在S-L方向上的改进大于10％，而与试样L相比改进大于约40％。

其它优点、性能及改进对于本领域普通技术人员而言应当很容易发现。因此本发明的更宽方面并不限于本说明书中所示和所述的特定细节及代表性设备。因而，可以进行各种改进而不脱离所附权利要求书等所限定的总发明构思的精神或范围。

文中所提及的所有文献的全部内容均通过具体引证的方式纳入本说明书。

本说明书及所附权利要求书中所使用的冠词例如“该”、“一”和“一个”可以指单数或复数。

在本说明书及所附权利要求书中，只要列举数值，则该数值指确切的数值以及与该数值接近的、与所列数值相比造成的是无实质性改变的数值。

Claims

1.一种厚度为2至10英寸的轧制或煅造的Al-Zn-Cu-Mg铝基合金锻造产品，其特征在于，所述产品已经过固溶热处理、淬火和时效处理，并且所述产品主要由下列组成（以重量%表示）：

Zn6.2-7.2

Mg1.5-2.4

Cu1.7-2.1

Fe0-0.13

Si0-0.10

Ti0-0.06

Zr0.06-0.13

Cr0-0.04

Mn0-0.04

杂质以及其它附带元素各自≤0.05。

2.根据权利要求1的产品，其中

Zn6.6-7.0

Mg1.5-1.8

Ti0-0.05。

3.根据权利要求1或2的产品，其中Cu≤2.0。

4.根据权利要求1至3中任一项的产品，其中Fe≤0.07并且Si≤0.07。

5.根据权利要求1至4中任一项的产品，其中

Zn6.7-7.0

Mg1.68-1.8。

6.根据权利要求1至5中任一项的产品，其中

Zn6.72-6.98

Cu1.75-2.0。

7.根据权利要求1至6中任一项的产品，其中所述产品处于过度时效状态。

8.根据权利要求1至7中任一项的产品，其中所述产品处于T74状态。

9.根据权利要求1-8或19－20中任一项的产品，其中所述产品具有至少一种下述性能：

a)在40ksi的短横向（ST）方向应力水平，应力腐蚀裂纹（SCC）之后没有失效的最小寿命为至少50天,

b)在四分之一厚度处沿L方向所测得的常规拉伸屈服强度至少为70-0.32t ksi（t为以英寸表示的产品厚度），

c)在四分之一厚度处所测得的L-T方向的韧度至少为42-1.7tksi√in(t为以英寸表示的产品厚度)。

10.根据权利要求9的产品，所述产品在四分之一厚度处沿L方向所测得的拉伸屈服强度至少为71-0.32t ksi（t为以英寸表示的产品厚度）。

11.根据权利要求1-10中任一项的产品，其中所述产品的厚度为4至9英寸。

12.一种适用于飞机结构的结构部件，包括权利要求1-11或19－20中任一项的产品。

13.一种适用于飞机结构的结构部件，包括权利要求1-11中任一项的产品。

14.一种厚度为2至10英寸的轧制或煅造的Al-Zn-Cu-Mg铝基合金锻造产品，所述产品已经过固溶热处理、淬火和时效处理，并且所述产品基本由下述物质构成（以重量%表示）：

Zn6.6-7.0

Mg1.68-2.4

Cu1.3-2.3

Fe0-0.13

Si0-0.10

Ti0-0.06

Zr0.05-0.13

Cr0-0.04

Mn0-0.04

杂质以及其它附带元素各自≤0.05。

15.根据权利要求14的产品，其中Zr为0.05至0.12。

16.一种用于制造轧制或煅造的铝基合金锻造产品的方法，包括以下步骤：

a)铸造包括下述组成的铸块：

Zn6.2-7.2

Mg1.5-2.4

Cu1.7-2.1

Fe0-0.13

Si0-0.10

Ti0-0.06

Zr0.06-O.13

Cr0-0.04

Mn0-0.04

杂质和其它附带元素各自≤0.05；

b)在860－930°F或优选在875－905°F均化所述铸块；

c)在640－825°F、优选在650－805°F的入口温度下，对所述铸块通过轧制或煅造进行热加工，使其成为最终厚度为2至10英寸的板材；

d)对所述板材进行固溶热处理并淬火；

e)以1至4％的永久变形拉伸所述板材；

f)通过在230－250°F加热5至12小时并在300－360°F下加热5至30小时对所述板材进行时效处理，等效时间t(eq)31至56小时的，

所述等效时间t(eq)由以下公式定义：

t (ep) = \frac{&Integral; \exp (- 16000 / T) dt}{\exp (- 16000 / T_{ref})}

其中T为以°K表示的退火过程的瞬时温度，T_ref选择为302℉（423°K）的参照温度，且t(eq)以小时表示。

17.根据权利要求16的方法，其中所述等效时间t(eq)为33至44小时。

18.根据权利要求16至17中任一项的方法，其中在淬火和拉伸之间的时间不超过2小时。

19.一种厚度为2至10英寸的轧制或煅造的Al-Zn-Cu-Mg铝基合金锻造产品，其中所述产品已经过固溶热处理、淬火和时效处理，并且其中所述产品包括（以重量%表示）：

Zn6.2-7.2

Mg1.5-2.4

Cu1.7-2.1

Fe0-0.13

Si0-0.10

Ti0-0.06

Zr0.06-0.13

CT0-0.04

Mn0-0.04

杂质和其它附带元素各自≤0.05。

20.一种厚度为2至10英寸的轧制或煅造的Al-Zn-Cu-Mg铝基合金锻造产品，所述产品已经过固溶热处理、淬火和时效处理，并且所述产品包括（以重量%表示）：

Zn6.6-7.0

Mg1.68-2.4

Cu1.3-2.3

Fe0-0.13

Si0-0.10

Ti0-0.06

Zr0.05-0.13

Cr0-0.04

Mn0-0.04

杂质以及其它附带元素各自≤0.05。

21.一种飞机或航空产品，包括权利要求1－11、14－15、19－20中任一项的产品。

22.一种通过权利要求16－18中任一项的方法制造的产品。