CN105814221B - 用于机翼下蒙皮元件的具有改进特性的铝-铜-锂合金产品 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种制造轧制或锻造产品的方法，其厚度为14mm至100mm，由以下组成的铝合金制成，以重量％计：Cu:1.8‑2.6；Li:1.3‑1.8；Mg:0.1‑0.5；Mn:0.1‑0.5且Zr<0.05，或Mn<0.05且Zr 0.10‑0.16；Ag:0‑0.5；Zn<0.20；Ti:0.01‑0.15；Fe<0.1；Si<0.1；其它元素各自<0.05且总和<0.15；以及其余为铝；其密度小于2.670g/cm3。所述方法包括：均质化；在以下条件下热加工：当锰含量为0.1至0.5重量％且锆含量小于0.05重量％时，最终热加工温度为至少400℃，以及当锰含量小于0.05重量％且锆含量为0.1至0.16重量％时，最终热加工温度为至多400℃；固溶热处理；淬火；受控拉伸；以及回火。可通过本发明方法获得的产品具有：20mm至50mm的厚度；在中值厚度处的至少390MPa的弹性极限Rpo,2(L)；甚至在85℃下时效3,000小时后的至少105MPA√m的韧性KappL‑T(W＝406mm)；以及对于在L‑T方向在1/4厚度处抽取的宽度为160mm的CCT试样上根据ASTM标准E647所进行的疲劳试验而言，在6.5MPa√m<ΔK<16.6MPa√m条件下的至少250,000次循环。本发明的产品特别适于制造飞机机翼下蒙皮元件。

Description

用于机翼下蒙皮元件的具有改进特性的铝-铜-锂合金产品
技术领域
本发明总体而言涉及铝合金产品，且更具体而言涉及所述产品、其制造方法和用途，尤其用于航空航天工业中。
背景技术
正在进行持续的研究努力来开发可同时降低高性能飞机结构的重量并增加其效率的材料。铝-锂合金(AlLi)在该方面引起巨大关注，这是因为每加入1重量％的锂可使铝密度降低3％且使弹性模量提高6％。
美国专利5,032,359记载了一大类铝-铜-锂合金，其中加入了镁和银(具体而言是0.3至0.5重量％)，从而使得能够提高机械强度。
美国专利5,198,045记载了一类合金，其包含(以重量％计)(2.4-3.5)的Cu、(1.35-1.8)的Li、(0.25-0.65)的Mg、(0.25-0.65)的Ag、(0.08-0.25)的Zr。由这些合金制成的锻造产品兼具小于2.64g/cm3的密度和在机械强度和韧性之间的折衷。
美国专利7,229,509记载了一类合金，其包含(以重量％计)(2.5-5.5)的Cu、(0.1-2.5)的Li、(0.2-1.0)的Mg、(0.2-0.8)的Ag、(0.2-0.8)的Mn、(至多0.4)的Zr或其他细化剂如Cr、Ti、Hf、Sc和V。所给出的实施例具有机械强度和断裂韧性之间的改进的折衷，但其密度大于2.7g/cm3。
专利EP 1,966,402记载了一种设计用于机身板材的合金，其不含锆，且其具有基本上重结晶的结构，其包含(以重量％计)(2.1-2.8)的Cu、(1.1-1.7)的Li、(0.2-0.6)的Mg、(0.1-0.8)的Ag和(0.2-0.6)的Mn。
专利EP 1,891,247记载了一种设计用于机身板材的合金，其包含(以重量％计)(3.0-3.4)的Cu、(0.8-1.2)的Li、(0.2-0.6)的Mg、(0.2-0.5)的Ag以及至少一种选自Zr、Mn、Cr、Sc、Hf和Ti的元素，其中Cu和Li含量满足条件Cu+5/3Li<5.2。
美国专利5,455,003记载了一种制备铝-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性的特性。该方法具体适用于包含(以重量％计)(2.0-6.5)的Cu、(0.2-2.7)的Li、(0-4.0)的Mg、(0-4.0)的Ag、(0-3.0)的Zn的合金。
国际申请WO 2010/055225记载了一种制备方法，其中制备了一种液态金属浴，其包含2.0至3.5重量％的Cu、1.4至1.8重量％的Li、0.1至0.5重量％的Ag、0.1至1.0重量％的Mg、0.05至0.18重量％的Zr、0.2至0.6重量％的Mn以及至少一种选自Cr、Sc、Hf和Ti的元素,所述元素的量——如果选择的话——为：对于Cr和Sc而言为0.05至0.3重量％、对于Hf而言为0.05至0.5重量％以及对于Ti而言为0.01至0.15重量％，其余为铝和不可避免的杂质；由液态金属浴铸成粗制成形体并在515℃至525℃的温度下均质化所述粗制成形体，以使均质化在520℃下的等效时间为5至20小时。
国际申请WO2011/141647涉及一种铝基合金，其包含(以重量％计)2.1至2.4％的Cu、1.3至1.6％的Li、0.1至0.5％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、任选地至少一种选自Cr、Sc和Hf的元素，元素的量——如果选择的话——对于Cr和Sc而言为0.05至0.3％、对于Hf而言为0.05至0.5％，Fe和Si的量各自均小于或等于0.1，以及不可避免的杂质的含量各自均小于或等于0.05且总和小于或等于0.15。该合金可制造特别适合于制造飞机机翼下蒙皮的挤出、轧制和/或锻造产品。
Lee Chang-Soon等人的文章"Effect of microstructure and load ratio onfatigue crack growth behavior of advanced Al-Cu-Li-Mg-Ag alloys",Metals andMaterials,Vol 3Issue 1(1997)pp 51-59记载了对于载荷比为0.1和0.75的三Al-Cu-Li-Mg-Ag合金上的疲劳裂纹扩展的特性。
另外还已知的是，包含(以重量％计)(2.5-3.3)的Cu、(1.4-2.1)的Li、(0.25-0.8)的Mg、(0.25-0.6)的Ag、(0.04-0.18)的Zr和至多0.35的Mn的合金AA2196，以及包含(以重量％计)(2.1-2.8)的Cu、(1.3-1.9)的Li、(0.20-0.8)的Mg、(0.25-0.6)的Ag、(0.04-0.18)的Zr、(0.05-050)的Mn的AA2296合金，以及包含(2.0-2.7)的Cu、(1.2-1.8)的Li、(0.20-0.8)的Mg、(0.15-0.40)的Ag、(0.05-0.16)的Zr、(0.05-0.50)的Mn的合金AA2076。
用于航空结构的某些部件需要特别的这些已知的合金和产品不能达到的特性折衷。具体而言，在制造飞机的机翼下蒙皮中所使用的部件需要非常高的韧性，且还要具有足够的机械强度和有利的疲劳特性，尤其对于谱疲劳(fatigue sous spectre)而言。这些特性必须是热稳定的，即，在如85℃的温度下的时效(vieillissement)处理过程中所述特性不能有明显变化。获得所有这些特性且同时具有尽可能低的密度是期望的特性折衷。
需要热稳定的低密度的A1-Cu-Li合金产品，该产品具有高的韧性和耐疲劳裂纹扩展性，但又具有足够的机械强度，其用于航空航天应用并特别用于机翼下蒙皮元件应用。
发明内容
本发明的第一目的是一种制造轧制或锻造产品(produit laminé ou forgé)的方法，其中：
(a)浇铸合金板坯，其组成为，以重量％计，
Cu:1.8-2.6
Li:1.3-1.8,
Mg:0.1-0.5
Mn:0.1-0.5且Zr<0.05或Mn<0.05且Zr 0.10-0.16
Ag:0-0.5
Zn<0.20
Ti:0.01-0.15
Fe:<0.1
Si:<0.1
其它元素各自均<0.05且总和<0.15，其余为铝
密度小于2.670g/cm3，
(b)将所述板坯在480℃至540℃下均质化5至60小时，
(c)将所述板坯通过轧制和/或锻造进行热加工，热加工条件如下：当锰含量为0.1至0.5重量％且锆含量小于0.05重量％时，最终热加工温度为至少400℃，或者当锰含量小于0.05重量％且锆含量为0.10至0.16重量％时，最终热加工温度为至多400℃，以获得厚度为14至100mm的轧制和/或锻造产品，
(d)将所述产品在490至530℃下固溶热处理15分钟至8小时，
(e)用水淬火，
(f)所述产品经受1至6％的永久变形率的受控拉伸，
(g)将所述产品通过在120至170℃下加热5至100小时进行回火(revenu)。
本发明的另一目的为可通过本发明方法获得的轧制和/或锻造产品，其厚度为20mm至50mm，且在中值厚度处的屈服强度Rp0.2(L)为至少390MPa，甚至在85℃下时效3,000小时后韧性KappL-T(W＝406mm)为至少105MPa√m，以及对于在LT方向在1/4厚度处取样的宽度W＝160mm的CCT型测试样品上根据ASTM标准E647所进行的疲劳测试而言在6.5MPa√m<ΔK<16.6MPa√m条件下的循环数为至少250,000，或者其厚度为14mm至100mm，其特征在于在中值厚度处具有黄铜织构的晶粒体积分数为25至40％且织构指数为12至18。
另外，本发明的又一目的为本发明的产品作为航空结构中的结构元件的用途，且优选作为飞机机翼下蒙皮元件的用途。
附图说明
图1：根据标准E647所测量的疲劳裂纹扩展速度da/dN
具体实施方式
除非另有说明，关于合金的化学组成的所有标示均以基于合金的总重量计的重量百分数表示。合金的命名符合铝业协会(The Aluminum Association)的规定，其对本领域技术人员是已知的。密度取决于组成并且是通过计算而不是通过称重测量方法来确定。该数值根据铝业协会的规定计算，其记载于“Aluminum Standards and Data”的第2-12页以及2-13页。冶金状态的定义列于欧洲标准EN 515中。
除非另有说明，静态机械特性，也就是极限抗拉强度Rm、拉伸屈服强度Rp0.2和断裂伸长率E，根据标准EN 10002-1或NF EN ISO 6892-1的拉伸测试来测定，采样位置及其取向由标准EN 485-1定义。
应力强度因子(KQ)根据ASTM E 399测定。始终检查该标准第7.2.1段中所定义的测试样品的比例，如同第8段中所描述的一般步骤。ASTM标准E 399在第9.1.3和9.1.4段中给出了用于确定KQ是否为K1c的有效值的标准。所以K1C值总是KQ值，而反之则不然。在本发明的范围内，标准ASTM E399的第9.1.3和9.1.4段的标准并不总是被遵守；然而，对于给定的测试样品几何形状，所呈现的KQ值总是可以互相比较的，测试样品的几何形状使得可以获得K1C的有效值，考虑到与板材或型材的尺寸有关的限制，该有效值并非总是可获得的。在本发明的范围内，所选择的测试样品的厚度是本领域技术人员认为适于获得K1C的有效值的厚度。
表观断裂应力强度因子(Kapp)和断裂应力强度因子(Kc)的值如标准ASTM E561中所定义。
室温下的疲劳裂纹扩展测试按照标准ASTM E647进行。本发明人使用在1/4厚度处在L-T方向抽取的宽度W＝160mm以及厚度B＝5mm的CCT型样品。根据标准的建议，通过疲劳载荷使试样预开裂。该操作使得可以启动远离机械切口的尖锐直线裂纹的扩展试验。对于扩展试验，在恒定负载幅度下对样品进行循环加荷。测试频率也在测试过程中保持恒定，如为载荷比R＝0.1。
本发明人记录了在上述条件下的在遵守条件6.5MPa√m<ΔK<16.6MPa√m的裂纹尺寸范围内的循环数。
除非另有说明，适用标准EN 12258的定义。
在此，机械结构的“结构元件”是指这样的机械部件，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，并且对其而言通常规定或进行结构分析。它们通常为其故障很可能会危及所述结构、其使用者或他人的安全的元件。对于飞机，所述结构元件尤其包括构成机身的元件(例如机身蒙皮、桁条、舱壁、圆周框架(circumferential frame))、机翼(例如机翼蒙皮、桁条或加强肋、翼肋和翼梁)和尤其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。
晶体织构可由三维数学函数进行描述。该函数在业内被称为取向密度函数(ODF)。其被定义为具有g±dg取向的材料的体积分数dV/V：
其中(Φ,)为描述取向g的欧拉角(Euler angle)。
本发明人使用球谐的方法由通过常规织构测角器上的X-射线衍射所测量的四极图来计算各板材的ODF。在本发明的上下文中，极图测量在板材的中值厚度处切下的测试样品上进行。同样地，为了获得统计上具有代表性测量值，使样品大小适于晶粒大小。
可简化ODF的信息。这是在所述领域中为了描述材料中的取向分布的所选择的方面通常的做法。其一个实例为被称为"I"的织构指数。织构指数示出晶体织构的锐度(acuité)而没有给出关于其类型的详情。其对于具有随机分布取向的材料等于1，但当织构更显著时其值增加。织构指数I用下式计算：
I＝∮[f(g)]2dg
简化ODF的信息的另一种方式是计算具有特定取向的晶粒的体积分数。为此，任意定义参照方向以及围绕该方向的最大无规取向角(angle de disorientation maximale)。然后将ODF整合到所定义的区域，这使得能够推导出该区域的取向相对于总体积的相对体积。本发明人使用围绕“铜”、“黄铜”和“硫”取向的15°的公差，以描述所获得的织构。“铜”、“黄铜”和“硫”晶体取向为本领域技术人员已知的且例如记载于参考文献U.F.Kocks,C.N.Tomé和H.-R.Wenk,"Texture and anisotropy:preferred orientations inpolycrystals and their effect on materials properties".Cambridge UniversityPress,2000中。“铜”、“黄铜”和“硫”取向示于以下表中。
出乎意料地，本发明人发现某些Al-Cu-Li合金组成与精确的热机械转化条件的结合，使得可以获得具有特殊晶体织构的产品，从而在机械强度、韧性、耐疲劳裂纹扩展性和热稳定性之间得到非常有利折衷，其密度小于2.670g/cm3。
本发明的产品通过包括以下步骤的方法获得：浇铸、均质化、热加工、固溶热处理、淬火、应力消除和回火。
首先，浇铸本发明的合金板坯。
合金的铜含量——对于其而言观察到出人意料的效果——为1.8至2.6重量％。优选地，铜含量为至多2.5％。在本发明的一个实施方案中，最大铜含量为2.3％或优选2.2重量％。优选地，铜含量为至少1.9或优选1.95重量％。
锂含量为1.3至1.8重量％。有利地，锂含量为至少1.35以及优选1.4重量％。有利地，锂含量为最多1.65或优选1.6重量％。
银含量为0至0.5重量％。在本发明的一个有利的实施方案中，银含量为0.05至0.25重量％。在本发明的一个具有最小密度的优点的实施方案中，银含量为至多0.05重量％。
镁含量为0.1至0.5重量％。优选地，镁含量为至多0.4重量％。在本发明的一个有利的实施方案中，镁含量为至少0.2重量％。
本发明人发现，就加入锰和锆而言，本发明的产品的期望特性可在两实施方案中获得。
在第一个实施方案中，加入的锰的含量为0.1至0.5重量％以及优选0.2至0.4重量％，同时将锆含量限定在小于0.05重量％以及优选小于0.04重量％。
在第二个实施方案中，加入的锆的含量为0.10至0.16重量％以及优选0.11至0.15重量％，同时将锰含量限定在小于0.05重量％以及优选小于0.04重量％。同时加入锆和锰并未给予本发明产品的疲劳特性、韧性和机械强度。
合金还包含0.01至0.15重量％的Ti且优选0.02至0.10重量％，以在浇铸过程中控制晶粒大小。
优选地，限制合金的不可避免的杂质的含量，以获得最有利的损伤容限性能。不可避免杂质包括铁和硅；这些元素各自的含量均小于0.1重量％以及优选对于铁和硅含量而言各自相应地小于0.08重量％和0.06重量％；其他杂质各自的含量均小于0.05重量％且总和小于0.15重量％。优选地，锌含量小于0.20重量％以及优选小于0.04重量％。在本发明的一个实施方案中，锌含量小于0.05重量％，硅含量小于0.08重量％以及铁含量小于0.08重量％。室温下的合金的密度小于2.670g/cm3。优选地，调整组成以获得在室温下的密度小于2.640g/cm3，还更优选地小于2.630g/cm3。
然后将板坯均质化。均质化温度优选为480至540℃并持续5至60小时。优选地，均质化温度为490℃至510℃。
在均质化后，通常将板坯冷却至室温，然后预加热以通过轧制和/或锻造进行热加工。预加热的目的在于达到初始加工温度，其优选范围为420至520℃以及优选约430℃至460℃，从而允许加工成粗制成形体。
热加工通过轧制和/或锻造而进行。优选地，基本上通过轧制对板坯进行加工，以获得板材。
热加工温度取决于板坯的组成。
在其中锰含量为0.1至0.5重量％以及锆含量小于0.05重量％的实施方案中，热加工条件为使得最终热加工温度为至少400℃且优选至少410℃。在其中锰含量小于0.05重量％以及锆含量为0.10至0.16重量％的实施方案中，热加工温度条件为使得最终热加工温度为至多400℃，优选至多390℃且甚至更优选至多380℃。
以该方法获得的产品随后经受固溶热处理，优选通过在490至530℃之间热处理15分钟至8小时，然后通常用水淬火。
随后该产品经受1至6％以及优选至少2％、通常约4％的受控拉伸。在本发明的一个实施方案中，在受控拉伸步骤之前进行5％至15％压下率的冷轧。在受控拉伸之前或之后，可任选地进行已知的诸如修平和/或成形的步骤。
在120至170℃的温度下进行回火5至100小时，优选在140至160℃下回火20至60小时。优选回火为使得在155℃下的等效时间t(eq)为20至40小时以及优选25至35小时。在155℃下的等效时间t(eq)由下式定义：
其中T(以开尔文为单位)是瞬时处理温度，其随时间t(以小时为单位)变化，并且Tref是设为428K的参照温度。t(eq)以小时为单位表示。常数Q/R＝11400K源自Li扩散的活化能,Q＝95000J/mol。该给出t(eq)的式子考虑到了加热阶段和冷却阶段。
对于板材而言优选的冶金状态为T8状态，更特别是T84或T86。
所期望特性——低密度、韧性和耐疲劳裂纹扩展性、热稳定性和足够的机械强度——的组合难以同时获得。在本发明的范围内，出人意料的是可将低密度与非常有利的特性折衷相结合。
本发明的方法用于制造轧制和/或锻造产品。有利地，本发明的方法用于制造板材。
本发明的方法特别有利于获得用于航空航天应用的Al-Cu-Li合金轧制产品，其为热稳定的、低密度以及具有高的韧性和抗疲劳性，但同时具有足够机械强度。对于轧制产品，有利的是厚度至少为14mm以及优选至少20mm和/或至多100mm以及优选至多60mm的板材。
有利地，通过本发明方法获得的板材包含，对于20mm至50mm的厚度而言，在中值厚度处在T84状态中：
在L方向的屈服强度Rp0.2为至少390MPa且优选为至少395MPa以及
在回火后以及甚至在85℃下3,000小时的时效后在宽度W＝406mm的样品上所测得的韧性Kapp(L-T)为至少105MPa√m，
对于在L-T方向在1/4厚度处抽取的宽度W＝160mm的CCT型样品上根据ASTM E647所进行的疲劳测试而言，在6.5MPa√m<ΔK<16.6MPa√m条件下的循环数为至少250,000以及优选为至少280,000。
本发明人发现，Zr或Mn的存在，连同合适的热加工温度，均起到控制织构的作用，使得可获得在中值厚度处具有黄铜织构的晶粒的体积分数为25至40％且织构指数为12至18的织构。与组成相关的该特定织构使得可以在机械强度、疲劳韧性和热稳定性方面同时达到非常有利的效果。
本发明的产品可用作结构元件，特别是用于航空结构中。
在本发明的有利实施方案中，本发明的产品用作飞机机翼下蒙皮的元件。
实施例
实施例1
以板坯的形式浇铸5种合金。其组成和所计算出的密度示出于表1中。合金3和4具有本发明的组成。合金5为专利申请WO2011/141647中已提及的对照合金。
表1：化学组成(重量％)和所计算出的密度
合金 Si Fe Cu Mn Mg Ti Zr Li Ag 密度
1 0.017 0.027 2.73 0.00 0.00 0.029 >0.12 1.60 0 2.630
2 0.026 0.026 2.69 0.00 0.37 0.032 ＞0.12 1.55 0 2.629
3 0.016 0.036 2.47 0.33 0.35 0.035 0.030 1.50 0 2.633
4 0.015 0.029 2.09 0.00 0.34 0.036 0.13 1.57 0.16 2.620
5 0.030 0.052 2.21 0.38 0.28 0.039 0.13 1.46 0.25 2.639
板坯在508℃下均质化12小时(合金1至4)或在520℃下均质化8小时(合金5)。在均质化后，将板坯再加热并热轧。对于合金1至4，测试两种热轧条件。
热轧条件的说明和相应板材的编号示出于表2中。
表2.热轧条件
对由此获得的板材在497+/-2℃(1A至4B)或524+/-2℃(5A)下进行固溶热处理，用水淬火，然后以约4％的永久伸长率进行拉伸。在适中尺寸的样品上测试不同的回火条件。
表3.在不同的回火测试后获得的机械特性
所述测试用于确定对于工业级板材的T84状态的最佳回火处理条件：合金板1和2在140℃下回火40小时，合金板3在140℃下回火80小时，合金板4在155℃下回火30小时，合金板5——对于其而言已确定其最优条件——在155℃下回火36小时。
在工业级板材上所获得的结果示出于表4中。
在L方向测量板材的静态机械特性，以及在L-T方向测量宽度406mm且厚度B＝6.35mm的样品的韧性。在中值厚度处测量静态机械特性和韧性。另外，在代表符合飞机制造商的规格的商用飞机的机翼下蒙皮条件的谱下，在CCT型样品——其为12mm厚、700mm长和200mm宽、具有30mm的切口——上测量疲劳性。对于表征谱疲劳的样品取样，以使其在板材的表面下11mm的中心。在疲劳预开裂后直至该裂纹达到40mm，获得在谱疲劳的结果。所述结果为在50mm至130mm的裂纹扩展之间的飞行数。
此外，根据标准E647在L-T方向在1/4厚度处抽取的宽度W＝160mm以及厚度B＝5mm的CCT型测试片上测量疲劳裂纹扩展速度。样品由根据标准建议的疲劳载荷进行预开裂。对于扩展测试，样品在恒定负载幅度下进行循环加荷。测试频率也在测试过程中保持恒定，如为载荷比R＝0.1。
表4–在工业板材上的机械测试
通过在85℃下处理3,000小时来测试热稳定性。在回火结束时获得的值的差异示出于表5中。仅测试了某些板材，但对于相同合金和相同回火处理，预期不管热轧条件如何热稳定性均将相同。因此，本发明人确信，1B和2B板材的热稳定性将明显不如3A和4B板材。
表5在85℃下热暴露3,000小时的效果
板材3A和4B具有特别有利的特性的折衷。尤其
-屈服强度Rp0.2(L)大于390MPa
-在85℃下3,000小时后的韧性KappL-T(W＝406mm)为至少105MPa√m
-谱疲劳大于6,700飞行数
-在6.5MPa√m<ΔK<16.6MPa√m的条件下的循环数为至少250,000。
本发明人已表征了这些特别有利的板材的织构，并且发现它们具有共同特征。
织构特性示出于表6中。
表6–织构测量的结果
特别地，黄铜织构晶粒的体积分数为25至40％而其织构指数为12至18。板材1A和2A具有与本发明3A和4B接近的织构特性，但其热稳定性不足，这可能与铜含量有关。类似地，板材5A显示出与本发明的板材接近的织构，但锰和锆的同时存在似乎对其疲劳特性具有有害影响。对于相当的特性而言，板材4B的优点为具有比板材3A更低的密度。

Claims (13)

1.制造轧制或锻造产品的方法，其中
(a)浇铸合金板坯，其组成为，以重量％计，
Cu:1.8-2.6
Li:1.3-1.8
Mg:0.1-0.5
Mn:0.1-0.5且Zr<0.05，或Mn<0.05且Zr 0.10-0.16
Ag:0-0.5
Zn<0.20
Ti:0.01-0.15
Fe:<0.1
Si:<0.1
其它元素各自<0.05且总和<0.15，其余为铝，
密度小于2.670g/cm3，
(b)将所述板坯在480℃至540℃下均质化5至60小时，
(c)将所述板坯通过轧制和/或锻造进行热加工，热加工条件如下：当锰含量为0.1至0.5重量％且锆含量小于0.05重量％时，最终热加工温度为至少400℃，或者当锰含量小于0.05重量％且锆含量为0.10至0.16重量％时，最终热加工温度为至多400℃，以获得厚度为14至100mm的轧制和/或锻造产品，
(d)将所述产品在490至530℃下固溶热处理15分钟至8小时，
(e)用水淬火，
(f)所述产品经受1至6％的永久变形率的受控拉伸，
(g)将所述产品通过在120至170℃下热处理5至100小时进行回火。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述合金的铜含量范围为1.9至2.3重量％。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述合金的锂含量范围为1.4至1.6重量％。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述合金的镁含量范围为0.1至0.4重量％。
5.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述合金的锰含量小于0.04重量％且其中所述合金的锆含量范围为0.11至0.15重量％。
6.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述合金的银含量范围为0.05至0.25重量％。
7.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述合金的锌含量小于0.05重量％，所述合金的硅含量小于0.08重量％并且所述合金的铁含量小于0.08重量％。
8.根据权利要求1或2所述的方法，回火为使得在155℃下的等效时间t(eq)为20至40小时，在155℃下的等效时间由下式定义：
其中T是瞬时处理温度，T单位为开尔文，其随时间t变化，t单位为小时，并且Tref是设为428K的参照温度，t(eq)以小时为单位表示。
9.根据权利要求8所述的方法，其中在155℃下的等效时间t(eq)为25至35小时。
10.厚度为14至100mm的轧制和/或锻造产品，其可通过根据权利要求1至9中任一项所述的方法获得，其特征在于在中值厚度处具有黄铜织构的晶粒的体积分数为25至40％且织构指数为12至18。
11.可通过根据权利要求1至9中任一项所述的方法获得的轧制和/或锻造产品，其厚度为20mm至50mm，且其在中值厚度处的屈服强度Rp0.2(L)为至少390Mpa，甚至在85℃下时效3,000小时后韧性KappL-T，W＝406mm，为至少105MPa√m，以及对于在L-T方向在1/4厚度处抽取的宽度W＝160mm的CCT型测试样品上根据ASTM E647所进行的疲劳试验而言，在6.5MPa√m<ΔK<16.6MPa√m条件下的循环数为至少250,000。
12.根据权利要求10和11中任一项所述的产品作为航空结构中的结构元件的用途。
13.根据权利要求12所述的用途，所述航空结构中的结构元件为飞机机翼下蒙皮元件。
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