CN108048717A - 具有改善的抗压强度和韧性的铝铜锂合金 - Google Patents

具有改善的抗压强度和韧性的铝铜锂合金 Download PDF

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CN108048717A CN201810016958.8A CN201810016958A CN108048717A CN 108048717 A CN108048717 A CN 108048717A CN 201810016958 A CN201810016958 A CN 201810016958A CN 108048717 A CN108048717 A CN 108048717A
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G·普热
C·希格里
T·沃纳
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    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • C22F1/057—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon of alloys with copper as the next major constituent

Abstract

本发明涉及制造由铝基合金制成的轧制产品的方法。本发明还涉及通过该方法获得的轧制产品，其提供压缩和拉伸下机械强度和断裂韧性之间的有利的折中。本发明的产品特别适用于制造上部机翼蒙皮。

Description

具有改善的抗压强度和韧性的铝铜锂合金
本申请是题为“具有改善的抗压强度和韧性的铝铜锂合金”的第201180065410.9号发明专利申请的分案申请。原申请对应国际申请PCT/FR2011/000659申请日为2011年12月16日，优先权日为2010年12月20日。
技术领域
本发明涉及铝铜锂合金产品，并且更具体为特别设计用于航空航天工程的此类产品、其制造方法和用途。
背景技术
由铝合金制成的轧制产品被开发用来制造高强度部件，所述部件特别设计用于航空航天工业。
在这一点上，含锂的铝合金受到了极大的关注，因为锂可将铝的密度减小3％并将弹性模量增加6％，基于每重量百分比加入的锂计。为了让这些合金被选择用于航空器，它们的性能与其他常见的特性相比必须达到经常使用的合金的性能，特别在静态机械强度特性(拉伸和压缩屈服应力、极限拉伸强度)和损伤容限特性(断裂韧性、抗疲劳裂纹扩展性)之间的折中性方面，这些特性通常是矛盾的。对于某些部件如机翼上表面来说，压缩屈服应力是一个必不可少的特性。这些机械特性还优选应当随时间稳定并具有良好的热稳定性，即，不被使用温度下的老化显著地改性。
这些合金还必须具有足够的抗腐蚀性、能够根据常用的方法成形并且具有较低的残留应力以能够被整体机械加工。
美国专利5,032,359描述了一大类铝铜锂合金，其中镁和银的加入——特别是在0.3和0.5重量％之间——使增加机械强度成为可能。
美国专利5,455,003描述了用于制造Al-Cu-Li合金的方法，所述合金在低温温度下具有改善的机械强度和断裂韧性，这特别归因于合适的加工变形和回火(revenu)。该专利特别推荐了如下的组成，其以重量百分比表示为Cu＝3.0-4.5、Li＝0.7-1.1、Ag＝0-0.6、Mg＝0.3-0.6和Zn＝0-0.75。
美国专利7,438,772描述了包含以重量百分比表示的Cu:3-5、Mg:0.5-2、Li:0.01-0.9的合金，该合金由于断裂韧性和机械强度之间的平衡降低所以不建议较高含量锂的使用。
美国专利7,229,509描述了包含以下成分的合金(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、0.4最大含量Zr或其他晶粒细化剂如Cr、Ti、Hf、Sc、V。
美国专利申请2009/142222A1描述了包含以下成分的合金(重量％)：3.4至4.2％Cu、0.9至1.4％Li、0.3至0.7％Ag、0.1至0.6％Mg、0.2至0.8％Zn、0.1至0.6％Mn以及0.01至0.6％的至少一种用于控制晶粒结构的元素。该申请也描述了挤压制品的制造方法。
存在对由铝铜锂合金制成的轧制产品的需要，所述产品具有与已知的产品相比改善的特性，特别在静态机械强度特性(特别是拉伸和压缩屈服应力)和损伤容限特性(特别是断裂韧性、热稳定性、抗腐蚀性和机械加工性)之间的折中性方面，同时具有较低的密度。
此外，还存在对这些产品可靠且经济的制造方法的需要。
发明内容
本发明的第一个主题是制造基于铝合金的轧制产品的方法，其中依次进行以下操作：
a)制备包含以下成分的基于铝的熔融金属浴：4.2至4.6重量％的Cu、0.8至1.30重量％的Li、0.3至0.8重量％的Mg、0.05至0.18重量％的Zr、0.05至0.5重量％的Ag、0.0至0.5重量％的Mn、至多0.20重量％的Fe+Si、小于0.20重量％的Zn、至少一种选自Cr、Sc、Hf和Ti的元素，所述元素的量——如果其被选择——为：对于Cr和Sc为0.05至0.3重量％、对于Hf为0.05至0.5重量％且对于Ti为0.01至0.15重量％，其他元素各自至多为0.05重量％且总共至多为0.15重量％，其余为铝；
b)由所述熔融金属浴铸成轧制板坯；
c)将所述轧制板坯均质化从而达到5至60小时的时长450℃和550℃之间的温度以及优选480℃和530℃之间的温度；
d)通过保持高于400℃以及优选高于420℃的温度，将所述轧制板坯热轧成板，
e)将所述板在490和530℃之间进行固溶处理15分钟至8小时，并将所述产品淬火；
f)所述板经历受控的拉伸，其中永久变形为2至3.5％以及优选2.0至3.0％，
g)进行回火，其中所述板达到130和170℃之间的温度以及优选150和160℃之间的温度以5至100小时以及优选10至70小时，
前提是在热轧d)和固溶处理e)之间不对所述板进行明显的冷加工，特别是通过冷轧。
本发明的第二个主题是可通过本发明的方法获得的厚度为8至50mm且主要为未重结晶化的晶粒结构的轧制产品，其在中厚度处具有至少一种以下特征组合：
(i)对于8至15mm的厚度——对于300mm宽且6.35mm厚的CCT测试样品，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥600MPa以及优选Rp0.2(L)≥610MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥620MPa以及优选Rp0.2(L)≥630MPa且断裂韧性为使得K1C(L-T)≥28MPa√m以及优选K1C(L-T)≥32MPa√m和/或Kapp(L-T)≥73MPa√m以及优选Kapp(L-T)≥79MPa√m，
(ii)对于8至15mm的厚度——对于300mm宽且6.35mm厚的CCT测试样品，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥630MPa以及优选Rp0.2(L)≥640MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥640MPa以及优选Rp0.2(L)≥650MPa且断裂韧性为使得K1C(L-T)≥26MPa√m以及优选K1C(L-T)≥30MPa√m和/或Kapp(L-T)≥63MPa√m以及优选Kapp(L-T)≥69MPa√m，
(iii)对于15至50mm的厚度，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥610MPa以及优选Rp0.2(L)≥620MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥620MPa以及优选Rp0.2(L)≥630MPa且断裂韧性K1C(L-T)≥22MPa√m以及优选K1C(L-T)≥24MPa√m，
(iv)对于15至50mm的厚度，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥580MPa以及优选Rp0.2(L)≥590MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥600MPa以及优选Rp0.2(L)≥610MPa且断裂韧性K1C(L-T)≥24MPa√m以及优选K1C(L-T)≥26MPa√m。
本发明的另一个主题是包含本发明的产品的飞机结构元件，优选上部机翼蒙皮。
本发明还有另一个主题是本发明的产品或本发明的结构元件用于航空工程的用途。
附图说明
图1：回火曲线以及切线PN斜率的测定的实例。
图2：在受控拉伸过程中压缩屈服应力和拉伸屈服应力随着永久变形的变化。
图3：实施例2中合金N°2至N°5的压缩屈服应力和Kapp断裂韧性之间的特性折中。
具体实施方式
除非另外说明，所有关于合金的化学组成的表述均以基于合金的总重量的重量百分比表示。表述1.4Cu意指以重量％表示的铜含量乘以1.4。合金的命名与本领域技术人员已知的铝业协会(The Aluminium Association)规则一致。密度取决于组成并通过计算确定而不是通过重量测量的方法确定。数值的计算符合铝业协会的步骤，其记载于“AluminumStandards and Data”的第2-12页和2-13页。冶金状态的定义显示在欧洲标准EN 515中。
拉伸静态机械特征，也就是极限拉伸强度Rm、在0.2％伸长时的常规屈服应力Rp0.2以及断裂伸长率A％由按照标准EN ISO 6892-1的拉伸测试来测定，取样和测试方向由标准EN 485-1规定。
压缩屈服应力按照标准ASTM E9在0.2％的压缩下测量。
应力强度因子(KQ)根据标准ASTM E 399确定。标准ASTM E 399给出可确定KQ是否为K1C的有效值的标准。对于给定的测试样本几何形状，不同材料所得到的KQ值可互相比较，以至材料的屈服应力具有相同数量级。
应力强度对裂纹扩展的坐标图——被称作R曲线——根据标准ASTM E561测定。临界应力强度因子KC——也就是使裂纹不稳定的强度因子——由R曲线计算。应力强度因子KCO也通过在单一负载(charge monotone)的开始将初始裂纹长度归因为临界负载来计算。对规定形状的试样计算这两个值。Kapp表示对应于用来进行R曲线测试的试样的KCO因子。
除非另外规定，应用标准EN 12258的定义。
本文的机械结构的“结构元件”指的是一种机械部件，对于该机械部件其静态和/或动态机械特性对于所述结构的性能特别重要，并且对于该机械部件通常规定或进行结构分析。它们通常是这样的元件，其故障可能危害所述结构、其操作者、其使用者或其他的安全。对于航空器来说，这些结构元件包括如下部件，其组成机身(例如机身蒙皮(fuselageskin)、纵梁(stringer)、舱壁(bulkhead)、周围框架(circumferential frames))、机翼(例如上部或下部机翼蒙皮、纵梁或纵向加强条(stiffener)、翼肋(rib)和翼梁(spar))以及特别是由水平和垂直稳定翼组成的尾翼装置、以及地板梁(floor beam)、座椅轨道(seattrack)和门。
根据本发明，所选的铝合金类——其含有特定和关键量的锂、铜、镁、银和锆——可在特定的转化条件下制备具有改善的断裂韧性、拉伸屈服应力和压缩屈服应力之间折中性的轧制产品。
出人意料地，本发明人注意到——特别在热加工和通过控制拉伸消除应力(détentionnement)期间——可通过选择特定的转化过程参数来改善这些合金的压缩屈服应力。
本发明产品的铜含量位于4.2和4.6重量％之间。在本发明一个有利的实施方案中，铜含量至少为4.3重量％。优选4.4重量％的最大铜含量。
本发明产品的锂含量位于0.8重量％或0.80重量％和1.30重量％以及优选1.15重量％之间。有利地，锂含量至少为0.85重量％。优选0.95重量％的最大锂含量。
铜含量以及——在较小的程度上——锂含量的增加有助于提高静态机械强度；但是，因为铜特别对密度具有不利的影响，优选将铜含量限定为优选的最大值。增加锂含量对密度具有有利的影响；但是本发明人注意到对于本发明的合金，在一个实施方案中，范围在0.85重量％和0.95重量％之间的优选的锂含量有助于改善机械强度(拉伸屈服应力和压缩屈服应力)和断裂韧性之间的折中性，此外，在峰值或接近峰值获得用于回火的断裂韧性更高。在另一个实施方案中——其中为获得较低的韧性而使压缩屈服应力和低密度优先，优选的锂含量范围在1.10重量％和1.20重量％之间，同时优选的镁含量范围在0.50重量％或优选0.53重量％和0.70重量％或优选0.65重量％之间。
本发明产品的镁含量位于0.3重量％或0.30重量％和0.8或0.80重量％之间。优选地，镁含量至少为0.40重量％或甚至0.45重量％，该含量可同时提高静态机械强度和断裂韧性。本发明人注意到范围在0.50重量％或优选0.53重量％和0.70重量％或优选0.65重量％之间的镁含量以及范围在0.85重量％和1.15重量％之间以及优选在0.85重量％和0.95重量％之间的锂含量的组合可引起特别有利的机械强度(拉伸和压缩屈服应力)和断裂韧性之间的折中,同时在转化期间保持可接受的故障率，并因此产生本制造方法令人满意地可靠性。
锆含量位于0.05重量％和0.18重量％之间以及优选0.08重量％和0.14重量％之间。在本发明一个有利的实施方案中，锆含量至少为0.11重量％。
锰含量位于0.0和0.5重量％之间。在本发明一个有利的实施方案中，锰含量为0.2和0.4重量％之间。在本发明另一个实施方案中，锰含量低于0.1重量％以及优选低于0.05重量％，这能使通过本发明的方法获得的产品减少不溶金属相的量以及更进一步地提高损伤容限。
银含量位于0.05重量％和0.5重量％之间。在本发明一个有利的实施方案中，银含量为0.10重量％和0.40重量％之间。银的加入有助于提高通过本发明的方法获得的产品的机械特性的折中性。
铁含量和硅含量的总和为至多0.20重量％。优选地，铁和硅含量各自为至多0.08重量％。在本发明一个有利的实施方案中，铁和硅的含量分别为至多0.06重量％和0.04重量％。受控并限制的铁和硅含量有助于提高机械强度和损伤容限之间的折中性。
所述合金也含有至少一种有助于控制晶粒尺寸的元素，所述元素选自Cr、Sc、Hf和Ti，所述元素的量——如果其被选择——为：对于Cr和Sc为0.05至0.3重量％、对于Hf为0.05至0.5重量％且对于Ti为0.01至0.15重量％。优选地，选择加入0.01和0.10重量％之间的钛以及限定Cr、Sc和Hf的含量为最大0.05重量％，因为这些元素可特别对密度具有不利的影响并且其加入仅进一步地帮助获得主要为未重结晶化的结构(如果必要)。
锌为不需要的杂质，这特别因为其对合金密度的作用。锌含量低于0.20重量％，优选地Zn≤0.15重量％以及更优选Zn≤0.05重量％。锌含量有利地低于0.04重量％。
可以选择合金元素的含量以将密度最小化。优选地，将有助于增加密度的元素(例如Cu、Zn、Mn和Ag)的加入最小化并将有助于减小密度的元素(例如Li和Mg)最大化，从而实现小于2.73g/cm3以及优选小于2.70g/cm3的密度。
本发明的产品的制造方法包括制备、铸造、均质化、在高于400℃的温度下轧制、固溶处理、淬火、在2和3.5％之间拉伸和回火的步骤。
在第一步骤中，制备熔融金属浴以获得根据本发明组成的铝合金。
然后将所述熔融金属浴铸成轧制板坯的形状。
然后将所述轧制板坯均质化以实现在5至60小时的时长450℃和550℃之间的温度以及优选480℃和530℃之间的温度。所述均质化处理可在一步或多步中进行。
在均质化后，通常将所述轧制板坯降温至室温，然后进行为热轧准备的预热。预加热的目的是实现如下的温度，所述温度使得可在热轧过程中保持至少400℃的温度以及优选至少420℃的温度。如果热轧过程中温度下降过大，可进行中间再热。进行热轧直至厚度优选8和50mm之间以及优选12和40mm之间的范围。
在热轧和固溶处理之间不进行明显的冷加工，特别是通过冷轧。事实上，这样的冷轧步骤将可能产生重结晶化结构，所述结构在本发明范围内是不合乎需要的。明显的冷加工通常为至少约5％或10％的形变。
然后将如此获得的产品通过热处理进行固溶处理，所述热处理可实现15分钟至8小时的时长490和530℃之间范围的温度，然后通常用室温水或优选用冷水淬火。
所选的成分——特别是锆含量——以及转变范围——特别是热加工温度以及在固溶处理之前不存在冷加工——的组合可使得到主要为未重结晶化的晶粒结构。“主要为未重结晶化的晶粒结构”意指在中厚度处有大于70％以及优选大于85％的未重结晶化的晶粒结构的含量。
然后所述产品经历受控的拉伸，永久变形为2至3.5％以及优选2.0％至3.0％。具有约2.5％的最大永久变形的受控的拉伸是优选的。出人意料地，本发明人注意到在受控拉伸期间，伴随着永久变形的增加，压缩屈服应力降低同时拉伸屈服应力在这些条件下增加。因此，存在最优的通过受控拉伸的永久变形，可使获得较高的压缩屈服应力同时保持足够的拉伸屈服应力。有利地，选择通过受控拉伸的永久变形以获得至少等于拉伸屈服应力的压缩屈服应力。出人意料地，本发明人还注意到永久变形率对压缩屈服应力的作用对轧制产品具有特异性；对挤压制品的测试示出了在这种情况下没有观察到这样的作用。
已知步骤如轧制、整平、矫直或成形可任选在固溶处理和淬火之后以及在受控拉伸之前或之后进行。在本发明的一个实施方案中，至少7％以及优选至少9％以及至多15％的冷轧步骤在固溶处理和淬火后以及在受控拉伸前进行。但是，特别考虑到该额外的冷轧步骤的成本，在另一个实施方案中有利的是在固溶处理和淬火后直接实现受控拉伸。
进行回火，其中产品在5至100小时以及优选10至70小时实现在130和170℃之间以及优选150和160℃之间的温度范围。回火可在一步或多步中进行。
已知对于结构硬化(durcissement structural)的合金如Al-Cu-Li合金来说，屈服应力随给定的温度下的回火的持续时间而增加至被称为硬化峰值或“峰值”的最大值，然后随着回火时间降低。在本发明范围内，回火曲线是屈服应力随155℃下的回火等效时间的变化。回火曲线的一个实例在图1中给出。在本发明范围内，通过测定回火曲线在N点的切线的斜率PN来确定回火曲线的N点——155℃的等效时间tN以及屈服应力Rp0.2(N)——是否接近峰值。在本发明范围内，如果斜率PN的绝对值为至多3MPa/h，则认为回火曲线的N点的屈服应力接近峰值的屈服应力。如图1所示，欠回火(sous-revenu)状态是PN为正数的状态且过回火(sur-revenu)状态是PN是负数的状态。
为了获得对于欠回火状态中的曲线的N点的PN的近似值，可测定通过N点和通过之前的N-1点的右边的斜率，N-1点对于时间tN-1<tN获得并具有Rp0.2(N-1)的屈服应力；这得到PN≈(Rp0.2(N)-Rp0.2(N-1))/(tN–tN-1)。在理论上，当tN-1趋于tN时得到PN的精确值。但是，如果tN–tN-1的差值小，则屈服应力的变化可能是不显著的并且所述值不精确。本发明人注意到当tN–tN-1的差值位于2和20小时之间以及优选约3小时时，则通常获得PN令人满意的近似值。
在155℃的等效时间ti由下式限定：
其中T(以开尔文计)为金属的即时处理温度，其随着时间t(以小时计)变化，并且Tref为固定在428K的参照温度。ti以小时表示。常数Q/R＝16,400K源自Cu的扩散的活化能，对于其使用Q值＝136,100J/mol。
拉伸或压缩屈服应力可用来确定回火是否可实现接近峰值的状态；但是，该结果未必相同。在本发明的范围内，优选使用压缩屈服应力的值以最优化回火。
通常，对于Al-Cu-Li类型的合金，明显的欠回火状态对应于静态机械强度(Rp0.2Rm)和损伤容限(断裂韧性、抗疲劳裂纹扩展性)之间的折中性比处于峰值以及——更不必说——超过峰值更令人关注。但是，本发明人注意到接近峰值的状态既可提供静态机械强度和损伤容限之间良好的折中性，又可提高在抗腐蚀性和热稳定性方面的性能。
此外，利用接近峰值状态可提高工业过程的稳固性：回火条件的变化引起获得的特性的轻微变化。
因此，有利地是进行接近压缩屈服应力的峰值的基本上欠回火的状态，即，时间和温度的条件等价于在155℃下压缩的回火曲线的N点的基本上欠回火的状态，以使回火曲线在该点的切线具有以MPa/h表示的斜率PN，使-1<PN≤3以及优选-0.5<PN≤2.3。
通过本发明的方法获得的轧制产品对于范围在8和50mm之间的厚度来说，在中厚度处具有至少一种以下的特性组合：
(i)对于8至15mm的厚度——对于300mm宽且6.35mm厚的CCT测试样品，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥600MPa以及优选Rp0.2(L)≥610MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥620MPa以及优选Rp0.2(L)≥630MPa且断裂韧性为使得K1C(L-T)≥28MPa√m以及优选K1C(L-T)≥32MPa√m和/或Kapp(L-T)≥73MPa√m以及优选Kapp(L-T)≥79MPa√m，
(ii)对于8至15mm的厚度——对于300mm宽且6.35mm厚的CCT测试样品，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥630MPa以及优选Rp0.2(L)≥640MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥640MPa以及优选Rp0.2(L)≥650MPa且断裂韧性为使得K1C(L-T)≥26MPa√m以及优选K1C(L-T)≥30MPa√m和/或Kapp(L-T)≥63MPa√m以及优选Kapp(L-T)≥69MPa√m，
(iii)对于15至50mm的厚度，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥610MPa以及优选Rp0.2(L)≥620MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥620MPa以及优选Rp0.2(L)≥630MPa且断裂韧性K1C(L-T)≥22MPa√m以及优选K1C(L-T)≥24MPa√m，
(iv)对于15至50mm的厚度，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥600MPa以及优选Rp0.2(L)≥610MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥580MPa以及优选Rp0.2(L)≥590MPa且断裂韧性K1C(L-T)≥24MPa√m以及优选K1C(L-T)≥26MPa√m。
本发明的飞机结构元件包含本发明的产品。优选的飞机结构元件为上部机翼蒙皮。
纳入至少一种本发明的产品或由这种产品制造的结构元件特别用于航空工程的用途是有利的。本发明的产品对于制造飞机的上部机翼蒙皮是特别有利的。
这些方面，以及本发明的其他方面采用以下示例说明性且非限制性的实施例进行更详细的解释。
实施例
实施例1
在该实施例中，铸成由来自本发明的方法的合金制成的截面为406x1520mm的板坯，其组成在表1中给出。
表1，合金N°1的以重量％计的组成以及密度
将所述板坯在约500℃下均质化约20小时。将所述板坯在大于445℃的温度下热轧以获得厚度为25mm的板。将板在约510℃下进行固溶处理5小时，然后用20℃的水淬火。然后将板拉伸2％和6％之间范围的永久伸长度。
将板在155℃下对于2和3％的拉伸进行单步回火40小时，对于4％的拉伸进行30小时以及对于6％的拉伸进行20小时，该回火使得获得处于峰值或接近峰值的拉伸屈服应力和压缩屈服应力。在中厚度处取样，以测量拉伸和压缩下的静态机械特性，连同断裂韧性KQ。用于断裂韧性测量的测试样本具有W＝40mm的宽度和B＝20mm的厚度。所作的测量根据标准ASTM E399有效。结果在表2中给出。
获得的板的结构主要为未重结晶化的。在中厚度处未重结晶化的晶粒结构的比例为90％。
表2，对于不同板获得的机械特性。
图2显示出拉伸屈服应力和压缩屈服应力作为在受控拉伸过程中永久伸长度的函数的变化。对于拉伸过程中在范围2和3.5％之间的永久伸长度，获得压缩屈服应力和拉伸屈服应力之间有利的折中性。因此在这些条件下，压缩屈服应力高于拉伸屈服应力，拉伸屈服应力保持高于620MPa。
实施例2
在该实施例中，铸成多个截面为120X 80mm的板坯，其组成在表3中给出。
表3，铸造为板坯形式的Al-Cu-Li合金以重量％计的组成以及密度
将所述板坯通过在500℃下8小时然后在510℃下12小时的两步处理均质化，然后进行表面机械加工。在均质化后，将板坯热轧以获得厚度为9.4mm的板，如果温度降至低于400℃，则进行中间的再加热。在约510℃下将板进行固溶处理5小时、用冷水淬火并拉伸3％的永久伸长度。
获得的板的结构主要为未重结晶化的。在中厚度处未重结晶化的晶粒结构的比例为90％。
在155℃下将板进行范围在15和50小时之间的回火。在中厚度处取样测量拉伸、压缩下的静态机械特性和断裂韧性KQ。用于断裂韧性测量的测试样本具有W＝425mm的宽度和B＝8mm的厚度。K1C的有效准则对于某些样品是满足的。断裂韧性测量也在宽度为300mm和厚度为6.35mm的CCT样品上获得。所得的结果在表4中给出。
表4，对于不同板获得的机械特性
图3示出了压缩屈服应力和断裂韧性Kapp之间获得的折中性。
优选的组成(合金N°3)与本发明的方法——特别在155℃下回火50小时，回火从热稳定性的角度来看是最有利的——的组合给出了特别有利的压缩屈服应力、拉伸屈服应力和断裂韧性之间的折中性。
实施例3
在该实施例中，铸成由来自本发明的方法的合金制成的截面为406x1525mm的板坯，其组成在表5中给出。
表5.合金N°6的以重量％计的组成以及密度
合金 Si Fe Cu Mn Mg Zn Ag Li Zr Ti 密度(g/cm3)
N°6 0.02 0.03 4.3 - 0.58 ＜0.01 0.34 0.88 0.13 0.04 2.714
将所述板坯在约500℃下均质化约30小时。将所述板坯在大于400℃的温度下热轧以获得厚度为25mm的板。将板在约510℃下进行固溶处理5小时，然后用20℃的水淬火。然后将板拉伸2％或3％的永久伸长度。
将板在155℃下进行单步回火10小时至30小时。在中厚度处取样，以测量拉伸和压缩下的静态机械特性，连同断裂韧性KQ。用于断裂韧性测量的测试样本具有W＝40mm的宽度和B＝20mm的厚度。所作的测量根据标准ASTM E399有效。结果在表6中给出。
获得的板的结构主要为未重结晶化的。在中厚度处未重结晶化的晶粒结构的比例为90％。
表6，对于不同板获得的机械特性

Claims (13)

1.制造基于铝合金的轧制产品的方法，其中依次进行以下步骤，
a)制备包含以下成分的基于铝的熔融金属浴：4.2至4.6重量％的Cu、0.85至0.95重量％的Li、0.5至0.7重量％的Mg、0.05至0.18重量％的Zr、0.05至0.5重量％的Ag、低于0.1重量％的Mn、至多0.20重量％的Fe+Si、小于0.20重量％的Zn、至少一种选自Cr、Sc、Hf和Ti的元素，所述元素的量——如果其被选择——为：对于Cr和Sc为0.05至0.3重量％、对于Hf为0.05至0.5重量％且对于Ti为0.01至0.15重量％，其他元素各自至多为0.05重量％且总共至多为0.15重量％，其余为铝；
b)由所述熔融金属浴铸成轧制板坯；
c)将所述轧制板坯均质化从而达到5至60小时的时长450℃和550℃之间的温度以及优选480℃和530℃之间的温度；
d)通过保持高于400℃以及优选高于420℃的温度，将所述轧制板坯热轧成板，
e)将所述板在490和530℃之间进行固溶处理15分钟至8小时，并将所述产品淬火；
f)所述板经历受控的拉伸，其中永久变形为2至3.5％以及优选2.0至3.0％，
g)进行回火，其中所述板达到130和170℃之间的温度以及优选150和160℃之间的温度以5至100小时以及优选10至70小时，
前提是在热轧d)和固溶处理e)之间不对所述板进行明显的冷加工，特别是通过冷轧。
2.根据权利要求1的方法，其中铜含量为4.3重量％至4.4重量％。
3.根据权利要求1或权利要求2的方法，其中Li的含量最高为1.15重量％，优选0.85至0.95重量％。
4.根据权利要求1或权利要求2的方法，其中Li含量为1.10至1.20重量％。
5.根据权利要求3至4中任一项的方法，其中Mg的含量为0.50至0.70重量％，优选为0.53至0.65重量％。
6.根据权利要求1至5中任一项的方法，其中Mn含量低于0.05重量％。
7.根据权利要求1至6中任一项的方法，其中
Fe和Si的含量各自为至多0.08重量％和/或
Ti含量为0.01至0.10重量％且Cr、Sc和Hf的含量为至多0.05重量％和/或
Zn含量为至多0.15重量％，优选至多0.05重量％。
8.根据权利要求1至7中任一项的方法，其中通过受控拉伸的永久变形选择为可获得至少等于拉伸屈服应力的压缩屈服应力。
9.根据权利要求1至8中任一项的方法，其中受控拉伸在固溶处理和淬火后直接实现。
10.根据权利要求1至9中任一项的方法，其中回火为接近压缩屈服应力峰值的欠回火。
11.通过根据权利要求1至10中任一项的方法获得的厚度范围在8和50mm之间并且主要为未重结晶化的晶粒结构的轧制产品，其在中厚度处具有至少一种以下特性组合：
(i)对于8至15mm的厚度——对于300mm宽且6.35mm厚的CCT测试样品，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥600MPa以及优选Rp0.2(L)≥610MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥620MPa以及优选Rp0.2(L)≥630MPa且断裂韧性为使得K1C(L-T)≥28MPa√m以及优选K1C(L-T)≥32MPa√m和/或Kapp(L-T)≥73MPa√m以及优选Kapp(L-T)≥79MPa√m，
(ii)对于8至15mm的厚度——对于300mm宽且6.35mm厚的CCT测试样品，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥630MPa以及优选Rp0.2(L)≥640MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥640MPa以及优选Rp0.2(L)≥650MPa且断裂韧性为使得K1C(L-T)≥26MPa√m以及优选K1C(L-T)≥30MPa√m和/或Kapp(L-T)≥63MPa√m以及优选Kapp(L-T)≥69MPa√m，
(iii)对于15至50mm的厚度，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥610MPa以及优选Rp0.2(L)≥620MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥620MPa以及优选Rp0.2(L)≥630MPa且断裂韧性K1C(L-T)≥22MPa√m以及优选K1C(L-T)≥24MPa√m，
(iv)对于15至50mm的厚度，在中厚度处，拉伸屈服应力Rp0.2(L)≥580MPa以及优选Rp0.2(L)≥590MPa；压缩屈服应力Rp0.2(L)≥600MPa以及优选Rp0.2(L)≥610MPa且断裂韧性K1C(L-T)≥24MPa√m以及优选K1C(L-T)≥26MPa√m。
12.飞机结构元件，优选上部机翼蒙皮，包含根据权利要求11的产品。
13.根据权利要求11的产品或根据权利要求11的结构元件用于航空工程的用途。
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