CN109072358A

CN109072358A - Al-Cu-Li-Mg-Mn-Zn合金锻制产品

Info

Publication number: CN109072358A
Application number: CN201780010433.7A
Authority: CN
Inventors: 斯文·施尼特格尔
Original assignee: Aleris Aluminum Koblenz GmbH
Current assignee: Novelis Koblenz GmbH
Priority date: 2016-02-09
Filing date: 2017-01-26
Publication date: 2018-12-21
Also published as: EP3414352B1; US20210207254A1; BR112018015112A2; EP3414352A1; CA3013955A1; WO2017137260A1

Abstract

本发明涉及用于结构构件的铝合金锻制产品，所述产品具有以wt％计的由以下构成的化学组成：Cu 3.2％‑4.4％；Li 0.8％‑1.4％；Mg 0.20％‑0.90％；Mn 0.10％‑0.8％；Zn 0.20％‑0.80％；选自于由Zr 0.05％‑0.25％、Cr 0.05％‑0.30％、Ti 0.01％‑0.25％、Sc 0.05％‑0.4％、Hf 0.05％‑0.4％所组成的组中的一种或多种元素；Ag<0.08％；Fe<0.15％；Si<0.15％；不可避免的杂质和余量的铝。

Description

Al-Cu-Li-Mg-Mn-Zn合金锻制产品

技术领域

本发明涉及Al-Cu-Li锻制(wrought)合金产品，更特别是用于结构构件的Al-Cu-Li-Mg-Mn-Zn型合金产品。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。可将该合金加工成各种产品形式，例如，片材、薄板材、厚板材、挤压产品或锻造(forged)产品。

背景技术

在航空工业中通常已知的是，降低航空器重量的最有效的方法之一是降低航空器建造中使用的铝合金的密度。该期待引起了向铝合金中加入锂(密度最小的金属元素)。铝业协会合金如AA2090和AA2091含有约2.0％的锂，其转而比不含锂的合金减轻了约7％的重量。铝合金AA2094和AA2095含有约1.2％的锂。另一种铝合金AA8090含有约2.5％的锂，其转而比不含锂的合金减轻了几乎10％的重量。

然而，浇铸此类含有相对大量的锂的常规合金是困难的。此外，此类合金的强度和断裂韧性的组合不是最优的。常规的铝-锂合金面临权衡，其中断裂韧性随强度的增加而降低。

航空铝合金的另一重要的性质是疲劳裂缝生长抗性。例如，在航空器的耐损坏应用中，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生长更缓慢，由此使得飞机更安全，因为小裂缝可在它们达到灾难性传播的临界尺寸之前被探测到。另外，较慢的裂缝生长由于可利用较长的检查间隔的事实而具有经济效益。

专利文献US-2004/0071586公开了宽范围的铝合金，其包含：3％-5％的Cu、0.5％-2％的Mg以及0.01％-0.9％的Li。其公开了应当将Li含量保持在低水平，与已控制量的Cu和Mg组合来提供期望水平的断裂韧性和强度。优选地，Cu和Mg在合金中以低于所述合金的溶解限度的总量而存在。本领域已知的是，该专利文献涵盖AA2060合金，该合金于2011年在铝业协会注册并且具有以下的注册合金组成：

专利文献WO-2004/106570公开了用作结构构件的Al-Cu-Li-Mg-Ag-Mn-Zr合金。该合金具有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、以及至多0.3％的Zr、余量的铝。在本领域已知的是，该专利文献涵盖AA2050合金，该合金于2004年在铝业协会注册并且具有以下的注册合金组成：

专利文献US-2007/0181229公开了铝合金，其具有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的含量各自小于或等于0.1％、余量的杂质和铝；并且其中所述合金基本上不含锆。据报道低的Zr含量是为了增强韧性。

专利文献WO-2009/036953公开了用作航空器结构构件的Al-Cu-Li-Mg-Ag-Zn-Mn-Zr合金。该合金具有3.4％-5.0％的Cu、0.9％-1.7％的Li、0.2％-0.8％的Mg、0.1％-0.8％的Ag、0.1％-0.9％的Mn、最多1.5％的Zn；选自Zr、Cr、Ti、Sc、Hf的组的一种或多种元素。

专利文献WO-2009/073794公开了用作航空器结构构件的Al-Cu-Li-Mg-Ag-Zn-Mn-Zr合金。该合金具有3.4％-4.2％的Cu、0.9％-1.4％的Li、0.3％-0.7％的Ag、0.1％-0.6％的Mg、0.2％-0.8％的Zn、0.1％-0.6％的Mn以及0.01％-0.6％的晶粒结构控制元素。本领域已知的是，该专利文献涵盖了AA2050合金，该合金于2012年在铝业协会注册并且具有以下的注册合金组成：

专利文献WO2015/082779公开了Al-Cu-Li合金产品，该产品处于厚度为14mm-100mm的轧制产品或锻造产品的形式，并且其中，该合金具有1.8％-2.6％的Cu；1.3％-1.8％的Li；0.1％-0.5％的Mg；0.1％-0.5％的Mn与<0.05％的Zr、或<0.05％的Mn与0.10％-0.16％的Zr；0％-0.5％的Ag；<0.20％的Zn；0.01％-0.15％的Ti；<0.1％的Fe；<0.1％的Si。该材料特别适于制造飞机机翼下元件。

存在用于航空器应用中的铝合金的需要，该铝合金具有改进的热稳定性，同时在强度和断裂韧性方面提供良好的平衡。

发明内容

如本文以下将要理解的，除非另有说明，合金牌号和状态标号(temperdesignations)是指于2015年由铝业协会颁布并且本领域技术人员已知的“AluminiumStandards and Data and the Registration Records”中的铝业协会标号。

关于合金组成或优选的合金组成的任何描述，所提及的百分比都是重量百分比，除非另有说明。

如本文所使用的，当用于描述组成范围或合金添加的量时，术语“约”意味着所述合金添加的实际的量可由于如本领域技术人员所理解的因素(如标准工艺变量)从标称的预期量而变化。

如本文所采用的，术语“至多”和“至多约”明确地包括但不限于其所指的特定的合金成分的0wt％的可能性。例如，含有至多0.07％的Fe的合金可包括不含Fe的合金。

本发明的一个目的是提供改进的AlCuLi型合金锻制产品或至少替代的产品，该产品理想地用于结构构件，具有高强度与高断裂韧性的良好平衡并且提供增加的热稳定性。

本发明满足或超越这些目的和其它目的以及进一步的优点，本发明提供了用于结构构件的铝合金锻制产品，该产品具有以wt％计的由以下构成的化学组成：Cu 3.2％-4.4％；Li 0.8％-1.4％；Mg 0.20％-0.90％；Mn 0.10％-0.8％；Zn 0.20％-0.80％；选自于由Zr 0.05％-0.25％、Cr 0.05％-0.30％、Ti 0.01％-0.25％、Sc 0.05％-0.4％、Hf0.05％-0.4％所组成的组中的一种或多种元素；Ag<0.08％；Fe<0.15％；Si<0.15％；不可避免的杂质和余量的铝。

该合金锻制产品可含有正常且不可避免的杂质，通常各自<0.05％且总共<0.15％，并且余量由铝组成。

根据本发明，发现了该组成范围(以及优选的较窄范围)提供了强度、断裂韧性和抗腐蚀性的良好平衡，满足商业交付的要求；并且在85℃下长期进行时效或暴露1000小时后，还提供了非常好的热稳定性。这些优点至少在T8条件中并且通过选择限定范围内的合金元素来实现，并且其中重要的方面是本合金具有非常低的银含量。

铜是合金产品中的主要的合金元素之一，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，因为可能会降低抗腐蚀性。同样，超过最大溶解度的铜添加将导致低的断裂韧性和低的损伤容限。由于这样的原因，Cu含量的上限为约4.4％，并优选约4.2％，且更优选约4.10％。优选的下限为约3.6％，并更优选约3.75％，且最优选约3.85％。

镁是合金产品中的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，因为超过最大溶解度的添加将导致低的断裂韧性和低的损伤容限。Mg添加的更优选的下限为约0.35％，更优选0.38％。更优选的上限为约0.65％，且更优选0.55％。已经发现，处于高于0.8％的水平，Mg的进一步添加可导致合金产品的韧性的降低。

锂为本发明的锻制产品中的另一重要的合金元素，并且与铜和镁一起添加以获得改进的断裂韧性和强度的组合。Li添加的优选下限为0.9％，且更优选1.0％。Li添加的优选上限为少于1.30％。太高的Li含量对合金产品的损伤容限性质具有不利的影响，尤其是在本发明合金产品中具有相对高的Cu水平的情况下。

目的性地加入锌以改进强度和抗腐蚀性，并且此外锌对合金产品的损伤容限性质的影响小。在合金产品中，锌通常以约0.2％-0.80％的范围存在。Zn含量的优选下限为0.25％。Zn含量的优选上限为约0.70％，并更优选约0.65％。

本发明的一个重要方面是银含量少于约0.08％，且优选少于约0.05％。在一个实施方式中，银含量少于约0.02％，从而使得铝合金基本不含Ag。“基本上不含”(substantially free)或“实质上不含(essentially free)”是指没有对化学组成进行有目的的添加，但由于杂质和/或来自与制造设备的接触的泄漏，痕量的Ag可能会自行进入合金产品中。例如，痕量的实例为少于0.01％。该合金产品具有非常低的Ag含量，使得该合金产品与具有有目的的添加Ag的本领域中已知的许多Al-Cu-Li合金相比更具有成本效益，同时仍然提供非常好的热稳定性与工程性质的组合的良好平衡。

锰的添加是为了通过提供主沉积相的更均匀的分布(降低的晶粒尺寸)来控制晶粒结构，并且特别地由此进一步提高了强度。Mn的添加不应超过约0.8％且应至少为约0.10％。锰的添加的优选下限为至少约0.20％，且更优选至少0.30％。Mn的添加的优选上限为约0.6％，且更优选约0.55％。太高的Mn含量导致屈服强度和断裂韧性均降低。

此外，本发明的合金产品含有选自Zr、Cr、Ti、Sc和Hf的限定组中的至少一种元素。

以0.05％-0.25％的范围、且优选以0.05％-0.15％的范围向合金产品中加入锆是优选的。太低的Zr的添加对合金锻制产品的单位扩展能(unit propagation energy)具有不利影响。

在合金坯料(例如，锭或方坯)的浇铸过程中，为了晶粒更加细化的目的，除其它外，可向合金产品中加入Ti。Ti的添加不应超过0.25％。Ti的添加的优选下限为约0.01％。Ti可作为唯一的元素添加或者随着作为浇铸助剂的硼或碳添加，用于晶粒尺寸控制。

在合金产品中，Si的含量作为少于0.15％杂质元素存在，并且应以该范围的下限存在(例如少于约0.10％、且更优选少于0.07％)，以将断裂韧性性质维持在期望水平。

在合金产品中，Fe的含量应少于0.15％。当将该合金产品用于航空应用时，优选该范围的下限(例如少于约0.1％、且更优选少于约0.07％)，以特别地将韧性维持在足够高的水平。在将该合金产品用于非航空应用的情况中(例如工装板)，可容许更高的Fe含量。

在合金产品的一个实施方式中，所述产品处于轧制产品、挤压产品或锻造产品的形式；且更优选地，所述产品作为航空器结构部件的部分而处于片材、板材、锻造件或挤压件的形式。

在优选的实施方式中，以挤压产品的形式提供所述合金产品。

在优选的实施方式中，以板材产品的形式提供所述合金产品，所述合金产品的厚度优选为12.0mm-175mm、且优选至少75mm。所述板材产品在工程性质、尤其是强度方面提供良好的平衡并且显示出降低的淬火敏感性。

当作为航空器结构部件的部分使用时，所述部件例如可为机身片材、上翼板、下翼板、加工部件用的厚板、桁条用的薄片材或锻造片材。

本发明的合金产品的晶粒间腐蚀抗性一般是高的，例如，当根据MASTMAASIS(ASTM-69 A2-85)对金属进行腐蚀测试时，通常仅探测到点蚀(pitting)。然而，也可对片材和轻规格板材进行包覆，且优选的包覆厚度为片材或板材的厚度的约1％-约8％。包覆的通常为低组成(low composition)的铝合金。

本发明的又一方面涉及制造Al-Cu-Li合金的锻制铝合金产品的方法，所述方法包括以下步骤：

a.浇铸根据本发明的AlCuLi-合金锭的坯料；

b.将经浇铸的坯料预热和/或均化；

c.通过选自于由轧制、挤压和锻造所组成的组中的一种或多种方法将所述坯料进行热加工；

d.任选地对经热加工的坯料进行冷加工；

e.对所述经热加工的坯料和/或任选地经冷加工的坯料进行固溶热处理(“SHT”)，在足以将所述铝合金中的可溶性组分置于固溶体中的温度和时间下实施所述SHT；

f.冷却SHT坯料，优选通过在水或其它淬火介质中的浸渍淬火或喷雾淬火之一来进行；

g.任选地拉伸或压缩经冷却的SHT坯料或者冷加工经冷却的SHT坯料以释放应力，例如整平或拉拔或冷轧所述经冷却的SHT坯料；以及

h.将经冷却的且任选地经拉伸或经压缩的或者经冷加工的SHT坯料进行时效、优选人工时效，从而实现期望的状态。

所述铝合金可作为锭或板坯(slab)或方坯的形式进行提供，通过本领域用于浇铸产品的常规浇铸技术(例如DC-浇铸、EMC-浇铸、EMS-浇铸)制造成合适的锻制产品。还可以使用由连续浇铸(例如，带式连铸机或辊式连铸机)而得到的板坯，当生产较薄规格的成品时，该板坯可以是特别有利的。也可以使用本领域已知的晶粒细化剂(例如含钛和硼或者含钛和碳的那些细化剂)。在浇铸合金坯料之后，通常对锭进行剥离以去除锭的浇铸表面附近的偏析区(segregation zone)。

均化处理通常以一步或多步来进行，各个步骤具有处于约475℃-535℃的范围内的温度。预热温度涉及将热加工坯料加热至热加工的起始温度(entry temperature)，该温度通常处于约440℃-490℃的温度范围内。

在预热和/或均化的操作之后，可通过选自于由轧制、挤压、和锻造所组成的组中的一种或多种方法、优选使用常规的工业操作来对坯料进行热加工。对本发明而言，优选热轧制的方法。

热加工(并且尤其是热轧制)可被实施至最终的规格(例如3mm以下或者可选的厚规格产品)。可选地，可进行热加工步骤以提供中等规格的坯料(通常为片材或薄板材)。此后，可将处于中等规格的该坯料冷加工(如通过轧制的方式)至最终规格。取决于合金组成和冷加工的量，在冷加工操作之前或期间，可使用中间退火。

通常在与均化所使用的相同的温度范围内进行固溶热处理(“SHT”)，尽管所选择的均热时间可能稍微较短。典型的SHT在480℃-525℃的温度下进行15min-约5小时。一般较低的SHT温度有助于高的断裂韧性。在SHT之后，将坯料迅速冷却或淬火，优选通过在水或其它淬火介质中的浸渍淬火或喷雾淬火之一来进行。

经SHT和淬火的坯料可进一步进行冷加工，例如，通过在其原始长度的约0.5％-15％的范围内进行拉伸以释放其中的残余应力并且改进产品的平整性。优选地，拉伸处于约0.5％-6％的范围内、更优选约0.5％-4％的范围内。

在冷却之后，通常在环境温度下对坯料进行时效，和/或可选地可对坯料进行人工时效。

优选在略微欠时效的T8条件下、特别是T84条件下提供根据本发明的合金产品，以提供强度与损伤容限性质方面的最好平衡。

然后，从这些经热处理的板型材(plate section)、更通常地一般在人工时效之后加工成期望的结构形状(例如，整体的翼梁)。在由挤压和/或锻造加工步骤而制成的厚型材(section)的制造中，也遵循SHT、淬火、任选的应力释放操作和人工时效。

在本发明的一个实施方式中，包括焊接步骤，时效步骤可分成2步：在焊接操作前的预时效步骤以及用于形成经焊接的结构构件的最终的热处理。

除其它以外，根据本发明的AlCuLi-合金产品可以在最多0.5英寸(12.5mm)的厚度范围内进行使用，对机身片材而言性质将是出色的。在厚度范围为0.7-3英寸(17.7mm-76mm)的薄板材中，对翼板(例如下翼板)而言性质将是出色的。还可将该薄板材厚度范围用于桁条或者用以形成用在机翼结构中的整体的翼片和桁条。当被加工成大于3英寸(75mm)至约11英寸(280mm)的较厚规格时，获得了对于从板材加工成整体的部件而言的出色性质，或者获得了用以形成用于机翼结构中或处于用于机翼结构中的翼肋形式的整体翼梁的出色性质。根据本发明的合金产品还能够以用于航空器结构中的分步挤压件或经挤压的翼梁或经挤压的加强件的形式、或者以用于机翼结构中的经锻造的翼梁的形式来提供。

当以片材产品的形式进行应用时，所述产品的屈服强度或弹限强度(proofstrength)在L-方向应当至少为460MPa，且优选为至少480MPa。当以挤压产品的形式(例如，作为桁条)或以板材产品的形式进行应用时，所述产品的屈服强度或弹限强度在L-方向应当至少为470MPa，且更优选为至少480MPa。这些强度水平可通过在要求保护的范围内、且优选地在优选的窄范围内选择合金的组成以及与人工时效操作(至T8条件)组合而获得。

接下来，将通过以下的非限制性的实施例来解释本发明。

实施例

以实验室规模浇铸了2个合金并将其加工成260×200×80mm的轧制块。合金的组成在表1中给出。将这些轧制块在500℃下均化5h然后在510℃下均化10h。在预热至480℃之后，将轧制块从80mm热轧制至30mm的规格。然后，在500℃下进行固溶热处理30min，随后进行冷水淬火，并在其后30min内拉伸2％。

表1经加工的合金的合金组分(以wt％计)。余量由铝和不可避免的杂质以及0.03％的Fe和0.02％的Si组成。

为了使合金达到T84状态，将不含Ag的合金在150℃下时效16h而将含Ag的合金在150℃下时效10.5h。达到T84状态的时效时间方面的差异归因于银含量(其对时效响应有影响)的差异。

为了测试热稳定性，随后将处于T84的样品在85℃下敏化或时效1000h。

根据ASTM B557M测试在T84条件下的材料和在85℃下1000h后的材料在L-方向的拉伸屈服强度(TYS)，并根据ASTM E399测试所述材料在L-T方向的断裂韧性(K_IC)。将结果列于下表2中。表2的结果也绘制于图1中。

此外，根据MASTMAASIS和SCC(ST)测试在85℃下1000h后的经时效的样品的抗腐蚀性。在310MPa下测试的所有的ST-SCC试样在没有失效的情况下保持了30天。

从图1和表2的结果可以看出，与合金A相比，不含Ag的合金B在敏化后提供了断裂韧性的显著较低的下降，同时维持了高的拉伸屈服强度与良好的抗腐蚀性的组合。这表明合金B比起还含有目的性地加入的银的相似的合金提供了改进的热稳定性。

表2 T84条件下以及在85℃下敏化1000h后的机械性质

现已完全地描述了本发明，对本领域普通技术人员而言，在不脱离本文所描述的本发明的精神或范围内可作出许多变化和修改是显而易见的。

Claims

1.一种用于结构构件的铝合金锻制产品，所述产品具有以wt％计的由以下构成的化学组成：

选自于由Zr 0.05-0.25、Cr 0.05-0.30、Ti 0.01-0.25、Sc 0.05-0.4、Hf 0.05-0.4所组成的组中的一种或多种元素；

Ag <0.08；

Fe <0.15；

Si <0.15；

不可避免的杂质和余量的铝。

2.根据权利要求1所述的铝合金锻制产品，其中，所述Cu的含量处于3.6％-4.4％的范围内、优选3.75％-4.20％的范围内。

3.根据权利要求1或2所述的铝合金锻制产品，其中，所述Li的含量处于0.90％-1.4％的范围内、且优选处于1.0％-1.30％的范围内。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述产品含有处于0.05％-0.15％范围内的Zr。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述Zn的含量最大为0.70％、优选最大为0.65％。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述Ag的含量少于0.05％、且优选少于0.02％；且更优选地，所述合金产品基本上不含Ag。

7.根据权利要求1-6中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述产品含有处于0.20％-0.6％、且优选0.20％-0.55％的范围内的Mn。

8.根据权利要求1-7中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述产品含有处于0.20％-0.8％、且优选0.20％-0.65％、且更优选0.35％-0.65％的范围内的Mg。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述产品处于轧制产品、挤压产品或锻造产品的形式。

10.根据权利要求9所述的铝合金锻制产品，其中，所述锻制产品处于挤压产品的形式。

11.根据权利要求1-9中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述锻制产品处于板材产品的形式，所述板材产品的厚度为12.0mm-175mm、且优选至少75mm。

12.根据权利要求9-11中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述锻制产品已进行了以下处理：热变形操作、固溶热处理、然后淬火和人工时效。

13.根据权利要求9-12中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述锻制产品已进行了以下处理：固溶热处理、然后淬火、冷应变硬化；并且具有0.5％-15％、且优选0.5％-6％的永久形变。

14.根据权利要求1-13中任一项所述的铝合金锻制产品，其中，所述产品处于欠时效的T8条件下、且优选处于T84条件下。

15.制造根据权利要求1-14中任一项所述的铝合金锻制产品的方法，所述方法包括以下步骤：

a.浇铸根据权利要求1-8中任一项所述的AlCuLi-合金锭的坯料；

b.将经浇铸的坯料预热和/或均化；

d.任选地对经热加工的坯料进行冷加工；

e.对所述经热加工的坯料和/或任选地经冷加工的坯料进行固溶热处理(SHT)，在足以将所述铝合金中的可溶性组分置于固溶体中的温度和时间下实施所述SHT；

f.冷却SHT坯料；

g.任选地拉伸或压缩经冷却的SHT坯料或者冷加工所述经冷却的SHT坯料以释放应力，例如整平或拉拔或冷轧所述经冷却的SHT坯料；以及

h.将经冷却的且任选地经拉伸或经压缩的或者经冷加工的SHT坯料进行时效、优选人工时效，以实现期望的状态。

16.根据权利要求15所述的方法，其中，均化在475℃-535℃的范围内的温度下进行。

17.根据权利要求15或16所述的方法，其中，通过轧制进行所述热加工，并且所述热加工的起始温度为处于440℃-490℃的范围内的温度。

18.根据权利要求15-17中任一项所述的方法，其中，所述固热熔处理在处于480℃-525℃的范围内的温度下进行。

19.根据权利要求15-18中任一项所述的方法，其中，所述拉伸在0.5％-6％的范围内、且优选在0.5％-4％的范围内进行。

20.根据权利要求15-19中任一项所述的方法，其中，将所述产品时效至欠时效的T8条件。

21.根据权利要求15-20中任一项所述的方法，其中，将所述锻制产品轧制成厚度为至少12.0mm、且优选至少75mm的板材产品。