CN110536972A - 铝-铜-锂合金产品 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种由基于铝的合金制成的产品，所述基于铝的合金以重量％计包含Cu：2.5‑3.4；Li：1.6‑2.2；Mg：0.4‑0.9；Mn：0.2‑0.6；Zr：0.08‑0.18；Zn：<0.4，Ag：<0.15；Fe+Si≤0.20；至少一种选自Ti、Se、Cr、Hf和V的元素，所述元素(如果选择)的含量为：Ti：0.01‑0.15；Se：0.01‑0.15；Cr：0.01‑0.3；Hf：0.01‑0.5；V：0.01‑0.3；其他元素各自≤0.05且总共≤0.15，其余为铝。本发明还涉及一种制造基于铝的合金的挤压、轧制和/或锻造产品的方法，以及引入至少一种上述产品的结构部件。

Description

铝-铜-锂合金产品
发明领域
本发明总体上涉及由铝-铜-锂合金制成的加工产品，更特别是涉及用于制备航空构造中的加强件(raidisseur)的型材形式的这类产品。
现有技术
为了开发能够同时减轻高性能飞机的重量并提高其结构有效性的材料，进行了持续的研究工作。在这方面，含锂的铝合金引起极大的兴趣，因为锂可以使铝的密度降低3％，并且每添加1重量％锂，其弹性模量提高6％。为了使这些合金被选择用于飞机上，它们的性能必须达到常规使用的合金的性能，特别是在静态机械强度性能(弹性极限、断裂强度)和损伤容限性能(韧性、耐疲劳裂纹扩展的能力)——这些性能通常是相对的——之间的折衷方面。此外，这些合金必须具有足够的耐腐蚀性，能够根据常规方法制备，并且具有能够整体加工的低残余应力。
已知添加银的多种Al-Cu-Li合金。
专利US 5 032 359记载了大的铝-铜-锂合金家族，其中添加特别是0.3至0.5重量％的镁和银使机械强度提高。这些合金通常以商品名WeldaliteTM为人所知。
专利US 5 198 045记载了WeldaliteTM合金家族，其包含(以重量％计)(2.4-3.5)Cu、(1.35-1.8)Li、(0.25-0.65)Mg、(0.25-0.65)Ag、(0.08-0.25)Zr。用这些合金制造的加工产品的密度小于2.64g/cm3，并且机械强度和韧性之间有引人注意的折衷。
专利US 7 229 509记载了WeldaliteTM合金家族，其包含(以重量％计)(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、(最高达0.4)Zr或其他元素(如Cr、Ti、Hf、Sc和V)。所示出的实例在机械强度和韧性之间取得了改进的折衷，但其密度大于2.7g/cm3。
专利申请WO2007/080267记载了一种用于机身板材的不包含锆的WeldaliteTM合金，所述合金包含(以重量％计)(2.1-2.8)Cu、(1.1-1.7)Li、(0.2-0.6)Mg、(0.1-0.8)Ag、(0.2-0.6)Mn。
此外，已知合金AA2196，其包含(以重量％计)(2.5-3.3)Cu、(1.4-2.1)Li、(0.25-0.8)Mg、(0.25-0.6)Ag、(0.04-0.18)Zr和至多0.35Mn。
限制银的量在经济上是非常有利的。但是，应注意，由基本上不含任何银的合金制成的现有技术的产品不能获得与由含银的合金(如AA2196)制成的产品一样有利的性能。
需要这样的由铝-铜-锂合金制成的产品，尤其是挤压产品，其具有降低的密度和基本上与已知的含银产品等同的性能，特别是静态机械强度性能与损伤容限性能的折衷方面。相对于已知的含银产品而言，这些产品的热稳定性、耐腐蚀性、机械加工性和密度也必须是令人满意的，同时具有低密度。
发明目的
本发明的第一个目的是由基于铝的合金制成的产品，所述基于铝的合金包含以下元素，以重量％计：
Cu：2.5-3.4；优选2.8-3.2；
Li：1.6-2.2；优选1.65-1.8；
Mg：0.4-0.9；优选0.5-0.8；
Mn：0.2-0.6；优选0.3-0.6；
Zr：0.08-0.18；优选0.12-0.16；
Zn：<0.4，优选0.05-0.4；更优选0.2-0.4；
Ag：<0.15；优选<0.1；甚至更优选<0.05；
Fe+Si≤0.20；
至少一种选自以下的元素：
Ti：0.01-0.15；优选0.01-0.05；
Sc：0.01-0.15，优选0.02-0.1；
Cr：0.01-0.3，优选0.02-0.1；
Hf：0.01-0.5；优选0.02-0.1；
V：0.01-0.3，优选0.01-0.05；
其他元素各自≤0.05且总共≤0.15，其余为铝。
本发明的第二个目的是一种制造基于铝合金的挤压、轧制和/或锻造产品的方法，该方法包括以下步骤：
a)制备液体金属熔池，该液体金属熔池以重量％计包含Cu：2.5-3.4；Li：1.6-2.2；Mg：0.4-0.9；Mn：0.2-0.6；Zr：0.08-0.18；Zn：<0.4；Ag：<0.15；Fe+Si≤0.20；至少一种选自Ti、Sc、Cr、Hf和V的元素，所述元素(如果选择)的含量为Ti：0.01-0.15；Sc：0.01-0.15；Cr：0.01-0.3；Hf：0.01-0.5；V：0.01-0.3；其他元素各自≤0.05且总共≤0.15，其余为铝，
b)由所述液体金属熔池浇铸出未锻造的产品；
c)将所述未锻造的产品均化；
d)将未锻造的产品热变形和任选地冷变形成挤压、轧制和/或锻造产品；
e)对所述产品进行固溶热处理和淬火；
f)以可控的方式拉伸所述产品，其中永久变形率为1至15％，优选2至4％；
g)将所述产品通过在140至170℃下加热5至70小时来时效处理(revenu)。有利地，以这样的方式进行时效处理，使得所述产品在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少510MPa，且在方向L-T上的韧性KQ(L-T)为至少21MPa并使得KQ(L-T)＞-0.2667*Rp0.2(L)+169。
本发明的又一个目的是引入至少一种本发明的产品的结构部件。
附图说明
图1：实施例的型材W的形状(“形状”意指所述型材的横截面)。尺寸以mm表示。用于机械表征的样品在虚线所示的区域中取样。
图2：实施例的型材Z的形状(“形状”意指所述型材的横截面)。尺寸以mm表示。用于机械表征的样品在虚线所示的区域中取样。
图3：实施例的型材获得的韧性和机械强度之间的折衷。
发明内容
除非另有说明，否则与合金的化学组成有关的所有信息均以基于合金总重量的重量百分比表示。合金名称遵从本领域技术人员已知的The Aluminium Association的规定。密度取决于组成，并且通过计算来确定，而不是通过测量重量的方法来确定。这些值是根据The AluminiumAssociation的方法计算的，所述方法记载在“Aluminum Standards andData”的第2-12和2.13页中。冶金状态的定义示于欧洲标准EN 515(2009)中。
除非另有说明，否则静态机械特征(即断裂强度Rm、在伸长为0.2％下的常规弹性极限Rp0.2(“弹性极限”)和断裂伸长A)根据标准EN10002-1(2001)通过拉伸试验测定，取样和测试方向由标准EN 485-1(2016)定义。
应力强度因子(KQ)根据标准ASTM E 399(2012)测定。因此，该标准第7.2.1段中定义的测试件的比例始终如同第8段中所定义的总方法一样进行验证。标准ASTM E 399(2012)第9.1.3和9.1.4段中给出确定KQ是否为K1C有效值的标准。因此，K1C值始终为KQ值，反之则不成立。在本发明的上下文中，并不总是满足标准ASTM E399(2012)第9.1.3和9.1.4段中的标准，但是对于给定的测试件几何形状，所给出的KQ值始终可彼此相比较；鉴于与板材或型材尺寸有关的限制条件，并不总是可得到能够获得K1C有效值的测试件几何形状。
除非另有说明，否则适用标准EN 12258(2012)的定义。型材的厚度根据标准EN2066:2001限定：横截面被划分为具有尺寸A和B的基本矩形；A始终为基本矩形的最大尺寸，而B可被视为基本矩形的厚度。
在本文中，机械构造的“结构性部件”或“结构部件”是指这样的机械零件，该机械零件的静态和/或动态机械性能对于结构的性能特别重要，并且通常对该机械零件规定或进行结构计算。它们典型地为其故障可能会危及所述构造、其使用者、其顾客或其他的安全的部件。对于飞机，这些结构性部件包括特别是组成机身的部件(例如机身蒙皮(fuselageskin))、机身加强件或桁条(stringers)、隔板(bulkheads)、机身框(circumferentialframes)、机翼(例如机翼蒙皮(wing skin))、加强件(stringers或stiffeners)、加强筋(ribs)和翼梁(spars)以及特别是由水平和垂直安定面(horizontal or verticalstabilisers)组成的尾翼，以及地板型材(floor beams)、座椅扶手(seat tracks)和舱门。
根据本发明，包含特定临界含量的铜、锂、镁、锌、锰和锆而且基本上不包含任何银的选定类别的铝合金，相对于基本不含银的产品而言，能够制备尤其具有改进的韧性和机械强度之间的折衷的加工产品。
本发明人注意到，令人惊讶地，通过对锂、铜、镁、锰、锌和锆的量进行窄范围选择，产品可在静态机械强度性能和损伤容限性能之间取得至少等同于含银的铝-铜-锂合金(例如特别是合金AA2196)的折衷。
本发明的产品中铜的含量为2.5至3.4重量％。在本发明一个的有利的实施方案中，铜的含量为至少2.8重量％，或优选至少2.9重量％，和/或至多3.2重量％，且优选至多3.1重量％。
本发明的产品中锂的含量为1.6至2.2重量％。有利地，锂的含量为1.65重量％至1.8重量％。优选地，锂的含量为至多1.75重量％。
本发明的产品中镁的含量为0.4至0.9重量％，且优选至少0.5重量％，且甚至更优选大于0.6重量％。有利地，镁的含量为至多0.8重量％。本发明人注意到，当镁的含量小于0.30重量％时，不能获得机械强度与损伤容限之间的有利的折衷。
本发明的产品中锰的含量为0.2至0.6重量％，且优选至少0.3重量％，且甚至更优选至少0.33重量％，且更优选至少0.4重量％。在另一个实施方案中，锰的含量为0.2至0.4重量％，优选0.25至0.35重量％。本发明人注意到，当锰的含量小于0.2重量％时，不能获得根据本发明的在L-T方向上的有利韧性KQ(L-T)。
本发明的产品中锆的含量为0.08至0.18重量％，且优选0.12至0.16重量％，且甚至更优选0.14至0.15重量％。在另一个实施方案中，锆的含量有利地为0.09至0.12重量％，优选0.09至0.11重量％，或甚至0.09至0.10重量％。
锌的含量小于0.4重量％，优选其为0.05至0.35重量％。有利地，锌的含量为0.2至0.3重量％，这可有助于实现韧性和机械强度之间的期望的折衷。
银的含量小于0.15重量％，优选小于0.10重量％，且甚至更优选小于0.05重量％。本发明人注意到，对于基本上不包含任何银的合金，通过进行组成的选择，可得到通常包含0.2至0.4重量％银的合金的机械强度和损伤容限之间的有利折衷。
铁的含量和硅的含量的总和为至多0.20重量％。优选地，铁和硅的含量各自为至多0.08重量％。在本发明一个的有利实施方案中，铁和硅的含量分别为至多0.06重量％和0.04重量％。
合金还包含至少一种可有助于控制晶粒尺寸的元素，所述元素选自Ti、Cr、Sc、Hf和V，所述元素(如果选择)的量为：Ti：0.01至0.15重量％，优选0.01至0.05重量％；Sc：0.01至0.15重量％，优选0.02至0.1重量％；Hf：0.01至0.5重量％，优选0.02至0.1重量％；Cr：0.01至0.3重量％，优选0.02至0.1重量％；和V：0.01至0.3重量％，优选为0.01至0.05％。优选地，选择0.02至0.04重量％的钛。
本发明的合金特别地用于制造轧制、挤压和/或锻造产品，且甚至更特别是用于制造挤压产品。本发明的产品在机械强度和韧性之间具有特别有利的折衷。
本发明的产品在挤出、固溶热处理、淬火、拉伸和时效处理状态下的厚度特别是最高达50mm，或为8至50mm，或甚至15至35mm，在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少510MPa，且在方向L-T上的韧性KQ(L-T)为至少21MPa√m，并使得KQ(L-T)＞-0.2667*Rp0.2(L)+169。根据一个特别有利的实施方案，在上述条件下，它们在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少525MPa，且在L-T方向上的韧性KQ(L-T)为至少23MPa√m，并且使得KQ(L-T)＞-0.2667*Rp0.2(L)+171。在本发明中，用于测量KQ的测试件是厚度为20mm且宽度为50mm的CT型。
制造本发明的产品的方法包括以下步骤：制备，浇铸，轧制、挤压和/或锻造，固溶热处理，淬火，应力消除和时效。
在第一步中，制备液体金属熔池，使得到具有本发明的组成的铝合金。
然后将液体金属熔池浇铸为未锻造的产品，通常为轧制锭、挤压坯或锻造毛坯。
然后将未锻造的产品在450℃至550℃、优选520℃至530℃的温度下均化6至15小时。
均化后，将未锻造的产品任选地冷却至环境温度，然后进行预热，以准备进行热变形。通过轧制、挤压和/或锻造进行热变形，使获得轧制、挤压和/或锻造产品，优选挤压产品。
然后，将由此获得的产品通过在490至550℃下热处理15min至8h进行固溶热处理，然后通常使用环境温度下的水进行淬火。
然后，优选通过永久变形率为1至15％、优选为2至4％的拉伸对产品进行可控的应力消除。
有利地，在上文详细描述的方法步骤之后，挤压产品的厚度为最高达50mm，或8至50mm，或甚至15至35mm。
进行时效处理，包括加热至温度为140至170℃保持5至70小时，使得所述产品在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少510MPa，在方向L-T上的韧性KQ(L-T)为至少21MPa并使得KQ(L-T)＞-0.2667*Rp0.2(L)+169。本发明人注意到，机械强度和韧性之间的折衷可通过在150至165℃的温度下进行一段时间的时效处理来改进，其中在160℃下的等效时间ti为15至28h，优选20至27h，ti由下式定义：
其中，T(开氏温度)为金属的瞬时处理温度，其随时间t(单位为小时)变化，Tref是设置为433K的参考温度。
根据一个特别有利的实施方案，挤压产品在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少525MPa，且在L-T方向上的韧性KQ(L-T)为至少23MPa√m，并且使得KQ(L-T)＞-0.2667*Rp0.2(L)+171。在所述实施方案中，挤压产品的厚度有利地为最高达50mm，或8至50mm，或甚至15至35mm。
本发明的产品可有利地用于特别是飞机的结构部件中。因此，本发明的一个目的是一种结构部件，其引入至少一种本发明的产品或使用本发明的方法制造的产品。
使用引入至少一种本发明的产品的结构部件或由这种产品制造的结构部件特别是对于航空构造是有利的。本发明的产品特别有利于制备结构部件，例如加强件或框架，其用于制造飞机机翼的下表面或上表面部件，优选加强件、翼梁和加强筋，或地板梁和座椅扶手。
使用以下说明性和非限制性实施例更详细地解释本发明的这些方面以及其他方面。
实施例
在该实施例中，浇铸多个由Al-Cu-Li合金制成的坯(直径384mm)(合金67、74a、74b、66、68和69)，其组成列于表1中。现有技术AA2196的两种合金的组成也列于下表1中。
表1.所用Al-Cu-Li合金的组成(重量％)和密度
对于所有合金67、74a、74b、66、68和69，Fe和Si＜0.20重量％，其他元素各自小于0.05重量％且总共小于0.15重量％。
然后，将由合金67、74a、74b、66、68和69制成的坯在524℃下均化8至10h。由合金2制成的坯在500℃下均化8h，然后在527℃下均化24h，而由合金5制成的坯在520℃下均化8h。
均化后，将坯再加热至450℃+/-40℃，然后热挤压，以获得合金2、67、74a、74b、66、68和69的根据图1的型材W，以及合金5的根据图2的型材Z。对由此获得的型材在524℃下进行固溶热处理，淬火并以永久伸长为2至5％进行拉伸。
如表2所示，对型材进行时效处理：在152℃下30h，在152℃下48h，在160℃下30h。对于合金2和5，时效在152℃下进行48h。考虑到上升至时效平台的时间并考虑20℃/h的上升速度，计算160℃下的等效时间ti。
测试在型材端部采集的样品，以测定其静态机械性能及其韧性(Kq)。样品的位置在图1和2中用虚线表示。用于测量静态特性的测试件的直径为10mm，并以测试件轴线方向与挤压方向(方向L)一致的方式取样。用于测量韧性的测试件为CT型，并具有B＝20mm和W＝50mm的特征，并以如下方式机械加工：载荷方向与挤压方向一致，扩展方向垂直于挤压方向，且包含于图1和2的平面中(构型L-T)。
对于表1的合金，所得结果列于下表2中并通过图3说明。
表2.合金的时效条件以及性能Rp0.2(L)和Kq(L-T)

Claims (11)

1.由基于铝的合金制成的产品，所述基于铝的合金包含以下元素，以重量％计：
Cu：2.5-3.4；优选2.8-3.2；
Li：1.6-2.2；优选1.65-1.8；
Mg：0.4-0.9；优选0.5-0.8；
Mn：0.2-0.6；优选0.3-0.6；
Zr：0.08-0.18；优选0.12-0.16；
Zn：<0.4，优选0.05-0.4；更优选0.2-0.4；
Ag：<0.15；优选<0.1；甚至更优选<0.05；
Fe+Si≤0.20；
至少一种选自Ti、Sc、Cr、Hf和V的元素，所述元素——如果选择——的含量为：
Ti：0.01-0.15；优选0.01-0.05；
Sc：0.01-0.15，优选0.02-0.1；
Cr：0.01-0.3，优选0.02-0.1；
Hf：0.01-0.5；优选0.02-0.1；
V：0.01-0.3，优选0.01-0.05；
其他元素各自≤0.05且总共≤0.15，其余为铝。
2.根据权利要求1的产品，其中铜的含量为2.9至3.1重量％。
3.根据权利要求1至2中任一项的产品，其中锂的含量为1.65至1.75重量％。
4.根据权利要求1至3中任一项的产品，其中锰的含量为0.4至0.6重量％。
5.根据权利要求1至3中任一项的产品，其中锆的含量为0.14至0.15重量％。
6.制造基于铝合金的挤压、轧制和/或锻造产品的方法，其包括以下步骤：
a)制备液体金属熔池，该液体金属熔池以重量％计包含Cu：2.5-3.4；Li：1.6-2.2；Mg：0.4-0.9；Mn：0.2-0.6；Zr：0.08-0.18；Zn：<0.4；Ag：<0.15；Fe+Si≤0.20；至少一种选自Ti、Sc、Cr、Hf和V的元素，所述元素——如果选择——的含量为Ti：0.01-0.15；Sc：0.01-0.15；Cr：0.01-0.3；Hf：0.01-0.5；V：0.01-0.3；其他元素各自≤0.05且总共≤0.15，其余为铝，
b)由所述液体金属熔池浇铸出未锻造的产品；
c)将所述未锻造的产品均化；
d)将未锻造的产品热变形和任选地冷变形成挤压、轧制和/或锻造产品；
e)对所述产品进行固溶热处理和淬火；
f)以可控的方式拉伸所述产品，其中永久变形率为1至15％，优选2至4％；
g)通过在140至170℃下加热5至70小时来时效处理所述挤压产品，使得所述产品在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少510MPa，且在方向L-T上的韧性KQ(L-T)为至少21MPa并使得KQ(L-T)>-0.2667*Rp0.2(L)+169。
7.根据权利要求6的方法，其中均化温度为520℃至530℃，并且处理时间为6至15小时。
8.根据权利要求6至7中任一项的方法，其中所述时效处理在150至165℃的温度下进行，其中在160℃下的等效时间ti为15至28h，优选20至27h，ti由下式定义：
其中，T(开氏温度)为金属的瞬时处理温度，其随时间t(单位为小时)变化，Tref是设置为433K的参考温度。
9.根据权利要求6至8中任一项所获得的产品，其特征在于，其在L方向伸长0.2％下测量的常规弹性极限Rp0.2(L)为至少525MPa，且在L-T方向上的韧性KQ(L-T)为至少23MPa√m，并且使得KQ(L-T)>-0.2667*Rp0.2(L)+171。
10.结构部件，其引入至少一种根据权利要求1至5中任一项的产品或由根据权利要求6至8中任一项所获得的产品而制造。
11.根据权利要求10所述的结构部件，其特征在于，其用作制造飞机机翼的下表面或上表面部件的加强件或框架，优选用作加强件、翼梁和加强筋，或地板梁和座椅扶手。
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