CN1675390A - 高破坏容限Al－Cu合金 - Google Patents
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Abstract
公开了AA2000系列的高破坏容限Al－Cu合金轧制产品，该合金产品具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，且包含下列成分(按重量百分比)Cu3.8－4.7，Mg1.0－1.6，Zr0.06－0.18，Cr＜0.15，Mn＞0－0.50，Fe≤0.15，Si≤0.15，余量基本上是铝和附带的元素和杂质，其中该产品含有含Mn弥散物和含Zr弥散物。同时公开了具有高韧性和改良抗疲劳裂纹生长性的高破坏容限Al－Cu合金轧制产品的制造方法，和该产品作为飞机结构部件的应用。
Description
发明背景
本发明涉及高破坏容限的Al-Cu合金产品，该产品具有高的韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，同时维持良好的强度水平，并涉及制造这种具有高韧性和改良抗疲劳裂纹生长性的轧制高破坏容限Al-Cu合金产品的方法，并进一步涉及用于航空应用的轧制合金薄板产品。更具体地，本发明涉及由铝业协会(“AA”)2xxx系列标明的高破坏容限Al-Cu-Mg合金，该合金具有改良的性质例如抗疲劳裂纹生长性，强度和断裂韧性并可用于结构航空应用。本发明还涉及适合用作飞机的机身蒙皮或下机翼蒙皮的轧制合金产品。
发明背景
据了解本领域中在许多涉及相对高强度的应用例如飞机机身，车辆部件和其它应用中使用了可热处理铝合金。铝合金2024，2324和2524是众所周知的可热处理铝合金，这些合金具有有效的强度和T3，T39和T351回火的韧性。
商用飞机的设计要求飞机上不同类型的结构具有不同的性能。特别是对于机身蒙皮或下机翼蒙皮，必须具有断裂韧性或疲劳裂纹生长形式的良好的对裂纹生长的抵抗性。同时不应降低该合金的强度。以薄板(sheet)或厚板(plate)形式使用且具有改良破坏容限的轧制合金产品可提高乘客的安全，减少飞机的重量由此提高燃料的经济性，这可转化为更长的飞行范围，更低的成本和更低的保养频率。
据了解在本领域中使AA2x24合金的组成具有下列宽的组成范围(按重量百分比)：
Cu 3.7-4.4
Mg 1.2-1.8
Mn 0.15-0.9
Cr 0.05-0.10
Si ≤0.50
Fe ≤0.50
Zn ≤0.25
Ti ≤0.15
余量是铝和附带的杂质。
US-5,593,516公开了具有平衡化学组成的高破坏容限Al-Cu合金，该合金基本上包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 2.5-5.5
Mg 0.1-2.3
Cumax -0.91Mg+5.59
Cumin -0.91Mg+4.59
Zr 最高至0.2，或
Mn 最高至0.8
余量是铝和不可避免的杂质。同时公开了这种合金的T6和T8火，该回火可以向由这种合金制成的轧产品提供高的强度。
US-5,897,720公开了具有“2024”-化学组成的高破坏容限Al-Cu合金，其中基本上包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 3.8-4.9
Mg 1.2-1.8
Mn 0.3-0.9
余量是铝和不可避免的杂质，其中在热轧制之后在该金属间化合物基本不溶解的温度下对该合金进行退火。该退火温度在398℃和455℃之间。
US-5,938,867公开了具有“2024”-化学组成的高破坏容限Al-Cu合金，该合金基本上包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 3.8-4.9
Mg 1.2-1.8
Mn 0.3-0.9
余量是铝和不可避免的杂质，其中在热轧制之后使用385℃至468℃的退火温度对该坯锭进行中间退火。
EP-0473122及US-5,213,639公开了基本上包含下列成分的铝基合金(按重量百分比)：
Cu 3.8-4.5，优选4.0-4.5
Mg 1.2-1.8，优选1.2-1.5
Mn 0.3-0.9，优选0.4-0.7
Fe ≤0.12
Si ≤0.10
余量是铝，附带的元素和杂质，其中对这种铝基合金进行热轧，加热和再次热轧，由此得到强度与高断裂韧性和低疲劳裂纹生长速率的良好组合。更具体地，US-5,213,639公开了在热轧铸锭之后使用479℃至524℃范围的温度进行中间退火处理，并对该中间退火的合金再次进行热轧，其中该合金包含Cr，V，Hf，Cr，Ag和Sc中的一种或多种，且各自在规定的范围内。据报道这种合金相比上述的传统2024合金在T-L断裂韧性上具有5％的提高，并且在某些ΔK水平上具有改良的抗疲劳裂纹生长性。
EP-1170394-A2公开了具有改良的抗疲劳裂纹生长性的铝薄板产品，该产品具有一定以晶粒定义的各向异性显微组织，其中晶粒具有大于约4比1的平均长宽比，并且该产品基本上包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 3.5-4.5
Mg 0.6-1.6
Mn 0.3-0.7
Zr 0.08-0.13
余量基本上是铝，附带的元素和杂质。该实例显示了0.10至0.12的范围内的Zr水平同时维持Mg的水平大于1.30。在通过各自的薄板产品得到的压缩屈服强度性能上，这种合金相比传统的2524-薄板产品有所提高。此外，据介绍这种具有高Mn变量的薄板产品的强度和韧性的组合优于2524-T3。通过晶粒组织中的高各向异性，可以改善抗疲劳裂纹生长性。
此外，据介绍低铜-高锰试样相对于高铜-低锰试样表现出更高的性能。拉伸强度测试所得结果显示高锰变量表现出比低锰变量更高的强度值。据报道锰的强化效果意外地高于铜的强化效果。
发明概述
本发明的一个目的是提供高破坏容限的2024系列类型的合金轧制产品，该合金产品具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，同时维持传统2024，2324或2524合金的良好强度水平。本发明的另一个优选的目的是提供具有改良的断裂韧性和抗疲劳裂纹生长性的铝合金薄板产品，该产品可用于飞机应用例如机身蒙皮或下机翼蒙皮。
本发明的又一个目的是提供轧制铝合金薄板产品和制造这些产品的方法，以便提供可用于飞机的结构部件，该产品具有提高的抗疲劳裂纹生长性，并可提供提高的断裂韧性同时维持高的强度水平。
更具体地，对于2024至2524合金范围内的轧制AA2000系列铝合金，当用于航空应用时一般要求其疲劳裂纹生长速率(“FCGR”)不应大于规定的最大值。满足高破坏容限2024系列合金产品要求的FCGR是例如在ΔK＝20MPa√m下低于0.001mm/循环和在ΔK＝40MPa√m下低于0.01mm/循环的FCGR。
本发明优选解决上述目的中的一个或多个。
附图简述
根据下列优选实施方案的详述，依照本发明的合金的前述和其它特征和优点将变得明显。附图中显示出一些提高的高破坏容限性能，
其中：
图1显示了相对于2524参照合金的疲劳裂纹生长特性，且
图2显示了与2024-T351可商购合金和2024-T351纯净等级(puregrade)合金对比的Kahn抗裂相比于屈服强度的特性，且
图3显示了平均L-T和T-L方向上的图2中所示的Kahn抗裂相比于屈服强度的特性。
优选实施方案详述
依照本发明，公开了高破坏容限的Al-Cu合金，该合金具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，并维持了高水平的强度，该合金基本上包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 3.8-4.7
Mg 1.0-1.6
Zr 0.06-0.18
Mn ＞0-0.50，且优选＞0.15-0.50
Cr ＜0.15
Fe ≤0.15，且优选≤0.10
Si ≤0.15，且优选≤0.10
和含Mn弥散物和含Zr弥散物，余量基本上是铝和附带的元素和杂质，其中用含Zr弥散物至少部分取代含Mn弥散物。该合金包含含Mn弥散物和含Zr弥散物。
意外地发现较低水平的Mn会产生高的韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，特别是在拉伸载荷下的韧性和抗疲劳裂纹生长性较为重要的领域中。通过降低锰的量并通过用含锆弥散物部分取代含锰弥散物，T3回火的本发明的合金具有显著改善的高破坏容限性质。同时，仔细控制该合金的化学组成是重要的。
根据本发明的合金的主要改进是较低ΔK值下改良的抗疲劳裂纹生长性，这可导致显著更长的寿命。本发明合金的高破坏容限性质和机械性质的平衡优于传统2024或2524-T3合金。同时韧性水平等于或优于2524合金的水平。已发现可以通过添加锆进一步改善高破坏容限性质例如断裂韧性或强度。
锰含量(按重量百分比)的范围优选是0.20至0.45％，最优选0.25至0.30％。在操作期间Mn有助于或者可帮助控制晶粒的尺寸。优选的锰水平低于传统AA2x24型合金中通常所用的锰水平，然而仍可产生足够的强度和改良的破坏容限性能。为了优化改良的高破坏容限性能，本发明合金的化学成分优选满足条件：当Mn≤0.45且Cu≥4.0时，Zr≥0.09。
铜含量(按重量百分比)的范围是4.0至4.4，优选4.1至4.3。铜是增加合金轧制产品的强度的重要元素。已发现4.1或4.2的铜含量可产生强度，韧性，可成形性和腐蚀性能的良好均衡，同时仍可产生足够的破坏容限性能。
镁含量(按重量百分比)的优选范围是1.0至1.4，最优选1.1至1.3。镁也向该铝合金轧制产品提供强度。
优选的锆含量(按重量百分比)范围是0.09至0.15，由此可部分取代含Mn弥散物。锰和锆的平衡会影响再结晶行为。通过添加锆可以得到更多伸长晶粒，这也可导致改良的抗疲劳裂纹生长性。也可以用铬至少部分取代锆，其中[Zr]+[Cr]≤0.20。铬和锆的含量(按重量百分比)的优选范围是0.05至0.15，优选0.10至0.13。锆和铬的平衡以及含Mn弥散物和含Zr弥散物的部分取代会产生改良的再结晶行为和更多伸长晶粒。
本发明的一种优选合金组成包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 4.0-4.2
Mn 0.20-0.50
Mg 1.0-1.3
另一种根据本发明的优选合金由下列成分(按重量百分比)组成：
Cu 4.0-4.2
Mg 约1.2
Zr 0.10-0.15
Mn 0.20-0.50
Fe ≤0.10
Si ≤0.10
根据本发明的更优选合金由下列成分(按重量百分比)组成：
Cu 4.1或4.2
Mg 约1.2
Zr 约0.14
Mn 0.20-0.50
Fe ≤0.10
Si ≤0.10
在根据本发明的该轧制合金产品中余量是铝和不可避免的杂质和附带元素。典型地，每种杂质元素的最大含量为0.05％，且杂质的总量最多为0.20％。该合金产品优选基本上不含Ag。当该合金轧产品具有再结晶显微组织时，即75％或更多，且优选80％以上的晶粒在T3回火如T39或T351下再结晶时，得到了最好的结果。该显微组织的另一个方面，它具有平均长宽比小于约4比1的晶粒，且典型小于约3比1，且更优选小于约2比1。可以对这些晶粒进行观测，例如利用50×至100×的光学显微镜对适当抛光和腐蚀的试样通过纵向的厚度来观测。
根据本发明的合金可以另外包含元素Zn，Hf，V，Sc，Ti或Li中的一种或多种，其总量小于1.00(按重量百分比)。可以加入这些附加元素来进一步改善化学组成的平衡并提高弥散物的形成。
另一方面本发明提供了制造轧制高破坏容限Al-Cu合金产品的方法，该合金产品具有上述的组成且具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，该方法包括下列步骤：
a)铸造具有在上文和权利要求中所述组分的坯锭，
b)铸造后对该坯锭进行均匀化和/或预热，
c)对该坯锭进行热轧和可选冷轧，成为轧制产品，
d)固溶热处理，
e)对该热处理产品进行淬火，
f)对该淬火产品进行拉伸，和
g)对该轧制和热处理的产品进行自然时效。
热轧坯锭之后，可以对该热轧坯锭进行退火和/或再次加热并对该轧制坯锭进行再次热轧。据认为这种再次加热或退火可通过产生伸长晶粒来增强抗疲劳裂纹生长性；当发生再结晶时，该晶粒可维持高水平的韧性和良好的强度。此外可以在热轧和冷轧之间以均匀化期间的相同温度和时间进行表面热处理，例如460℃下1至5小时和490℃下约24小时。优选在冷轧之前和/或期间对该热轧坯锭进行中间退火以便进一步提高晶粒的有序化。优选以4.0mm的厚度进行这个中间退火并在350℃下持续1小时。此外，建议将该轧制和热处理产品拉伸1至5％，且优选拉伸1至3％，然后将该拉伸产品自然时效5天以上，优选约10至20天，且更优选10至15天，以便提供T3回火状态，特别是T351回火状态。
本发明提供了高破坏容限的轧制Al-Cu合金薄板产品，该产品具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，并具有上文所述的合金组成，优选依照上文所述的方法制造该合金产品。这种轧制合金薄板产品优选具有用于例如机身蒙皮应用的约2.0mm至12mm的厚度和用于例如下机翼蒙皮应用的约25mm至50mm的厚度。因此本发明提供了具有改良高破坏容限性能的飞机机身薄板或飞机下机翼部件薄板。具体地，当用作飞机机身时，可以对该薄板进行包覆或者也可以不进行包覆，且包覆层的厚度优选是该薄板厚度的约1％至约5％。
根据下列实施例根据本发明的合金的前述和其它特征和优点将变得显而易见。在附图中显示了一些提高的高破坏容限性能，其中：
图1显示了相对于2524参照合金的疲劳裂纹生长特性，且
图2显示了与2024-T351可商购合金和2024-T351纯净等级合金对比的Kahn抗裂相比于屈服强度的特性，且
图3显示了平均L-T和T-L方向上的图2中所示的Kahn抗裂相比于屈服强度的特性。
实施例
以工业规模将7种不同铝合金铸造成具有表1所示的下列化学成分的坯锭。
将该合金加工成处于T351回火的2.00mm的薄板。在约490℃下对铸锭进行均匀化，然后在约410℃下进行热轧。进一步对该板材进行冷轧，表面热处理并拉伸约1％。在至少10天的自然时效之后对所有的合金进行测试。
| 表1：DC铸造铝合金的化学成分，以重量百分比表示，Si约0.05％，Fe约0.06％，余量是铝和不可避免的杂质。 | |||||
| 合金 | 合金元素 | ||||
| Cu | Mn | Mg | Zr | Cr | |
| AA2024 | 4.4 | 0.59 | 1.5 | 0 | 0 |
| AA2524 | 4.3 | 0.51 | 1.4 | 0 | 0 |
| 1 | 4.4 | 0.40 | 1.3 | 0.06 | 0 |
| 2 | 4.3 | 0.41 | 1.3 | 0.09 | 0 |
| 3 | 4.2 | 0.43 | 1.2 | 0.14 | 0 |
| 4 | 4.1 | 0.31 | 1.2 | 0.14 | 0 |
| 5 | 4.1 | 0.21 | 1.2 | 0.14 | 0 |
| 6 | 4.4 | 0.21 | 1.4 | 0.10 | 0 |
| 7 | 4.4 | 0.21 | 1.3 | 0 | 0.08 |
然后，在L和T-L方向测量极限拉伸强度性能和单位扩展能以及Kahn-抗裂。对于Kahn抗裂试验依照ASTM-B871(1996)进行该测试，而对于拉伸试验依照EN-10.002进行。
如表2及图2和图3所示，根据本发明的合金的Kahn抗裂相比于屈服强度的特性优于可商购形式或纯态形式的传统2024-T351。此外，优选的最小锰水平是0.21至0.31，而且在0.21的水平下仍具有良好的强度水平。
为确定疲劳裂纹生长速率(“FCGR”)，依照ASTM E647在80mm宽M(T)的板上以R＝0.1和恒定载荷并以8Hz的频率对所有的合金进行测试。表3中所示的寿命定义为裂纹从5mm的长度生长到20mm的时间(以循环数表示)。最大应力是54MPa。初始缺口是4.1mm。不使用抗压曲设备。结果如表3和图1所示。
从表3和图1的结果可以看出，Mn含量的优选范围是0.25至0.45(按重量百分比)，而Zr的优选范围是0.09至0.15(按重量百分比)。铜的存在量最优选小于4.3而镁的存在量优选小于1.3(按重量百分比)。
| 表2：表1中的合金1至7在L和T-L方向的拉伸性能和韧性 | ||||
| L | T-L | |||
| 合金 | PS(MPa) | UTS(MPa) | UPE(kJ/m2) | TS/Rp |
| AA2024 | 344 | 465 | 162 | 1.74 |
| AA2524 | 338 | 447 | 331 | 1.99 |
| 1 | 324 | 441 | 355 | 1.92 |
| 2 | 335 | 446 | 294 | 1.95 |
| 3 | 338 | 449 | 322 | 2.02 |
| 4 | 337 | 449 | 335 | 1.98 |
| 5 | 320 | 419 | 335 | 1.98 |
| 6 | 332 | 442 | 266 | 1.91 |
| 7 | 337 | 449 | 289 | 1.92 |
| 表3：ΔK水平为MPa√m时所有合金与可商购AA2024合金(＝基线)相比的疲劳裂纹生长速率 | ||
| 合金 | a＝5和20mm之间的循环 | 相对于AA2024的寿命提高 |
| AA2024 | 163830 | 基线 |
| AA2524 | 216598 | 32％ |
| 1 | 338468 | 107％ |
| 3 | 526866 | 222％ |
| 5 | 416750 | 154％ |
| 6 | 272034 | 66％ |
| 7 | 284609 | 74％ |
由表3的结果并根据图1(区域A)可以看出，优选在5至15MPa√m范围的ΔK水平上，合金3和5具有比传统的AA2024合金显著提高的寿命。因此，这些较低ΔK值下的抗疲劳裂纹生长性可导致该合金显著更长的寿命从而提高了其在航空应用中的可用性。
现在已全部描述了本发明，本领域的普通技术人员明白在不背离下面所述的本方面的范围的情况下可以做出多种变化和改变。
Claims (23)
1.高破坏容限Al-Cu 2xxx系列合金轧制产品，该合金产品具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性，且包含下列成分(按重量百分比)：
Cu 3.8-4.7
Mg 1.0-1.6
Zr 0.06-0.18
Mn ＞0-0.50，且优选＞0.15-0.50
Cr ＜0.15
Fe ≤0.15
Si ≤0.15
余量基本上是铝和附带的元素和杂质，其中该合金产品包含含Mn弥散物和含Zr弥散物，且其中该合金产品处于T3回火，特别是T39或T351回火状态。
2.根据权利要求1的合金产品，其中使所述合金产品再结晶至至少75％，且更优选80％以上。
3.根据权利要求1或2的合金产品，其中Mn含量(按重量百分比)的范围是0.20至0.45，且优选0.25至0.30。
4.根据权利要求1至3任何一个的合金产品，其中Cu含量(按重量百分比)的范围是4.0至4.4，且优选4.1至4.3。
5.根据权利要求1至4任何一个的合金产品，其中Mg含量(按重量百分比)的范围是1.0至1.4，且优选1.1至1.3。
6.根据权利要求1至5任何一个的合金产品，其中Zr含量(按重量百分比)的范围是0.09至0.15。
7.根据权利要求1至6任何一个的合金产品，其中Cr含量(按重量百分比)的范围是0.05至0.15。
8.根据权利要求1至7任何一个的合金产品，其中Zr+Cr总量(按重量百分比)的范围是＜0.20，且优选0.10至0.13。
9.根据权利要求1至8任何一个的合金产品，其中该合金产品基本上不含Ag。
10.根据权利要求1至9任何一个的合金产品，其中所述合金另外包含元素Zr，Hf，V，Sc，Ti或Li中的一种或多种，且总量小于1.00(按重量百分比)。
11.根据权利要求1至10任何一个的合金产品，该合金产品的显微组织中晶粒具有小于约4比1，且典型小于约3比1的平均长宽比。
12.根据权利要求1至11任何一个的合金产品，其中通过包含下列步骤的工艺制造该合金产品：铸造，热轧，可选冷轧，固溶热处理，对该固溶热处理产品进行淬火，对该淬火产品进行拉伸，对产品进行自然时效以便获得T3回火，特别是T39或T351回火状态。
13.根据前述权利要求任何一个的高破坏容限AA2xxx系列合金轧制产品的制造方法，该合金产品具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性质，该方法包括下列步骤：
a)铸造具有根据权利要求1或3至10任何一个的成分(按重量百分比)的坯锭，
b)铸造后对该坯锭进行均匀化和/或预热，
c)对该坯锭进行热轧和可选冷轧，成为轧制产品，
d)固溶热处理，
e)对该热处理产品进行淬火，
f)对该淬火产品进行拉伸，和
g)对该轧制和热处理的产品进行自然时效以便提供T3回火状态，特别是T39或T351回火状态，且其中该合金产品包含含Mn弥散物而且其中用含Zr弥散物至少部分取代该含Mn弥散物。
14.根据权利要求13的方法，其中在对该坯锭进行热轧之后，对该热轧坯锭进行退火和/或再次加热，并再次对该轧制坯锭进行热轧。
15.根据权利要求13或14的方法，其中在冷轧之前和/或期间对所述热轧坯锭进行中间退火。
16.根据权利要求13至15任何一个的方法，其中将所述轧制和热处理产品拉伸约1至5％并自然时效5天以上。
17.具有根据权利要求1至12任何一个的合金成分和显微组织和/或依照权利要求13至16任何一个制成的高破坏容限轧制Al-Cu合金薄板产品，该产品具有高韧性和改良的抗疲劳裂纹生长性。
18.根据权利要求17的轧制产品，其中该产品具有2.0至12mm的最终厚度。
19.根据权利要求17的轧制产品，其中该产品具有25至50mm的最终厚度。
20.根据权利要求17至19任何一个的轧制Al-Cu-Mg-Si合金薄板产品，其中所述产品是飞机或飞船的结构部件。
21.根据权利要求20的轧制薄板产品，其中所述产品是飞机的机身蒙皮。
22.根据权利要求20的轧制薄板产品，其中所述产品是飞机的下机翼蒙皮。
23.由轧制Al-Cu合金产品制成的飞机机身薄板或飞机下机翼部件薄板，该轧制Al-Cu合金产品是根据权利要求1至12任何一个的产品和/或依照权利要求13至17任何一个制成。
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