CN1878880A - 含辅助添加物锂的铝－铜－镁合金 - Google Patents

含辅助添加物锂的铝－铜－镁合金 Download PDF

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Abstract

一种含辅助添加物锂的铝－铜－镁合金。该合金组合物包含约3至约5重量％的Cu、约0.5至约2重量％的Mg和约0.01至约0.9重量％的Li。保持Cu和Mg总量低于铝合金的溶解度。该合金使断裂韧度和强度的结合得到改进，并且展现了优良的抗疲劳裂纹生长性。

Description

含辅助添加物锂的铝-铜-镁合金
技术领域
本发明涉及可用于航空航天用途的铝合金，更具体地涉及含有辅助添加物锂的铝-铜-镁合金，其使断裂韧度和强度的结合得到改进，并改进了抗疲劳裂纹生长性。
背景技术
在航空和航天工业中广为人知，减轻飞行器重量的最有效的方法之一是降低在飞行器制造中使用的铝合金的密度。这个要求导致了人们将最低密度金属元素锂添加到铝合金中。例如2090和2091的铝协会(AluminumAssociation)合金包含大约2.0重量％的锂，这使其比不含锂的合金节省大约百分之7的重量。铝合金2094和2095包含大约1.2重量％的锂。另一种铝合金8090包含大约2.5重量％的锂，这使其比不含锂的合金节省几乎百分之10的重量。
然而，这种含锂量相对较高的传统合金的铸造是很困难的。此外，这种合金的强度和断裂韧度的结合并不是最优化。传统铝-锂合金存在一折衷，其中随着强度的增强其断裂韧度会降低。
航空航天铝合金的另一重要特性是抗疲劳裂纹生长性。举例来说，在飞行器的耐损害用途中，人们希望增加抗疲劳裂纹生长性。较好的抗疲劳裂纹生长性意味着裂纹会生长得较慢，这样使飞行器安全得多，因为在裂纹达到灾难性的临界大小之前可以发现小的裂纹。而且，由于可以采用较长检查间隔，较慢的裂纹生长具有经济上的利益。
因此，人们需要具有高断裂韧度、高强度以及优良抗疲劳裂纹生长性(fatigue crack growth resistance)的飞行器用途的铝合金。
发明内容
本发明提供一种铝合金，其包含约3至约5重量％的Cu、约0.5至约2重量％的Mg和约0.01至约0.9重量％的Li。已经发现，将少量Li辅助加入到含有可控数量的Cu和Mg的铝合金中，提供了高断裂韧度和高强度的材料，而且也展现了与现有技术的铝-铜-镁合金相等或更好的抗疲劳裂纹生长性。本发明的一方面将提供包含约3至约5重量％的Cu、约0.5至约2重量％的Mg和约0.01至约0.9重量％的Li的铝合金，其中Cu和Mg在合金中的总量低于合金的溶解度。
本发明的此方面及其它方面将会在下面的描述中更为明显。
附图说明
图1是Mg含量对Cu含量所作的曲线图，说明了本发明具体实施例的Al-Cu-Mg-Li合金中的那些元素的最大极限。
图2是含有不同含量Li的板制品形式的Al-Cu-Mg基合金的断裂韧度(KQ)和伸长特性对锂含量所作的图。
图3是含有不同含量Li的板制品形式的Al-Cu-Mg基合金的断裂韧度(Ko)和抗拉屈服强度特性对锂含量所作的图。
图4含有不同含量Li的片制品形式的Al-Cu-Mg基合金的断裂韧度(Kc和Kapp)和抗拉屈服强度特性对锂含量所作的图。
图5是将图4所示的断裂韧度和抗拉屈服强度值与传统合金2524片的工业典型和最小断裂韧度和屈服强度值相比较的图。
图6是表示标为合金A、合金B、合金C和合金D的由含有不同含量Li的Al-Cu-Mg合金制造的试样在受到不同的时效条件之后的抗拉屈服强度的图表。
图7是图6所示的一些试样的比强度改进的柱状图。
图8是表示疲劳裂纹生长速率da/dN(英寸/周期)以及变化方式的典型图示。
图9是表示合金A-T3板、合金C-T3板和合金D-T3板的疲劳裂纹生长曲线的曲线图。
图10是表示合金A-T39板、合金C-T39板和合金D-T39板的疲劳裂纹生长曲线的曲线图。
图11是表示合金A-T8板、合金C-T8板和合金D-T8板的疲劳生长曲线的曲线图。
图12是表示在ΔK＝10Ksi(in)1/2时da/dN的百分率变化的柱状图。
图13是表示合金A-T3和合金C-T3的断裂韧度R-曲线的曲线图。
图14是表示合金A-T39、合金C-T39和合金D-T39板的断裂韧度R-曲线的曲线图。
发明详述
除非另外指出，本文所描述的合金中的各成分都是指重量％。当提及任何值的数字范围时，应理解这种范围包括指明范围的最小和最大值之间的每个数字及/或分数。
由于所属领域的技术人员所应理解的诸如标准处理偏差等因素，在此使用的术语“大约”在用于描述合金中添加物的组分范围或含量时表示添加物的实际量可能不同于指明的预期量。
术语“实质上不含有”表示没有将大量的此成分有意地加到合金组合物中，而且应理解痕量的附带的(incidental)元素及/或杂质可能是它们混入终端制品的途径。
术语“溶解度”表示，可用于制造铝合金且在给定温度的合金中保持固溶体的合金添加物的最大量。举例来说，Cu和Mg的组合量的溶解度是Cu及/或Mg在给定温度的铝合金中不再保持固溶体的临界点。在制造环境中可以选择温度以体现在热力学相图数据和熔炉控制之间的实际折衷。
术语“断裂韧度和强度的结合得到改进”表示，至少在断裂韧度和强度中的一个性能方面与不含锂或含更多锂的类似合金进行比较，具有较高的断裂韧度以及相等或较高的强度，或者具有较高的强度以及相等或较高的断裂韧度。
本文使用的术语“耐损害的飞行器部件”表示，为保证其裂纹生长寿命长于可使裂纹达到导致灾难性故障的临界大小的运载负荷的任何累积而设计的任何飞行器或者航空航天部件。耐损害设计用于运输机类机体的大部分主要结构，其包括但不限于机身嵌板、机翼、机翼箱、水平和垂直尾翼、耐压舱壁以及门和窗框。在可检验的区域中，通常通过冗余设计来实现耐损害，其中检验间隔设定为在会使直观可测裂纹生长到临界大小的每一飞行次数或者飞行小时数中提供至少二次检验。
本发明涉及含有辅助添加物锂的铝-铜-镁合金。依照本发明，提供的锻造铝-铜-镁合金的断裂韧度和强度的结合得到改进，其超过现有技术铝-铜-镁合金的断裂韧度和强度的结合。此合金也具有改进的抗疲劳裂纹生长性。本发明的合金尤其可用于要求耐损害性好的飞行器部件，例如下机翼构件，其包括在组合结构中使用的用于外壳的薄板和用于桁条的压出品，或在整体结构中使用的用于硬板的厚板和压出品；机身构件，其包括在组合设计、整体设计或焊接设计中使用的用于外壳的片和薄板、用于桁条和框架的压出品。它们也可以用于加强杆和翼肋构件，其包括用于组合设计或整体设计的薄板、厚板和压出品，或尾翼构件，其包括由片、板和压出品制成的构件，以及由锻件制成的飞行器构件，其包括飞行器轮、加强杆和起落装置构件。该合金的强度性能使得它们也可以用于上机翼构件以及通常采用铝-铜-镁-锌合金的其它用途。低含量锂的添加避免了由高含量锂(即超过1.5重量％的锂)所带来的问题，例如在锭的铸造中熔融金属的爆炸问题。
依照本发明的具体实施例，可以提供片和板形式的铝合金。片制品包含具有从约0.006至约0.25英寸厚度的轧制铝材。片的厚度优选为约0.025至约0.25英寸，更优选为约0.05至约0.25英寸。对于许多用途，例如一些飞行器机身，片优选为约0.05至约0.25英寸厚，更优选为约0.05至约0.2英寸。板制品包括具有从大约0.25英寸至约8英寸的厚度的轧制铝材。对于机翼用途，板通常为约0.50至约4英寸。除此之外，在机身用途中也使用从0.25到0.50英寸的小尺寸板。片和小尺寸板可以是未镀层或镀层的，并且优选镀层厚度是片和板厚度的约1％到约5％。除片和板制品之外，此合金可以制成其它类型的锻造制品，例如传统技术的压出品和锻件。
本发明的改进合金的主要合金元素(铜，镁和锂)的成分范围在表1中列出。
表1
               铜、镁和锂成分范围
  Cu   Mg   Li   Al
  典型   3-5   0.5-2   0.01-0.9   余量
  优选   3.5-4.5   0.6-1.5   0.1-0.8   余量
  更优选   3.6-4.4   0.7-1   0.2-0.7   余量
加入铜来增加铝基合金的强度。然而，一定要注意不要加入太多的铜，因为抗腐蚀性可能降低。而且，添加超过最大溶解度的铜可以导致断裂韧度低，耐损害性低。
加入镁来提供强度并降低密度。然而，应该注意不要加入太多的镁，因为添加超过最大溶解度的镁会导致断裂韧度低和耐损害性低。
如图1所示，依照本发明，加入到合金中的Cu和Mg的总量要保持在溶解度以下。在图1中，对于包含在合金中的Cu和Mg的组合，表1中所列的典型的Cu和Mg的组合范围表示为第一溶解度(1)和第二溶解度(2)。当其它合金添加物的量增加时，溶解度会降低，例如，从第一溶解度(1)降至第二溶解度(2)。举例来说，添加Li、Ag和/或Zn可以趋于降低Cu和Mg的溶解度。
为保持在溶解度以下，Cu和Mg的含量应该符合公式：Cu≤2-0.676(Mg-6)。优选地，当加入大约0.8wt％的Li时，Cu和Mg的含量符合公式：Cu≤1.5-0.556(Mg-6)。
由此控制铜和镁的量从而使其溶解在合金中。这是很重要的，因为在固溶体中的合金元素的原子或形成溶解物原子丛的合金元素的原子可以增加抗疲劳裂纹生长性。而且，需要控制铜、镁和锂的组合不超过最大的溶解度。
在所控制的铜和镁的范围内，锂含量的范围可为约0.01到0.9重量％，优选为约0.1或0.2重量％至约0.7或0.8重量％。依照本发明，已经发现相对少量的锂明显地增加合金的断裂韧度和合金强度，并可使抗疲劳裂纹生长性增大而且能减少密度。然而，锂含量若超过此含量，则显著地减少了断裂韧度。而且，因为超过最大溶解度将会导致断裂韧度低和耐损害性低，应该注意不要加入太多的锂。大约1.5重量％及大于约1.5重量％的添加物锂会导致形成δ’(“delta prime”)状态，组成为Al3Li。本发明的合金将避免出现Al3Li这个状态。
不受任何特定理论的限制，过饱和固溶体中的锂原子与镁和/或铜原子的相互作用似乎导致形成W或T3状态的溶解物的原子群。该现象可通过电子衍射图像中出现漫射散播(diffuse scatter)来观察。这个现象可能有助于改进本发明合金的抗疲劳性能。
除了铝、铜、镁和锂之外，本发明的合金可以包含至少一种形成分散体的元素，该元素选自铬、钒、钛、锆、锰、镍、铁、铪、钪和稀土族，其总量为大约0.05至约1重量％。举例来说，锰可以约0.2至约0.7重量％的优选量存在。
可任选加入其它合金元素，例如锌、银和/或硅，加入量至多为2wt％。举例来说，可以加入大约0.05至约2重量％的含量的锌，其典型地为约0.2至约1重量％。作为一个具体实例，可加入0.5重量％含量的锌。当将锌添加到合金中时，锌可作为镁的部分或完全替代物。
可以加入约0.01至约2重量％的含量的银，其典型地是约0.05至约0.6重量％。举例来说，可加入约0.1至约0.4重量％的含量的银。
可以加入约0.1至约2重量％的含量的硅，其典型地为约0.3至约1重量％。
依照本发明的具体实施例，某些元素可能排除在合金成分之外，也就是，不会有目的地将这些元素加入到合金，但是它们可能作为非故意的或不可避免的杂质出现。因此，必要时，合金可以是实质上不含有诸如Sc、Ag和/或Zn等元素。
人们已经发现，较低含量的铜、较高含量的镁和较低含量的锂的组合能使铝合金的断裂韧度和强度增强、抗疲劳裂纹生长性提高以及密度降低。断裂韧度和强度是用于飞行器用途的铝合金的关键特性。抗疲劳裂纹生长性也是耐损害的飞行器部件例如机身部分和下机翼部分的关键特性。众所周知，飞行器的这些部件遭受周期性应力，例如随机舱增压和减压而扩张和收缩的机身外壳，和在飞行时经受张应力并且当飞行器在地面时经受压力的下机翼外壳。改进的抗疲劳裂纹生长性表示，裂纹将会更慢地生长且达到其临界尺寸。这使得采用的检查间隔更长，因此减少了飞行器运行成本。另一方面，当保持相同的检查间隔时，可以增加作用应力，由此减轻飞行器重量。
下列实例阐明本发明的不同方面，并不是限制本发明的范围。
例1
将含有不同Li含量的组成如表2所列的五种Al-Cu-Mg基合金铸造成锭。
表2
铸锭组成的测量值
  合金序号 Cu Mg Li Ag Mn Zr Si Fe
  1   4.0   0.76   -   0.49   0.3   0.11   0.06   0.04
  2   3.9   0.74   0.19   0.49   0.3   0.11   0.02   0.03
  3   4.0   0.79   0.49   0.50   0.3   0.11   0.02   0.03
  4   4.1   0.75   0.70   0.50   0.3   0.11   0.02   0.03
  5   4.1   0.78   1.20   0.50   0.3   0.11   0.02   0.03
然后，将表2中列出的锭制成板和片。基于量热分析，依照下列各项将锭均质化。对于合金1、2和3：将锭以50/hr加热到905(16个小时)，然后在905均热4小时，然后在2小时内加热到970，并且均热24小时。最后，将锭空气冷却到室温。对于合金4和5：将锭以50/hr加热到905(16个小时)，在905均热8小时，然后在2小时内加热到940，均热48小时，之后将其空气冷却到室温。
将所有的锭加热到940，而且在大约900时进行热轧。在940时再加热，使金属温度保持在750以上。控制轧制参数以提供大约0.5英寸辊缝缩减量(0.5-inch bite reduction)。制造出0.7英寸和0.5英寸规格板制品。除此之外，将片制品热轧到0.10英寸的规格。
对于合金1、2和3，试样在970的温度下进行固溶热处理(SHT)。板试样进行2小时的SHT。片试样得到只有1小时的均热。对于合金4和5，试样在940的温度下进行固溶热处理。板试样进行2小时SHT。片试样只进行1小时的均热。
将所有试样在室温的水中淬火，而且在时效处理前伸展4％以达到T3状态。所有的试样在310下时效处理24小时以达到T8状态。
测量0.5英寸规格板的断裂韧度(KIc或KQ)、极限抗张强度、抗拉屈服强度和伸长(4D)。依照ASTM B 557“Standard Test Methods of Tension Testingof Wrought and Cast Aluminum and Magnesium-Alloy Products”，对0.350英寸直径的圆形试样进行纵向拉伸测试。依照由ASTM B645-02“Standard Practicefor Plane Strain Fracture Toughness ofAluminum Alloys”增补的ASTM E399-90“Standard Test Method for Plane Strain Fracture Toughness of MetallicMaterials”，在L-T方向测量断裂韧度。所用的试样是全板厚度，并且W尺寸是1.0英寸。结果在表3列出，并且如图2和3所示。只有合金5的测试结果满足对于KIc在ASTM E399-90中的有效性要求。合金1-4的测试结果没有达到下列的有效性标准：(1)B≥2.5(KQ/σys)2；(2)a≥2.5(KQ/σys)2；以及(3)Pmax/PQ≤1.1，其中B、KQ、σys、Pmax和PQ如ASTM E 399-90中所定义。其它有效性标准全部符合。不符合有效性标准的测试结果是指定的KQ，测试结果保留的标号KIc符合所有的有效性标准。不满足上述三项标准说明试样厚度不足以达到如ASTM E399所定义的线弹性、平面应变的条件。所属领域的技术人员将理解到，制品的韧度越高或者屈服强度越低，为满足上述三项标准并且KIc达到有效的结果，所要求的厚度和宽度越大。板厚度必然限制了这些测试中的试样厚度。通常认为有效的KIc是不依赖于试样大小和几何形状的材料特性。所属领域的技术人员将理解到，此时KQ值可提供有用的测量材料的断裂韧度方面的测量数据，KQ值可以显著地因试样大小和几何形状的不同而不同。因此，如同在这些测试中所做的，当比较不同合金的KQ值时，在相同试样大小基础上进行比较是必要的。厚度和宽度不足以满足上述有效性标准的试样的KQ值通常低于较大试样的有效KIc。
表3
                   板的实测特性
  合金序号   Li含量(wt％)  TYS(ksi)  UTS(ksi)   伸长率(％)   韧度-KQ(ksi√in)
  1   0  66.1  70.3   15.7   37
  1   0  65.9  70.1   16.4   37.4
  2   0.19  68.6  72.4   17.1   42.3
  2   0.19  68.4  72.4   17.1   41.3
  3   0.49  76.4  79.6   15   40.3
  3   0.49  76.8  79.7   14.3   39.8
  4   0.70  80.6  84.5   12.9   39
  4   0.70  80.6  84.4   12.9   40.6
  5   1.20  85.9  90   8.6   26.5(KIc)
  5   1.20  85.7  89.9   8.6   25.6
测量0.150英寸规格片在L-T方向的断裂韧度(Kc和Kapp)和在L方向的抗拉屈服强度。依照由ASTM B646-97“Standard Practice for FractureToughness Testing of Aluminum Alloys”增补的ASTM E561-98“StandardPractice for R-Curve Determination”进行测试。测试试样是全片厚度的中部破裂应力M(T)试样，其具有16英寸的宽度，包括在夹具之间大约38英寸距离的44英寸总长度，以及4英寸的初始裂纹长度2ao。依照ASTM B646计算Kc，并且依照Mil-Hdbk-5J“Metallic Materials and Elements for AerospaceStructural Vehicles”计算Kapp。结果如表4和图4所示。在本领域中公认地，对于具有高断裂韧度的合金，当试样宽度增加或试样厚度减少时，Kapp和Kc通常增加。Kapp和Kc也受初始裂纹长度2ao和试样几何形状的影响。因此，如同在这些测试中所做的，不同合金的Kapp和Kc只能是具有相同的几何形状、宽度、厚度和初始裂纹长度的测试试样之间才能进行可靠地比较。尽管在本发明合金(合金2-4)中观察到的韧度的改进与所示类型和大小的测试试样相对应，我们预期将会在其它类型和大小的测试试样中看到相似的改进，但是Kapp和Kc值和数字差的绝对值可能由于刚才所述的理由而不同。
表4
         片的实测特性：L方向
  合金序号   Li含量(wt％)  TYS(ksi)  韧度-Kapp  韧度-Kc
 (ksi√in)  (ksi√in)
  1   0  63  122  172
  2   0.19  69  128  184
  3   0.49  77  131  183
  4   0.70  80  131  185
  5   1.20  90  87  97
图5是描绘在相同条件下，与传统合金2524片的工业上典型值和最小值相对应的图4所示的断裂韧度和纵向抗拉屈服强度值的图表。
如图2-5所示，本发明含有大约0.2或0.7重量％的Li添加物的Al-Cu-Mg基合金与不含Li或含更大量的Li的相似的合金比较起来显著地改进了断裂韧度。此外，含有较低含量的锂的本发明合金有效地实现了断裂韧度和强度的组合得到改进。
例2
铸造含有下列成分的铝-铜-镁合金的锭(剩余物是铝和附带的杂质)：
第1锭
  Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Zn   Zr
  0.03   0.03   3.24   0.58   1.32   0   0.11
制造此锭的材料称为合金A。
此后，通过添加0.25％锂得到0.25重量％的锂的目标添加物，将剩余的熔融金属再铸成合金(也就是，将已经制成的合金再一次铸成合金)。然后，铸造含有下列成分的第2锭(剩余物是铝和附带的杂质)：
第2锭
  Li   Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Zn   Zr
  0.19   0.03   0.04   3.41   0.61   1.28   0   0.1
在此例的下文中将制造此锭的材料称为合金B。
在铸造第2锭后，添加0.25重量％的锂得到0.50重量％的锂的总目标添加物之后，将剩余的熔融金属再铸成合金，得到第3锭。第3锭含有下列成分(剩余物是铝和附带的杂质)：
第3锭
  Li   Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Zn   Zr
  0.35   0.04   0.04   3.37   0.6   1.2   0   0.11
在此例的下文中将制造此锭的材料称为合金C。
在铸造第3锭后，然后添加另一0.26重量％的锂，得到0.75重量％锂的总目标添加物之后，将剩余的熔融金属再铸成合金，得到第4锭。将第4锭铸成含有下列成分(剩余物是铝和附带的杂质)：
第4锭
  Li   Si   Fe   Cu   Mn   Mg   Zn   Zr
  0.74   0.02   0.03   3.34   0.56   1.35   0.01   0.12
在此例的下文中将制造此锭的材料称为合金D。
四个锭是应力消除而且均质化的。然后锭受到标准的预浸处理，其后将锭用机器除去表层。然后，使用2XXX合金典型的热轧方法将除去表层的锭热轧成四(4)个分离的0.7英寸规格板。
在制出四个分离板之后，取下每一板的一部分。将取下的四个部分中的每一个进行(a)固溶热处理；(b)淬火；以及(c)伸展1.5％。此后，由经过处理的四(4)个部分中的每一个制成八个抗张强度测试试样，制成总计三十二个抗张强度测试试样。来自八个组中每组(在每组中总计有四个板)的一个抗张强度测试试样逐一受到如图6的图例所述的八个不同时效条件。此后，进行抗拉屈服强度测试，并得到如图6所示的结果。将会看到，含有锂添加物的合金表现了比无锂合金更大的强度，其同时表现了热稳定性。
此后，将四个板(即第1锭、第2锭、第3锭和第4锭)中的三个的剩余部分逐一切成三份，每个板有块1、2和3，一共为9块。将所有三个板中的块1进行(a)固溶热处理；(b)淬火；(c)伸展1 1/2％；以及(d)通过在350下时效处理24个小时，使其时效处理达到T8状态。这些块被称为合金A-T 8、合金C-T 8和合金D-T 8。将所有三个板中的块2进行(a)固溶热处理；(b)淬火；(c)伸展1 1/2％；以及(d)通过自然时效至T3状态。将这些块称为合金A-T3、合金C-T3和合金D-T3。最后，将所有三个板中的块3进行(a)固溶热处理；(b)淬火；(c)冷轧9％；(d)伸展1 1/2％；以及(e)自然时效。这些块被称为合金A-T39、合金C-T39和合金D-T39。这些块为本文报告的所有进一步测试提供了材料。
参照图7，显示了上面制成的九个块中的每一个的测试部分的抗拉屈服强度与密度之比。可以看出，由于辅助添加物锂而导致抗拉屈服强度与密度的比率得到改进。
现在参照图8-12，将讨论抗疲劳裂纹生长这个关键特性。图8显示了典型的疲劳裂纹生长性的图示，以及显示了其中的改进。图的x-轴代表以应力强度因子范围ΔK表示的对于疲劳裂纹蔓延的作用驱动力，其为作用应力、裂纹长度和部件几何形状的函数。图的y-轴表示材料对作用驱动力的阻力，以裂纹蔓延速率的形式给出，表示为da/dN(英寸/周期)。按照习惯，ΔK和da/dN以对数比例表示。每个曲线表示不同的合金，而且具有右边曲线的合金表现出了相对于具有左边曲线的合金的改进的抗疲劳裂纹生长性。这是因为具有右边曲线的合金对于给定的表示疲劳裂纹蔓延作用驱动力的ΔK展现了较慢的裂纹蔓延速率。所有合金的L-T方向的疲劳裂纹生长测试依照ASTME647-95a  “Standard Test Method for Measurement of Fatigue Crack GrowthRates”进行。测试试样是具有4英寸的宽度和0.25英寸的厚度的中等裂纹应力M(T)的试样。测试在25Hz下和在具有大于90％的相对湿度的受控高湿度空气中进行。在这些测试中应力强度因子范围ΔK的初始值是大约6ksi√in，测试是在ΔK为约20ksi√in时结束。
转到图9-11，可以看出，在有关图8讨论的标准基础上，锂添加物明显增加了T3和T39状态下的各个合金的抗疲劳裂纹生长性。图12概括了对于裂纹驱动力ΔK等于10ksi√in的疲劳裂纹速率。在图上部给出了抗疲劳裂纹生长性的百分率增长(也就是，疲劳裂纹生长速率的百分率减少)。合金C-T3和合金D-T3呈现27％和26％的增长，分别超过合金A-T3(没有添加锂)。超过合金A-T39(没有添加锂)的合金C-T39和合金D-T39的抗疲劳裂纹生长性的百分率增长分别是67％和47％。所属领域的技术人员了解，由于环境对疲劳裂纹生长的作用，在潮湿的空气环境中湿度水平和频率可能显著地影响疲劳裂纹生长速率。尽管本发明合金展现的疲劳裂纹生长改进相应于所述的比湿度和频率，我们预期在其它测试条件下将会观察到类似的改进。
关于T8合金，可以看出锂添加物没有改进抗疲劳裂纹生长性。对于人工时效合金，当时效达到最高强度时，锂添加物的唯一好处就是增加强度和降低密度。
图13和14分别显示了T3和T39状态在T-L方向的断裂韧度R-曲线。R-曲线是抗裂纹性(KR)的测定值对稳定裂纹扩展(Δaeff)所作的曲线。此外，表5显示了以KR25和KQ表示的T3、T39和T8状态的合金A、C和D的断裂韧度的单点测量值，其中KR25是在R-曲线上对应于与裂纹张开位移(COD)相对应的负载测试记录值的25％正割偏移量(secant offset)的抗裂纹扩展性KR，KQ是对应于与COD相对的负载测试记录的5％正割偏移量的抗裂纹扩展性。KR25适于测定中等强度、高韧度合金/例如T3和T39状态的断裂韧度，而KQ适于测定高强度、低韧度合金/例如T8状态。R-曲线的测试是依照ASTM E561-98“Standard Practice for R-Curve Determination”进行。测试试样是具有6英寸的W尺寸、0.3英寸的厚度、和2.1英寸初始裂纹长度ao的紧凑拉伸C(T)试样。KR25值是依照ASTM B646-94“Standard Practicefor Fracture Toughness Testing of Aluminum Alloys”的相同测试法而进行测定。所属领域的技术人员应了解，像Kc和Kapp的KR25值取决于试样宽度、厚度和初始裂纹长度，也可以理解合金之间的可靠比较只能是相同尺寸试样之间的比较。依照由ASTM B645-95补充的ASTM E399-90，在L-T方向进行平面应变断裂韧度测试。使用的测试试样有0.65英寸的厚度和1.5英寸的W尺寸。结果不满足一个或多个下列有效性标准：B≥2.5(KQ/σys)2；(2)a≥2.5(KQ/σys)2；以及(3)Pmax/PQ≤1.1，其中B、KQ、σys、Pmax和PQ如ASTME 399-90中所定义。有关对于上述标准无效的KQ值的前面论述也适用于这些结果。
表5
                 强度和韧度的测量值
            (抗拉纵向特性-韧度方向L-T或T-L)
合金/状态  TYS(ksi)   UTS(ksi)   伸长(％)  KQ，L-T(ksi√in)  KQ，T-L(ksi√in)
  合金A-T3  47.7   65.6   18.6   -  97.9
  合金C-T3  51.4   69.8   17.1   -  107.8
  合金D-T3  51.1   70.6   17.5   -  未测试
  合金A-T39  61.2   67.3   11.4   -  88.8
  合金C-T39  63.3   70.7   9.3   -  91.5
  合金D-T39  65.7   70.5   9.9   -  97.5
  合金A-T8  63.7   69.7   12.1   32.4  -
  合金C-T8  65.9   71.9   11.7   38.7  -
  合金D-T8  67.8   73.8   10.7   38.9  -
应了解，与不含锂或含更多锂的类似合金相比较，本发明的低含量锂添加物显著地改进了断裂韧度。而且，本发明的锂添加物在更高的强度水平上改进了韧度。因此，断裂韧度和强度的结合得到显著改进。由于在传统铝-铜-镁-锂合金中，锂添加物公知是能降低断裂韧度的，所以断裂韧度和强度的结合得到显著改进是意想不到的。
尽管我们已经揭示了本发明的特定具体实施例，但是所属领域的技术人员应了解，在本公开的全部教导的基础上，能够获得对于这些细节方面的各种修改和变化。因此，所揭示的特定实施只是用来作为例证，而不是限制本发明的范围，本发明的范围包括附注的权利要求及其任何和所有等效物的全部范围。

Claims (24)

1.一种铝合金，其包含约3至约5重量％的Cu、约0.5至约2重量％的Mg和约0.01至约0.9重量％的Li，其中Cu和Mg在合金中的总量低于合金的溶解度。
2.根据权利要求1所述的铝合金，其中Li含量为约0.1至约0.8重量％。
3.根据权利要求1所述的铝合金，其中Li含量为约0.2至约0.7重量％。
4.根据权利要求1所述的铝合金，其中Cu含量为约3.5至约4.5重量％。
5.根据权利要求1所述的铝合金，其中Cu含量为约3.6至约4.4重量％。
6.根据权利要求1所述的铝合金，其中Mg含量为约0.6至约1.5重量％。
7.根据权利要求1所述的铝合金，其中Mg含量为约0.7至约1重量％。
8.根据权利要求1所述的铝合金，其中Cu和Mg的含量符合公式：Cu≤2-0.676(Mg-6)。
9.根据权利要求1所述的铝合金，其中Cu和Mg含量符合公式：Cu≤1.5-0.556(Mg-6)。
10.根据权利要求1所述的铝合金，其进一步包含约0.01至约2重量％的Ag。
11.根据权利要求10所述的铝合金，其中Ag含量为约0.05至约0.5重量％。
12.根据权利要求10所述的铝合金，其中Ag含量为约0.1至约0.4重量％。
13.根据权利要求1所述的铝合金，其进一步包含约0.05至约2重量％的Zn。
14.根据权利要求13所述的铝合金，其中Zn含量为约0.2至约1重量％。
15.根据权利要求13所述的铝合金，其中Zn含量是大约0.5重量％。
16.根据权利要求1所述的铝合金，其进一步包含约0.1至约2重量％的Si。
17.根据权利要求16所述的铝合金，其中Si含量为约0.3至约1重量％。
18.根据权利要求1所述的铝合金，其进一步包含至少一种形成分散体的元素，该元素选自铬、钒、钛、锆、锰、镍、铁、铪、钪和稀土元素。
19.根据权利要求18所述的铝合金，其中该至少一种形成分散体的元素存在的总量至多为合金的约1.0重量％。
20.根据权利要求1所述的铝合金，其进一步包含从约0.2至约0.7重量％的Mn。
21.根据权利要求1所述的铝合金，其中铝合金是片的形式。
22.根据权利要求1所述的铝合金，其中铝合金是板的形式。
23.根据权利要求1所述的铝合金，其中铝合金是压出品的形式。
24.根据权利要求1所述的铝合金，其中铝合金是锻件的形式。
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