DE10392805B4

DE10392805B4 - Process for producing high-strength Al-Zn-Mg-Cu alloy

Info

Publication number: DE10392805B4
Application number: DE10392805.7A
Authority: DE
Inventors: Rinze Benedictus; Alfred Ludwig Heinz; Christian Joachim Keidel
Original assignee: Novelis Koblenz GmbH
Current assignee: Novelis Koblenz GmbH
Priority date: 2002-06-24
Filing date: 2003-06-11
Publication date: 2022-11-17
Anticipated expiration: 2023-06-12
Also published as: FR2841264B1; WO2004001080A1; GB2402943A; GB0423402D0; DE10392805T5; FR2841264A1; CN1656240A; CA2485524C; BR0312101B1; BR0312101A; CN100451149C; AU2003277929A1; GB2402943B; US20050006010A1; CA2485524A1

Abstract

Verfahren zum Herstellen einer hochfesten Al-Zn-Cu-Mg-Legierung mit einer verbesserten Beständigkeit gegen Ermüdungsanrisswachstum und einer hohen Schadenstoleranz, welches folgende Schritte aufweist:a) Gießen eines Barrens mit der folgenden Zusammensetzung (in Gew.-%).Zn:5,5-7,1Cu:1,6-2,3Mg:1,6-2,3Mn:<0,25Zr:< 0,25, bevorzugt 0,06 - 0,16Cr:< 0,02Fe:< 0,25,Si:< 0,25,Ti:< 0,10Hf und/oder V < 0,25, und andere Elemente jeweils weniger als 0,05 und weniger als 0,15 insgesamt, Rest Aluminium,b) Homogenisieren und/oder Vorwärmen des Barrens nach dem Gießen,c) Warmbearbeiten des Barrens und gegebenenfalls Kaltbearbeiten zu einem bearbeiteten Produkt mit einer Dicke von mehr als 60 mm, und von maximal 160 mm,d) Lösungsglühen,e) Abschrecken des lösungsgeglühten Produkts, undf) künstliches Altern des bearbeiteten und wärmebehandelten Produkts, wobei der Alterungsschritt aus zwei Wärmebehandlungen besteht und eine erste Wärmebehandlung bei einer Temperatur in einem Bereich von 115°C bis 125°C für mehr als 2 Stunden und weniger als 5 Stunden und eine zweite Wärmebehandlung bei einer höheren Temperatur als 161°C aber unter 167°C für mehr als 10 Stunden und weniger als 15 Stunden durchgeführt wird, um ein Produkt zu erreichen mit einer Druckfestigkeit in L-Richtung bei S/4 von wenigstens 475 MPa, einer spezifischen Zugfestigkeit von wenigstens 510 MPa und einer ST-Dehnung bei S/2 von wenigstens 3,0%.A method of making a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy having improved fatigue crack growth resistance and high damage tolerance, comprising the steps of:a) casting an ingot having the following composition (in wt%):Zn:5 .5-7.1Cu:1.6-2.3Mg:1.6-2.3Mn:<0.25Zr:<0.25, preferably 0.06-0.16Cr:<0.02Fe:<0, 25,Si:<0.25,Ti:<0.10Hf and/or V<0.25, and other elements each less than 0.05 and less than 0.15 in total, balance aluminum,b) homogenizing and/or preheating of the ingot after casting,c) hot working of the ingot and optionally cold working to a worked product with a thickness of more than 60 mm, and not exceeding 160 mm,d) solution annealing,e) quenching of the solution annealed product, andf) artificial aging of the machined and heat treated product, wherein the aging step consists of two heat treatments and a first heat treatment at a temperature in a range of 115°C to 125°C for more than 2 hours and less than 5 hours and a second heat treatment at a temperature higher than 161°C but below 167°C for more than 10 hours and less than 15 hours to achieve a product with a compressive strength in L- direction at S/4 of at least 475 MPa, a specific tensile strength of at least 510 MPa and an ST elongation at S/2 of at least 3.0%.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Herstellen einer hochfesten Al-Zn-Cu-Mg-Legierung mit einer verbesserten Korrosionsbeständigkeit, während gleichzeitig eine hohe Schadenstoleranz aufrechterhalten wird, ein Blechprodukt aus einer hochfesten Al-Zn-Cu-Mg-Legierung, das nach dem erfinderischen Verfahren hergestellt wurde, mit einer Dicke von mehr als 60 mm, und ein Flugzeugbauteil, das aus einer solchen Legierung hergestellt wurde. Genauer betrifft die vorliegende Erfindung eine hochfeste Al-Zn-Cu-Mg-Legierung, die durch die Serie 7000 der internationalen Nomenklatur der Aluminum Association für strukturelle Flugzeuganwendungen bezeichnet ist. Noch genauer betrifft die vorliegende Erfindung ein dickes Aluminiumlegierungsprodukt, mit verbesserten Kombinationen von Festigkeit, Zähigkeit und Korrosionsbeständikeit, insbesondere mit einer guten Festigkeits-Korrosions-Bilanz.The present invention relates to a method for producing a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy having improved corrosion resistance while maintaining high damage tolerance, a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy sheet product made according to inventive method, with a thickness of more than 60 mm, and an aircraft component made from such an alloy. More particularly, the present invention relates to a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy designated by the 7000 series of the Aluminum Association's international nomenclature for aircraft structural applications. More particularly, the present invention relates to a thick aluminum alloy product having improved combinations of strength, toughness and corrosion resistance, particularly having a good strength-to-corrosion balance.

Im Stand der Technik ist die Verwendung von aushärtbaren Aluminiumlegierungen bei einer Anzahl von Anwendungen bekannt, die relativ hohe Festigkeit, hohe Zähigkeit und Korrosionsbeständigkeit beinhalten, wie Flugzeugrümpfe, Fahrzeugelemente und andere Anwendungen. Die Aluminiumlegierungen AA7050 und AA7150 zeigen hohe Festigkeit in Wärmebehandlungen vom Typ T6, vgl. z.B. die US-6,315,842 . Auch ausscheidungsgehärtete AA7x75-Legierungsprodukte zeigen hohe Festigkeitswerte in der T6-Wärmebehandlung. Die T6-Wärmebehandlung verbessert bekanntlich die Festigkeit der Legierung, wobei die oben erwähnten AA7050-, AA7x50- und AA7x75-Legierungsprodukte, die hohe Mengen von Zink, Kupfer und Magnesium enthalten, für ihre hohen Festigkeit-zu-Gewicht-Verhältnisse bekannt sind und deshalb insbesondere in der Flugzeugindustrie Anwendung finden. Allerdings bringen diese Anwendungen das Aussetzen an viele verschiedene klimatische Bedingungen mit sich, die eine sorgfältige Kontrolle von Arbeits- und Alterungsbedingungen erfordern, um eine adäquate Festigkeit und Korrosionsbeständigkeit vorzusehen, einschließlich der Spannungskorrosion und des Abblätterns.It is known in the art to use heat treatable aluminum alloys in a number of applications involving relatively high strength, high toughness, and corrosion resistance, such as aircraft fuselages, automotive panels, and other applications. Aluminum alloys AA7050 and AA7150 show high strength in T6 type heat treatments, see eg US-6,315,842 . Precipitation hardened AA7x75 alloy products also show high strength values in T6 heat treatment. The T6 heat treatment is known to improve the strength of the alloy, the above mentioned AA7050, AA7x50 and AA7x75 alloy products containing high amounts of zinc, copper and magnesium being known for their high strength to weight ratios and therefore are used in particular in the aircraft industry. However, these applications involve exposure to a wide variety of climatic conditions that require careful control of working and aging conditions to provide adequate strength and corrosion resistance, including stress corrosion and spalling.

Um die Beständigkeit gegen Spannungskorrosion und Abblättern sowie die Bruchzähigkeit zu verbessern, ist es bekannt, diese Legierungen der Serie 7000 künstlich zu überaltern. Wenn sie künstlich zu einer Wärmebehandlung vom Typ T79, T76, T74 oder T73 überaltert werden, verbessern sich ihre Beständigkeit gegen Spannungskorrosion, Abblätterungskorrosion und Bruchzähigkeit in der angegebenen Reihenfolge (wobei T73 am besten ist und T79 nahe an T6), aber auf gewisse Kosten auf die Festigkeit im Vergleich zu dem T6-Wärmebehandlungszustand. Ein aktzeptabler Wärmebehandlungszustand ist die T74-Wärmebehandlung, die ein begrenzter überalterter Zustand ist, zwischen T73 und T76, um ein aktzeptables Niveau von Zugfestigkeit, Spannungskorrosionsbeständigkeit, Abblätterungskorrosionsbeständigkeit und Bruchzähigkeit zu erhalten. Eine solche T74-Wärmebehandlung wird durchgeführt, indem das Aluminiumlegierungsprodukt bei Temperaturen von 121°C für 6 bis 24 Stunden und 171°C für etwa 14 Stunden überaltert wird.In order to improve resistance to stress corrosion and spalling, as well as fracture toughness, it is known to artificially overage these 7000 series alloys. When artificially overaged to a T79, T76, T74 or T73 type heat treatment, their resistance to stress corrosion, spallation corrosion and fracture toughness improve in the order listed (with T73 being best and T79 close to T6), but at some cost the strength compared to the T6 temper. An acceptable heat treatment condition is the T74 heat treatment, which is a limited overage condition, between T73 and T76 to obtain an acceptable level of tensile strength, stress corrosion resistance, exfoliation corrosion resistance, and fracture toughness. Such a T74 heat treatment is performed by overaging the aluminum alloy product at temperatures of 121°C for 6 to 24 hours and 171°C for about 14 hours.

Je nach den Entwurfskriterien für ein spezielles Flugzeugbauteil ergeben selbst kleine Verbesserungen bei der Festigkeit, Zähigkeit oder Korrosionsbeständigkeit Gewichtersparnisse, die sich über die Lebenszeit des Flugzeugs in sparsamen Kraftstoffverbrauch umsetzen. Um diese Anforderungen zu erfüllen, sind mehrere andere Legierungen der Serie AA7000 entwickelt worden.Depending on the design criteria for a particular aircraft component, even small improvements in strength, toughness or corrosion resistance result in weight savings that translate into fuel economy over the aircraft's lifetime. To meet these requirements, several other AA7000 series alloys have been developed.

Die US-Patentschrift Nr. 4,954,188 offenbart ein Verfahren zum Vorsehen einer hochfesten Aluminiumlegierung, gekennzeichnet durch eine verbesserte Beständigkeit gegen Abblättern unter Verwendung einer Legierung, die aus den folgenden Legierungselementen in Gew.-% besteht: Zn: 5,9 - 8,2 Cu: 1,5 - 3,0 Mg: 1,5 - 4,0 Cr: < 0,04, andere Elemente wie Zirkonium, Mangan, Eisen, Silicium und Titan insgesamt weniger als 0,5, Rest Aluminium, Bearbeiten der Legierung zu einem Produkt einer vorbestimmten Form, Lösungsglühen des umgeformten Produkts, Abschrecken und Altern des wärmebehandelten und abgeschreckten Produkts auf eine Temperatur von 132°C bis 140°C für einen Zeitraum von 6 bis 30 Stunden. Die erwünschten Eigenschaften hohe Festigkeit, hohe Zähigkeit und hohe Korrosionsbeständigkeit wurden bei dieser Legierung erreicht, indem die Alterungstemperatur gesenkt und nicht erhöht wird, wie es vorher z.B. in der US-Patentschrift Nr. 3,881,966 oder der US-Patentschrift Nr. 3,794,831 gelehrt wurde.the U.S. Patent No. 4,954,188 discloses a method of providing a high strength aluminum alloy characterized by improved resistance to spalling using an alloy consisting of the following alloying elements by weight percent: Zn: 5.9 - 8.2 Cu: 1.5 - 3.0 mg: 1.5 - 4.0 CR: < 0.04, other elements such as zirconium, manganese, iron, silicon and titanium total less than 0.5, balance aluminum, working the alloy to a product of a predetermined shape, solution treating the worked product, quenching and aging the heat treated and quenched product to a temperature of 132 °C to 140°C for a period of 6 to 30 hours. The desired properties of high strength, high toughness and high corrosion resistance were achieved in this alloy by lowering the aging temperature and not increasing it, as was previously the case, for example, in U.S. Patent No. 3,881,966 or the U.S. Patent No. 3,794,831 was taught.

Es ist berichtet worden, daß die bekannten ausscheidungsgehärteten Aluminiumlegierungen AA7075 und andere Legierungen der Serie AA7000 im T6-Wärmebehandlungszustand unter bestimmten Bedingungen nicht eine ausreichende Beständigkeit gegen Korrosion ergeben haben. Die Wärmebehandlungen vom Typ T7, welche die Beständigkeit der Legierungen gegenüber Spannungskorrosionsrißbildung verbessern, vermindern jedoch die Festigkeit signifikant gegenüber dem T6-Zustand.It has been reported that the known precipitation hardening AA7075 aluminum alloys and other AA7000 series alloys in the T6 temper condition have not provided adequate resistance to corrosion under certain conditions. However, the T7-type heat treatments, which improve the alloys' resistance to stress corrosion cracking, reduce the strength significantly from the T6 temper.

Die US-Patentschrift Nr. 4,863,528 offenbart deshalb ein Verfahren zum Herstellen eines verbesserten Aluminiumlegierungsprodukts, wobei das Verfahren umfaßt, daß eine Legierung vorgesehen wird, die im wesentlichen in Gew.-% aus folgendem besteht: Zn: 6 - 16 Cu: 1 - 3 Mg: 1,5 - 4,5, ein oder mehr Elemente ausgewählt aus Zr, Cr, Mn, Ti, V oder Hf, wobei die Gesamtheit dieser Elemente 1,0 Gew.-% nicht übersteigt, der Rest Aluminium und zufällige Verunreinigungen. Die Aluminiumlegierung wird nach dem Gießen lösungsgeglüht, ausscheidungsgehärtet, um ihre Festigkeit auf ein Niveau zu erhöhen, welches das Niveau der wie lösungsgeglühten Festigkeit um etwa 30 % der Differenz zwischen der wie lösungsgeglühten Festigkeit und der Spitzenfestigkeit übersteigt, und danach einer Behandlung bei einer ausreichenden Temperatur oder Temperaturen unterzogen wird, um ihre Korrosionsbeständigkeitseigenschaften zu verbessern. Danach wird die Legierung wieder ausscheidungsgehärtet, um ihre Fließfestigkeit anzuheben und ein korrosionsbeständiges Produkt herzustellen. Die dort offenbarten Alterungstemperaturen sind zwischen 170°C und 260°C in einem Bereich von 0,2 min bis 3 Stunden. Dem künstlichen Alterungsschritt geht ein Ausscheidungshärtungsschritt voraus und folgt ihm, auch als T77-Altern bekannt. Es wurden Zugfestigkeitswerte zwischen 460 MPa und 486 MPa und eine Fließfestigkeit von 400 MPa bis 434 MPa erhalten.the U.S. Patent No. 4,863,528 therefore discloses a method of making an improved aluminum alloy product, the method comprising providing an alloy consisting essentially, by weight percent, of: Zn: 6 - 16 Cu: 1 - 3 mg: 1.5 - 4.5, one or more elements selected from Zr, Cr, Mn, Ti, V or Hf, the total of these elements not exceeding 1.0% by weight, the balance aluminum and incidental impurities. After casting, the aluminum alloy is solution heat treated, precipitation hardened to increase its strength to a level exceeding the as solution treated strength level by about 30% of the difference between the as solution treated strength and the peak strength, and then treated at a sufficient temperature or subjected to temperatures to improve its corrosion resistance properties. Thereafter the alloy is precipitation hardened again to increase its yield strength and produce a corrosion resistant product. The aging temperatures disclosed there are between 170°C and 260°C in a range of 0.2 minutes to 3 hours. The artificial aging step is preceded and followed by a precipitation hardening step, also known as T77 aging. Tensile strength values between 460 MPa and 486 MPa and yield strength from 400 MPa to 434 MPa were obtained.

Die US-Patentschrift Nr. 5,035,754 offenbart ein Wärmebehandlungsverfahren für eine hochfeste Aluminiumlegierung, welches die Schritte des Lösungsglühens einer Aluminiumlegierung aufweist, die im wesentlichen in Gew.-% aus folgendem besteht: Zn: 3 - 9 Cu: 1 - 3 Mg: 1 - 6, wenigstens ein Element, das aus der Gruppe ausgewählt ist, die aus folgendem besteht: Cr: 0,1 - 0,5 Zr: 0,1 - 0,5 Mn: 0,2 - 1,0, wobei der Rest Aluminium ist, Erwärmen der Legierung auf eine Temperatur einer niedrigeren Temperaturzone von 100°C bis 140°C, gegebenenfalls Halten der Legierung auf einer Temperatur innerhalb der niedrigeren Temperaturzone für eine bestimmte Zeitdauer, Wiedererwärmen der Legierung auf eine Temperatur einer oberen Temperaturzone von 160°C bis 200°C, gegebenenfalls Halten der Legierung auf einer Temperatur innerhalb der oberen Temperaturzone für eine zweite Zeitdauer, Abkühlen der Legierung auf eine Temperatur einer niedrigeren Temperaturzone und wenigstens zweimaliges Wiederholen der oben erwähnten Schritte. Eine solche Legierung verbessert die Eigenschaften von AA7075- und AA7050-Aluminiumlegierungen durch den Erhalt einer guten Korrosionsbeständigkeit und hoher Festigkeitscharakteristika. Einige Proben zeigen eine Zugfestigkeit von 57 bis 62 kgf/mm² und Werte der Abblätterbewertung von P oder EA. Der Schwellenspannungswert des SCC-Tests war mehr als 50 kgf/mm².the U.S. Patent No. 5,035,754 discloses a heat treating process for a high strength aluminum alloy comprising the steps of solution treating an aluminum alloy consisting essentially, by weight percent, of: Zn: 3 - 9 Cu: 1 - 3 mg: 1 - 6, at least one element selected from the group consisting of: Cr: 0.1 - 0.5 Zr: 0.1 - 0.5 Mn: 0.2 - 1.0, the balance being aluminum, heating the alloy to a temperature of a lower temperature zone of 100°C to 140°C, optionally maintaining the alloy at a temperature within the lower temperature zone for a specified period of time, reheating the alloy to a temperature of an upper temperature zone of 160°C to 200°C, optionally maintaining the alloy at a temperature within the upper temperature zone for a second period of time, cooling the alloy to a temperature of a lower temperature zone, and repeating the above steps at least twice. Such an alloy improves the properties of AA7075 and AA7050 aluminum alloys by providing good corrosion resistance and high strength characteristics. Some samples show a tensile strength of 57 to 62 kgf/mm ² and peeling rating values of P or EA. The threshold stress value of the SCC test was more than 50 kgf/mm ² .

Die EP-0377779 und DE68928676T2 offenbaren ein Verfahren zum Herstellen einer Legierung für Blech- oder Dünnblechanwendungen auf dem Gebiet der Luft- und Raumfahrt wie obere Flügelelemnte mit hoher Zähigkeit und guten Korrosionseigenschaften, welches die Schritte des Bearbeitens eines Körpers mit einer Zusammensetzung aufweist, die in Gew.- % aus folgendem besteht: Zn: 7,6 - 8,4 Cu: 2,2 - 2,6 Mg: 1,8 - 2,1, und ein oder mehr Elemente, die ausgewählt sind aus: Zr: 0,5 - 0,2 Mn: 0,05 - 0,4 V: 0,03 - 0,2 Hf: 0,03 - 0,5 wobei die Gesamtheit dieser Elemente 0,6 Gew.-% nicht überschreitet, der Rest Aluminium plus zufällige Verunreinigungen, Lösungsglühen und Abschrecken des Produkts und künstliches Altern des Produkts, entweder durch Erwärmen des Produkts dreimal hintereinander auf eine oder mehr Temperaturen von 79°C bis 163°C oder Erwärmen eines solchen Produkts zunächst euf eine oder mehr Temperaturen von 79°C bis 141°C für zwei Stunden oder mehr oder Erwärmen des Produkts auf eine oder mehr Temperaturen von 148°C bis 174°C. Diese Produkte zeigen eine verbessere Abblätterungskorrosionsbeständigkeit von „EB“ oder besser mit einer etwa 15 % größeren Fließfestigkeit als ähnlich bemessene AA7x50 Gegenstücke in dem T76-Wärmebehandlungszustand. Sie haben noch wenigstens eine etwa 5 % größere Festigkeit als ihr ähnlich bemessenes AA7x50-T77-Gegenstück. Eine ähnliche Offenbarung hat US 5,221,377 .the EP-0377779 and DE68928676T2 disclose a method of making an alloy for sheet or thin sheet aerospace applications such as upper wing members having high toughness and good corrosion properties, comprising the steps of working a body having a composition consisting, by weight percent, of: consists: Zn: 7.6 - 8.4 Cu: 2.2 - 2.6 mg: 1.8 - 2.1, and one or more elements selected from: Zr: 0.5 - 0.2 Mn: 0.05 - 0.4 V: 0.03 - 0.2 HR: 0.03 - 0.5 the total of these elements not exceeding 0.6% by weight, the balance aluminum plus incidental impurities, solution heat treatment and quenching of the product and artificial aging of the product, either by heating the product three times in succession to one or more temperatures from 79°C to 163°C or heating such a product first to one or more temperatures from 79°C to 141°C for two hours or more or heating the product to one or more temperatures from 148°C to 174°C. These products exhibit improved spallation corrosion resistance of "EB" or better with about 15% greater yield strength than similarly rated AA7x50 counterparts in the T76 temper condition. They still have at least about 5% more strength than their similarly sized AA7x50-T77 counterpart. A similar revelation has U.S. 5,221,377 .

Die US-Patentschrift Nr. 5,312,498 offenbart ein anderes Verfahren zum Herstellen eines Legierungsprodukts auf Aluminiumbasis mit verbesserter Abblätterungsbeständigkeit und Bruchzähigkeit mit ausgeglichenen Zink-, Kupfer- und Magnesiumniveaus, so daß kein Überschuß an Kupfer und Magnesium vorliegt. Das Verfahen zum Herstellen des Legierungsprodukts auf Aluminiumbasis verwendet entweder einen einschrittigen oder zweischrittigen Alterungsprozeß in Verbindung mit dem stöchiometrischen Ausgleich von Kupfer, Magnesium und Zink. Eine zweischrittige Alterungssequenz ist offenbart, bei welcher die Legierung zunächst bei etwa 121°C für etwa 9 Stunden gealtert wird, worauf ein zweiter Alterungsschritt bei etwa 157°C für etwa 10 bis 16 Stunden folgt, worauf Luftkühlung folgt. Ein solches Alterungsverfahren ist auf Dünnblech- oder Blechprodukte gerichtet, die für Anwendungen für die Haut von unteren Teilen von Flügeln oder für die Rumpfhaut verwendet werden.the U.S. Patent No. 5,312,498 discloses another method of making an aluminum base alloy product having improved spall resistance and fracture toughness with balanced zinc, copper and magnesium levels such that there is no excess of copper and magnesium. The process for making the aluminum base alloy product uses either a one-step or two-step aging process in conjunction with the stoichiometric balance of copper, magnesium and zinc. A two-step aging sequence is disclosed in which the alloy is first aged at about 121°C for about 9 hours, followed by a second aging step at about 157°C for about 10 to 16 hours, followed by air cooling. One such aging process is directed to thin sheet or sheet metal products used for lower wing skin or fuselage skin applications.

Es besteht jedoch ein Bedarf auf dem Gebiet der Luftfahrt an hochfesten Legierungen der Serie AA7000 mit einer Querschnittsdicke von mehr als 50 mm, z.B. für Holme oder Stäbe von Flügeln und Anwendungen bei der Haut von oberen Flügeln mit den oben erwähnten spezifischen mechanischen Eigenschaften wie Beständigkeit gegen Spannungskorrosion oder Beständigkeit gegen Abblätterungskorrosion. Diese Teile wie Holme von Flügeln für Flugzeuge werden typischerweise aus einem Blechprodukt über Bearbeitungsoperationen hergestellt, wobei die Materialeigenschaft eine Druckfestigkeit in der L-Richtung bei S/4 von wenigstens 475 MPa ist, eine spezifische Zugfestigkeit von wenigstens 510 MPa und eine ST (kurz quer) Dehnung bei S/2 von wenigstens 3,0 %.However, there is a need in the aerospace field for high-strength alloys of the AA7000 series with a cross-sectional thickness greater than 50 mm, e.g. for wing spars and upper wing skin applications with the above-mentioned specific mechanical properties such as resistance to Stress corrosion or resistance to spallation corrosion. These parts, such as spars of aircraft wings, are typically manufactured from a sheet product via machining operations, where the material property is a compressive strength in the L-direction at S/4 of at least 475 MPa, a tensile specific strength of at least 510 MPa and an ST (short transverse ) Elongation at S/2 of at least 3.0%.

Die EP-1158068A1 offenbart eine aushärtbare Aluminiumlegierung zum Herstellen von dicken Produkten mit einer Dicke von mehr als 12 mm, die Legierung ist eine Al-Zn-Cu-Mg-Legierung mit der folgenden Zusammensetzung in Gew.-%: Zn: 4 - 10 Cu: 1 - 3,5 Mg: 1- 4 Cr: < 0,3 Zr: < 0,3 Si: < 0,5 Fe: < 0,5 andere Elemente jeweils < 0,05 und < 0,15 gesamt, Rest Aluminium. Es ist offenbart, daß herausgefunden wurde, daß für dicke Produkte mit einer nur leicht rekristallisierten Mikrostruktur eine hohe Korngröße im Gußzustand zu einer spezifischen Mikrostruktur des umgewandelten und wärmebehandelten Produkts führt, was einen günstigen Effekt auf die Zähigkeit mit keiner Reduzierung der Festigkeit oder anderer Eigenschaften hat. Deshalb ist beschrieben, die Legierung in Form eines Walz-, Schmiede- oder Stranggußbarrens zu gießen, so daß die Korngröße im Gußzustand zwischen 300 und 800 µm gehalten wird.the EP-1158068A1 discloses a heat treatable aluminum alloy for making thick products having a thickness of more than 12 mm, the alloy is an Al-Zn-Cu-Mg alloy having the following composition in % by weight: Zn: 4 - 10 Cu: 1 - 3.5 mg: 1- 4 Cr: < 0.3 Zr: < 0.3 Si: < 0.5 Fe: < 0.5 other elements each <0.05 and <0.15 total, remainder aluminum. It is disclosed that it has been found that for thick products with only a slightly recrystallized microstructure, a high as-cast grain size leads to a specific microstructure of the transformed and heat treated product, which has a beneficial effect on toughness with no reduction in strength or other properties . It is therefore described that the alloy is cast in the form of a rolled, forged or continuously cast ingot, so that the grain size in the as-cast state is kept between 300 and 800 μm.

Deshalb liegt die Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, ein verbessertes Verfahren zum Herstellen einer hochfesten Al-Zn-Cu-Mg-Legierung für dicke Blechprodukte mit einer verbesserten Beständigkeit gegen Ermüdungsanrißwachstum und einer hohen Schadenstoleranz vorzusehen, welche die oben erwähnten Eigenschaften einer Druckfestigkeit (in L-Richtung bei S/4) von wenigstens 475 MPa, einer spezifischen Druckfestigkeit von wenigstens 510 MPa und einer ST-Dehnung bei S/2 von wenigstens 3,0 % hat.Therefore, the object of the present invention is to provide an improved method for producing a high-strength Al-Zn-Cu-Mg alloy for thick sheet products with improved resistance to fatigue crack growth and high damage tolerance, which has the above-mentioned properties of compressive strength (in L -direction at S/4) of at least 475 MPa, a specific compressive strength of at least 510 MPa and an ST elongation at S/2 of at least 3.0%.

Eine weitere Aufgabe liegt darin, eine Aluminiumlegierung der Serie AA7000 zu erhalten, die Festigkeit im Bereich von Wärmebehandlungen vom Typ T6 und Zähigkeit und Korrosionsbeständigkeit im Bereich von Wärmebehandlugnen vom Typ T73 zeigt.Another object is to obtain an aluminum alloy of the AA7000 series which exhibits strength in the range of T6 type heat treatments and toughness and corrosion resistance in the range of T73 type heat treatments.

Ferner liegt eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, eine dicke Blechlegierung zu erhalten, die dazu verwendet werden kann, Strukturteile von Flugzeugen wie Holme von Flügeln mit hohen Festigkeitsniveaus und guten Korrosionsbeständigkeitseigenschaften herzustellen.It is a further object of the present invention to obtain a thick sheet alloy which can be used to manufacture aircraft structural parts such as wing spars with high strength levels and good corrosion resistance properties.

Die vorliegende Erfindung löst diese Aufgaben durch die kennzeichnenden Merkmale von Anspruch 1. Weitere bevorzugte Ausführungsformen sind in den Unteransprüchen beschrieben und angegeben.The present invention solves these objects by the characterizing features of claim 1. Further preferred embodiments are described and indicated in the subclaims.

Nach der Erfindung ist ein Verfahren zum Herstellen einer hochfesten Al-Zn-Cu-Mg-Legierung mit einer verbesserten Beständigkeit gegen Ermüdungsanrißwachstum und einer hohen Schadenstoleranz offenbart, welches folgende Schritte aufweist:

a) Gießen eines Barrens mit der folgenden Zusammensetzung (in Gew.-%):

Zn: 5,5 - 7,1 Cu: 1,6 - 2,3 Mg: 1,6 - 2,3 Mn: < 0,25 Zr: < 0,25, bevorzugt 0,06 - 0,16 Cr: < 0,02 Fe: < 0,25, bevorzugt < 0,15 Si: < 0,25, bevorzugt < 0,10 Ti: < 0,10

Hf und/oder V < 0,25, und
andere Elemente jeweils weniger als 0,05 und weniger als 0,15 insgesamt, Rest Aluminium,

b) Homogenisieren und/oder Vorwärmen des Barrens nach dem Gießen,
c) Warmbearbeiten des Barrens, bevorzugt mittels Walzen, und gegebenenfalls Kaltbearbeiten, bevorzugt mittels Walzen, zu einem bearbeiteten Produkt mit einer Dicke von mehr als 60 mm,
d) Lösungsglühen,
e) Abschrecken des lösungsgeglühten Produkts und künstliches Altern des bearbeiteten und wärmebehandelten Produkts, wobei der Alterungsschritt aus zwei Wärmebehandlungen besteht und eine erste Wärmebehandlung bei einer Temperatur in einem Bereich von 115°C bis 125°C für mehr als 2 Stunden und weniger als 5 Stunden und eine zweite Wärmebehandlung bei einer höheren Temperatur als 161°C aber unter 167°C für mehr als 10 Stunden und weniger als 15 Stunden durchgeführt wird, um ein Produkt zu erreichen mit einer Druckfestigkeit in L-Richtung bei S/4 von wenigstens 475 MPa, einer spezifischen Zugfestigkeit von wenigstens 510 MPa und einer ST-Dehnung bei S/2 von wenigstens 3,0 %.

According to the invention, there is disclosed a method for producing a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy having improved fatigue crack growth resistance and high damage tolerance, comprising the steps of:

a) Casting of an ingot with the following composition (in % by weight):

Zn: 5.5 - 7.1 Cu: 1.6 - 2.3 mg: 1.6 - 2.3 Mn: < 0.25 Zr: < 0.25, preferably 0.06 - 0.16 Cr: < 0.02 Fe: <0.25, preferably <0.15 Si: <0.25, preferably <0.10 Ti: < 0.10

Hf and/or V < 0.25, and
other elements less than 0.05 each and less than 0.15 total, balance aluminum,

b) homogenizing and/or preheating of the ingot after casting,
c) hot working of the ingot, preferably by means of rolling, and optionally cold working, preferably by means of rolling, into a worked product with a thickness of more than 60 mm,
d) solution annealing,
e) quenching the solution heat treated product and artificially aging the machined and heat treated product, the aging step consisting of two heat treatments and a first heat treatment at a temperature in a range of 115°C to 125°C for more than 2 hours and less than 5 hours and a second heat treatment is carried out at a temperature higher than 161°C but lower than 167°C for more than 10 hours and less than 15 hours to achieve a product with an L-direction compressive strength at S/4 of at least 475 MPa , a specific tensile strength of at least 510 MPa and an ST elongation at S/2 of at least 3.0%.

Die oben erwähnte Kombination von Chemie und Alterungspraxis zeigt sehr hohe Festigkeitsniveaus, sehr gute Abblätterungsbeständigkeit und hohe Spannungskorrosionsbeständigkeit für dicke Blechprodukte mit einer Dicke von mehr als 60 mm. Spezifisch verwendet die zweischrittige Alterungspraxis der vorliegenden Erfindung eine erste Wärmebehandlung für 2 bis 5 Stunden bei Temperaturen im Bereich von 115°C bis 125°C, bevorzugt etwa 4 Stunden bei 120°C und eine zweite Wärmebehandlung für 10 bis 15 Stunden bei Temperaturen im Bereich von 161°C bis 167°C, bevorzugt für etwa 13 Stunden bei Temperaturen zwischen 161°C bis 167°C.The combination of chemistry and aging practice mentioned above demonstrates very high strength levels, very good spalling resistance and high stress corrosion resistance for thick sheet metal products in excess of 60 mm in thickness. Specifically, the two-step aging practice of the present invention uses a first heat treatment for 2 to 5 hours at temperatures ranging from 115°C to 125°C, preferably about 4 hours at 120°C, and a second heat treatment for 10 to 15 hours at temperatures in the range from 161°C to 167°C, preferably for about 13 hours at temperatures between 161°C to 167°C.

Dem Fachmann wird unmittelbar klar, daß bei dem Verfahren nach dieser Erfindung nach dem Abschrecken des lösungsgeglühten Produkts und vor der künstlichen Alterungspraxis das Produkt gegebenenfalls gestreckt oder komprimiert oder auf andere Weise kaltbearbeitet werden kann, um Spannungen zu reduzieren, wie dies im Stand der Technik bekannt ist.Those skilled in the art will readily appreciate that in the process of this invention, after the solution heat treated product is quenched and prior to artificial aging practice, the product may optionally be stretched, compressed or otherwise cold worked to reduce stresses as is known in the art is.

Mengen (in Gew.-%) von Magnesium sind in einem Bereich von 1,6 bis 2,3 und bevorzugt in dem Bereich von 1,90 bis 2,10. Mengen (in Gew.-%) von Kupfer sind in einem Bereich von 1,6 bis 2,3 und bevorzugt in dem Bereich von 1,85 bis 2,10. Bevorzugte Mengen (in Gew.-%) von Zink sind in einem Bereich von 5,9 bis 6,2 oder in einem Bereich von 6,8 bis 7,1.Amounts (in weight %) of magnesium are in the range of 1.6 to 2.3 and preferably in the range of 1.90 to 2.10. Amounts (in wt%) of copper are in a range of 1.6 to 2.3 and preferably in the range of 1.85 to 2.10. Preferred amounts (in weight %) of zinc are in a range of 5.9 to 6.2 or in a range of 6.8 to 7.1.

Kupfer und Magnesium sind wichtige Elemente, um der Legierung unter anderem Festigkeit mitzugeben. Der bevorzugte Bereich von Kupfer und Magnesium ist über 1,6 Gew.-% und niedriger als 2,3 Gew.-%, da zu geringe Mengen von Magnesium und Kupfer zu einer Abnahme von Festigkeit führen, während zu hohe Mengen von Magnesium und Kupfer in einer geringeren Korrosionsleistung und Problemen mit der Schweißbarkeit des Produkts resultieren. Um einen Kompromiß in Festigkeit, Zähigkeit und Korrosionsleistung zu erreichen, hat man herausgefunden, daß jede der Mengen für Kupfer und Magnesium (in Gew.-%) zwischen 1,6 und 2,3 mit bevorzugten engeren Bereichen eine gute Bilanz für dicke Legierungsprodukte ergeben, die oben und in den Ansprüchen dargelegt sind. Wenn die Mengen von Kupfer und Magnesium zu hoch gewählt sind, lassen die Eigenschaften bezüglich der Zähigkeit, Spannungskorrosion und Dehnung nach, besonders für dickere Produkte.Copper and magnesium are important elements in giving the alloy strength, among other things. The preferred range of copper and magnesium is above 1.6% by weight and lower than 2.3% by weight, since too low amounts of magnesium and copper lead to a decrease in strength, while too high amounts of magnesium and copper result in lower corrosion performance and problems with the weldability of the product. In order to achieve a compromise in strength, toughness and corrosion performance, it has been found that each of the amounts for copper and magnesium (in weight percent) between 1.6 and 2.3 with preferred narrower ranges give a good balance for thick alloy products set out above and in the claims. If the amounts of copper and magnesium are too high, the toughness, stress corrosion and elongation properties decrease, especially for thicker products.

Darüber hinaus wurde herausgefunden, daß der Ausgleich von Kupfer und Magnesium zu Zink, besonders der Ausgleich von Magnesium zu Zink von Bedeutung ist. Je nach der Menge von Zink ist die Menge (in Gew.-%) von Magnesium bevorzugt zwischen 2,4 -0,1[Zn] und 1,5+0,1[Zn]. Dies bedeutet, daß die Menge von Magnesium von der gewählten Menge von Zink abhängt. Bei einer Menge von etwa 6 Gew.-% Zn ist die Menge (in Gew.-%) von Magnesium zwischen 1,8 und 2,1, wenn Zn etwa 7 % ist, ist die Menge von Magnesium zwischen 1, 7 und 2,2.In addition, it has been found that the balance of copper and magnesium to zinc, particularly the balance of magnesium to zinc, is important. Depending on the amount of zinc, the amount (in wt%) of magnesium is preferably between 2.4-0.1[Zn] and 1.5+0.1[Zn]. This means that the amount of magnesium depends on the amount of zinc chosen. At an amount of about 6% by weight Zn the amount (in wt%) of magnesium is between 1.8 and 2.1, when Zn is about 7% the amount of magnesium is between 1.7 and 2 ,2.

Mit dem Verfahren nach der vorliegenden Erfindung und dem gewählten Ausgleich von Kupfer, Magnesium und Zink ist es möglich, einen homogenisierten und/oder vorgewärmten Barren nach dem Gießen zu erhalten, der zu einem bearbeiteten Produkt mit einer Dicke von bevorzugt mehr als 60 mm, bevorzugter in einem Bereich von 110 mm bis 160 mm mit einem verbesserten Korrosionsverhalten warmbearbeitet und gegebenenfalls kaltbearbeitet wird, das wenigstens so gut wie das mit dem T77-Alterungsverfahren erreichbare, aber weniger kompliziert als die sogenannte Dreistufenalterungs-Wärmebehandlung T77.With the method according to the present invention and the chosen balance of copper, magnesium and zinc, it is possible to obtain a homogenized and/or preheated billet after casting, which can result in a machined product with a thickness of preferably more than 60 mm, more preferably hot worked and optionally cold worked in a range of 110mm to 160mm with an improved corrosion performance at least as good as that achievable with the T77 aging process, but less complicated than the so called T77 three stage aging heat treatment.

Die Legierung der vorliegenden Erfindung ist bevorzugt aus der Gruppe ausgewählt, die aus AA7010, AA7x50, AA7040, AA7020, AA7x75, AA7349 oder AA7x55 oder AA7x85, bevorzugt AA7055, AA7085 besteht.The alloy of the present invention is preferably selected from the group consisting of AA7010, AA7x50, AA7040, AA7020, AA7x75, AA7349 or AA7x55 or AA7x85, preferably AA7055, AA7085.

Erfindungsgemäß ist ein Blechprodukt aus einer hochfesten Aluminium-Zink-Kupfer-Magnesium-Legierung offenbart, das nach einem oben definierten Verfahren hergestellt ist und eine Dicke von mehr als 60 mm, bevorzugt 60 mm bis 160 mm hat. Ein solches Blechprodukt ist bevorzugt ein Teil eines Flugzeugs wie ein Stab oder ein Holm eines Flügels. Am bevorzugtesten ist das Blechprodukt nach der vorliegenden Erfindung ein oberes Flügelelement eines Flugzeugs.According to the invention, a sheet product made of a high-strength aluminium-zinc-copper-magnesium alloy is disclosed, which is produced according to a method defined above and has a thickness of more than 60 mm, preferably 60 mm to 160 mm. Such sheet metal product is preferably a part of an aircraft such as a wing spar or spar. Most preferably, the sheet metal product of the present invention is an upper wing panel of an aircraft.

BEISPIELEEXAMPLES

Die obengenannten und weitere Merkmale und Vorteile der Legierungen nach der Erfindung werden leicht aus der folgenden detaillierten Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen deutlich.The above and other features and advantages of the alloys of the invention will be readily apparent from the following detailed description of preferred embodiments.

In einem industriellen Maßstab wurden 7 unterschiedliche Aluminiumlegierungen zu Barren mit der folgenden chemischen Zusammensetzung gegossen, die in Tabelle 1 dargelegt ist.On an industrial scale, 7 different aluminum alloys were cast into ingots with the following chemical composition set out in Table 1.

Tabelle 1. Chemische Zusammensetzung von dicken Blechlegierungen in Gew.-%, Rest Aluminium und unvermeidbare Verunreinigungen, Fe = 0,08 und Si = 0,04 und Zr = 0,10, Legierungen 1 bis 5 mit Mn = 0,02 und Legierungen 6 und 7 mit Mn = 0,08 Legierung Legierungselement Cu Mg Zn Zr 1 2,16 2,04 6,18 0,11 2 2,10 2,00 6,10 0,10 3 2,14 2,04 6,12 0,10 4 1,91 2,13 6,86 0,11 5 2,20 2,30 6,90 0,10 6 2,23 2,50 7,80 0,10 7 1, 82 2,18 8,04 0,10 Table 1. Chemical composition of thick sheet alloys in % by weight, balance aluminum and unavoidable impurities, Fe = 0.08 and Si = 0.04 and Zr = 0.10, alloys 1 to 5 with Mn = 0.02 and alloys 6 and 7 with Mn = 0.08 alloy alloying element Cu mg Zn Zr 1 2:16 2.04 6:18 0.11 2 2.10 2.00 6.10 0.10 3 2:14 2.04 6:12 0.10 4 1.91 2:13 6.86 0.11 5 2.20 2.30 6.90 0.10 6 2.23 2.50 7.80 0.10 7 1, 82 2:18 8.04 0.10

Aus den Barrenscheiben wurden Barren im Maßstab 1:1 gesägt, für 12 Stunden bei 470°C und für 24 Stunden bei 475°C homogenisiert, für 5 Stunden bei 410°C vorgewärmt und auf eine Dicke verschiedener Stärken warmgewalzt, wie sie in Tabelle 2 identifiziert sind. Danach wurden die Bleche lösungsgeglüht für 4 Stunden bei 475°C mit nachfolgendem Abschrecken und einem zweischrittigen Alterungsprozeß, einem ersten für 4 Stunden bei 120°C und einem zweiten für 13 Stunden bei 165°C.Ingots were sawn from the ingot slices on a 1:1 scale, homogenized for 12 hours at 470°C and for 24 hours at 475°C, preheated for 5 hours at 410°C and hot rolled to a thickness of various gauges as given in Table 2 are identified. Thereafter, the sheets were solution treated for 4 hours at 475°C followed by quenching and a two-step aging process, a first for 4 hours at 120°C and a second for 13 hours at 165°C.

Die in Tabelle 1 aufgeführten Legierungen wurden bezüglich verschiedener, in Tabelle 2 identifizierter Blechdicken untersucht.The alloys listed in Table 1 were tested for various sheet thicknesses identified in Table 2.

Tabelle 2. Übersicht von Festigkeits-, Dehnungs- und Abblätterungseigenschaften verschiedener Dicken der Legierungen von Tabelle 1 (S/2 = halbe Dicke; S/4 = viertel Dicke); EXCO-Testen bei S/10 nach ASTM G34, Proben gezeigt für EA-ED-Klassifizierung Blechdick e (mm) Legierung Rp-L (MPa) Rm-L (MPa) A-(ST) (%) EXCO S/4 S/4 S/2 63,5 1 553 590 6 EC 110 2 503 553 4 EA 152 3 495 537 5 EA 152 3* 480 528 5 EA 63,5 4 570 604 3 EC 110 5 515 550 2 EA 110 6 510 565 2 EA 152 7 476 529 3 EA * gealtert bei 120 für 5 Stunden und danach bei 165 C für 15 StundenTable 2. Summary of strength, elongation and delamination properties of various thicknesses of the alloys of Table 1 (S/2 = half thickness; S/4 = quarter thickness); EXCO testing at S/10 per ASTM G34, samples shown for EA-ED classification sheet thickness e (mm) alloy Rp-L(MPa) Rm-L(MPa) BRANCH) (%) EXCO S/4 S/4 S/2 63.5 1 553 590 6 EC 110 2 503 553 4 EA 152 3 495 537 5 EA 152 3* 480 528 5 EA 63.5 4 570 604 3 EC 110 5 515 550 2 EA 110 6 510 565 2 EA 152 7 476 529 3 EA * aged at 120 for 5 hours and then at 165 C for 15 hours

Wie in Tabelle 2 gezeigt, zeigen die Legierungen von Tabelle 1 eine gute Druckfestigkeit („Rp“) in L-Richtung von mehr als 476 MPa, die meisten von ihnen mehr als 500 MPa, während die spezifische Zugfestigkeit (''Rm)in L-Richtung über 529 MPa für alle Legierungen und Dicken ist, ein Beispiel sogar über 600 MPa für 63,5 mm. Die ST-Dehnung an der Position S/2 von allen Legierungen bis auf zwei ist 3 % oder darüber, sogar bis zu 6 %.As shown in Table 2, the alloys of Table 1 show a good compressive strength ("Rp") in L direction of more than 476 MPa, most of them more than 500 MPa, while the specific tensile strength (''Rm) in L -direction is over 529 MPa for all alloys and thicknesses, an example even over 600 MPa for 63.5 mm. The ST elongation at the S/2 position of all but two alloys is 3% or more, even up to 6%.

Die Ablätterungseigenschaften sind EA oder EC. Das Abblätterungstesten wurde nach ASTM G34 an der S/10-Position durchgeführt. Die Abblätterungseigenschaften sind ähnlich für ähnliche Alterungsschritte, wie sie in Tabelle 3 gezeigt sind, aber verschlechtern sich überraschend, wenn die erste Wärmebehandlung länger und die zweite Wärmebehandlung kürzer ist.The peel properties are EA or EC. Peel testing was performed according to ASTM G34 at the S/10 position. The delamination properties are similar for similar aging steps as shown in Table 3, but surprisingly deteriorate when the first heat treatment is longer and the second heat treatment is shorter.

Tabelle 3. Abblätterungseigenschaften („EXCO“) von ausgewählten Legierungen von Tabelle 1 nach ASTM G34 („-“ bedeutet nicht gemessen). Legierung Dicke 6h/120°C + 6h/155°C 5h/120°C + 12h/155°C 4h/120°C + 13h/165°C 1 63,5 EC - EC 3 110 - EA EA 5 63,5 EC - - 5 110 EC EA EA 6 110 ED EA EA 7 63,5 EC - EA Table 3. Exfoliation properties ("EXCO") of selected alloys from Table 1 according to ASTM G34 ("-" means not measured). alloy thickness 6h/120°C + 6h/155°C 5h/120°C + 12h/155°C 4h/120°C + 13h/165°C 1 63.5 EC - EC 3 110 - EA EA 5 63.5 EC - - 5 110 EC EA EA 6 110 ED EA EA 7 63.5 EC - EA

Die Legierung 4 wurde mit einer Blechdicke von 110 mm getestet. Die Ergebnisse von Zähigkeit und Dehnung sind in Tabelle 4 gezeigt.Alloy 4 was tested with a sheet thickness of 110 mm. The results of toughness and elongation are shown in Table 4.

Tabelle 4. Zähigkeit und Dehnungseigenschaften von ausgewählten Legierungen von Tabelle 1, alle Bleche mit einer Dicke von 110 mm, Altern nach einem Zweischrittverfahren, erste Wärmebehandlung bei 120°C für vier Stunden, zweite Wärmebehandlung bei 165°C für 13 Stunden, Legierung 5 mit einem Kupfergehalt von 2,25; K_IC gemessen nach Norm ASTM E399-90 C(T) Probestücke, Dicke von 38,1 mm (1,5") für SL, SL-Proben genommen aus der Mittendicke (S/2). Legierung RP (S/2, ST) A (S/2, ST) K_IC (S/2, SL) 1 465 5 26,9 3 461 5 26,8 4 465 5 27,1 5 453 2 24,1 6 472 1 19,5 7 482 3 26,4 Table 4. Toughness and elongation properties of selected alloys from Table 1, all sheets with a thickness of 110 mm, aging by a two-step process, first heat treatment at 120°C for four hours, second heat treatment at 165°C for 13 hours, alloy 5 with a copper grade of 2.25; K _IC measured according to standard ASTM E399-90 C(T) specimens, thickness of 38.1 mm (1.5") for SL, SL specimens taken from center thickness (S/2). alloy RP (S/2, ST) A (S/2, ST) K _IC (S/2, SL) 1 465 5 26.9 3 461 5 26.8 4 465 5 27.1 5 453 2 24.1 6 472 1 19.5 7 482 3 26.4

Alle oben erwähnten Legierungen zeigten eine Abblätterungsbewertung von EA für die ausgewählte Blechdicke von 110 mm.All the alloys mentioned above showed a spallation rating of EA for the selected sheet thickness of 110 mm.

Schließlich wurden die Spannungskorrosionseigenschaften („SCC“) untersucht. Zunächst wurden die Legierungen 1 und 4 mit einer Dicke von 152 mm getestet. Zwei unterschiedliche Alterungsprozeduren wurden nach Tabelle 5 ausgewählt. Das Lastniveau war 172 MPa. Die Testrichtung ist SL. Proben wurden aus der S/2-Position genommen. Tabelle 5 zeigt die Anzahl von Tagen, bis Ausfall gegeben wurde. Nach 30 Tagen wurde der Test abgeschlossen. „NF“ bedeutet kein Ausfall nach 30 Tagen, „30“ bedeutet Ausfall nach 30 Tagen. Insgesamt werden wenigstens drei Proben pro Variante getestet. Der Test wurde nach ASTM G47 durchgeführt.Finally, the stress corrosion (“SCC”) characteristics were examined. First, alloys 1 and 4 with a thickness of 152 mm were tested. Two different aging procedures were selected according to Table 5. The load level was 172 MPa. The test direction is SL. Samples were taken from the S/2 position. Table 5 shows the number of days until failure was given. After 30 days the test was completed. "NF" means no failure after 30 days, "30" means failure after 30 days. A total of at least three samples per variant are tested. The test was performed according to ASTM G47.

Tabelle 5. SCC-Eigenschaften für eine Dicke von 152 mm für zwei Legierungen. Legierung 5h/120°C + 12h/165°C 4h/120°C+15h/165°C 1 NF, NF, NF NF, NF, NF 4 30, NF, NF NF, NF, NF Table 5. SCC properties for a thickness of 152 mm for two alloys. alloy 5h/120°C + 12h/165°C 4h/120°C+15h/165°C 1 NF, NF, NF NF, NF, NF 4 30, NF, NF NF, NF, NF

Schließlich wurden 5 andere Legierungen bezüglich der Spannungskorrostionseigenschaften getestet, wobei Bleche mit einer Dicke von 125 mm verwendet wurden. Proben wurden aus der S-L-Richtung bei einem Lastniveau von 180 MPa genommen. Tabelle 6 zeigt die Chemie und die Ergebnisse jener Legierungen bezüglich der Spannungskorrostionseigenschaften.Finally, 5 other alloys were tested for stress corrosion properties using 125 mm thick panels. Samples were taken from the S-L direction at a load level of 180 MPa. Table 6 shows the chemistry and stress corrosion property results of those alloys.

Tabelle 6. SCC-Eigenschaften von S-L-Probestücken mit einer Dicke von 125 mm, Fe = 0,08, Si = 0,04 und Zr = 0,10 Legierung Cu Mg Zn 4h/120°C +13h/165°C A 1,7 1,8 7,4 NF, NF, NF B 2,3 1,8 7,5 NF, NF, NF C 2,25 2,5 7, 65 15, NF, NF D 2, 8 2,45 8, 0 15, 20, NF E 2,3 2,4 8,1 20, 25, NF Table 6. SCC properties of SL specimens with a thickness of 125 mm, Fe=0.08, Si=0.04 and Zr=0.10 alloy Cu mg Zn 4h/120°C +13h/165°C A 1.7 1.8 7.4 NF, NF, NF B 2.3 1.8 7.5 NF, NF, NF C 2.25 2.5 7, 65 15, NF, NF D 2, 8 2.45 8, 0 15, 20, NF E 2.3 2.4 8.1 20, 25, NF

Wie aus Tabelle 6 zu ersehen ist, wird die Zähigkeit der erfinderischen Legierung durch die Kupfer- und Magnesiumniveaus kontrolliert, während Zink insbesondere einen Einfluß auf die Zugeigenschaften hat. Der bevorzugte Ausgleich von Kupfer sowie Magnesium liegt zwischen 1,6 und 2,0 Gew.-%.As can be seen from Table 6, the toughness of the inventive alloy is controlled by the copper and magnesium levels, while zinc has a particular impact on tensile properties. The preferred balance of copper as well as magnesium is between 1.6 and 2.0% by weight.

Nach der vollständigen Beschreibung der Erfindung wird dem Fachmann klar, daß viele Änderungen und Modifizierungen vorgenommen werden können, ohne den Umfang der hier beschriebenen Erfindung zu verlassen.Having now fully described the invention, it will become apparent to those skilled in the art that many changes and modifications can be made without departing from the scope of the invention as set forth herein.

Claims

A method for producing a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy with improved resistance to fatigue crack growth and high damage tolerance, comprising the steps of: a) casting an ingot having the following composition (in wt %). Zn: 5.5-7.1 Cu: 1.6-2.3 mg: 1.6-2.3 Mn: <0.25 Zr: < 0.25, preferably 0.06 - 0.16 CR: < 0.02 Fe: < 0.25, Si: < 0.25, Ti: < 0.10

Hf and/or V < 0.25, and other elements each less than 0.05 and less than 0.15 in total, balance aluminum, b) homogenizing and/or preheating the ingot after casting, c) hot working the ingot and optionally cold working to a worked product with a thickness of more than 60 mm and a maximum of 160 mm, d) solution annealing, e) quenching of the solution annealed product, and f) artificial aging of the worked and heat treated product, the aging step consisting of two heat treatments and a first heat treatment at a temperature in a range from 115°C to 125°C for more than 2 hours and less than 5 hours and a second heat treatment at a temperature higher than 161°C but below 167°C for more than 10 hours and less than 15 hours to achieve a product with an L-direction compressive strength at S/4 of at least 475 MPa, a specific tensile strength of at least 510 MPa and an ST Elongation at S/2 of at least 3.0%.

procedure after claim 1 , in which the first heat treatment is carried out at about 120°C for 2 to 5 hours.

procedure after claim 1 or 2 , in which the second heat treatment is carried out for about 13 hours.

Procedure according to one of Claims 1 until 3 , where the improved corrosion resistance has exfoliation characteristics ("EXCO") of EB or better per ASTM G34.

A method according to any one of the preceding claims, wherein the amount of Mg depends on the amount of Zn as follows: [Mg] is between 2.4-0.1[Zn] and 1.5+0.1[Zn].

A method according to any one of the preceding claims wherein the amount of Zn is in a range from 5.9 to 6.2 or in a range from 6.8 to 7.1.

A method according to any preceding claim, wherein the high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy is selected from the group consisting of AA7010, AA7x50, AA7040, AA720, AA7x75, AA7349, AA7x55, AA7x85.

Method according to one of the preceding claims, in which, after the homogenisation and/or preheating of the ingot, after casting, the ingot is hot worked and optionally cold worked, and in which the working is preferably carried out by means of rolling.

procedure after claim 8 in which, after homogenizing and/or preheating the ingot, after casting, the ingot is hot worked and optionally cold worked into a worked product of 60 to 160 mm, and more preferably 110 to 160 mm, and the working is preferably carried out by means of rolling.

High-strength Al-Zn-Cu-Mg alloy sheet product produced by a process as specified in any of Claims 1 until 9 defined and with a thickness of more than 60 mm, and of a maximum of 160 mm.

sheet metal product claim 10 , where the sheet metal product is a structural part of an aircraft.

sheet metal product claim 10 , in which the sheet metal product is a slat or spar of a wing of an airplane.

sheet metal product claim 10 wherein the sheet metal product is an upper wing member of an aircraft.

Aircraft component fabricated from a high strength Al-Zn-Cu-Mg alloy by a process as defined in any of Claims 1 until 9 is made.

Aircraft component having a thickness in a range from more than 60 to 160 mm, made from a rolled product of an alloy having a composition consisting in % by weight of: Zn: 5.5-7.1 Cu: 1.6-2.3 mg: 1.6-2.3 Mn: <0.25 Zr: < 0.25, preferably 0.06 - 0.16 CR: < 0.02 Fe: < 0.25, Si: < 0.25, Ti: < 0.10

Hf and/or V < 0.25, and other elements each less than 0.05 and less than 0.15 in total, balance aluminum, and treated by solution treatment, quenching and an aging practice consisting of two heat treatments with a first heat treatment at a temperature in a range from 115°C to 125°C for more than 2 hours and less than 5 hours and a second heat treatment at a temperature higher than 161°C but below 167°C for more than 10 hours and less than 15 hours, the product having an L-direction compressive strength at S/4 of at least 475 MPa, a tensile strength of at least 510 MPa and an ST elongation at S/2 of at least 3.0%.

aircraft component claim 15 , where the improved corrosion resistance has exfoliation characteristics ("EXCO") of EB or better per ASTM G34.

aircraft component claim 15 , which is part of an upper wing of an airplane.

aircraft component claim 15 , which is part of a spar or spar of an airplane wing.