DE3613224A1 - Aluminium-lithium-legierung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft Aluminium-Lithium-Legierungen und insbesondere eine Aluminium-Lithium-Legierung mit guter Bruchzähigkeit und hoher Festigkeit.

Schätzungen zufolge können derzeitige große Transportflug­ zeuge 15 bis 20 Gallonen Treibstoff pro Jahr für jedes Pfundgewicht, das bei der Herstellung des Flugzeugs ein­ gespart werden kann, einsparen. Bei den geplanten 20 Jah­ ren Lebensdauer eines Flugzeugs machen die Einsparungen 300 bis 400 Gallonen Treibstoff aus. Bei den derzeitigen Treibstoffkosten kann eine signifikante Investierung zur Verminderung des Strukturgewichts des Flugzeugs die wirt­ schaftliche Gesamtleistungsfähigkeit des Flugzeugs in er­ heblichem Maße verbessern.

Der Notwendigkeit eines verbesserten Verhaltes von ver­ schiedenen Typen von Flugzeugen kann durch die Verwendung von verbesserten Motoren, verbesserten Luftrahmengestal­ tungen und verbesserten oder neuen Konstruktionsmaterialien im Flugzeug genüge getan werden. Der Entwicklung von neuen und verbesserten Konstruktionsmaterialien ist in neuerer Zeit eine erhöhte Aufmerksamkeit zugewachsen. Es wird angenommen, daß hierdurch signifikante Verbesserungen des Verhaltens erzielt werden können.

Die Konstruktionsmaterialien haben immer eine wichtige Rolle bei der Bestimmung von Strukturkonzepten von Flug­ zeugen gespielt. Im frühen Teil dieses Jahrhunderts be­ standen Flugzeuge aus Holz, hauptsächlich Fichtenholz, und Stoff. Weil sich im frühen Teil des Jahrhunderts ein Mangel an Fichtenholz entwickelte, wurden leichte Metall­ legierungen als Konstruktionsmaterialien für Flugzeuge ver­ wendet. Etwa zur gleichen Zeit brachten Verbesserungen in der Bauart die Entwicklung von freitragenden Allmetall- Tragflächen mit sich. Jedoch wurden erst in den 30iger Jahren dieses Jahrhunderts Flügel mit einem Metallhautdesign zu einem Standard und Metalle, hauptsächlich Metallegie­ rungen, wurden als Hauptstrukturmaterialien für den Rumpf von Flugzeugen in Betracht gezogen. Seit dieser Zeit wur­ den als Konstruktionsmaterialien für Flugzeuge in erster Linie Aluminiummaterialien, und zwar hauptsächlich für die Tragflächen, den Rumpf und das Leitwerk, verwendet, während Stahl das Material für das Fahrwerk und bestimmte andere Konstruktionsteile darstellt, welche Materialien mit sehr hoher Festigkeit erfordern.

Derzeit werden mehrere neue Materialien zur Einarbeitung in Flugzeugstrukturen entwickelt. Diese schließen neue metallische Materialien, Metallmatrixverbundkörper und Harzmatrixverbundkörper ein. Es wird angenommen, daß ver­ besserte Verbundkörper aus Aluminiumlegierungen und Kohle­ fasern die Konstruktionsmaterialien in den kommenden De­ kaden dominieren werden. Während Verbundkörper in gestei­ gerten Prozentanteilen als Flugzeugkonstruktionsmateria­ lien verwendet werden, zeigen sich Aluminiumlegierungen niedriger Dichte und insbesondere Aluminium-Lithium-Legie­ rungen als sehr erfolgversprechend, um die Verwendung von Aluminiumlegierungen in Luftfahrtstrukturen auszudehnen.

Bislang sind Aluminium-Lithium-Legierungen nur spärlich auf dem Gebiet des Flugzeugbaus verwendet worden. Die relativ niedrige Verwendung ist durch Schwierigkeiten beim Guß von Aluminiumlegierungen und durch ihre relativ nie­ drige Bruchzähigkeit im Vergleich zu anderen herkömmliche­ ren Aluminiumlegierungen bedingt. Lithiumzugaben zu Alu­ miniumlegierungen bringen aber eine erhebliche Verminderung der Dichte im Vergleich zu herkömmlichen Aluminiumlegierun­ gen mit sich. Eine solche Verringerung der Dichte bzw. des spezifischen Gewichts hat sich als sehr wichtig er­ wiesen, um das Gesamtkonstruktionsgewicht eines Flugzeugs zu vermindern. Lithiumzugaben sind auch dazu wirksam, ein relativ hohes Verhältnis von Festigkeit zu Gewicht zu er­ zielen. Während erhebliche Fortschritte bei der Verbesse­ rung der Technologie der Aluminium-Lithium-Verarbeitung gemacht wurden, ist es noch immer nicht gelungen, ein gutes Gemisch aus Bruchzähigkeit und hoher Festigkeit in Alumi­ nium-Lithium-Legierungen zu realisieren.

Durch die Erfindung wird nun eine neue Aluminiumlegierung zur Verfügung gestellt, die so bearbeitet und wärmebehan­ delt werden kann, daß eine Aluminium-Lithium-Legierung mit hoher Festigkeit, guter Bruchzähigkeit und relativ niedriger Dichte im Vergleich zu herkömmlichen Aluminium­ legierungen, z. B. Legierungen der 7XXX-und 2XXX-Reihen, die durch diese Legierungen ersetzt werden sollen, erzielt werden. Eine erfindungsgemäß hergestellte Legierung hat eine Nominalzusammensetzung in der Gegend von 2,2 Gew.% Lithium, 0,6 Gew.% Magnesium, 2,5 Gew.% Kupfer, und 0,12 Gew.% Zirkonium. Eine künstliche Alterung der Legierung bei einer Temperatur im Bereich von 121 bis 177°C (250 bis 350°F) bis zu dem nahezu Spitzen-Alterungszustand führt zu hohen Festigkeiten, die denen der derzeitigen 7XXX-T6-Legierungen vergleichbar sind, in Kombination mit einer guten Zähigkeit und Beständigkeit gegenüber einer Spannungskorrosions-Rißbildung. Durch eine Unteralterung der Legierung werden Festigkeits- und Bruchzähigkeits­ werte erhalten, die denjenigen der existierenden 2XXX-T3- Legierungen äquivalent oder besser sind, erhalten. Eine erhebliche Verbesserung der bereits ausgezeichneten Kom­ bination von Bruchzähigkeit und hoher Festigkeit wird für beide 7XXX- und 2XXX-Anwendungszwecke erhalten, indem man die Legierung innerhalb des relativ niedrigen Tempera­ turbereichs von 121 bis 149°C (250 bis 300°F) unteraltert.

Eine gemäß der Erfindung formulierte Aluminium-Lithium-Le­ gierung kann etwa 2,0 bis etwa 2,4% Lithium, 0,3 bis 0,9% Magnesium, 2,1 bis 2,9% Kupfer und etwa 0,08 bis zu einem Maximum von 0,15% Zirkonium als Kornverfeinerungsmittel enthalten. Vorzugsweise werden etwa 0,09 bis 0,14% Zir­ konium eingearbeitet. Alle Prozentmengen sind hierin auf das Gewicht bezogen und auf das Gesamtgewicht der Legie­ rung bezogen, wenn nichts anderes angegeben ist. Das Magne­ sium ist eingeschlossen, um die Festigkeit ohne Verringe­ rung der Dichte bzw. des spezifischen Gewichts zu erhöhen. Bevorzugte Magnesiummengen liegen im Bereich von etwa 0,4 bis 0,8%, wobei 0,6% am meisten bevorzugt werden. Das Kupfer trägt zu der Legierung Festigkeit bei.

Eisen und Silicium können jeweils in maximalen Mengen von bis zu insgesamt 0,3% vorhanden sein. Es wird bevorzugt, daß diese Verunreinigungen nur in Spurenmengen vorhanden sind, wobei der Gehalt an Eisen auf ein Maximum von 0,15% und der Gehalt an Silicium auf ein Maximum von 0,12% be­ grenzt wird. Bevorzugt werden Maximalmengen von 0,10 bzw. 0,10%. Das Element Zink kann in Mengen von bis zu 0,25%, insgesamt jedoch nicht darüber hinaus, vorhanden sein. Titan und Chrom sollten nicht in Mengen über 0,15% bzw. 0,10% vorhanden sein. Andere Elemente, wie Mangan, müssen jeweils auf Werte von 0,05% oder darunter gehalten werden, und die Gesamtmenge von solchen anderen Spurenelementen muß auf ein Maximum von 0,15% gehalten werden. Wenn die vorstehend genannten Maximalwerte überschritten werden, dann kann es sein, daß die erwünschten Eigenschaften der Aluminium-Lithium-Legierung verschlechtert werden. Die Spurenelemente Natrium und Wasserstoff werden ebenfalls als schädlich für die Eigenschaften (insbesondere Bruch­ zähigkeit) der Aluminium-Lithium-Legierungen angesehen. Ihre Gehalte sollten daher auf den niedrigst praktisch erhältlichen Werten gehalten werden, z. B. in der Gegend von 15 bis 30 ppm (0,0015 bis 0,0030 Gew.%) oder weniger für Natrium und weniger als 15 ppm (0,0015 Gew.%) und vorzugs­ weise weniger als 1,0 ppm (0,0001 Gew.%) für den Wasser­ stoff. Naturgemäß besteht die Legierung zum Rest aus Alu­ minium.

Eine in den vorstehend angegebenen Verhältnismengen formu­ lierte Aluminium-Lithium-Legierung wird nach bekannten Techniken zu einem Artikel verarbeitet. Die Legierung wird in geschmolzener Form formuliert und zu einem Barren ge­ gossen. Der Barren wird sodann bei Temperaturen im Bereich von 496 bis 543°C (925 bis 1010°F) oder höher homogeni­ siert. Danach wird die Legierung durch herkömmliche mecha­ nische Verformungstechniken, wie Walzen, Extrudieren oder dergleichen, zu einem verwendbaren Artikel umgewandelt. Wenn einmal ein solcher Artikel gebildet ist, wird die Le­ gierung normalerweise einer Lösungsbehandlung bei Tempera­ turen im Bereich von 510 bis 543°C (950 bis 1010°F) unter­ worfen, woran sich ein Abschrecken in einem Abschreckungs­ medium, wie Wasser, anschließt, das bei einer Temperatur in der Größenordnung von 21 bis 66°C (70 bis 150°F) gehal­ ten wird. Wenn die Legierung gewalzt oder extrudiert wor­ den ist, wird sie im allgemeinen ungefähr 1 bis 3% ihrer ursprünglichen Länge verstreckt, um innere Spannungen zu mindern und ein verbessertes Ansprechen auf die Alterungs- Härtungsbehandlung zu erhalten.

Die Aluminiumlegierung kann sodann weiterbearbeitet werden und durch Sekundärverfahren zu den verschiedenen Gestalten für die Schlußverwendung verformt werden. Zusätzliche Wärmebehandlungen, z. B. eine Lösungswärmebehandlung und/oder eine Alterung können gewünschtenfalls nach solchen Verfor­ mungsverfahren angewendet werden. So können beispielsweise Blatt- bzw. Blechprodukte nach der Verstreckungsverformung zu der gewünschten Gestalt bei einer Temperatur in der Gegend von 535°C (995°F) 10 Minuten bis 1 Stunde lang einer Wiederlösungs-Wärmebehandlung unterworfen werden. Der Ge­ genstand wird normalerweise hierauf in einem Abschreckungs­ medium abgeschreckt, das bei Temperaturen im Bereich von etwa 21 bis 66°C (70 bis 150°F) gehalten wird.

Danach wird erfindungsgemäß die Legierung einer Alterungs­ behandlung bei mäßig niederen Temperaturen in der Gegend von 121 bis 177°C (250 bis 350°F) unterworfen.

Wenn es vorgesehen ist, daß die Legierung herkömmliche Le­ gierungen der 7XXX-Reihe ersetzen soll, dann kann die Legierung über einen Zeitraum gealtert werden, der es er­ laubt, daß sie nahezu die Peak- bzw. Spitzenfestigkeit, vorzugsweise etwa 95% davon, am meisten bevorzugt etwa 95 bis 97% der Peak- bzw. Spitzenfestigkeit erreichen kann. Bevorzugte Alterungstemperaturen für diesen Zweck liegen im Bereich von 135 bis 163°C (275 bis 325°F). Innerhalb dieser Temperaturbereiche kann eine 95- bis 97%ige Spitzen­ alterung erzielt werden, indem man etwa 4 bis 120 Stunden, vorzugsweise etwa 24 bis 96 Stunden, altert.

Wenn die Legierung Legierungen der herkömmlichen 2XXX-Reihe ersetzen soll, dann kann die Legierung so gealtert werden, daß sie eine mäßig hohe Festigkeit in Verbindung mit hoher Bruchzähigkeit erhält. Bevorzugte Alterungstempera­ turen für diesen Zweck sind im Bereich von etwa 121 bis 149°C (250 bis 300°F), mehr bevorzugt etwa 121 bis 135°C (250 bis 275°F), und am meisten bevorzugt in der Gegend von 121°C (250°F). Innerhalb dieser Temperaturbereiche kann eine mäßig hohe Festigkeit in Verbindung mit hoher Bruch­ zähigkeit erhalten werden, indem man etwa 4 bis 48 Stunden, vorzugsweise etwa 4 bis 24 Stunden lang, altert.

Ein Alternativweg, um Eigenschaften der Legierungen der 2XXX-Reihe zu erhalten, ist es, die Legierung nach dem Ab­ schrecken über Zeiträume von 4 bis 7 Tagen natürlich zu altern. Bruchfestigkeitswerte von ungefähr 448 N/mm² (65 ksi) werden in plattenförmigen Produkten zusammen mit Streckgrenzen von etwa 379 N/mm² (55 ksi) erhalten. Weiter­ hin werden ausgezeichnete Bruchzähigkeits- und Duktilitäts­ eigenschaften sowohl in Längs- als auch in Querkornrich­ tungen erhalten.

Beispiel 1

Das folgende Beispiel erläutert die signifikant verbesser­ ten und unerwarteten Eigenschaften der erfindungsgemäßen Aluminium-Lithium-Legierungen. Das Beispiel erläutert wei­ terhin die überlegenen Eigenschaften der Aluminium-Lithium- Legierung, wenn sie erfindungsgemäß gealtert wird.

Eine Aluminiumlegierung, enthaltend 2,2% Lithium, 0,62% Magnesium, 2,5% Kupfer, 0,09% Zirkonium und zum Rest Alu­ minium, wurde formuliert. Die in der Formulierung vorhan­ denen Spurenelemente stellten weniger als 0,25% der Gesamt­ menge dar. Der Anteil des Eisens und des Siliciums in der Formulierung betrug jeweils 0,10%. Die Legierung wurde bei etwa 524°C (975°F) gegossen und homogenisiert. Danach wurde die Legierung zu einer Dicke von 19 mm extrudiert. Das re­ sultierende Extrusionsprodukt wurde sodann bei etwa 524°C etwa 90 Minuten lang lösungsbehandelt. Das Extrudierungs­ produkt wurde hierauf in Wasser abgeschreckt, das bei etwa 21°C gehalten wurde. Danach wurde das Extrudierungsprodukt 1½% seiner Anfangslänge verstreckt. Das Material wurde sodann zu Probekörpern für die Bestimmung der Bruchzähig­ keit (Charpy-Vorriß-Schlagtest) und zur Bestimmung der Zug­ festigkeit zugeschnitten. Die Charpy-Vorriß-Schlagfestig­ keitsprobekörper wurden zu Endabmessungen von 10×10× 55 mm spanabhebend zugerichtet. Die für die Zugfestigkeits­ tests hergestellten Probekörper waren runde Standardprobe­ körper mit einem Querschnittsdurchmesser von 6,35 mm. Eine Vielzahl von Probekörpern wurde sodann künstlich bis zu 72 Stunden bei 149°C bis zum Alterungszustand nahe des Spitenwerts gealtert. Weiterhin wurde ein zweiter Satz von Probekörpern für die Zugfestigkeitsbestimmung und die Charpy-Schlagfestigkeitsbestimmung 8 Stunden bei 135°C zu einem in erheblichem Maße untergealterten Zustand ge­ altert. Die Probekörper wurden sodann den Festigkeits- und Charpy-Vorriß-Schlagfestigkeitstests gemäß Standard- ASTM-Normen und Industrie-Testnormen unterworfen. Die bei 149°C bis zum Zustand nahe des Spitzenwerts gealterten Probekörper zeigten Bruchfestigkeiten in der Gegend von 565 bis 634 N/mm² (82 bis 92 ksi) mit Bruchzähigkeitswerten in der Gegend von 220 bis 350 in-lbs/in². Zum Vergleich entwickelten Probekörper, die bei 135°C untergealtert wor­ den waren, eine sehr hohe Bruchzähigkeit in der Gegend von 650 bis 850 in-lbs/in² in Kombination mit Bruchfestigkei­ ten im Bereich von 483 bis 517 N/mm² (70 bis 75 ksi).

Claims (15)

1. Aluminium-Lithium-Legierung mit guter Bruchzähigkeit, bestehend im wesentlichen aus 2,0 bis 2,4 Gew.% Li, 0,3 bis 0,9 Gew.% Mg, 2,1 bis 2,9 Gew.% Cu, 0,08 bis 0,15 Gew.% Zr, maximal 0,15 Gew.% Fe, maximal 0,12 Gew.% Si, maximal 0,25 Gew.% Zn, maximal 0,15 Gew.% Ti, maximal 0,1 Gew.% Cr, maximal jeweils 0,05 Gew.% weiterer Spurenelemente, maximal insgesamt 0,15 Gew.% weitere Spurenelemente und zum Rest aus Aluminium.

2. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß das Zirkonium in Mengen von 0,09 bis 0,14 Gew.% enthalten ist.

3. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß das Magnesium in Mengen von 0,4 bis 0,8 Gew.% enthalten ist.

4. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie eine Nominalzusammensetzung von 2,2 Gew.% Lithium, 0,6 Gew.% Magnesium, 2,5 Gew.% Kupfer und 0,12 Gew.% Zirkonium aufweist.

5. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Legierung bei einer mäßig nie­ drigen Temperatur zu nahezu Spitzenfestigkeit gealtert worden. ist.

6. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Legierung bei einer Temperatur im Bereich von 121 bis 177°C (250 bis 350°F) gealtert worden ist.

7. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Legierung bei einer Temperatur im Bereich von 135 bis 163°C (275 bis 325°F) gealtert worden ist.

8. Legierung nach Anspruch 6, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie 4 bis 120 Stunden lang gealtert worden ist.

9. Legierung nach Anspruch 7, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie 24 bis 96 Stunden lang gealtert worden ist.

10. Legierung nach Anspruch 6, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie bei einer Temperatur im Bereich von 121 bis 149°C (250 bis 300°F) gealtert worden ist.

11. Legierung nach Anspruch 10, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie bei einer Temperatur im Bereich von 121 bis 135°C (250 bis 275°F) gealtert worden ist.

12. Legierung nach Anspruch 11, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie bei einer Temperatur in der Gegend von 121°C (250°F) gealtert worden ist.

13. Legierung nach Anspruch 10, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie etwa 4 bis 48 Stunden lang ge­ altert worden ist.

14. Legierung nach Anspruch 13, dadurch gekenn­ zeichnet, daß sie etwa 4 bis 24 Stunden lang ge­ altert worden ist.

15. Legierung nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Legierung natürlich gealtert worden ist.