DE60108382T2 - Korrosionsbeständige legierungen der 6000 serien verwendbar für die luftfahrt - Google Patents

Korrosionsbeständige legierungen der 6000 serien verwendbar für die luftfahrt Download PDF

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Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft Aluminiumlegierungen für die Luft- und Raumfahrt. Spezieller betrifft die vorliegende Erfindung Aluminiumlegierungen, die sich zum Schweißen eignen und dennoch über verbesserte Gebrauchseigenschaften verfügen und speziell Korrosionsbeständigkeit.
  • Die Flugzeughersteller untersuchen die Möglichkeit des Zusammenschweißens von Blechen für die Flugzeugrumpfhaut als eine kostengünstige Alternative zu ihrer Montage mit Nieten, wobei sich das Schweißen allgemein dadurch abhebt, dass sie über eine gute Bewahrung der mechanischen Eigenschaften nach dem Zusammenfügen von zwei oder mehreren Teilen entweder durch mechanisches Schweißen, Laser-Schweißen, durch andere Schweißmethoden oder eine Kombination dieser Praktiken verfügen. Bestehende Legierungen, die gegenwärtig für Rumpfhäute verwendet werden, schließen die eingetragenen Aluminiumlegierungen 2024 und 2524 der Aluminum Association ein. Bestimmte Eigenschaften dieser Legierungen werden durch das Schweißen jedoch nachteilig beeinflusst. Die Legierung 6013 verfügt über attraktive mechanische Eigenschaften zur Verwendung als eine Legierung für Flugzeugrumpfhaut und ist auch schweißbar. Allerdings ist die Legierung 6013 anfällig auf den Angriff durch interkristalline Korrosion, die die lokalen Spannungskonzentrationen erhöhen kann, wenn das Flugzeug, in das die 6013 eingebaut ist, von Flug zu Flug Belastungsbedingungen ausgesetzt ist, wie z.B. die wiederholte Unterdrucksetzung/Entspannung eines Flugzeugrumpfes. Cyclische oder wiederholte Belastung können zur Erzeugung von Ermüdungsrissen an diesen Stellen in kürzerer Zeit führen, als bei einem nicht korrodierten Gefüge zu erwarten wäre. Um den ganzen Vorteil der durch das Schweißen von Blech für die Rumpfhaut gebotenen Kosteneinsparungen zu nutzen, wäre es daher wünschenswert, eine schweißbare Aluminiumlegierung für die Luft- und Raumfahrt zu entwickeln, die über eine verbesserte Beständigkeit gegenüber Angriff durch interkristalline Korrosion verfügt.
  • Unsere Patentschriften oder Internationalen Patentanmeldungen sind auf dieses Legierungssystem und die Produktanwendung anwendbar. Vergleichbare Legierungszusammensetzungen sind in der folgenden Tabelle 1 zusammengestellt.
  • Tabelle 1 – Relative Legierungszusammensetzungen
    Figure 00010001
  • Figure 00020001
  • Eine Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung ist die Gewährung einer verbesserten Legierung der 6.000er Reihen, die schweißbar ist und dennoch verbesserten Eigenschaften der Korrosionsbeständigkeit zeigt. Es ist eine andere Hauptaufgabe, eine verbesserte Aluminiumlegierung für die Luft- und Raumfahrt zu schaffen, die geeignet ist, umgeformt zu werden: primär zu Feinblech- und Grobblecherzeugnissen; sekundär zu verschiedenen Formen von Strangpresserzeugnissen; und weniger bevorzugt zu Profilen von Schmiedeerzeugnissen; und zwar unter Anwendung bekannter oder danach entwickelter Produkt-Fertigungsprozesse.
  • Die vorliegende Erfindung löst diese und andere Aufgaben oder geht darüber hinaus, wobei sich eine der Ausführungsformen auf eine Aluminiumlegierung bezieht, die zum Schweißen geeignet ist. Diese Legierung besteht im Wesentlichen aus: etwa 0,6% bis 1,15 Gew.-% Silicium, etwa 0,6% bis 1,0 Gew.-% Kupfer, etwa 0,8% bis 1,2 Gew.-% Magnesium, etwa 0,55% bis 0,86 Gew.-% Zink, weniger als etwa 0,1 Gew.-% Mangan, etwa 0,2% bis 0,3 Gew.-% Chrom, bis zu etwa 0,2 Gew.-% Eisen, bis zu etwa 0,1 Gew.-% Zirconium und bis zu etwa 0,1 Gew.-% Silber, Rest Aluminium und zufällig auftretende Elemente und Verunreinigungen. Auf einer mehr bevorzugten Basis enthält diese Legierung: 0,7% bis 1,03 Gew.-% Silicium, etwa 0,7% bis 0,9 Gew.-% Kupfer, etwa 0,85% bis 1,05 Gew.-% Magnesium, etwa 0,6% bis 0,8 Gew.-% Zink, etwa 0,04 Gew.-% oder weniger Mangan, etwa 0,21% bis 0,29 Gew.-% Chrom, etwa 0,15 Gew.-% oder weniger Eisen, etwa 0,04 Gew.-% oder weniger Zirconium und etwa 0,04 Gew.-% oder weniger Silber, Rest Aluminium und zufällig auftretende Elemente und Verunreinigungen. Ursprünglich wurde angenommen, dass Mindestmengen an Silicium von etwa 0,75 Gew.-% ausreichen würden. Spätere Probenahmen haben jedoch gezeigt, dass Siliciummengen von nicht mehr als 0,6 Gew.-% in Verbindung mit der vorliegenden Erfindung ebenfalls funktionieren würden. Es wird angenommen, dass die Zugabe von Chrom und eine bedeutende Herabsetzung von Mangan in dieser Zusammensetzung für die erzielten Ergebnisse verantwortlich sind.
  • Die Erfindung beinhaltet eine Aluminiumlegierung mit einer Zusammensetzung, wie sie in der vorgenannten Tabelle angegeben ist. Diese Legierung bietet eine erhöhte typische Zugfestigkeit im Vergleich zu den bestehenden Legierungen, wenn die Alterung bis zu einem höchsten Härtegrad oder dem T6-Härtungszustand erfolgt. Für Vergleichszwecke sind in der nachfolgenden Tabelle 2 die typischen relativen T6-Festigkeiten und prozentualen Dehnungen verschiedener Legierungen zusammengestellt. Die Mindestwerte oder garantierten Werte der Festigkeit lassen sich nicht mit 6013-Werten vergleichen, da es keine ausreichenden statistischen Werte gibt, um solche Mindestwerte oder garantierten Werte der Festigkeit für die erfindungsgemäße Legierung hierin angemessen zu bestimmen.
  • Tabelle 2 – Vergleich von typischen Festigkeiten und prozentualer Dehnung
    Figure 00030001
  • In dem maximalen Alterungszustand bietet die Legierung der vorliegenden Erfindung eine größere Beständigkeit gegenüber interkristalline Korrosion im Vergleich zu ihrem Gegenstück der Aluminiumlegierung 6013. Weitere Zunahmen der Beständigkeit gegen interkristalline Korrosion lassen sich durch "Unteraltern" erhalten, d.h. durch gezieltes begrenzen künstlicher Alterungszeiten und -temperaturen, so dass das Metalllegierungserzeugnis nicht seine Höchstfestigkeit erreicht.
  • Die einzige beigefügte Figur ist eine graphische Darstellung der für die vorliegende Erfindung beobachteten Verbesserung im Vergleich zu einer in üblicher Weise wärmebehandelten 6013-Probe, nachdem beide Teile einer Prüfung auf interkristalline Korrosion nach dem Standard ASTM G110 (1992) unterzogen wurden.
  • Für jegliche Beschreibung bevorzugter Legierungszusammensetzungen sind, sofern nicht anders angegeben, alle Prozentangaben auf Gewichtsprozent (Gew.-%) bezogen. Bei Bezugnahme auf einen beliebigen Zahnbereich von Werten, sind diese Bereiche so zu verstehen, dass in ihnen jede und alle Zahlen und/oder Brüche zwischen dem angegebenen Minimum des Bereichs und Maximum des Bereichs einbezogen sind. Bei einem Bereich von etwa 0,6% bis 1,15 Gew.-% Silicium sind beispielsweise ausdrücklich alle dazwischen liegenden Werte einbezogen von etwa 0,61, 0,62, 0,63 und 0,65% und aufwärts bis zu und einschließlich 1,12, 1,13 und 1,14% Si. Die gleiche Regel gilt für alle anderen Elementbereiche und/oder Eigenschaftswerte, die nachfolgend angegeben sind.
  • Im typischen Fall war festzustellen, dass Verbesserungen in der interkristallinen Korrosionsbeständigkeit mit entsprechenden Abnahmen in der Festigkeit erzielt worden sind. In der neuen Legierung sind jedoch sowohl in der Festigkeit als auch der Korrosionsbeständigkeit Verbesserungen erzielt worden. Es war nicht zu erwarten, dass ein Unteraltern einen zusätzlichen Vorteil in der Korrosionsbeständigkeit bringen würde. Genau dieses Phänomen war jedoch zu beobachten. Die vergangene Erfahrung hat gezeigt, dass Korrosionsbeständigkeit von wärmebehandlungsfähigen Aluminiumlegierungen und speziell Beständigkeit gegenüber interkristalline Korrosion durch Überaltern verbessert werden (d.h. ein künstliches Altern mit Hilfe einer Praxis, um zu bewirken, dass das Metall jenseits der maximalen Festigkeit zu einem geringeren Festigkeitszustand gelangt). Dieses ist eine der Methoden, die zur Erhöhung der interkristallinen Korrosionsbeständigkeit des 6056-Aluminium zum Einsatz gebracht wurde, allerdings mit bedeutenden Abnahmen in der Festigkeit im Vergleich von auf Spitzenwert ausgehärteten Härtegraden. Im Zusammenhang mit der vorliegenden Erfindung ist festgestellt worden, dass die Festigkeitswerte für diese neuen Legierungen in einem unteralterten Härtegrad praktisch größer sind als vergleichbare Festigkeitswerte für ein vergleichbares, überaltertes 6056-Aluminiumteil.
  • Ein verringerter interkristalliner Korrosionsangriff ist besonders nützlich bei Anwendungen, bei denen das Metall an korrosiven Umgebungen exponiert ist, wie beispielsweise der untere Abschnitt eines Flugzeugrumpfes. Feuchtigkeit und korrosive chemische Substanzen neigen dazu, sich in diesen Bereichen eines Flugzeugs als Lösungen anzusammeln, die zum Boden der Rumpfkammer ablaufen. Es wäre wünschenswert, hier über eine Legierung zu verfügen, die zum Schweißen geeignet ist und dennoch hohe Festigkeit erfordert. Für Vergleichszwecke wurden Proben der erfindungsgemäßen Legierung und solche von 6013- Aluminium beide für etwa 8 Stunden bei etwa 175°C (350°F) gealtert, um einen T6-Härtegrad zu erzeugen und einen Korrosionsversuch nach dem Standard ASTM G110 (1992) unterworfen, dessen Offenbarung hiermit vollständig als Fundstelle einbezogen ist. Gemäß diesem ASTM-Standard wurden von plattierten Proben beider Metalle deren Plattierungsschichten entfernt, bevor sie für 24 Stunden einer wässrigen NaCl-H2O2-Lösung exponiert wurden. Die 9 größten Stellen auf jeder Probe wurden sodann unter Anwendung der Metallographie auf polierten Querschnitten der korrodierten Proben vermessen, um den Typ und die mittlere Tiefe des interkristallinen Korrosionsangriffes zu bestimmen. Diese Mittelwerte wurden wie folgt in Beziehung gebracht: mittlere Korrosionstiefe der erfindungsgemäßen Legierung: 0,084 mm (0,0033 in.) gegenüber der mittleren Korrosionstiefe von 0,1736 mm (0,006833 in.), die für 6013-T6 gemessen wurde oder größer als die doppelte mittlere Korrosionstiefe der interkristallinen Korrosion der vorliegenden Erfindung. Diese Werte sind in der beigefügten Figur graphisch dargestellt.
  • Es ist wichtig darauf hinzuweisen, dass die Legierungszusammensetzung der vorliegenden Erfindung sowohl in der plattierten als auch in der nichtplattierten Version für einen Widerstand gegen interkristalline Korrosion gut geeignet ist. Bei einigen plattierten Versionen ist die auf die erfindungsgemäße Legierung aufgebrachte Legierungsschicht eine Plattierung aus einer Legierung der 7000er Reihe und mehr bevorzugt 7072-Aluminium (Bezeichnung der Aluminum Association) im Gegensatz zu der üblicherweise bekannten Plattierung aus 1145-Aluminium.
  • Bei Anwendungen der vorliegenden Erfindung für Luft- und Raumfahrt können zahlreiche Formen von Legierungserzeugnissen kombiniert werden, einschließlich und jedoch nicht beschränkt auf die Folgenden: Laser- und/oder mechanisches Schweißen: Feinblech an ein Feinblech- oder Grobblech-Grundwerkstoff; Grobblech an ein Feinblech- oder Grobblech-Grundwerkstoff oder ein oder mehrere Strangpresserzeugnisse an diesen Feinblech- oder Grobblech-Grundwerkstoffen. Eine der speziellen Ausführungsformen sieht das Ersetzen der Herstellung heutiger Flugzeugrumpf-Teile von großen Materialabschnitten, von denen erhebliche Teile abgetragen werden. Unter Verwendung der vorstehend angegebenen Legierungszusammensetzung können Platten Holmfelder abgespant oder chemisch abgetragen werden, um Metall zu entfernen und die Dicke an ausgewählten freigelegten Bereichen zu verringern und zwischen den abgespanten oder chemisch abgetragenen Bereichen aufrecht stehende Rippen zurückzulassen. Diese aufrecht stehenden Rippen bieten gute Stellen, um für Verstärkungszwecke darauf Längsversteifungsträger aufzuschweißen. Diese Längsversteifungsträger können aus der gleichen oder einer ähnlichen Zusammen setzung erzeugt sein oder aus einer anderen Legierungszusammensetzung der 6000er Reihe (oder "6XXX") (Bezeichnung der Aluminum Association), solange die zusammengesetzten Komponenten noch eine gute Beständigkeit gegen interkristallinen Korrosionsangriff zeigen.
  • Für die in der vorstehenden Tabelle 2 angegebenen vergleichenden Daten wurden zwei Blöcke mit 0,35 m × 1,88 m (14'' × 74'') aus der erfindungsgemäßen Legierung und einer 6013-Zusammensetzung zum Vergleich gegossen. Die erfindungsgemäße Legierung wurde sodann auf beiden Seiten mit dünnen Schichten von 7072-Aluminium (Bezeichnung der Aluminum Association) aufplattiert; die 6013-Legierung wurde auf beiden Seiten mit dünnen Zwischenschichten auf 1145-Aluminium (Bezeichnung der Aluminum Association) plattiert. Beide doppelt plattierte Materialien wurden sodann bis auf eine Endstärke von 4,5 mm (0,177 inch) gewalzt, wonach von jedem Material 2 Härtegrade erzeugt wurden: (1) ein T6-Härtegrad (durch Altern für etwa 8 Stunden bei etwa 175°C (350°F) und (2) ein T6E"unteralterter"-Härtegrad (indem das Material einem Erhitzen für etwa 10 Stunden bei etwa 162°C (325°F) unterworfen wurde). Die entsprechenden Proben wurden sodann verschiedenen Materialbewertungen unterzogen, die sich hauptsächlich auf Festigkeit und Korrosionsbeständigkeit konzentrierten.
  • Nachdem die gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen beschrieben worden sind, gilt als selbstverständlich, dass die Erfindung im Rahmen des Schutzumfanges der beigefügten Ansprüche auf andere Weise verkörpert werden kann.

Claims (25)

  1. Luft- und Raumfahrtlegierung mit verbesserter Korrosionsbeständigkeit, bestehend aus: 0,6% bis 1,15 Gew.-% Silicium, 0,6% bis 1,0 Gew.-% Kupfer, 0,8% bis 1,2 Gew.-% Magnesium, 0,55% bis 0,86 Gew.-% Zink, weniger als 0,1 Gew.-% Mangan, 0,2% bis 0,3 Gew.-% Chrom und wahlweise bis zu 0,2 Gew.-% Eisen, bis zu 0,1 Gew.-% Zirconium und bis zu 0,1 Gew.-% Silber, Rest Aluminium und Verunreinigungen.
  2. Legierung nach Anspruch 1, wobei die Korrosionsbeständigkeit interkristalline Korrosionsbeständigkeit einschließt.
  3. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, die zu einem plattierten oder nichtplattierten Feinblech- oder Grobblecherzeugnis verarbeitet worden ist.
  4. Legierung nach Anspruch 3, wobei das Feinblech- oder Grobblecherzeugnis mit 7072-Aluminium plattiert ist.
  5. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, die ein Strangpresserzeugnis ist.
  6. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, die zu einem T6-Härtungszustand gehärtet worden ist.
  7. Legierung nach Anspruch 6, die eine um mindestens 5% größere typische Streckgrenze hat, als diejenige ihres 6013-T6-Gegenstücks.
  8. Legierung nach Anspruch 6, die eine typische Streckgrenze von mindestens 362 MPa (54 ksi) hat.
  9. Legierung nach Anspruch 6, die eine um mindestens 33% größere Beständigkeit gegen interkristalline Korrosion hat als ihr 6013-T6-Gegenstück, gemessen anhand der mittleren Korrosionstiefe nach 24 Stunden Exponierung an einer wässrigen NaCl-H2O2-Lösung nach dem Standard ASTM G110 (1992).
  10. Legierung nach Anspruch 9, die eine um etwa 45% oder größere Beständigkeit gegenüber interkristalline Korrosion hat als ihr 6013-T6-Gegenstück.
  11. Legierung nach Anspruch 6, die eine um mindestens 5% größere Streckgrenze und eine um 45% oder größere Beständigkeit gegenüber interkristalline Korrosion hat als ihr 6013-T6-Gegenstück, gemessen anhand der mittleren Korrosionstiefe nach 24 Stunden Exponierung an einer wässrigen NaCl-H2O2-Lösung nach dem Standard ASTM G110 (1992).
  12. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, die gezielt unteraltert ist.
  13. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche in Form eines Flugzeugrumpf-Teils, ausgewählt aus der Gruppe, bestehend aus: Flugzeugrumpfhaut, extrudierten Längsversteifungsträgern und Kombinationen davon, die durch Laser- und/oder mechanisches Schweißen miteinander verschweißt sind.
  14. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, enthaltend 0,7% bis 1,03 Gew.-% Silicium.
  15. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, enthaltend 0,7% bis 0,9 Gew.-% Kupfer.
  16. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, die 0,85% bis 1,05 Gew.-% Magnesium enthält.
  17. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, enthaltend 0,6% bis 0,8 Gew.-% Zink.
  18. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, enthaltend 0,04 Gew.-% oder weniger Mangan.
  19. Legierung nach einem der vorgenannten Ansprüche, enthaltend 0,21% bis 0,29 Gew.-% Chrom, etwa 0,15 Gew.-% oder weniger Eisen, 0,04 Gew.-% oder weniger Zirconium und 0,04 Gew.-% oder weniger Silber.
  20. Schweißbares Feinblech- oder Grobblecherzeugnis für Luft- und Raumfahrt mit verbesserter Beständigkeit gegenüber interkristalliner Korrosion, wobei das Feinblech- oder Grobblech aus einer Legierung nach einem der Ansprüche 1 bis 19 gefertigt ist.
  21. Erzeugnis nach Anspruch 20, das ein plattiertes oder nichtplattiertes Flugzeugrumpf-Teil ist.
  22. Erzeugnis nach Anspruch 21, das mit 7072-Aluminium plattiert worden ist.
  23. Erzeugnis nach Anspruch 20, enthaltend: 0,7% bis 1,03 Gew.-% Silicium, 0,7% bis 0,9 Gew.-% Kupfer, 0,85% bis 1,05 Gew.-% Magnesium und 0,6% bis 0,8 Gew.-% Zink.
  24. Schweißbares Strangpresserzeugnis für Luft- und Raumfahrt mit verbesserter Beständigkeit gegenüber interkristalliner Korrosion, wobei das Strangpresserzeugnis aus einer Legierung nach einem der Ansprüche 1 bis 19 gefertigt ist.
  25. Strangpresserzeugnis nach Anspruch 24, enthaltend: 0,7% bis 1,03 Gew.-% Silicium, 0,7% bis 0,9 Gew.-% Kupfer, 0,85% bis 1,05 Gew.-% Magnesium und 0,6% bis 0,8 Gew.-% Zink.
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