ES2102376T5 - Metodo de producir un producto en hojas de aleacion a base de aluminio. - Google Patents
Metodo de producir un producto en hojas de aleacion a base de aluminio.Info
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Abstract
SE DESCRIBE UN METODO PARA PRODUCIR UN LAMINADO DE UN PRODUCTO QUE TIENE NIVELES PERFECCIONADOS DE INCREMENTO DE LA RESISTENCIA A LA RUPTURA Y FATIGA MIENTRAS QUE MANTIENE UNA ALTA TOLERANCIA, QUE CONSISTE EN SUMINISTRAR A LA BASE DE LA ALEACION DE ALUMINIO CON 4,0 A 4,5% EN PESO DE CU, 1,2 A 1,5% EN PESO DE MG, 0,4 A 0,6% EN PESO DE MN, 0,12% EN PESO MAXIMO DE FE, 0,005% EN PESO MAXIMO DE SI, AL ALUMINIO RESTANTE, ELEMENTOS INCIDENTALES E IMPUREZAS Y CALENTANDO LA ALEACION A TEMPERATURAS SUPERIORES A 170 F PARA DISOLVER LOS CONSTITUYENTES SOLUBLES. A CONTINUACION, LA ALEACION ES LAMINADA EN CALIENTE ENTRE 600 A 900 F, SOMETIDA A UN TRATAMIENTO POR CALOR DE SOLUCION DURANTE MENOS DE 15 MINUTOS A LA TEMPERATURA DE TRATAMIENTO, Y ENFRIADO RAPIDAMENTE PARA SUMINISTRAR UN PRODUCTO LAMINADO CON NIVELES MEJORADOS DE RESISTENCIA A LA FATIGA MIENTRAS QUE MANTIENE UNA RESISTENCIA MAXIMA.
Description
Método de producir un producto en hojas de
aleación a base de aluminio.
Esta invención se refiere a un método para
producir un producto de hojas de aleación de aluminio que tiene un
revestimiento de aluminio y que es apropiado para usar en
aplicaciones de aeronaves y que tiene una resistencia mejorada al
crecimiento de grietas por fatiga y tenacidad a la fractura y es
apropiado para usar como capa exterior de aeronaves.
El diseño de aeronaves comerciales requiere
diferentes series de propiedades para diferentes tipos de
estructuras en los aviones. En muchas piezas, la resistencia a la
propagación de grietas tanto en forma de tenacidad a la fractura
como al crecimiento de grietas por fatiga es esencial. Por tanto,
muchos beneficios importantes se pueden realizar mejorando la
tenacidad a la fractura y la propagación de grietas por fatiga.
Un material nuevo con tenacidad mejorada, por
ejemplo, tendría un nivel más alto de tolerancia al deterioro. En
aeronaves, esto se traduce en mayor seguridad para los pasajeros y
tripulación y en ahorro de peso en la estructura, lo que permite
más ahorro de combustible, un radio de acción de vuelo más largo,
mayor capacidad de carga útil o la combinación de todo ello.
Una carga cíclica se produce en aviones a
reacción comerciales durante el despegue/aterrizaje cuando el
interior del avión está presurizado. Típicamente, los aviones
pueden experimentar hasta 100.000 ciclos de presurización durante su
vida de servicio normal. Por tanto, se advertirá que gran beneficio
se deriva de mejores tenacidad a la fractura y resistencia al
crecimiento de grietas por fatiga, las cuales están relacionadas
con la carga cíclica.
La presente invención se define en la
reivindicación 1.
Las realizaciones preferidas del método
reivindicado se dan en las reivindicaciones anexas.
El Documento
EP-A-0 038 605 describe un método de
producir una aleación de aluminio de serie 2000 que tiene alta
resistencia mecánica, alta resistencia a la fatiga y alta tenacidad
a la fractura para componentes estructurales de aeronaves. Los
productos en plancha se producen a partir de una aleación de
aluminio colada de serie 2000, que se trabaja en caliente, se trata
térmicamente para solubilización a una temperatura del orden de
493ºC, se enfría, se preenvejece, se lamina en frío, se estira y se
envejece naturalmente.
El Documento
GB-A-1 122 912 describe el
mejoramiento de las propiedades en la dirección transversal menor
de la plancha de aleación de aluminio trabajando en caliente un
lingote antes de la laminación en caliente.
La Patente de EE.UU. 4.336.075 describe el uso de
aleación de aluminio del tipo AA2000 para alas de aeronaves.
La presente invención proporciona productos de
hojas de aleación a base de aluminio y un método de fabricar
productos en hoja a partir de un cuerpo de la aleación. Además, la
invención proporciona productos de hojas de aleación de aluminio
apropiados para aplicaciones en aeronaves tales como capas
exteriores de las alas y paneles del fuselaje de la aeronave, hojas
que pueden ser revestidas con una capa exterior protectora contra
la corrosión.
Un objeto principal de la invención es
proporcionar un método para producir una aleación de aluminio y un
producto en hojas que tiene un revestimiento de aluminio y que
tiene una tenacidad a la fractura y una resistencia al crecimiento
de grietas por fatiga mejoradas, al tiempo que conserva altas
propiedades de resistencia mecánica y de resistencia a la
corrosión.
Estos y otros objetos se harán evidentes a partir
de la lectura de la memoria descriptiva y reivindicaciones y de la
inspección a las reivindicaciones anexas.
De acuerdo con estos objetos se proporciona un
método de producir un producto en hoja que tiene mejores niveles de
tenacidad y de resistencia al crecimiento de grietas por fatiga, al
tiempo que conservan alta resistencia mecánica, comprendiendo el
método proporcionar un cuerpo de una aleación a base de aluminio
que comprende 4,1 a 4,5% en peso de Cu, 1,2 a 1,45% en peso de Mg,
0,4 a 0,7% en peso de Mn, 0,12% en peso como máximo de Fe, 0,1% en
peso como máximo de Si, el resto aluminio, elementos casuales e
impurezas. El método comprende además calentar un cuerpo de la
aleación por encima de 488ºC para disolver los constituyentes
solubles. Después, el cuerpo se lamina en caliente en el intervalo
de 315 a 482ºC, se trata térmicamente para solubilización durante un
tiempo menor que aproximadamente 15 minutos, por ejemplo, a la
temperatura de tratamiento térmico para solubilización, luego se
enfría rápidamente y se envejece naturalmente para proporcionar un
producto en hoja con mejores niveles de resistencia al crecimiento
de grietas por fatiga y tenacidad a la fractura, pero conservando
altos niveles de resistencia
mecánica.
mecánica.
La Figura 1 representa gráficamente la tenacidad
a la fractura frente al límite elástico de material mejorado,
elaborado de acuerdo con la invención.
La Figura 2 es una gráfica que representa la
velocidad de crecimiento de grietas por fatiga con respecto a la
longitud de las grietas para la aleación 2024 de Aluminum
Association en el temple T3 (AA2024-T3) tratada en
caliente para solubilización, trabajada en frío y envejecida
naturalmente y para el producto mejorado de acuerdo con la
invención.
La Figura 3 es una curva de calorimetría
diferencial de 2024-T3.
La Figura 4 es una curva de calorimetría
diferencial de un producto de aleación de aluminio de acuerdo con
la invención.
Como se ha indicado, la aleación de la presente
invención comprende 4,0 a 4,5% en peso de Cu, 1,2 a 1,5% en peso de
Mg, 0,4 a 0,7% en peso de Mn, 0,02 a 0,5% en peso de Fe, 0,001 a
0,5% en peso de Si, el resto aluminio, elementos casuales e
impurezas. Las impurezas se limitan preferiblemente a 0,05% de cada
una y la combinación de impurezas preferiblemente no debería
exceder de 0,15%. La suma total de elementos casuales e impurezas
preferiblemente no exceden de 0,45%.
Una aleación preferida debería comprender 4,1 a
4,4% en peso de Cu, 1,2 a 1,45% en peso de Mg, 0,4 a 0,6% en peso
de Mn, 0,1% en peso como máximo de Fe, 0,1% en peso como máximo de
Si, el resto aluminio, elementos casuales e impurezas. Elementos
tales como Zn preferiblemente tienen un máximo de 0,2% en peso y
0,2% en peso de Cr, y 0,5% en peso de Zr, siendo el intervalo para
el Zr de 0,05 a 0,25% en peso, si se desea fabricar un producto no
recristalizado. Por no recristalizado se quiere decir que no más
que 20% en volumen del producto está recristalizado. Una
composición de aleación típica comprendería aproximadamente 4,25%
en peso de Cu, 1,35% en peso de Mg, 0,5% en peso de Mn, 0,12% en
peso como máximo de Fe y 0,1% en peso como máximo de Si, no sumando
el Fe más Si más de 0,20 y preferiblemente no más de 0,15.
El Mn contribuye o ayuda en el control del tamaño
de grano durante las operaciones que provocan que el metal
recristalice. Los granos muy grandes son perjudiciales para
propiedades tales como tenacidad a la fractura, aptitud para ser
conformado y resistencia a la corrosión.
Los niveles de Fe y Si se conservan bajos para
limitar la formación de las fases de los constituyentes
Al_{7}Cu_{2}Fe y Mg_{2}Si que son perjudiciales para la
tenacidad a la fractura y la resistencia al crecimiento de grietas
por fatiga. Estas fases tienen poca solubilidad en aleación de Al y
una vez formadas no se pueden eliminar por tratamientos térmicos.
La formación de las fases Al_{7}Cu_{2}Fe y Mg_{2}Si puede
rebajar también la resistencia mecánica del producto debido a que
su formación reduce la cantidad de Cu y Mg disponible para formar
precipitados reforzantes. Es particularmente importante evitar
constituyentes tales como Al_{7}Cu_{2}Fe y Mg_{2}Si, ya que no
se pueden disolver; por tanto, el hierro se mantiene a un nivel muy
bajo para evitar tales constituyentes. Es decir, la disminución de
Fe y de Si incrementa la tenacidad y la resistencia al crecimiento
de grietas por fatiga. Por tanto, en la presente invención, se
prefiere controlar el Fe por debajo de 0,10% en peso y el Si por
debajo de 0,10% en peso.
El Cu y el Mg se deben controlar cuidadosamente
para mantener buena resistencia mecánica, al tiempo que proporciona
los beneficios de tenacidad y fatiga. Los niveles de Cu y de Mg
deben ser suficientemente bajos para permitir la disolución de las
fases de los constituyentes Al_{2}CuMg y Al_{2}Cu ligeramente
solubles durante la elaboración a alta temperatura aun
suficientemente alta para maximizar la cantidad de Cu y Mg libres
disponibles para formar las fases de precipitados reforzantes. Esto
permite un intervalo muy estrecho de composiciones de Cu y Mg que
producirían las propiedades deseadas en el producto final.
Las ecuaciones siguientes se pueden usar para
calcular el "Cu libre" y el "Mg libre", es decir, la
cantidad de Cu y de Mg que está disponible para formar fases
reforzantes.
Cu_{Libre} =
Cu_{Total} - 2,28Fe - 0,74(Mn -
0,2)
Mg_{Libre} =
Mg_{Total} - 1,73(Si -
0,05)
Además de proporcionar el producto de aleación
con cantidades controladas de elementos de aleación según se
describe en la presente memoria descriptiva, se prefiere que la
aleación se prepare de acuerdo con las etapas del método
específicas con el fin de proporcionar las características más
deseables de resistencia mecánica, tenacidad a la fractura,
resistencia a la corrosión y resistencia al crecimiento de grietas
por fatiga según de requiere, por ejemplo, para uso como capas
exteriores o paneles para aeronaves. La aleación según se describe
en la presente memoria descriptiva se puede proporcionar en forma de
lingote o plancha gruesa para la fabricación de un producto
elaborado apropiado por técnicas de colada empleadas corrientemente
en la técnica para productos colados, prefiriéndose colada
continua. También se pueden usar las planchas gruesas que resultan
de máquinas fundidoras de cinta o máquinas fundidoras de
rodillos.
El lingote o plancha gruesa de la aleación de la
invención se proporciona con un revestimiento y después se elabora
de acuerdo con la invención. Tales productos de revestimiento
utilizan un núcleo de la aleación a base de aluminio de la
invención y un revestimiento de aleación de más alta pureza que
protege al núcleo contra la corrosión. El revestimiento incluye
esencialmente aluminio no aleado o aluminio que comprende como
máximo 0,1 o 1% de todos los otros elementos. Sin embargo, Zn puede
estar presente como en AA7072, por ejemplo. Por tanto, el
revestimiento sobre el núcleo se puede elegir a partir de las
aleaciones de Aluminum Association 1100, 1200, 1260, 1139, 1235,
1435, 1145, 1345, 1250, 1350, 1170, 1175, 1180, 1185, 1285, 1188,
1199 o 7072.
El material de aleación se puede homogeneizar
antes de trabajarlo en caliente o se puede calentar y laminar en
caliente directamente. Si se usa homogeneización, se puede llevar a
cabo a una temperatura del metal en el intervalo de 488 o 493ºC a
515 o 538ºC durante un período de tiempo como mínimo de 1 hora para
disolver los elementos solubles y homogeneizar la estructura interna
del metal. Un período de tiempo preferido es aproximadamente 4
horas o más en el intervalo de temperaturas de homogeneización.
Normalmente, el tiempo necesario para la difusión a la temperatura
de homogeneización no se debe extender más allá de 8 horas, si bien
tiempos más largos normalmente no son perjudiciales. 4 a 6 horas a
la temperatura de homogeneización se ha comprobado que son muy
apropiadas. Una temperatura de homogeneización típica es 493ºC.
Para los fines de la presente invención, es
preferible laminar en caliente el lingote de revestimiento sin
homogeneizar. Por tanto, el lingote se trabaja en caliente o se
lamina en caliente para proporcionar un producto de un espesor
intermedio. La laminación en caliente se realiza cuando la
temperatura inicial para la laminación está en el intervalo de 315
a 482ºC. Cuando el uso de la aleación es para capas exteriores de
alas de aeronaves o capas exteriores de fuselajes, por ejemplo, la
laminación en caliente se realiza para proporcionar un producto
intermedio que tiene un espesor de aproximadamente 7,6 a 20,3
cm.
Después de la laminación en caliente, el producto
de espesor intermedio se somete a una etapa de recalentamiento. Es
esta etapa de recalentamiento la que es importante para la presente
invención, particularmente con respecto a minimizar o evitar
partículas de constituyentes solubles o de fases secundarias y su
efecto adverso sobre la resistencia al crecimiento de grietas por
fatiga y sobre la tenacidad a la fractura. Por tanto, en la etapa
de recalentamiento, el producto de espesor intermedio se calienta a
una temperatura por encima de 488 o 493ºC, por ejemplo, por encima
de la temperatura de solubilidad de las partículas de fases
secundarias, para disolver los constituyentes solubles que
permanecen de la colada o que puedan haber precipitado durante la
laminación en caliente. Tales partículas de constituyentes incluyen
Al_{2}CuMg, y Al_{2}Cu, por ejemplo. El recalentamiento tiene
el efecto de poner la mayor parte del Cu y Mg en disolución sólida.
El calentamiento puede ser en el intervalo de > 488 a 507ºC,
siendo un intervalo preferido mayor que 488 a 499ºC. Para los fines
del recalentamiento, el producto de espesor intermedio se puede
mantener durante aproximadamente 1 a 40 horas cuando el metal está
en el intervalo de temperatura o por encima de la temperatura de
solubilización para los constituyentes solubles. Preferiblemente,
los tiempos a la temperatura del metal están en el intervalo de 4 a
24 horas. Es importante que el recalentamiento se controle
cuidadosamente dentro de los parámetros establecidos. Si la
operación de recalentamiento es inferior a 482ºC, por ejemplo,
454ºC, esta situación puede dejar grandes volúmenes de partículas
gruesas no disueltas de Al_{2}CuMg y de Al_{2}Cu, por ejemplo,
las cuales partículas pueden tener un efecto adverso sobre la
resistencia al crecimiento de grietas por fatiga en el producto
final. En realidad, si el recalentamiento es por debajo de la
temperatura de solubilización, estas partículas incluso pueden
incrementar su tamaño. Es la presencia de tales partículas de los
constituyentes la que puede limitar la resistencia a la propagación
de grietas en el producto de hoja final.
En productos de revestimiento, la temperatura y
duración del recalentamiento es muy importante por otras razones.
Esto es, si el tiempo a la temperatura de recalentamiento es
excesivo, el cobre puede difundir al interior del revestimiento de
aluminio de la más alta pureza, lo cual puede afectar de manera
perjudicial a la protección contra la corrosión proporcionada por el
revestimiento.
Después del recalentamiento, el producto
intermedio se somete a una segunda operación de laminación en
caliente. La segunda operación de laminación en caliente se realiza
en el intervalo de temperatura de aproximadamente 315 a 482ºC (600
a 900ºF). La laminación en caliente se puede realizar para un
espesor final de 6,35 mm o menos. Alternativamente, la etapa de
laminación en caliente se puede realizar para proporcionar un
segundo producto intermedio que tenga un espesor en el intervalo de
2,5 a 7,6 mm. A continuación, el segundo producto intermedio se
puede laminar en frío a un espesor final de 6,35 mm o menos,
típicamente en el intervalo de 1,27 a 5,1 mm para producir un
producto sustancialmente recristalizado. Si se desea, un recocido
intermedio se puede usar antes de la laminación en frío.
Después de la laminación en frío, el producto de
hoja se somete luego a un tratamiento térmico de solubilización en
el intervalo de 488 a 507ºC. Es importante que el tratamiento
térmico de solubilización se controle cuidadosamente en su
duración. Por tanto, el tratamiento térmico de solubilización se
puede conseguir en 5 minutos o incluso menos cuando el metal ha
alcanzado la temperatura de solubilización. El tiempo se puede
ampliar a 15 minutos o incluso a 60 minutos. Sin embargo, en el
producto de revestimiento, se debería tener cuidado contra la
difusión de cobre al interior del revestimiento y resultando de
ello posibles problemas.
El tratamiento térmico de solubilización de
acuerdo con la presente invención se puede llevar a cabo sobre una
base continua. Básicamente, efectos de solubilización pueden
ocurrir bastante rápidamente. En tratamiento continuo, la hoja se
hace pasar continuamente en forma de banda única a través de un
horno alargado que incrementa grandemente la velocidad de
calentamiento. Largos tiempos de tratamiento térmico de
solubilización se pueden usar para disolver los constituyentes
solubles tales como Al_{2}CuMg y Al_{2}Cu. Sin embargo,
tratamientos térmicos de solubilización de tiempos largos (más de 2
horas) no se deberían usar sobre productos de revestimiento, debido
a la excesiva difusión de Cu que puede ocurrir en el revestimiento.
El enfoque continuo facilita la práctica de la invención, ya que un
calentamiento relativamente rápido y un tiempo corto de residencia
a la temperatura de solubilización dan lugar a minimizar la
solubilización de cobre en el revestimiento. Consiguientemente, los
inventores contemplan un tratamiento térmico de solubilización en
tan poco tiempo como 10 minutos, o menos, por ejemplo
aproximadamente 0,5 a 4 minutos. Como ayuda adicional para
conseguir un tiempo de calentamiento corto, una temperatura del
horno o una temperatura de una zona del horno significativamente
por encima de las temperaturas deseadas para el metal proporciona
una mayor punta de temperatura útil para acelerar los tiempos de
calentamiento.
Después del tratamiento térmico de
solubilización, es importante que el metal se enfríe rápidamente
para evitar o minimizar la precipitación incontrolada de fases
secundarias, por ejemplo, Al_{2}CuMg y Al_{2}Cu. Por tanto, se
prefiere en la práctica de la invención que la velocidad de
enfriamiento sea como mínimo de 55,6ºC/s desde la temperatura de
solubilización a la temperatura de 177ºC o más baja. Una velocidad
de enfriamiento preferida es como mínimo de 166,8ºC/s en el
intervalo de temperatura de 496ºC o más a 177ºC o menos.
Velocidades apropiadas se pueden lograr con el uso de agua, por
ejemplo, inmersión en agua o chorros de agua. También se pueden
emplear aire o chorros de aire. Preferiblemente, el enfriamiento
tiene lugar sobre una base continua. La hoja se puede trabajar en
frío, por ejemplo, por estiramiento hasta 10% de su longitud
original. Típicamente, el trabajo en frío o su equivalente que
produce un efecto similar al estiramiento, se puede emplear en el
intervalo de 0,5% a 6% de la longitud original del producto.
Después de enfriar rápidamente, el producto en
hoja se envejece naturalmente. Envejecimiento natural quiere decir
que se incluye envejecimiento a temperaturas de hasta 79ºC.
Someterse a estos controles ayuda en gran manera
a la producción de material en hojas que tiene alto límite
elástico, mejores niveles de tenacidad a la fractura, mayor
resistencia al crecimiento de grietas por fatiga, y más alta
resistencia a la corrosión, particularmente usando la composición de
aleación de la invención. Es decir, se pueden producir hojas que
tienen un límite elástico mínimo en la dirección transversal mayor
de 276 o 290 MPa, apropiadamente un mínimo de 303, 317 o 331 MPa y
una tenacidad a la fractura mínima de 127, 132 o 137 MPa\surdm.
También, la hoja tiene una velocidad de crecimiento de grietas por
fatiga de 2,5 x 10^{-4} cm por ciclo en un intervalo de intensidad
de esfuerzo cíclico mínimo de 20 MPa\surdm.
La hoja fabricada de acuerdo con la invención
tiene la ventaja de mantener un límite elástico relativamente alto,
por ejemplo, aproximadamente 324 MPa, al tiempo que se incrementa
la tenacidad a la fractura de aproximadamente 137 a 150
MPa\surdm. La tenacidad a la fractura del producto desde el punto
de vista de mediciones expresadas por K aparente (K ap) usando un
panel de 40 cm de anchura puede oscilar entre 80 o 82 y 91
MPa\surdm. Según se presenta en la Figura 2, el nuevo producto
tiene una resistencia a la propagación de grietas por fatiga
considerablemente mejor que las aleaciones de capas exteriores de
fuselaje existentes en ensayos conducidos usando un intervalo del
factor de intensidad del esfuerzo cíclico constante de 20
MPa\surdm. Este intervalo del factor de intensidad de esfuerzos
cíclicos es importante para el diseño de deterioro tolerante de
aviones de transporte tales como aviones de líneas comerciales.
El material en hojas de la invención se
caracteriza por la sustancial ausencia de partículas de fases
secundarias, por ejemplo, partículas de Al_{7}Cu_{2}Fe,
Al6(Fe, Mn), Al_{2}CuMg y Al_{2}Cu. Es decir, el
material en hojas de la invención generalmente tiene menos de 1,25%
en volumen de partículas mayores que 0,15 \mum^{2} medido por
análisis de imagen óptica a través de la sección transversal del
producto.
Es decir, el material en hojas de la invención
generalmente tiene un pico de calorimetría diferencial de barrido
de 500 a 530ºC, menor que 1,0 cal/gramo. Las Figuras 3 y 4
representan una comparación entre el nuevo producto y
2024-T3 que es el material corriente de elección
para las capas exteriores del fuselaje de aeronaves de reacción
comerciales.
Un lingote de 40 x 152 cm que tenía la
composición de 4,28% de Cu, 1,30% de Mg, 0,50% de Mn, 0,07% de Fe,
0,05% de Si, y el resto aluminio se revistió con AA1145, luego se
calentó a aproximadamente 468ºC y se laminó en caliente a un
espesor de plancha gruesa de 11,4 cm. La plancha gruesa se calentó
luego a una temperatura por encima de 488ºC durante 17 horas y se
laminó en caliente a un espesor de 4,5 mm. El metal se laminó en
frío a un espesor final de 2,5 mm antes del tratamiento térmico de
solubilización durante 10 minutos a 496ºC y 1 a 3% de estiramiento.
la hoja se envejeció durante 3 semanas a temperatura ambiente.
Para comparación, 2024-T3, que se
usa corrientemente para capas exteriores de fuselajes de aviones de
reacción comerciales, que comprende la composición de 4,6% de Cu,
1,5% de Mg, 0,6% de Mn, 0,2% de Fe, 0,2% de Si, y el resto aluminio,
se elaboró de la misma manera excepto que no se sometió a
recalentamiento a 488ºC.
El producto de la invención tenía una media de
tenacidad a la fractura por esfuerzo plano (K_{c} - 142
MPa\surdm) 16% más alta según los datos del nuevo producto en la
Figura 1 versus la media de 123 MPa\surdm de los dos puntos más
altos de los datos de 2024 T-3 de la Figura 1 y en
un intervalo de la intensidad de esfuerzos cíclicos de 20
MPa\surdm, las grietas crecieron un 44% más lentas (da/dn = 13,5
x 10^{-5} cm/ciclo versus 24,2 x 10^{-5} cm/ciclo) según se
presenta en la tabla de más abajo. Una explicación posible de las
causas metalúrgicas del mejoramiento se puede ver en las Figuras 3 y
4, las cuales presentan curvas de calorimetría diferencial de
barrido. El tamaño del pico agudo que se forma en el intervalo de
temperatura de 500 a 530ºC (Fig. 3) es indicativo de la cantidad de
fase o fases de constituyentes tales como Al_{2}CuMg y Al_{2}Cu
presentes. Estas fases contribuyen a rebajar la tenacidad a la
fractura y la resistencia al crecimiento de grietas por fatiga. El
nuevo producto (Fig. 4) tiene un pico mucho más pequeño, que indica
que la fracción en volumen de tal constituyente se ha reducido
significativamente de acuerdo con la presente invención.
La fracción en volumen de las partículas grandes
totales de las fases de constituyentes (que incluyen partículas que
llevan Fe y Si), por ejemplo, más grandes que 0,15 \mum^{2},
era mucho más pequeña para el nuevo producto que para el
2024-T3 tratado convencionalmente. En doce
mediciones, la fracción en volumen del nuevo producto oscilaba
entre 0,756% y 1,056%. En doce mediciones, la fracción en volumen
del constituyente 2024-T3 tratado convencionalmente
oscilaba entre 1,429% y 2,185%.
Propagación de grietas por
fatiga a diferentes intervalos de intensidad de esfuerzos
cíclicos
\; \DeltaK = Intervalo del factor de intensidad de esfuerzos cíclicos. |
\; da/dn = longitud del crecimiento de grietas durante un ciclo de carga/sin carga |
\; Ensayo realizado con una relación R (carga mín./carga máx.) igual a 0,33. |
La tenacidad a la fractura se midió usando un
panel de 40 cm de anchura y 118 cm de longitud. Todos los valores
dados se tomaron en la orientación T-L que
significa que la carga aplicada era paralela a la dirección
transversal de la hoja y la grieta se propagaba paralela a la
dirección longitudinal de la hoja. La resistencia al crecimiento de
grietas por fatiga se midió como la longitud que una grieta se
propaga durante cada ciclo en un intervalo de intensidad de
esfuerzos dado. Se ve fácilmente que cuando el factor de intensidad
de esfuerzos se incrementa, la extensión del mejoramiento se hace
más prominente.
Claims (6)
1. Un método de producir un producto en hoja de
aleación a base de aluminio que comprende:
(a) proporcionar un cuerpo de una aleación a base
de aluminio que contiene de 4,0 a 4,5% en peso de Cu, 1,2 a 1,5% en
peso de Mg, 0,4 a 0,6% en peso de Mn, 0,12% en peso como máximo de
Fe, 0,1% en peso como máximo de Si, siendo el resto aluminio,
opcionalmente con 0,2% en peso como máximo de Zn, 0,2% en peso como
máximo de Cr, 0,5% en peso como máximo de Zr, e impurezas;
(b) laminar en caliente el cuerpo para obtener
una plancha gruesa, teniendo el cuerpo o la plancha gruesa un
revestimiento de aluminio sobre ellos;
(c) calentar dicha plancha gruesa a una
temperatura dentro del intervalo de 488ºC a 507ºC durante un
período de 1 a 40 horas para disolver los constituyentes
solubles;
(d) laminar en caliente la plancha gruesa dentro
de un intervalo de temperaturas de 315 a 482ºC para obtener un
producto en hoja;
(e) calentar para tratamiento térmico de
solubilización dentro de un intervalo de temperatura de 488ºC a
507ºC durante hasta 60 minutos;
(f) enfriar rápidamente; y
(g) envejecer para producir un producto en hoja
que tiene alta resistencia mecánica y niveles mejorados de
tenacidad a la fractura y de resistencia al crecimiento de grietas
por fatiga,
en el que la hoja tiene un límite elástico mínimo
en la dirección transversal mayor de 275 MPa y una tenacidad a la
fractura T-L mínima de 127 MPa\surdm, medidos
utilizando un panel de 40 cm de ancho y 112 cm de largo.
2. El método de la reivindicación 1, en el que el
cuerpo es laminado en caliente en un intervalo de temperatura de
315 a 482ºC previamente a dicho calentamiento y/o el producto en
hoja es laminado en frío hasta obtener un calibre final de la hoja
tal como de 1,3 a 6,3 mm después de dicha laminación en
caliente.
3. El método de acuerdo con la reivindicación 1,
en el que:
Cu es 4,1 a 4,5% en peso;
Fe es 0,12% en peso como máximo; y/o
Si es 0,1% en peso como máximo.
4. El método de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en el que el cuerpo proporcionado es
un cuerpo de una aleación a base de aluminio que contiene de 4,1 a
4,4% en peso de Cu, 1,2 a 1,45% en peso de Mg, 0,4 a 0,6% en peso
de Mn, 0,12% en peso como máximo de Fe, 0,1% en peso como máximo de
Si, siendo el resto aluminio e impurezas.
5. El método de acuerdo con la reivindicación 4,
en el que la hoja es envejecida naturalmente.
6. El método de cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, en el que el revestimiento es uno de
los siguientes:
(i) es de una aleación de aluminio de mayor
pureza que dicho cuerpo;
(ii) el revestimiento es de la serie AA 1000 de
la Aluminum Association:
(iii) el revestimiento es de la Aluminum
Association AA1100, 1200, 1230, 1135, 1235, 1435, 1145, 1345, 1250,
1350, 1170, 1175, 1180, 1185, 1285, 1188, 1199 o 7072.
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FR2704557B1 (fr) * | 1993-04-28 | 1995-06-02 | Pechiney Rhenalu | Alliage de revêtement à base d'Al et produit composite plaqué sur alliages 2000 ou 6000. |
FR2731440B1 (fr) * | 1995-03-10 | 1997-04-18 | Pechiney Rhenalu | Toles en alliage al-cu-mg a faible niveau de contraintes residuelles |
JP3053352B2 (ja) * | 1995-04-14 | 2000-06-19 | 株式会社神戸製鋼所 | 破壊靭性、疲労特性および成形性の優れた熱処理型Al合金 |
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EP1042521B8 (en) * | 1997-12-12 | 2004-09-22 | Aluminum Company of America | Aluminum alloy with a high toughness for use as plate in aerospace applications |
DE19823472A1 (de) * | 1998-05-26 | 1999-12-02 | Aluminium Ranshofen Walzwerk G | Verfahren zur Herstellung glänzender Leichtmetall-Verbundbleche, insbesondere Luftfahrtbleche |
CN1136329C (zh) * | 1998-12-22 | 2004-01-28 | 克里斯铝轧制品有限公司 | 抗损伤的铝合金产品及其制备方法 |
US6277219B1 (en) | 1998-12-22 | 2001-08-21 | Corus Aluminium Walzprodukte Gmbh | Damage tolerant aluminum alloy product and method of its manufacture |
FR2789405A1 (fr) * | 1999-02-04 | 2000-08-11 | Pechiney Rhenalu | PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION |
FR2789406B1 (fr) | 1999-02-04 | 2001-03-23 | Pechiney Rhenalu | PRODUIT EN ALLIAGE AlCuMg POUR ELEMENT DE STRUCTURE D'AVION |
FR2792001B1 (fr) * | 1999-04-12 | 2001-05-18 | Pechiney Rhenalu | Procede de fabrication de pieces de forme en alliage d'aluminium type 2024 |
DE19926229C1 (de) † | 1999-06-10 | 2001-02-15 | Vaw Ver Aluminium Werke Ag | Verfahren zum prozeßintegrierten Wärmebehandeln |
US6562154B1 (en) | 2000-06-12 | 2003-05-13 | Aloca Inc. | Aluminum sheet products having improved fatigue crack growth resistance and methods of making same |
FR2842212B1 (fr) * | 2002-07-11 | 2004-08-13 | Pechiney Rhenalu | Element de structure d'avion en alliage a1-cu-mg |
US7323068B2 (en) * | 2002-08-20 | 2008-01-29 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | High damage tolerant Al-Cu alloy |
US7494552B2 (en) | 2002-08-20 | 2009-02-24 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Al-Cu alloy with high toughness |
US7604704B2 (en) * | 2002-08-20 | 2009-10-20 | Aleris Aluminum Koblenz Gmbh | Balanced Al-Cu-Mg-Si alloy product |
DE10331990A1 (de) * | 2003-07-14 | 2005-02-24 | Eads Deutschland Gmbh | Geschweißtes Aluminium-Strukturbauteil mit metallisch induzierter Rissabeichung |
RU2486274C1 (ru) * | 2011-10-17 | 2013-06-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ изготовления листов из алюминиевых сплавов |
CN103526089A (zh) * | 2013-09-29 | 2014-01-22 | 苏州市凯业金属制品有限公司 | 一种硬铝合金金属管 |
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CN104451296A (zh) * | 2014-12-15 | 2015-03-25 | 西南铝业(集团)有限责任公司 | 一种2系铝合金的制备方法 |
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JP7053281B2 (ja) * | 2017-03-30 | 2022-04-12 | 株式会社Uacj | アルミニウム合金クラッド材及びその製造方法 |
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CN112285140B (zh) * | 2020-10-20 | 2022-01-28 | 北京航空航天大学 | 一种单晶超高周疲劳内部裂纹早期扩展速率定量表征方法 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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US4294625A (en) * | 1978-12-29 | 1981-10-13 | The Boeing Company | Aluminum alloy products and methods |
US4336075A (en) * | 1979-12-28 | 1982-06-22 | The Boeing Company | Aluminum alloy products and method of making same |
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WO1992018658A1 (en) | Improvements in or relating to aluminium alloys |
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