ES2329674T3 - Producto de una aleacion de aluminio que tiene combinaciones mejoradas de propiedades. - Google Patents
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- C22C21/10—Alloys based on aluminium with zinc as the next major constituent
Abstract
Uso de entre el 0,01% y el 0,04% de silicio en un producto de aleación de aluminio con una resistencia mejorada a la rotura por fatiga incluyendo, por peso, 7,6-8,4% de cinc, 2,0-2,6% de cobre, 1,8-2,3% de magnesio, 0,088-0,25% de circonio, el equilibrio a 100 del % del peso del aluminio y las impurezas, y donde el porcentaje de peso del hierro se mantiene en 0,01-0,09% para dejar la aleación sustancialmente libre de partículas intermetálicas de Mg2Si.
Description
Producto de una aleación de aluminio que tiene
combinaciones mejoradas de propiedades.
La actual invención se relaciona con un producto
de aleación de aluminio que mejora la resistencia a la rotura por
fatiga. Esta invención también está relacionada con una aleación de
aluminio-cinc-magnesio-cobre
que mejora la resistencia a la rotura por fatiga en comparación con
las aleaciones de aluminio 7055.
El éxito financiero de las compañías aéreas
depende de varios factores, incluyendo el coste y el rendimiento de
sus aviones. Los fabricantes de aviones se dedican activamente a
producir aviones que utilicen con eficiencia materiales de alto
rendimiento, tecnologías de fabricación de bajo coste y conceptos
avanzados de diseño de bajo coste con el fin de reducir el coste de
adquisición y/o aumentar la capacidad de carga en cuanto a
autonomía y peso de sus aviones.
Otro factor de coste importante para las
compañías aéreas son los gastos de explotación del avión. En los
gastos de explotación se incluye el coste de inspección de
seguridad periódica de los componentes del avión para comprobar si
existen daños estructurales. Un avión requiere generalmente dos
tipos de inspecciones: una inspección inicial y una inspección
periódica durante la vida útil del avión. Ambos tipos de inspección
son muy costosos, especialmente la inspección periódica, porque el
avión debe permanecer fuera de servicio para poder llevarla a cabo.
Las inspecciones pueden requerir una inspección visual detallada y
un ensayo no destructivo extenso de estructuras exteriores e
interiores.
El principal objetivo de los fabricantes de
aviones es obtener componentes estructurales de alta resistencia
que destaquen por su durabilidad y tolerancia al daño. La
durabilidad y la tolerancia al daño permiten ampliar el intervalo de
tiempo transcurrido entre la inspección inicial y la primera
inspección periódica, así como los intervalos de tiempo entre las
inspecciones periódicas. Los componentes estructurales de aleación
de aluminio (tales como juntas de fijación) que muestran
rendimiento de fatiga por número elevado de ciclos y resistencia a
la propagación de grietas por fatiga permiten ampliar el intervalo
de tiempo transcurrido entre las inspecciones del avión.
Por tanto, se necesitan aleaciones de la serie
7000 que tengan las propiedades deseadas en cuanto a fuerza, dureza
y resistencia a la corrosión y, además, tengan una resistencia
mejorada a la rotura por fatiga. También es necesario que las partes
estructurales de los aviones presenten una resistencia mejorada a
la rotura por fatiga.
La patente de los EE.UU. 6.027.582 propone un
producto de aleación de aluminio con un grosor que supere los 60 mm
y un peso que respete los siguientes porcentajes por peso:
5,7-8,7% de cinc; 1,7-2,5% de
magnesio; 1,2-2,2% de cobre;
0,7-0,14% de hierro, 0,05-0,15% de
circonio; menos del 0,11% de silicio; menos del 0,02% de manganeso y
menos del 0,02% de cromo, con menos del 4,1% de cobre más
magnesio.
EP 1158068 propone un producto de aleación de
aluminio cuyo peso respete los siguientes porcentajes por peso:
4-10% de cinc; 124% de magnesio; 123,5% de cobre;
menos del 0,3% de cromo; menos del 0,3% de circonio, menos del 0,5%
de silicio y menos del 0,5% de hierro.
La patente de los EE.UU. 4.305.763 propone una
aleación de aluminio que respete los siguientes porcentajes:
5,9-6,9% de cinc, 2,27% de magnesio,
1,9-2,5% de cobre, un máximo del 0,15% de hierro,
un máximo del 0,12% de silicio, un máximo del 0,06% de titanio y un
máximo del 0,04% de cromo.
Uno de los objetivos principales de esta
invención es el uso de ciertas cantidades de silicio en las
aleaciones de aluminio que tengan una resistencia mejorada a la
rotura por fatiga.
Según la actual invención, se utiliza entre el
0,01% y menos del 0,04% de silicio en un producto de aleación de
aluminio de resistencia mejorada a la rotura por fatiga incluyendo,
por peso, 7,6-8,4% de cinc, 2,0-2,6%
de cobre, 1,8-2,3% de magnesio,
0,088-0,25% de circonio, el equilibrio a 100 del %
del peso del aluminio y las impurezas, y donde el porcentaje de
peso del hierro es del 0,01-0,09% para dejar la
aleación sustancialmente libre de partículas intermetálicas de
Mg_{2}Si.
Otras características, así como otros objetivos
y ventajas de esta invención, quedarán más claros tras la siguiente
descripción detallada referente a los dibujos, en los cuales:
La Figura 1 es un gráfico que indica la tensión
neta máxima en comparación con los ciclos hasta la rotura de las
aleaciones de la invención y las aleaciones de la comparación;
La Figura 2 es un gráfico que indica la tensión
neta máxima en comparación con los ciclos hasta la rotura de las
aleaciones de la invención y la aleación de la comparación.
La Figura 3 es un dibujo esquemático de una
probeta de ensayo;
La Fig. 4 es un gráfico que representa la vida
cíclica de las juntas hechas a partir de las aleaciones de la
invención y de la comparación;
La Fig. 5 es un gráfico que representa la vida
cíclica de las juntas hechas a partir de las aleaciones de la
invención y de la comparación; y
La Fig. 6 es un gráfico que representa la vida
cíclica de las juntas hechas a partir de las aleaciones de la
invención y de la comparación.
Según lo utilizado a lo largo de esta
descripción de la invención, se aplicarán las siguientes
definiciones:
El término "derivado de lingote"
significará solidificado a partir de metal líquido por procesos de
fundición conocidos o desarrollados posteriormente y no a través de
la pulvimetalurgia o técnicas similares. El término incluye
expresamente, pero no de forma limitada, la colada continua de
fundición en coquilla directa, la colada continua electromagnética
y las consecuentes variaciones.
Los términos "7XXX" o "serie 7000",
cuando se refieren a aleaciones, se entenderán por aleaciones de
aluminio estructural que contengan zinc como su principal elemento
de aleación, o el ingrediente presente en mayor cantidad.
El término "contraparte", cuando se utiliza
para comparar diferentes productos elaborados a partir de
aleaciones 7XXX, se entenderá por una parte o producto, por
ejemplo, una extrusión, de grosor o historial de fabricación
similar, o ambos.
El término "7055" significará cualquier
aleación registrada actualmente o con posterioridad en esta familia
o subgrupo de aleaciones 7XXX.
El término "sustancialmente libre"
significa que no existe una cantidad concreta de un elemento. Sin
embargo, se entiende que los materiales de aleación, las condiciones
de funcionamiento y el equipo no son siempre ideales, por lo que
pequeñas cantidades de contaminantes no deseados o de elementos no
agregados pueden encontrar la manera de colarse en la aleación de
la invención.
Estos y otros objetivos de la invención se
obtienen a través de las reivindicaciones.
La invención proporciona una aleación que mejora
las propiedades de fatiga. El uso de la aleación ofrece a los
fabricantes de aviones la oportunidad de aumentar la capacidad de
carga y/o de ampliar el intervalo de tiempo transcurrido entre la
inspección inicial y las inspecciones periódicas asociadas al
avión. En comparación con la aleación 7055, los rangos de los
elementos de aleación más importante de la aleación de la invención
(Cu, Mg, Zn y Zr) son similares, tal y como indica la Tabla I.
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Las diferencias importantes de composición entre
la aleación de la invención y la aleación 7055 son los niveles de
Si y Fe. La aleación de la invención posee un sorprendente y
realmente mejorado rendimiento de fatiga asociado a los cambios de
composición del Si y del Fe en comparación con la aleación 7055. Los
inventores han descubierto que una mejora en la resistencia a la
rotura por fatiga de la aleación de la invención se asocia con la
disminución de la iniciación de la fatiga por parte de las
partículas intermetálicas de Mg_{2}Si. Cuando la concentración de
silicio se mantiene por debajo del 0,06%, especialmente por debajo
del 0,04%, el Mg_{2}Si que se aprecia generalmente en un sistema
de aleación está ausente o casi ausente, de modo que se retrasa la
aparición de la rotura por fatiga de forma significativa.
Los inventores consideran que la aleación de la
serie 7000 experimenta una jerarquía de los modos de rotura por
fatiga. Con el fin de reducir las roturas, la iniciación de las
partículas de Mg_{2}Si es la más fácil, la iniciación de las
partículas portadoras de Fe es más difícil y la estructura
reticular de desplazamiento es la más difícil. En la aleación de la
invención, que está substancialmente libre de Mg_{2}Si, y en la
cual la concentración de partículas portadoras de Fe es
extremadamente baja, el modo de rotura por fatiga dominante seria
una estructura reticular de desplazamiento. El modo de rotura de la
estructura reticular de desplazamiento requiere tensiones más altas
de fatiga o ciclos más largos de fatiga para iniciar y propagar las
grietas de fatiga que las aleaciones de la serie 7000, tales como
7055 con mayor contenido de Si y Fe.
Los productos hechos a partir de la aleación de
la invención, con niveles más bajos de Si y Fe que el 7055,
muestran una resistencia a la rotura por fatiga sustancialmente
mejor que los productos 7055 de tamaño y temple similares.
Gracias a las combinaciones de propiedades
posibles, la aleación de la invención es especialmente adecuada
para aplicaciones aeroespaciales criticas, tales como paneles o
piezas con revestimiento reforzado ala sobre ala (normalmente placa
y extrusión, pero pueden ser placa o extrusión integral) y otros
usos finales de gran fatiga. Los productos pueden fundirse
directamente o se les puede dar forma útil a partir de esta aleación
mediante cualquier técnica de formación, incluyendo laminación,
forja y extrusión. La hoja, placa, extrusión, forja, varilla, barra
o similar resultante puede variar considerablemente en cuanto a
forma y tamaño. Para la mayoría de aplicaciones aeroespaciales, los
productos de placa hechos de acuerdo con esta invención pueden tener
grosores de la sección transversal que van desde aproximadamente
7,5-8,7 mm (0,3 o 0,35 pulgadas), hasta alrededor
de 37,5, 50 ó incluso 75 mm o más (1,5, 2 ó incluso 3 pulgadas o
más). Sin embargo, debe entenderse que la aleación de la invención
también puede hacerse en productos con grosores de la sección
transversal incluso inferiores a los 7,5 mm (0,3 pulgadas).
Los productos de aleación de esta invención
normalmente derivan de lingotes y muestran unas características
internas en cuanto a estructura propias de la derivación de
lingotes. Una vez que un lingote se ha fundido de la composición de
la invención, se homogeneiza calentándolo a una o varias
temperaturas que varían entre 460ºC y 493ºC (860ºF y 920ºF). A
continuación, se trabaja con él (en ocasiones a máquina) para darle
la forma deseada. Si se desea, el producto debe entonces someterse
a un recocido de solubilización calentándolo a una o varias
temperaturas que varían entre 450ºC ó 454ºC (840ºF ó 850ºF) y entre
471ºC ó 482ºC (880ºF ó 900ºF) para tomar porciones sustanciales
(preferiblemente todas o substancialmente todas) de cinc, magnesio y
cobre solubles e introducirlas en la solución. Se entiende además
que los procesos físicos no son siempre perfectos y que es probable
que no todos los últimos vestigios de estos ingredientes de
aleación principales se disuelvan durante el recocido de
solubilización (solutionizing). Después de calentarlo a
temperaturas elevadas tal y como se ha descrito, el producto debe
refrescarse o enfriarse rápidamente para terminar el proceso de
recocido de solubilización. Dicho enfriamiento se logra normalmente
mediante inmersión en un tanque del tamaño adecuado lleno de agua
fría, aunque pueden utilizarse pulverizadores de agua y/o
refrigeración por aire como medios adicionales o sustitutos de
enfriamiento. Tras el enfriamiento rápido, ciertos productos pueden
requerir trabajos en frío, por ejemplo estiramientos, para aliviar
tensiones internas. Se considera que un producto sometido a un
recocido de solubilización (y enfriamiento rápido), con o sin
trabajos en frío, está en una condición de endurecimiento por
precipitación, o preparado para el envejecimiento artificial según
uno de los dos métodos preferentes. Según lo utilizado en adelante,
el término "recocido de solubilización" incluirá el
enfriamiento rápido a menos que se indique lo contrario.
Los métodos de envejecimiento artificial de uso
con las aleaciones de la invención se describen detalladamente en
las patentes de los EE.UU. 5.108.520 (Liu) y 5.221.377 (Hunt).
Además, el proceso de envejecimiento artificial también puede
llevarse a cabo mediante enfoques de uno o dos pasos.
Los productos de la invención, bien sean placas
o extrusiones, también son susceptibles de someterse a moldeado por
envejecimiento. El moldeado por envejecimiento implica colocar los
productos inicialmente planos o rectos en una configuración curvada
aplicando una carga mediante medios mecánicos o cámaras de vacío.
El subconjunto de las partes y las herramientas se colocan en dicho
equipo como autoclaves u hornos para afectar a un proceso de
envejecimiento artificial. Tras el proceso de envejecimiento, el
producto se libera de las herramientas y normalmente se da cierta
cantidad reproducible de recuperación elástica. La configuración
curvada compensa en realidad la recuperación elástica de modo que
la forma final es la forma deseada. Un ciclo térmico típico para el
moldeado por envejecimiento implica tenerlo primero 10 horas a
remojo a 150ºC (302ºF) y, a continuación, 24 horas a 121ºC (250ºF).
El temple derivado de un ciclo térmico de ese tipo también se conoce
como el temple T79XX según la nomenclatura usada por la Aluminum
Association (Asociación del aluminio).
Hasta cierto punto, las propiedades mecánicas y
las características de corrosión de la aleación de la invención
pueden intercambiarse ajustando el proceso de envejecimiento, es
decir, el aumento de la temperatura y/o del tiempo dentro de los
límites durante el envejecimiento artificial pueden proporcionar
productos de aleación con una mayor resistencia a la corrosión pero
con una fuerza menor. En caso contrario, disminuir la temperatura
y/o el tiempo dentro de los limites, puede proporcionar productos
de aleación con una fuerza mayor pero con una resistencia a la
corrosión menor. Por lo tanto, otras combinaciones de temperaturas
de remojo y de tiempos y temperaturas, diferentes de los ciclos
térmicos típicos descritos con anterioridad, son posibles
dependiendo de la combinación deseada de características mecánicas y
de corrosión.
La aleación de la invención proporciona
productos adecuados para el uso en aviones de gran tamaño, tales
como aviones comerciales destinados al transporte de personas y de
mercancías. Tales productos, por sí mismos, son normalmente grandes,
con una longitud que varia entre 1,5 ó 3 ó 75 m (5 ó 10 ó 50 pies)
hasta incluso 30 m (100 pies) o más. A pesar de su gran tamaño, los
productos de la invención logran unas buenas propiedades de
resistencia a la fatiga. Por lo tanto, una ventaja particular de la
invención es ofrecer productos lo suficientemente grandes como para
adaptarse a los principales componentes estructurales del avión,
tales como componentes importantes del ala, componentes de la caja
del ala, componentes de la viga de la quilla y similares, así como
subconjuntos, por ejemplo, sección del ala, sección del fuselaje,
sección de la cola (empenaje).
Las representaciones preferentes de esta
invención poseen una resistencia mejorada a la rotura por fatiga
que no se lograba previamente con las altas aleaciones de
cinc-aluminio. Dado que tales combinaciones de
propiedades se logran con un coste bajo para la densidad de la
aleación, la invención es especialmente adecuada para aplicaciones
aeroespaciales críticas, incluyendo los montajes del ala superior y
similares. Para demostrar la eficacia de la resistencia mejorada a
la fatiga en una aleación de la serie 7000 reduciendo el contenido
de Si de la aleación, se han llevado a cabo las siguientes pruebas.
Los resultados se presentan aquí a modo de ilustración y sin
limitación.
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Se fundieron cuatro lotes por cada tipo dé
aleación (la de la invención y la del estándar 7055) y se
convirtieron en placas. Las composiciones reales y el grosor de las
placas se muestran en la Tabla II.
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Estas placas se sometieron a un recocido de
solubilización, se estiraron y se envejecieron al temple T7751 de
acuerdo con las patentes de los EE.UU. 5.108.520 y 5.221.377. Se
llevó a cabo la prueba de fatiga para obtener curvas de fatiga de
resistencia a la tensión (S-N o S/N). Las pruebas
de fatiga de resistencia a la tensión caracterizan la resistencia
de un material para la iniciación de la fatiga y el crecimiento de
grietas de pequeño tamaño que abarcan una parte importante de la
resistencia a la fatiga total. Por lo tanto, las mejoras en las
propiedades de fatiga S-N pueden permitir a un
componente funcionar a una tensión mayor durante su vida útil
prevista o funcionar a la misma tensión con una vida útil más
larga. La primera opción puede traducirse en un ahorro significativo
del peso por disminución del tamaño, mientras que la segunda opción
puede traducirse en menos inspecciones y costes de soporte
inferiores.
inferiores.
Los datos de fatiga S-N para la
invención y el producto del estándar 7055 en la Figura 1 se
obtuvieron para un coeficiente de concentración de tensiones neto,
Kt, de 2,5 con probetas de ensayo de doble orificio abierto. Las
probetas de ensayo medían 230 mm de largo por 25,4 mm de ancho por
3,17 mm de grosor y tenían dos orificios de 4,75 mm de diámetro,
separados por 25,4 mm a lo largo de la longitud de la probeta. Las
probetas de ensayo se tensionaron axialmente con una relación de
tensiones (carga min./carga máx.) de R = 0,1. La frecuencia del
ensayo fue de 25 Hz y la prueba se llevó a cabo en aire ambiente de
laboratorio. Los expertos en la materia estiman que la vida a la
fatiga dependerá no sólo del coeficiente de concentración de
tensiones Kt sino también de otros coeficientes entre los que se
incluyen, aunque no de forma limitada, tipo y dimensiones del
espécimen, grosor, método de preparación de la superficie,
frecuencia del ensayo y entorno de la prueba. De este modo,
mientras que las mejoras de fatiga observadas en la aleación de la
invención correspondieron al tipo y a las dimensiones anotados
específicos de la probeta de ensayo, se espera observar mejoras en
otros tipos y tamaños de especímenes de fatiga de orificio abierto
aunque la vida útil y la magnitud de la mejora podrían diferir.
En estos ensayos, la invención mostró mejoras
significativas en resistencia a la fatiga con respecto al producto
del estándar 7055. Por ejemplo, a una tensión de sección neta
aplicada de 207 MPa, la aleación de la invención tenía una vida útil
(basada en el promedio de registro de todos los especímenes
comprobados a esa tensión) de 355.485 ciclos en comparación con los
47.692 de la aleación del estándar 7055. Esto representa una mejora
que multiplica por siete la vida útil (mejora del 645%), la cual
podría utilizarse para retrasar el intervalo de la inspección
inicial en la estructura de un avión. Inversamente, la aleación de
la invención muestra una mejora significativa en el nivel de
tensión correspondiente a una vida útil dada. Por ejemplo, en la
aleación de la invención una vida útil de 100.000 ciclos se
corresponde con una tensión de sección neta máxima de 224 MPa en
comparación con los 190 MPa en la aleación del estándar 7055. Esto
representa una mejora del 18% que podría utilizar un fabricante de
aviones para aumentar la tensión admisible de un avión, por lo que
ahorraría peso y conservaría el mismo intervalo de inspección para
el
avión.
avión.
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Se fundieron seis lotes de la aleación de la
invención y siete lotes del estándar 7055 y se convirtieron en
placas. Las composiciones reales y el grosor de las placas se
muestran en la Tabla III.
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Estas placas se sometieron a un recocido de
solubilización, se estiraron y se envejecieron artificialmente. La
práctica del envejecimiento se llevó a cabo según el ciclo térmico
típico descrito previamente para el proceso de formación por
envejecimiento. La prueba de fatiga se realizó usando una probeta
de ensayo de orificio único abierto con un coeficiente de
concentración de tensiones neto, Kt, de 2,3. Las probetas de ensayo
medían 200 mm de largo por 30 mm de ancho por 3 mm de grosor con un
solo agujero de 10 mm de diámetro. El orificio se avellanó hasta
una profundidad de 0,3 mm en cada lado. Las probetas de ensayo se
tensionaron axialmente con una relación de tensiones (carga
min./carga máx.) de R = 0,1. La frecuencia del ensayo fue de 25 Hz y
la prueba se llevó a cabo en un entorno con humedad elevada
(RH>90%). Los resultados individuales de estas pruebas se
muestran en la Figura 2. Las líneas en la figura se ajustan a los
datos usando el análisis de Box-Cox adecuado para
el análisis estadístico de datos de
fatiga.
fatiga.
Como en el Ejemplo 1, la aleación de la
invención mostró mejoras significativas en la resistencia a la
fatiga con respecto a los productos 7055 de la comparación. Por
ejemplo, en una tensión de sección neta aplicada la aleación de la
invención tenía una vida útil media (basada en el ajuste de
Box-Cox) de 415.147 ciclos que representaban una
mejora que multiplica por 2,4 la vida útil (mejora del 144%) en
comparación con la aleación del estándar 7055 que tenía una vida
útil media de 170.379 ciclos. La tensión de sección neta máxima en
una vida útil de 100.000 ciclos fue de 240 MPa en la aleación de la
invención en comparación con los 220 en la aleación del estándar
7055, una mejora del 9%. A pesar de que esta mejora no es tan
grande como la observada anteriormente en el Ejemplo 1, se espera
que la magnitud de la mejora varíe con diferencias en cuanto a
diseño del espécimen, procedimientos de fabricación del espécimen y
condiciones de prueba, tal y como se ha discutido previamente.
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Se fundieron tres lotes por cada tipo de
aleación (la de la invención y la del estándar 7055) y se
convirtieron en placas. Las composiciones reales y el grosor de las
placas se muestran en la Tabla 4.
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Estas placas se sometieron a un recocido de
solubilizción, se estiraron y se envejecieron al temple T7751 de
acuerdo con las patentes de los EE.UU. 5.108.520 y 5.221.377. Se
fabricaron tres conjuntos de especímenes de fatiga de juntas de
transferencia de baja carga a partir de estos lotes usando un diseño
de hueso de perro doble inverso mostrado esquemáticamente en la
Figura 3. Este diseño está compuesto por dos detalles de hueso de
perro (es decir, una sección de prueba de anchura reducida en el
centro entre dos extremos más anchos de agarre) unidos en la sección
de prueba por dos sujeciones aeroespaciales. La transferencia de
baja carga indica que solamente un pequeño porcentaje de la carga
aplicada (aproximadamente el 5%) se transfiere a través de la
sujeción. Esto se logra compensando la sección reducida de los dos
huesos de perro en el montaje ensamblado. El resto de la carga
evita la sujeción y se desplaza por el área de la sección de ensayo
gracias a los dos especímenes de hueso de perro. Este espécimen
representa un revestimiento para el accesorio del larguero como el
que se encuentra en la cubierta del ala superior o inferior de un
avión comercial.
El primer conjunto de juntas de transferencia de
baja carga fabricado a partir del lote V de la invención y del lote
Y de la comparación estaba compuesto por dos detalles de hueso de
perro con una anchura en la sección reducida de 25,4 mm y un grosor
de 8 mm. La longitud de la sección reducida era de 70 mm mientras
que la longitud total del espécimen (es decir, incluyendo los
extremos de agarre) era de 455 mm. Antes del montaje, los detalles
de hueso de perro se anodizaron en ácido crómico y se les aplicó una
imprimación de cromato de cinc. Los dos orificios de la sujeción
fueron perforados y escariados a un diámetro final de 6,16 mm
(0,2465 pulgadas). El paso del orificio era de 25,4 mm. Un lado de
un agujero en cada detalle se avellanó usando una herramienta de
avellanado de 100º para acomodar la cabeza de la sujeción. El
sellador del depósito de combustible de calidad aeroespacial se
extendió por las superficies de contacto de los detalles de hueso
de perro. Los dos detalles se unieron entonces a dos sujeciones de
ajuste de interferencia de 6,25 mm (0,250 pulgadas) de diámetro que
tenían una interferencia nominal de 0,0625 mm (0,0025 pulgadas).
Las sujeciones eran un vástago de Ti HST755KN y una tuerca de acero
NSA 5474. Las tuercas se apretaron a 3,7-4,3 IVm
(60-70 pulgadas-lbs). Se sometieron
a prueba cinco especímenes de la aleación de la invención y cinco
de la aleación del estándar 7055 a una tensión media de -60 MPa y
una tensión alternante de +155 MPa. El entorno de la prueba era un
ambiente de laboratorio con una humedad relativa del 35 al 52% y la
frecuencia del ensayo era de 18 Hz. Los resultados de estas pruebas
se proporcionan en la Figura 4. La línea entre los resultados de
las dos aleaciones conecta la media de la aleación de la invención y
la aleación de la comparación. La aleación de la invención tenía
una vida útil media de 211.141 ciclos en comparación con los 134.176
de la aleación del estándar 7055, un aumento que multiplica por 1,5
la vida útil o una mejora del 57%.
El segundo conjunto de juntas de transferencia
de baja carga fabricado a partir del lote W de la invención y del
lote Z de la comparación estaba compuesto por dos detalles de hueso
de perro con una anchura en la sección reducida de 31,7 mm y un
grosor de 6,35 mm. La longitud de la sección reducida era de 76,2
mm mientras que la longitud total del espécimen (es decir,
incluyendo los extremos de agarre) era de 355 mm. El paso del
orificio de la sujeción era de 31,75 mm. El resto de los detalles
del montaje y la fabricación era esencialmente igual al del
Conjunto 1 excepto por las sujeciones. En el Conjunto 2, las
sujeciones eran un vástago de acero HL19B y un collar de aluminio
HL70. Se sometieron a prueba siete especímenes de la aleación de la
invención y siete de la aleación del estándar 7055 a una tensión
media de +102,4 MPa y una tensión alternante de \pm83,8 MPa. El
entorno de la prueba era un ambiente de humedad elevada con una
humedad relativa que superaba el 90% y la frecuencia del ensayo era
de 11 Hz. Los resultados de estas pruebas se proporcionan en la
Figura 5. La aleación de la invención tenía una vida útil media de
551.701 ciclos en comparación con los 210.824 para la aleación del
estándar 7055, un aumento que multiplica por 2,6 la vida útil o una
mejora del 162%.
El tercer conjunto de juntas de transferencia de
baja carga fabricado a partir del lote X de la invención y del lote
Z de la comparación tenían las mismas dimensiones que el segundo
conjunto y su fabricación y montaje eran esencialmente iguales a los
Conjuntos 1 y 2, excepto por las sujeciones. En el Conjunto 3, las
sujeciones eran un vástago de Ti HST755 y una tuerca de aluminio
KFN 587. Se sometieron a prueba cuatro especímenes de la aleación
de la invención y seis de la aleación del estándar 7055 a una
tensión media de -60 MPa y una tensión alternante de +155 MPa. El
entorno de la prueba era un ambiente de humedad elevada con una
humedad relativa que superaba el 90% y la frecuencia del ensayo era
de 18 Hz. Los resultados de estos ensayos se proporcionan en la
Figura 6. La aleación de la invención tenía una vida útil media de
445.866 ciclos en comparación con los 217.572 de la aleación del
estándar 7055, un aumento que multiplica por 2 la vida útil o una
mejora del 105%.
La mejora observada en la vida de una junta de
transferencia de baja carga variaba del 57% al 162%. Los
especímenes de fatiga de juntas se utilizan en la industria
aeronáutica para estimar el rendimiento del material en juntas
estructurales típicas de aviones. En el caso de las juntas de
transferencia de baja carga, están pensadas para representar un
detalle del revestimiento del larguero de un panel del ala. Sin
embargo, los expertos en la materia opinan que la resistencia a la
fatiga dependerá del tipo de junta, del diseño de la junta, de los
detalles de fabricación y montaje, del tipo de sujeción, así como
de los parámetros de carga y del ambiente de la prueba. De ese modo,
mientras que las mejoras de fatiga observadas en la aleación de la
invención se correspondían con los diseños de juntas específicos,
el método de fabricación, el tipo de sujeción y los parámetros de
la prueba utilizados, se espera que se observen mejoras en otros
tipos de diseños de juntas aunque la vida útil y la magnitud de la
mejora puedan diferir.
Tras describir las representaciones actualmente
preferentes, debe entenderse que la invención puede por lo demás
representarse dentro del alcance de las reivindicaciones
añadidas.
Claims (8)
1. Uso de entre el 0,01% y el 0,04% de silicio
en un producto de aleación de aluminio con una resistencia mejorada
a la rotura por fatiga incluyendo, por peso,
7,6-8,4% de cinc, 2,0-2,6% de cobre,
1,8-2,3% de magnesio, 0,088-0,25% de
circonio, el equilibrio a 100 del % del peso del aluminio y las
impurezas, y donde el porcentaje de peso del hierro se mantiene en
0,01-0,09% para dejar la aleación sustancialmente
libre de partículas intermetálicas de Mg_{2}Si.
2. El uso de la reivindicación 1, donde el
producto mencionado es una placa, hoja, extrusión, forja o
fundición.
3. El uso de la reivindicación 1, donde la
aleación es sustancialmente libre de Mg_{2}Si.
4. El uso de la reivindicación 3, donde el
producto mencionado es una placa, hoja, extrusión, forja o
fundición.
5. El uso de la reivindicación 4 que es una
placa adecuada para su uso como pieza del ala superior.
6. El uso de la reivindicación 1 que se ha
sometido a un recocido de solubilización, una liberación de tensión
mediante trabajos en frío y un envejecimiento artificial.
7. El uso de la reivindicación 1, donde el
producto mejorado de la aleación es una extrusión de la aleación
con una sección transversal que incluye un grosor inferior a los
76.2 mm (3 pulgadas).
8. El uso de la reivindicación 7, donde la
extrusión de la aleación tiene mejor resistencia a la rotura por
fatiga que un producto 7055 de tamaño, forma, grosor y temple
similares.
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